(57)【要約】  パイロットノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービンにおいて、燃料通路（７２）を有するノズル本体（７１）と、ノズル本体（７１）の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路（７８）を形成すると共にノズル本体（７１）の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリング（７５）と、カバーリング（７５）の先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて燃料通路（７２）と連通する燃料噴射ノズル（８１）を有すると共に内側空気通路（７８）からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップ（８０）と、内側空気通路（７８）を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設けることで、パイロットコーン内部の冷却空気量や速度分布をコントロールすることで安定した燃焼を可能とする。
2012133774.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料通路を有するノズル本体と、
該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、
該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、
前記内側空気通路を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置と、
を備えることを特徴とするノズル。
【請求項２】
前記旋回力付与装置は、前記内側空気通路の出口に設けられるガイド部を有することを特徴とする請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記燃料噴射ノズルは、前記内側空気通路からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップに設けられ、前記ガイド部は、前記複数のノズルチップに設けられることを特徴とする請求項２に記載のノズル。
【請求項４】
前記ガイド部は、前記カバーリングにおける前記複数のノズルチップと周方向の同列にない位置に設けられることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
【請求項５】
前記カバーリングの外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで外側空気通路を形成すると共に前記燃料通路からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能なスリーブを設けることを特徴とする請求項１から４のいずれか一つに記載のノズル。
【請求項６】
高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、
を備えるガスタービン燃焼器において、
前記パイロット燃焼バーナは、
パイロットコーンと、
該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、
該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、
前記パイロットコーンは、
燃料通路を有するノズル本体と、
該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、
該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、
前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項７】
圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、
前記燃焼器は、
高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナとを有し、
前記パイロット燃焼バーナは、
パイロットコーンと、
該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、
該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、
前記パイロットコーンは、
燃料通路を有するノズル本体と、
該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、
該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、
前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、
ことを特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、拡散燃焼を行うためのノズル、このノズルを有するガスタービン燃焼器、このガスタービン燃焼器が搭載されるガスタービンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
一般的なガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガス（作動流体）を得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。【０００３】
従来のガスタービンの燃焼器は、パイロット燃焼バーナの周囲を囲むように複数のメイン燃焼バーナが配置されており、パイロット燃焼バーナにはパイロットノズルが組み込まれ、メイン燃焼バーナにはメインノズルが組み込まれており、パイロット燃焼バーナ及び複数のメイン燃焼バーナがガスタービンの内筒の内部に配置されている。【０００４】
このようなガスタービン燃焼器としては、下記特許文献１、２に記載されたものがある。この特許文献１に記載されたガスタービン燃焼器は、燃料通路を形成する本体の外側にスリーブを配置すると共に、その間にカバーリングを配置して内外に空気通路を形成し、カバーリングの先端側に燃料通路と連通する燃料噴射ノズルを有するノズルチップ７５を設けてパイロットノズルを構成したものである。また、特許文献２に記載されたガスタービン燃焼器は、燃料ノズルに、燃料や空気、またはその混合気が通って主予混合回路と共に機能する通路である拡散チップを設けたものである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００９−１６８３９７号公報
【特許文献２】特開２０１０−１５９７５７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
上述した従来のガスタービン燃焼器では、メインノズルから噴射された燃料と空気の混合気が旋回流（ホットガス）となり、パイロットノズルの先端部に再循環することで、このパイロットノズルから噴射された空気流と衝突し、燃焼して火炎が形成される。この場合、パイロットノズルから噴射された空気流は、その流量などのばらつきにより変動する。パイロットノズルからの空気流が減少すると、混合気の循環流がパイロットノズル側に多量に流入することで温度が上昇してしまい、パイロットノズルの先端部が損傷するおそれがあり、また、ＮＯｘの発生量も増加してしまう。一方、パイロットノズルからの空気量が増加してしまうと、パイロットコーン内部の速度分布が大きく変わってしまうため燃焼が不安定になる。【０００７】
本発明は、上述した課題を解決するものであり、冷却空気量や速度分布をコントロールしてノズルの焼損を防ぐと共にＮＯｘの発生量を抑制することができるノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記の目的を達成するための本発明のノズルは、燃料通路を有するノズル本体と、該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、前記内側空気通路を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置と、を備えることを特徴とするものである。【０００９】
従って、旋回力付与装置により内側空気通路を通ってカバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となり、また、ノズル近傍の温度上昇を抑制することでノズルの先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。【００１０】
本発明のノズルでは、前記旋回力付与装置は、前記内側空気通路の出口に設けられるガイド部を有することを特徴としている。【００１１】
従って、旋回力付与装置を内側空気通路の出口に設けたガイド部とすることで、カバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気を容易に旋回流とすることができる。【００１２】
本発明のノズルでは、前記燃料噴射ノズルは、前記内側空気通路からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップに設けられ、前記ガイド部は、前記複数のノズルチップに設けられることを特徴としている。【００１３】
従って、複数のノズルチップにガイド部を設けたことで、構造の簡素化を可能とすることができる。【００１４】
本発明のノズルでは、前記ガイド部は、前記カバーリングにおける前記複数のノズルチップと周方向の同列にない位置に設けられることを特徴としている。【００１５】
従って、カバーリングから噴射される空気の旋回流とノズルチップから噴射される燃料との混合を促進することができる。【００１６】
本発明のノズルでは、前記カバーリングの外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで外側空気通路を形成すると共に前記燃料通路からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能なスリーブを設けることを特徴としている。【００１７】
従って、内側空気通路を通って噴射される空気と外側空気通路を通って噴射される空気とが噴射燃料を挟み込むことで、両者の混合を促進することができるとともに、燃空比を適正値に維持することができる。【００１８】
また、本発明のガスタービン燃焼器は、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、を備えるガスタービン燃焼器において、前記パイロット燃焼バーナは、パイロットコーンと、該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、前記パイロットコーンは、燃料通路を有するノズル本体と、該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、ことを特徴とするものである。【００１９】
従って、パイロット燃焼バーナにて、旋回力付与装置により内側空気通路を通ってカバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となり、また、パイロットノズル近傍の温度上昇を抑制することでパイロットノズルの先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。【００２０】
また、本発明のガスタービンは、圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、前記燃焼器は、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナとを有し、前記パイロット燃焼バーナは、パイロットコーンと、該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、前記パイロットコーンは、燃料通路を有するノズル本体と、該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、ことを特徴とするものである。【００２１】
従って、パイロット燃焼バーナにて、旋回力付与装置により内側空気通路を通ってカバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となり、また、パイロットノズル近傍の温度上昇を抑制することでパイロットノズルの先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能としてタービン効率を向上することができる。
【発明の効果】
【００２２】
本発明のノズル、ガスタービン燃焼器、ガスタービンによれば、ノズルから噴射燃料の内側に噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置を設けるので、安定した燃焼を可能とすることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１−１】図１−１は、本発明の実施例１に係るパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがある位置での断面図である。
【図１−２】図１−２は、実施例１のパイロットノズルにおけるガイド面の作用を表す断面図である。
【図２】図２は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがない位置での断面図である。
【図３】図３は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す正面図である。
【図４】図４は、実施例１のガスタービンを表す概略構成図である。
【図５】図５は、実施例１のガスタービン燃焼器を表す概略構成図である。
【図６】図６は、実施例１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。
【図７】図７は、本発明の実施例２に係るパイロットノズルの先端部を表す概略正面図である。
【図８】図８は、本発明の実施例３に係るパイロットノズルの先端部を表す正面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
以下に添付図面を参照して、本発明に係るノズル、ガスタービン燃焼器、ガスタービンの好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではなく、また、実施例が複数ある場合には、各実施例を組み合わせて構成するものも含むものである。
【実施例１】
【００２５】
図１−１は、本発明の実施例１に係るパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがある位置での断面図、図１−２は、実施例１のパイロットノズルにおけるガイド面の作用を表す断面図、図２は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがない位置での断面図、図３は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す正面図、図４は、実施例１のガスタービンを表す概略構成図、図５は、実施例１のガスタービン燃焼器を表す概略構成図、図６は、実施例１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。【００２６】
実施例１のガスタービンは、図４に示すように、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。【００２７】
圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２０を有し、圧縮機車室２１内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet  Guide  Vane）２２が配設されると共に、複数の静翼２３と動翼２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と動翼２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。【００２８】
また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン１３にて、各動翼２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室３０側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。【００２９】
そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２１が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。【００３０】
従って、圧縮機１１の空気取入口２０から取り込まれた空気が、入口案内翼２２、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。【００３１】
上述した燃焼器１２において、図５に示すように、燃焼器外筒４１は、内部に所定間隔をあけて燃焼器内筒４２が支持され、この燃焼器内筒４２の先端部に燃焼器尾筒４３が連結されて燃焼器ケーシングが構成されている。燃焼器内筒４２は、内部の中心に位置してパイロット燃焼バーナ４４が配置されると共に、燃焼器内筒４２の内周面に周方向に沿ってパイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。また、尾筒４３はバイパス管４６が連結されており、このバイパス管４６にバイパス弁４７が設けられている。【００３２】
詳細に説明すると、図６に示すように、燃焼器外筒４１は、外筒本体５１の基端部に外筒蓋部５２が密着し、複数の締結ボルト５３により締結されて構成されており、この外筒蓋部５２に燃焼器内筒４２の基端部が嵌着され、外筒蓋部５２と燃焼器内筒４２との間に空気通路５４が形成されている。そして、燃焼器内筒４２は、内部の中心に位置してパイロット燃焼バーナ４４が配置され、その周囲に複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。【００３３】
パイロット燃焼バーナ４４は、燃焼器内筒４２に支持されたパイロットコーン５５と、パイロットコーン５５の内部に配置されたパイロットノズル５６と、パイロットノズル５６の外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）５７とから構成されている。また、メイン燃焼バーナ４５は、バーナ筒５８と、バーナ筒５８の内部に配置されたメインノズル５９と、メインノズル５９の外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）６０とから構成されている。【００３４】
また、外筒蓋部５２には、トップハット部６１が嵌合し、複数の締結ボルト６２により締結されており、このトップハット部６１に燃料ポート６３，６４が設けられている。そして、図示しないパイロット燃料ラインがパイロットノズル５６の燃料ポート６３に連結され、図示しないメイン燃焼ラインが各メインノズル５９の燃料ポート６４に連結されている。【００３５】
従って、高温・高圧の圧縮空気の空気流が空気通路５４に流れこむと、この圧縮空気が燃焼器内筒４２内に流れ込み、この燃焼器内筒４２内にて、この圧縮空気がメイン燃焼バーナ４５から噴射された燃料と混合され、予混合気の旋回流となって燃焼器尾筒４３内に流れ込む。また、圧縮空気は、パイロット燃焼バーナ４４から噴射された燃料と混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼器尾筒４３内に噴出する。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼器尾筒４３内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出することで、各メイン燃焼バーナ４５から燃焼器尾筒４３内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。即ち、パイロット燃焼バーナ４４から噴射されたパイロット燃料による拡散火炎により、メイン燃焼バーナ４５からの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。【００３６】
ここで、実施例１のパイロットノズル５６について詳細に説明する。このパイロットノズル５６の先端部において、図１−１及び図１−２乃至図３に示すように、ノズル本体７１は、中空円筒形状をなし、内部に燃料と圧縮空気との混合気（パイロット燃料）が先端側に向けて流れる燃料通路７２が形成されており、この燃料通路７２は、基端部側が燃料ポート６３（図６参照）に連通する一方、先端部側が閉塞されている。【００３７】
ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が所定隙間をあけて配置されており、ノズル本体７１とこのスリーブ７３との隙間に空気通路７４が形成され、この空気通路７４に圧縮された空気（圧縮空気）が先端側に向かって流動可能となっている。そして、この空気通路７４は、先端側に円筒形状をなすと共に、先端部側が内側に向って折曲したカバーリング７５が配置されている。【００３８】
即ち、ノズル本体７１は、円筒部７１ａと、この円筒部７１ａの先端部からその内側に向って所定角度をもって屈曲傾斜する円錐部７１ｂと、この円錐部７１ｂの先端部を閉塞する円盤部７１ｃを有している。また、カバーリング７５は、ノズル本体７１とスリーブ７３との間に位置する円筒部７５ａと、この円筒部７５ａの先端部からノズル本体７１の先端部７１ａに沿って内側に所定角度を持って屈曲傾斜する円錐部７５ｂとを有している。そして、ノズル本体７１とカバーリング７５とは、その間に周方向に所定間隔をあけて複数の内側スペーサ７６が介装されることで、所定の隙間が確保されている。また、カバーリング７５とスリーブ７３とは、その間に外側スペーサ７７が介装されることで、所定の隙間が確保されている。そのため、ノズル本体７１とスリーブ７３との間に形成された空気通路７４は、カバーリング７５により内側空気通路７８と外側空気通路７９とに分岐することとなる。【００３９】
また、カバーリング７５は、円錐部７５ｂに複数のノズルチップ８０が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて固定されている。そして、ノズル本体７１の円錐部７１ｂから各ノズルチップ８０を貫通するように複数の燃料噴射ノズル８１が貫通して設けられており、この各燃料噴射ノズル８１は、基端部が燃料通路７２に連通している。【００４０】
そのため、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけてカバーリング７５を配置することで、両者の間に内側空気通路７８を形成することができ、ノズル本体７１の前方であって、ノズル本体７１の内側に向けて空気を噴射可能となっている。また、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて複数のノズルチップ８０を装着すると共に燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル８１を装着することで、内側空気通路７８からの噴射空気の外側に向けて燃料を噴射可能となっている。更に、カバーリング７５の外周部の外側に所定隙間をあけてスリーブ７３を配置することで、外側空気通路７９を形成することができ、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能となっている。【００４１】
また、このパイロットノズル５６は、内側空気通路７８を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置が設けられている。実施例１では、この旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられるガイド部とし、このガイド部を、複数のノズルチップ８０に設けられたガイド面８２としている。【００４２】
即ち、ノズルチップ８０は、カバーリング７５における円錐部７５ｂに周方向に均等間隔をあけて複数固定されており、カバーリング７５の外周側に位置して燃料噴射ノズル８１が設けられている。そして、この各ノズルチップ８０は、カバーリング７５の円錐部７５ｂからノズル本体７１の中心軸線Ｃに向って延出され、先端部が内側空気通路７８の出口前方に位置しており、一端面側に湾曲したガイド面８２が形成されている。【００４３】
以下、実施例１のパイロットノズル５６並びに燃焼器１２の作用について説明する。【００４４】
パイロットノズル５６にて、図１−１及び図３に示すように、燃料噴射ノズル８１から噴射された混合気（燃料）Ｆは、図示しない種火により着火されて燃焼し、高温の燃焼ガスＦＧとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、空気通路７４を通る空気は、カバーリング７５により内側空気通路７８を通る先端冷却空気Ａ１と、外側空気通路７９を通る外側冷却空気Ａ２とに分割される。そして、先端冷却空気Ａ１は、カバーリング７５の内側に案内されるので、円錐部７５ｂにより内側に方向を変えて進行し、ノズル本体７１の円盤部７１ｃの前方に向って混合気Ｆの内側に噴射される。このとき、図１−２に示すように、内側空気通路７８から噴射された先端冷却空気Ａ１は、各ノズルチップ８０に設けられた各ガイド面８２によりノズル本体７１の中心軸線Ｃを中心とする旋回流となる。また、外側冷却空気Ａ２は、カバーリング７５の外側に案内されるので、円錐部７５ｂの外側から前方に向って混合気Ｆの外側に噴射される。【００４５】
一方、燃焼器１２にて、図６に示すように、メインノズル５９から噴射された燃料と圧縮空気との予混合気は、旋回翼６０により旋回流となることから、燃焼器内筒４２内で外周側から中央部側へ再循環し、循環流となってパイロットノズル５６の先端部側へ流れ込む。そのため、パイロットノズル５６から噴射されて旋回流となった先端冷却空気Ａ１は、メインノズル５９から噴射されて循環流となった予混合気と所定の位置で衝突する。ここで、両者が適正に混合されることで、外側に流れて火炎となり、安定した燃焼が可能となる。【００４６】
この場合、パイロットノズル５６からの先端冷却空気Ａ１が旋回流であることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となる。その結果、パイロットノズル５６近傍の温度上昇を抑制することで、パイロットノズル５６の損傷が防止されると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることが可能となる。【００４７】
このように実施例１のパイロットノズルにあっては、燃料通路７２を有するノズル本体７１と、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路７８を形成すると共にノズル本体７１の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリング７５と、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル８１を有すると共に内側空気通路７８からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップ８０と、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設けている。【００４８】
従って、旋回力付与装置により、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、温度上昇を抑制することで、パイロットノズル４５の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。【００４９】
また、実施例１のパイロットノズルでは、旋回力付与装置として、内側空気通路７８の出口にガイド面（ガイド部）８２を設けている。従って、カバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気を容易に旋回流とすることができる。【００５０】
また、実施例１のパイロットノズルでは、複数のノズルチップ８０にガイド面８２を形成している。従って、構造の簡素化、製造の容易化、低コスト化を可能とすることができる。この場合、ノズルチップ８０に形成されたガイド面８２により内側空気通路７８の通路面積を絞ることにより、噴射空気の貫通力が増加するため、空気流量を安定させることができる。また、パイロットノズル５６から空気を導入することで、逆火やノズル先端の焼損を防ぐことができる。【００５１】
また、実施例１のパイロットノズルでは、カバーリング７５の外周部の外側にスリーブ７３を所定隙間をあけて配置することで外側空気通路７９を形成し、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能としている。従って、内側空気通路７８を通って噴射される空気と外側空気通路７９を通って噴射される空気とが噴射燃料を挟み込むことで、両者の混合を促進することができるとともに、燃空費を適正値に維持することができる。【００５２】
また、実施例１のガスタービン燃焼器及びガスタービンにあっては、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒４２及び燃焼器尾筒４３と、その中央部に配置されるパイロット燃焼バーナ４４と、パイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナ４５とを備えて構成している。従って、パイロット燃焼バーナ４４にて、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、冷却空気の旋回流によりパイロットノズル近傍の温度上昇を抑制することでパイロットノズル５６の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能としてタービン効率を向上することが可能とすることができる。
【実施例２】
【００５３】
図７は、本発明の実施例２に係るパイロットノズルの先端部を表す概略正面図である。なお、本実施例のパイロットノズルの基本的な構成は、上述した実施例１とほぼ同様の構成であり、図１及び図２を用いて説明すると共に、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。【００５４】
実施例２において、図１及び図２、図７に示すように、パイロットノズル５６において、カバーリング７５は、円錐部７５ｂに複数のノズルチップ９０が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて固定されている。そして、ノズル本体７１の円錐部７１ｂから各ノズルチップ９０を貫通するように複数の燃料噴射ノズル９１が貫通して設けられており、この各燃料噴射ノズル９１は、基端部が燃料通路７２に連通している。【００５５】
そのため、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけてカバーリング７５を配置することで、両者の間に内側空気通路７８を形成することができ、ノズル本体７１の前方であって、ノズル本体７１の内側に向けて空気を噴射可能となっている。また、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて複数のノズルチップ９０を装着すると共に燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル９１を装着することで、内側空気通路７８からの噴射空気の外側に向けて燃料を噴射可能となっている。更に、カバーリング７５の外周部の外側に所定隙間をあけてスリーブ７３を配置することで、外側空気通路７９を形成することができ、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能となっている。【００５６】
また、このパイロットノズル５６は、内側空気通路７８を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置が設けられている。実施例２では、この旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられるガイド部とし、このガイド部を、複数のノズルチップ９０に設けられたガイド面９２としている。【００５７】
即ち、ノズルチップ９０は、カバーリング７５における円錐部７５ｂに周方向に均等間隔をあけて複数固定されており、カバーリング７５の外周側に位置して燃料噴射ノズル９１が設けられている。そして、この各ノズルチップ９０は、全体が翼形状をなし、カバーリング７５の円錐部７５ｂからノズル本体７１の中心軸線Ｃに向って延出され、先端部が内側空気通路７８の出口前方に位置しており、一端面側に湾曲したガイド面９２が形成されている。【００５８】
従って、パイロットノズル５６は、燃料噴射ノズル９１から噴射された混合気が燃焼し、高温の燃焼ガスＦＧとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、空気通路７４を通る空気は、カバーリング７５により内側空気通路７８を通る先端冷却空気Ａ１と、外側空気通路７９を通る外側冷却空気Ａ２とに分割される。そして、内側の先端冷却空気Ａ１は、各ノズルチップ９０に設けられた各ガイド面９２によりノズル本体７１の中心軸線Ｃを中心とする旋回流となる。そして、メインノズル５９から噴射された燃料と圧縮空気との予混合気は、中央部側へ再循環し、循環流となってパイロットノズル５６の先端部側へ流れ込む。そのため、パイロットノズル５６から噴射されて旋回流となった先端冷却空気Ａ１と、メインノズル５９から噴射されて循環流となった予混合とが所定の位置で衝突する。ここで、両者が適正に混合されることで、外側に流れて火炎となり、安定した燃焼が可能となる。【００５９】
即ち、パイロットノズル５６からの先端冷却空気Ａ１が旋回流であることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、冷却空気の旋回流によりパイロットノズル近傍の温度上昇が抑制されるため、パイロットノズル５６の損傷が防止されると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることが可能となる。【００６０】
このように実施例２のパイロットノズルにあっては、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設け、旋回力付与装置として、複数のノズルチップ９０にガイド面９２を形成している。【００６１】
従って、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が、ノズルチップ９０のガイド面９２により旋回流となることから、パイロットノズル近傍の温度上昇を抑制しパイロットノズル５６の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。
【実施例３】
【００６２】
図８は、本発明の実施例３に係るパイロットノズルの先端部を表す正面図である。なお、本実施例のパイロットノズルの基本的な構成は、上述した実施例１とほぼ同様の構成であり、図１及び図２を用いて説明すると共に、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。【００６３】
実施例３において、図１及び図２、図８に示すように、パイロットノズル５６において、カバーリング７５は、円錐部７５ｂに複数のノズルチップ９５が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて固定されている。そして、ノズル本体７１の円錐部７１ｂから各ノズルチップ９５を貫通するように複数の燃料噴射ノズル９６が貫通して設けられており、この各燃料噴射ノズル９６は、基端部が燃料通路７２に連通している。【００６４】
そのため、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけてカバーリング７５を配置することで、両者の間に内側空気通路７８を形成することができ、ノズル本体７１の前方であって、ノズル本体７１の内側に向けて空気を噴射可能となっている。また、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて複数のノズルチップ９５を装着すると共に燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル９６を装着することで、内側空気通路７８からの噴射空気の外側に向けて燃料を噴射可能となっている。更に、カバーリング７５の外周部の外側に所定隙間をあけてスリーブ７３を配置することで、外側空気通路７９を形成することができ、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能となっている。【００６５】
また、このパイロットノズル５６は、内側空気通路７８を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置が設けられている。実施例３では、この旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられるガイド部とし、このガイド部を、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と径方向に周方向の同列にない位置に設けられる複数の旋回翼９７としている。【００６６】
即ち、ノズルチップ９５は、カバーリング７５における円錐部７５ｂに周方向に均等間隔をあけて複数固定されており、カバーリング７５の外周側に位置して燃料噴射ノズル９６が設けられている。一方、旋回翼９７は、全体が翼形状をなし、カバーリング７５の円錐部７５ｂからノズル本体７１の中心軸線Ｃに向うと共に、放射方向に対して所定角度傾斜する方向に突出して固定されている。【００６７】
従って、パイロットノズル５６は、燃料噴射ノズル９５から噴射された混合気Ｆが燃焼し、高温の燃焼ガスＦＧとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、空気通路７４を通る空気は、カバーリング７５により内側空気通路７８を通る先端冷却空気Ａ１と、外側空気通路７９を通る外側冷却空気とに分割される。そして、内側の先端冷却空気Ａ１は、各旋回翼９７によりノズル本体７１の中心軸線Ｃを中心とする旋回流となる。そして、メインノズル５９から噴射された燃料と圧縮空気との予混合気は、中央部側へ再循環し、循環流となってパイロットノズル５６の先端部側へ流れ込む。そのため、パイロットノズル５６から噴射されて旋回流となった先端冷却空気Ａ１と、メインノズル５９から噴射されて循環流となった予混合気とが所定の位置で衝突する。ここで、両者が適正に混合されることで、外側に流れて火炎となり、安定した燃焼が可能となる。【００６８】
即ち、パイロットノズル５６からの先端冷却空気Ａ１が旋回流であることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。その結果、パイロットノズル５６近傍の温度上昇を抑制することで、パイロットノズル５６の損傷が防止されると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることが可能となる。【００６９】
このように実施例３のパイロットノズルにあっては、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設け、旋回力付与装置として、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と周方向の同列にない位置に複数の旋回翼９７を設けている。【００７０】
従って、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が、各旋回翼９７により旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、温度上昇を抑制することでパイロットノズル５６の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。また、ノズルチップ９５と旋回翼９７が径方向に対向しないことから、カバーリング７５から噴射される空気の旋回流とノズルチップ９５から噴射される燃料との混合を促進することができる。【００７１】
なお、この実施例３にて、旋回力付与装置として、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と周方向の同列にない位置に複数の旋回翼９７を設けたが、設ける位置はここに限るものではなく、ノズルチップ９５と干渉したり、噴射燃料に悪影響を与えないようにすれば、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と径方向に対向する位置に複数の旋回翼９７を設けてもよい。【００７２】
また、上述した各実施例では、旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられたノズルチップ８０，９０に設けられるガイド面８２，９２や旋回翼９７としたが、その装着位置は、内側空気通路７８の出口に限るものではなく、内側空気通路７８の内部にガイド部などを設けてもよいものである。また、ノズルチップ８０，９０、ガイド面８２，９２、旋回翼９７の形状も各実施例に限定されるものではなく、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与することができれば、どのような形状であってもよいものである。【００７３】
また、上述した各実施例では、燃料噴射ノズル８１，９１，９６をノズルチップ８０，９０，９５に設け、このノズルチップ８０，９０，９５にガイド面８２，９２を設けたが、この構成に限定されるものではない。例えば、ノズル本体７１に燃料噴射ノズルとガイド面を設けてもよい。
【符号の説明】
【００７４】
１１  圧縮機
１２  燃焼器
１３  タービン
４１  燃焼器外筒
４２  燃焼器内筒（燃焼筒）
４３  燃焼器尾筒
４４  パイロット燃焼バーナ
４５  メイン燃焼バーナ
５５  パイロットコーン
５６  パイロットノズル（ノズル）
５７  旋回翼
７１  ノズル本体
７２  燃料通路
７３  スリーブ
７５  カバーリング
７８  内側空気通路
７９  外側空気通路
８０，９０，９５  ノズルチップ
８１，９１，９６  燃料噴射ノズル
８２，９２  ガイド面（旋回力付与装置、ガイド部）
９７  旋回翼（旋回力付与装置、ガイド部）
【図１−１】
2012133774.tif 000003
【図１−２】
2012133774.tif 000004
【図２】
2012133774.tif 000005
【図３】
2012133774.tif 000006
【図４】
2012133774.tif 000007
【図５】
2012133774.tif 000008
【図６】
2012133774.tif 000009
【図７】
2012133774.tif 000010
【図８】
2012133774.tif 000011
【手続補正書】
【提出日】平成26年3月25日(2014.3.25)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料通路を有するノズル本体と、
該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、
該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、
前記内側空気通路を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置と、
を備え、
前記旋回力付与装置は、前記内側空気通路の出口に設けられるガイド部を有し、
前記燃料噴射ノズルは、前記内側空気通路からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップに設けられ、前記ガイド部は、前記複数のノズルチップの一端面側に湾曲して設けられる、
ことを特徴とするノズル。
【請求項２】
前記ガイド部は、前記カバーリングにおける前記複数のノズルチップと周方向の同列にない位置に設けられることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記カバーリングの外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで外側空気通路を形成すると共に前記燃料通路からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能なスリーブを設けることを特徴とする請求項１または２に記載のノズル。
【請求項４】
高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、
を備えるガスタービン燃焼器において、
前記パイロット燃焼バーナは、
パイロットコーンと、
該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、
該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、
前記パイロットノズルは、請求項１から３のいずれか一つのノズルを有する、
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項５】
圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、
前記燃焼器は、請求項４のガスタービン燃焼器を有する、
ことを特徴とするガスタービン。
【国際調査報告】
2012133774.tif 000012
2012133774.tif 000013
2012133774.tif 000014
2012133774.tif 000015