(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン燃焼器の燃焼筒の内部に形成された燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射孔が先端部に設けられ、かつ、燃料供給源から供給された前記燃料を前記燃料噴射孔に導く燃料流路が内部に形成されたガスタービン用燃焼バーナであって、
前記燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播が許容値以下になるように、前記燃料流路の半径方向外側に設けられた吸音材により前記燃料流路の流路断面積が設定されていることを特徴とするガスタービン用燃焼バーナ。
【請求項２】
ガスタービン燃焼器の燃焼筒の内部に形成された燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射孔が先端部に設けられ、かつ、燃料供給源から供給された前記燃料を前記燃料噴射孔に導く燃料流路が内部に形成されたガスタービン用燃焼バーナであって、
前記燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播が許容値以下になるように、前記燃料流路の途中に、スリットを備えた吸音材からなる仕切板またはオリフィスが設けられていることを特徴とするガスタービン用燃焼バーナ。
【請求項３】
前記燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播が許容値以下になるように、前記燃料噴射孔の孔径が設定されていることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のガスタービン用燃焼バーナ。
【請求項４】
前記燃料噴射孔が、その入口からその流路長さにおける中間点に向かって漸次縮径する縮径部と、その流路長さにおける中間点からその出口に向かって漸次拡径する拡径部とを備えていることを特徴とする請求項３に記載のガスタービン用燃焼バーナ。
【請求項５】
前記燃料噴射孔が、その入口からその流路長さにおける１／３の点に向かって延びる縮径部と、その流路長さにおける１／３の点からその流路長さにおける２／３の点に向かって延びる直線部と、その流路長さにおける２／３の点からその出口に向かって延びる拡径部とを備えていることを特徴とする請求項３に記載のガスタービン用燃焼バーナ。
【請求項６】
前記燃料噴射孔が、その入口からその流路長さにおける１／４の点に向かって延びる縮径部と、その流路長さにおける１／４の点からその流路長さにおける２／４の点に向かって延びる第１の直線部と、その流路長さにおける２／４の点からその流路長さにおける３／４の点に向かって延びる拡径部と、その流路長さにおける３／４の点からその出口に向かって延びる第２の直線部とを備えていることを特徴とする請求項３に記載のガスタービン用燃焼バーナ。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか一項に記載のガスタービン用燃焼バーナを具備してなることを特徴とするガスタービン燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン燃焼器に適用されるガスタービン用燃焼バーナに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
さて、ガスタービン燃焼器の燃焼筒の内部に形成された燃焼領域では、火炎によって圧力変動が発生し、その圧力変動がガスタービン用燃焼バーナに伝播（フィードバック）して、ガスタービン用燃焼バーナの燃料噴射孔から燃焼領域に噴射（噴出）される燃料流量が変動し、その流量変動が火炎に伝播して、圧力変動が助長されることになる。
そのため、燃焼領域における圧力変動を抑制するものとして、例えば、特許文献１に開示された音響ライナーなるものが知られている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００８−１２１９６１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、上記特許文献１に開示された音響ライナーは、燃焼領域における圧力変動を抑制し、ガスタービン用燃焼バーナに伝播する圧力変動を抑制して、ガスタービン用燃焼バーナの燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料の流量変動を抑制しようとする技術的思想に基づくものであり、燃料供給系のインピーダンス（抵抗）を大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播を小さくしようとする技術的思想に基づくものではない。また、何らかの原因で燃焼領域における圧力変動が著しく増大した場合には、例えば、上記特許文献１に開示された音響ライナーだけでは、燃焼領域における圧力変動を十分に抑制できず、燃焼領域における圧力変動が問題となることがある。
【０００５】
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、燃料供給系のインピーダンスを大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、ガスタービン用燃焼バーナの燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動を低減させることができるガスタービン用燃焼バーナ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】
【０００６】
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明の参考例に係るガスタービン用燃焼バーナは、ガスタービン燃焼器の燃焼筒の内部に形成された燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射孔が先端部に設けられ、かつ、燃料供給源から供給された前記燃料を前記燃料噴射孔に導く燃料流路が内部に形成されたガスタービン用燃焼バーナであって、前記燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播が許容値以下になるように、前記燃料を前記燃料供給源から前記燃料噴射孔に導く前記燃料供給系のインピーダンスが設定されている。
【０００７】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナは、ガスタービン燃焼器の燃焼筒の内部に形成された燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射孔が先端部に設けられ、かつ、燃料供給源から供給された前記燃料を前記燃料噴射孔に導く燃料流路が内部に形成されたガスタービン用燃焼バーナであって、前記燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播が許容値以下になるように、前記燃料噴射孔の孔径が設定されている。
【０００８】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、燃料噴射孔のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から燃料噴射孔に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
【０００９】
上記ガスタービン用燃焼バーナにおいて、前記燃料噴射孔が、その入口からその流路長さにおける中間点に向かって漸次縮径する縮径部と、その流路長さにおける中間点からその出口に向かって漸次拡径する拡径部とを備えている。
【００１０】
このようなガスタービン用燃焼バーナによれば、縮径部と拡径部との接続部に形成された絞り部（すなわち、縮径部の出口：拡径部の入口）において圧力損失が生じることになるので、燃料噴射孔のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００１１】
上記ガスタービン用燃焼バーナにおいて、前記燃料噴射孔が、その入口からその流路長さにおける１／３の点に向かって延びる縮径部と、その流路長さにおける１／３の点からその流路長さにおける２／３の点に向かって延びる直線部と、その流路長さにおける２／３の点からその出口に向かって延びる拡径部とを備えている。
【００１２】
このようなガスタービン用燃焼バーナによれば、直線部と拡径部との接続部に形成された段部（エッジ部）において圧力損失が生じることになるので、燃料噴射孔のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
また、縮径部と直線部との接続部に形成された絞り部（すなわち、縮径部の出口：直線部の入口）において圧力損失が生じることになるので、燃料噴射孔のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００１３】
上記ガスタービン用燃焼バーナにおいて、前記燃料噴射孔が、その入口からその流路長さにおける１／４の点に向かって延びる縮径部と、その流路長さにおける１／４の点からその流路長さにおける２／４の点に向かって延びる第１の直線部と、その流路長さにおける２／４の点からその流路長さにおける３／４の点に向かって延びる拡径部と、その流路長さにおける３／４の点からその出口に向かって延びる第２の直線部とを備えている。
【００１４】
このようなガスタービン用燃焼バーナによれば、第１の直線部と拡径部との接続部に形成された第１の段部（第１のエッジ部）、および拡径部と第２の直線部との接続部に形成された第２の段部（第２のエッジ部）において圧力損失が生じることになるので、燃料噴射孔のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
さらに、縮径部と第１の直線部との接続部に形成された絞り部（すなわち、縮径部の出口：第１の直線部の入口）において圧力損失が生じることになるので、燃料噴射孔のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００１５】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナは、ガスタービン燃焼器の燃焼筒の内部に形成された燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射孔が先端部に設けられ、かつ、燃料供給源から供給された前記燃料を前記燃料噴射孔に導く燃料流路が内部に形成されたガスタービン用燃焼バーナであって、前記燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播が許容値以下になるように、前記燃料流路の流路断面積が設定されている。
【００１６】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、燃料流路のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から燃料噴射孔に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
【００１７】
上記ガスタービン用燃焼バーナにおいて、前記燃料流路の半径方向外側に、吸音材が設けられている。
【００１８】
このようなガスタービン用燃焼バーナによれば、燃料流路を通過する燃料の脈動が、吸音材によって吸収されることになるので、燃料噴射孔から常に（略）一定の燃料を噴射させることができ、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００１９】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナは、ガスタービン燃焼器の燃焼筒の内部に形成された燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射孔が先端部に設けられ、かつ、燃料供給源から供給された前記燃料を前記燃料噴射孔に導く燃料流路が内部に形成されたガスタービン用燃焼バーナであって、前記燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播が許容値以下になるように、前記燃料流路の途中に、スリットを備えた仕切板またはオリフィスが設けられている。
【００２０】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、燃料流路のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から燃料噴射孔に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
【００２１】
上記ガスタービン用燃焼バーナにおいて、前記仕切板およびオリフィスが吸音材でできている。
【００２２】
このようなガスタービン用燃焼バーナによれば、燃料流路を通過する燃料の脈動が、吸音材からなる仕切板（または吸音材からなるオリフィス）によって吸収されることになるので、燃料噴射孔から常に（略）一定の燃料を噴射させることができ、燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００２３】
本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記いずれかのガスタービン用燃焼バーナを具備している。
【００２４】
本発明に係るガスタービン燃焼器によれば、燃料噴射孔から常に（略）一定の燃料が噴射されることになるので、ガスタービン用燃焼バーナの燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量が変動し、その流量変動が火炎に伝播して、圧力変動が助長されることを抑制（低減）させることができる。
【発明の効果】
【００２５】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、燃料供給系のインピーダンスを大きくして、燃焼領域から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、ガスタービン用燃焼バーナの燃料噴射孔から燃焼領域に噴射される燃料流量の変動を低減させることがという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】本発明に係るガスタービン用燃焼バーナを具備したガスタービン燃焼器の要部を示す断面図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を示す拡大図である。
【図３】垂直入射吸音率αと音響レジスタンスＲｅとの関係を示す図表である。
【図４】音響レジスタンスＲｅと燃焼配管平均流速との関係を示す図表である。
【図５】本発明の第２実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図６】本発明の第３実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図７】本発明の第４実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図８】本発明の第５実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図９】本発明の第６実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図１０】本発明の第７実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図１１】本発明の第８実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２７】
以下、本発明の第１実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナについて、図１から図４を参照しながら説明する。図１は本発明に係るガスタービン用燃焼バーナを具備したガスタービン燃焼器の要部を示す断面図、図２は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を示す拡大図、図３は垂直入射吸音率αと音響レジスタンスＲｅとの関係を示す図表、図４は音響レジスタンスＲｅと燃焼配管平均流速との関係を示す図表である。
【００２８】
図１に示すように、本発明に係るガスタービン用燃焼バーナを具備したガスタービン燃焼器（以下、「燃焼器」という。）１は、燃焼筒２を備えている。燃焼筒２は、内部に燃焼領域３を形成し、外部に圧縮空気流４と接する筒状をなしている。燃焼筒２の上流側には、複数本（本実施形態では、８本）のメイン燃焼バーナ５と、１本のパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）６とが設けられている。また、燃焼筒２の下流側に位置する壁面には、空気を導入するためのバイパス流路７が設けられている。
なお、メイン燃焼バーナ５は、周方向に沿って等間隔（４５°間隔）に設けられており、パイロット燃焼バーナ６は、メイン燃焼バーナ５の（略）中央に位置するように設けられている。
【００２９】
図２に示すように、パイロット燃焼バーナ６の先端部（下流側の端部）には、複数個の（燃料）噴射孔６ａが設けられ、パイロット燃焼バーナ６の内部には、その長手方向（軸方向）に沿って延びるとともに、パイロット燃焼バーナ６の基端部（上流側の端部）から噴射孔６ａに燃料を導く燃料通路８（図６参照）が設けられている。そして、噴射孔６ａに導かれた燃料は、噴射孔６ａから燃焼領域３に向かって噴射（噴出）され、上流側から流れてきた圧縮空気と混合されて燃料ガスとなり、燃焼領域３にて燃焼することとなる。
なお、図２中の符号９は、パイロット燃焼バーナ６がデュアル焚き（ガス・油両用）ノズルである場合に油が噴出（噴射）される噴出口である。
【００３０】
さて、本実施形態に係る噴射孔６ａの孔径は、図３および図４に示す図表を用いて決定される。具体的には、図３に示す図表を用いて垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンス（「オリフィスレジスタンス」ともいう。）Ｒｅ＝０．５を選択し、つぎに、図４に示す図表を用いてパイロット燃焼バーナ６の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなる孔径を求める。すなわち、図４に示すように、本実施形態では、φ４（４ｍｍ）以下の孔径が採用されることになる。
ここで、垂直入射吸音率は、燃焼領域３から噴射孔６ａに伝播した圧力波が、噴射孔６ａでどのくらい吸収されるのかを示す値で、その値が「１」のとき、燃焼領域３から噴射孔６ａに伝播した圧力波は、噴射孔６ａで完全に吸音され、その値が「０」のとき、燃焼領域３から噴射孔６ａに伝播した圧力波は、噴射孔６ａで完全に反射されることになる。また、垂直入射吸音率の値としては、「１」より大きいものは存在せず、必ず「１」以下となる。
【００３１】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ６によれば、噴射孔６ａのインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔６ａから燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
【００３２】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第２実施形態について、図５を参照しながら説明する。図５は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）２１は、噴射孔６ａの孔径を小さくして、噴射孔６ａのインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくする代わりに、その内部に設けられた燃料通路２２の流路断面積を、上述した第１実施形態の燃料通路８（図６参照）の流路断面積よりも小さくして、燃料流路２２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくしているという点で上述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、上述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。また、図５中の符号１０は、従来と同じインピーダンスを有するようにその孔径が設定された（燃料）噴射孔である。
【００３３】
燃料通路２２の流路断面積は、第１実施形態のところで説明した手法と同様の手法を用いて決定される。すなわち、垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンスＲｅ＝０．５を選択し、つぎに、パイロット燃焼バーナ２１の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなるように決定される。
【００３４】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ２１によれば、燃料流路２２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔１０に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔１０から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
【００３５】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第３実施形態について、図６を参照しながら説明する。図６は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）３１は、噴射孔６ａの孔径を小さくして、噴射孔６ａのインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくする代わりに、その内部に設けられた燃料通路８の途中（より詳しくは、噴射孔６ａの上流側近傍に位置する燃料通路８内）に、スリット３２を備えた仕切板３３（またはオリフィス）を配置して、燃料流路２２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくしているという点で上述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、上述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。また、図６中の符号１０は、従来と同じインピーダンスを有するようにその孔径が設定された（燃料）噴射孔である。
【００３６】
スリット３２（またはオリフィスに設けられた孔）の大きさは、第１実施形態のところで説明した手法と同様の手法を用いて決定される。すなわち、垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンスＲｅ＝０．５を選択し、つぎに、パイロット燃焼バーナ３１の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなるように決定される。
【００３７】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ３１によれば、燃料流路８のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔１０に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔１０から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
【００３８】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第４実施形態について、図７を参照しながら説明する。図７は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）４１は、噴射孔６ａの孔径を小さくして、噴射孔６ａのインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくする代わりに、その内部に設けられた燃料通路４２の流路断面積を、ロックウール等の吸音材４３によって、上述した第１実施形態の燃料通路８（図６参照）の流路断面積よりも小さくして、燃料流路４２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくしているという点で上述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、上述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。また、図７中の符号１０は、従来と同じインピーダンスを有するようにその孔径が設定された（燃料）噴射孔である。
【００３９】
燃料通路４２の流路断面積は、第１実施形態のところで説明した手法と同様の手法を用いて決定される。すなわち、垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンスＲｅ＝０．５を選択し、つぎに、パイロット燃焼バーナ４１の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなるように決定される。
【００４０】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ４１によれば、燃料流路４２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔１０に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔１０から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
また、燃料流路４２を通過する燃料の脈動が、吸音材４３によって吸収されることになるので、噴射孔１０から常に（略）一定の燃料を噴射させることができ、噴射孔１０から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００４１】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第５実施形態について、図８を参照しながら説明する。図８は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）５１は、噴射孔６ａの孔径を小さくして、噴射孔６ａのインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくする代わりに、その内部に設けられた燃料通路８の途中（より詳しくは、噴射孔６ａの上流側近傍に位置する燃料通路８内）に、スリット５２を備えるとともに、ロックウール等の吸音材からなる仕切板５３（またはロックウール等の吸音材からなるオリフィス）を配置して、燃料流路８のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６ａに導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくしているという点で上述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、上述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。また、図８中の符号１０は、従来と同じインピーダンスを有するようにその孔径が設定された（燃料）噴射孔である。
【００４２】
スリット５２（またはオリフィスに設けられた孔）の大きさは、第１実施形態のところで説明した手法と同様の手法を用いて決定される。すなわち、垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンスＲｅ＝０．５を選択し、つぎに、パイロット燃焼バーナ５１の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなるように決定される。
【００４３】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ５１によれば、燃料流路８のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔１０に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔１０から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
また、燃料流路８を通過する燃料の脈動が、吸音材からなる仕切板５３（または吸音材からなるオリフィス）によって吸収されることになるので、噴射孔１０から常に（略）一定の燃料を噴射させることができ、噴射孔１０から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００４４】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第６実施形態について、図９を参照しながら説明する。図９は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。なお、図９中の破線は、上述した噴射孔６ａの輪郭を示している。
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）６１は、噴射孔６ａの代わりに噴射孔６２を備えているという点で上述した第１実施形態から第５実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態から第５実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
【００４５】
図９に示すように、噴射孔６２は、その入口からその流路長さにおける中間点に向かって漸次縮径する縮径部６２ａと、その流路長さにおける中間点からその出口に向かって漸次拡径する拡径部６２ｂとを備えている。また、噴射孔６２の孔径は、第１実施形態のところで説明した手法と同様の手法を用いて決定される。すなわち、垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンスＲｅ＝０．５を選択し、つぎに、パイロット燃焼バーナ６１の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなるように決定される。
【００４６】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ６１によれば、噴射孔６２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔６２に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔６２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
また、縮径部６２ａと拡径部６２ｂとの接続部に形成された絞り部（すなわち、縮径部６２ａの出口：拡径部６２ｂの入口）において圧力損失が生じることになるので、噴射孔６２のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、噴射孔６２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００４７】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第７実施形態について、図１０を参照しながら説明する。図１０は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。なお、図１０中の破線は、上述した噴射孔６ａの輪郭を示している。
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）７１は、噴射孔６ａの代わりに噴射孔７２を備えているという点で上述した第１実施形態から第５実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態から第５実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
【００４８】
図１０に示すように、噴射孔７２は、その入口からその流路長さにおける１／３の点に向かって延びる縮径部７２ａと、その流路長さにおける１／３の点からその流路長さにおける２／３の点に向かって延びる直線部（絞り部）７２ｂと、その流路長さにおける２／３の点からその出口に向かって延びる拡径部７２ｃとを備えている。縮径部７２ａは、噴射孔７２の入口から噴射孔７２の流路長さにおける１／３の点に向かってその流路断面積が漸次縮径する部分であり、直線部７２ｂは、噴射孔７２の流路長さにおける１／３の点から噴射孔７２の流路長さにおける２／３の点に向かって一定の流路断面積を有する部分である。拡径部７２ｃは、直線部７２ｂの流路断面積よりも大きい流路断面積を有しており、噴射孔７２の流路長さにおける２／３の点から噴射孔７２の出口に向かってその流路断面積が一定になるように形成された部分である。また、噴射孔７２の孔径は、第１実施形態のところで説明した手法と同様の手法を用いて決定される。すなわち、垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンスＲｅ＝０．５を選択し、つぎに、パイロット燃焼バーナ７１の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなるように決定される。
【００４９】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ７１によれば、噴射孔７２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔７２に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔７２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
また、直線部７２ｂと拡径部７２ｃとの接続部に形成された段部（エッジ部）において圧力損失が生じることになるので、噴射孔７２のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、噴射孔７２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
縮径部７２ａと直線部７２ｂとの接続部に形成された絞り部（すなわち、縮径部７２ａの出口：直線部７２ｂの入口）において圧力損失が生じることになるので、噴射孔７２のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、噴射孔７２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００５０】
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第８実施形態について、図１１を参照しながら説明する。図１１は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。なお、図１１中の破線は、上述した噴射孔６ａの輪郭を示している。
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）８１は、噴射孔６ａの代わりに噴射孔８２を備えているという点で上述した第１実施形態から第５実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態から第５実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
【００５１】
図１１に示すように、噴射孔８２は、その入口からその流路長さにおける１／４の点に向かって延びる縮径部８２ａと、その流路長さにおける１／４の点からその流路長さにおける２／４の点に向かって延びる第１の直線部（絞り部）８２ｂと、その流路長さにおける２／４の点からその流路長さにおける３／４の点に向かって延びる拡径部８２ｃと、その流路長さにおける３／４の点からその出口に向かって延びる第２の直線部（絞り部）８２ｄとを備えている。縮径部８２ａは、噴射孔８２の入口から噴射孔８２の流路長さにおける１／４の点に向かってその流路断面積が漸次縮径する部分であり、第１の直線部８２ｂは、噴射孔８２の流路長さにおける１／４の点から噴射孔８２の流路長さにおける２／４の点に向かって一定の流路断面積を有する部分である。拡径部８２ｃは、第１の直線部８２ｂの流路断面積よりも大きい流路断面積を有しており、噴射孔８２の流路長さにおける２／４の点から噴射孔８２の流路長さにおける３／４の点に向かってその流路断面積が一定になるように形成された部分である。第２の直線部８２ｄは、第１の直線部８２ｂと同じ流路断面積を有しており、噴射孔８２の流路長さにおける３／４の点から噴射孔８２の出口に向かってその流路断面積が一定になるように形成された部分である。また、噴射孔８２の孔径は、第１実施形態のところで説明した手法と同様の手法を用いて決定される。すなわち、垂直入射吸音率αがおおよそ０．９となる音響レジスタンスＲｅ＝０．５を選択し、つぎに、パイロット燃焼バーナ８１の内部に設けられた燃料通路（燃焼配管）を流れる燃料の定格流速（平均流速）に対する音響レジスタンスＲｅが０．５よりも大きくなるように決定される。
【００５２】
本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ８１によれば、噴射孔８２のインピーダンス（すなわち、燃料を燃料供給源から噴射孔８２に導く燃料供給系のインピーダンス）を大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播を極力小さくすることができ、これにより、噴射孔８２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動を低減させることができる。
また、第１の直線部８２ｂと拡径部８２ｃとの接続部に形成された第１の段部（第１のエッジ部）、および拡径部８２ｃと第２の直線部８２ｄとの接続部に形成された第２の段部（第２のエッジ部）において圧力損失が生じることになるので、噴射孔８２のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、噴射孔８２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
さらに、縮径部８２ａと第１の直線部８２ｂとの接続部に形成された絞り部（すなわち、縮径部８２ａの出口：第１の直線部８２ｂの入口）において圧力損失が生じることになるので、噴射孔８２のインピーダンスをさらに大きくして、燃焼領域３から燃料供給系への圧力変動の伝播をさらに小さくすることができ、これにより、噴射孔８２から燃焼領域３に噴射される燃料流量の変動をさらに低減させることができる。
【００５３】
なお、本発明は上述した実施形態のものに限定されるものではなく、例えば、上述した実施形態を適宜必要に応じて組み合わせて実施したり、変更あるいは変形して実施することもできる。
また、本発明はパイロット燃焼バーナ６のみに適用され得るものではなく、メイン燃焼バーナ５にも適用可能である。
【００５４】
さらに、第６実施形態のところで説明した縮径部６２ａ、拡径部６２ｂ、第７実施形態のところで説明した縮径部７２ａ、直線部７２ｂ、拡径部７２ｃ、第８実施形態のところで説明した縮径部８２ａ、第１の直線部８２ｂ、拡径部８２ｃ、第２の直線部８２ｄの流路長さは、上述した実施形態のものに限定されるものではなく、適宜必要に応じて変更可能である。
【符号の説明】
【００５５】
１    ガスタービン燃焼器
２    燃焼筒
３    燃焼領域
６    パイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）
６ａ  燃料噴射孔
８    燃料流路
１０    燃料噴射孔
２１    ガスタービン用燃焼バーナ
２２    燃料流路
３１    ガスタービン用燃焼バーナ
３２    スリット
３３    仕切板
４１    ガスタービン用燃焼バーナ
４２    燃料流路
４３    吸音材
５１    ガスタービン用燃焼バーナ
５２    スリット
５３    仕切板
６１    ガスタービン用燃焼バーナ
６２    燃料噴射孔
６２ａ  縮径部
６２ｂ  拡径部
７１    ガスタービン用燃焼バーナ
７２    燃料噴射孔
７２ａ  縮径部
７２ｂ  直線部
７２ｃ  拡径部
８１    ガスタービン用燃焼バーナ
８２    燃料噴射孔
８２ａ  縮径部
８２ｂ  第１の直線部
８２ｃ  拡径部
８２ｄ  第２の直線部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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