(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼器ライナ内に形成される燃焼室を、燃焼器ライナ頭部側の第１段燃焼領域と、この第１段燃焼領域の後流側の第２段燃焼領域とに区分けし、上記第１段燃焼領域にパイロット用燃料を噴射するパイロット用燃料供給部と、第２段燃焼領域に燃料希薄状態で予混合されたメイン用燃料を噴射するメイン用燃料供給部とをそれぞれ備え、上記パイロット用燃料供給部はパイロット用燃料を噴射するパイロット用燃料ノズルを、第１パイロット用燃料を噴射する第１パイロット用燃料ノズルと、第１パイロット用燃料ノズルが噴射する第１パイロット用燃料種に応じて液体燃料，気体燃料，空気のいずれかを選択的に噴射する第２パイロット用ノズルと、第３パイロット用燃料を噴射する第３パイロット用燃料ノズルのそれぞれに区画する一方、上記メイン用燃料供給部はメイン用燃料を噴射する複数のメイン用燃料ノズルと、これらメイン用燃料ノズル毎に臨みメイン用燃料に空気を加えて燃料希薄状態にする予混合ダクトとをそれぞれ備えるとともに、上記メイン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のいずれかを選択的に供給する燃料通路を備えたガスタービン燃焼器において、上記メイン用燃料供給部は、上記メイン用燃料ノズルの燃料噴射口から延設する燃料吹出し口を設け、この燃料吹出し口に斜路を形成する案内壁と、この斜路の頭部から下流側に向って形成する平坦状の噴霧部とで構成した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】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン燃焼器に係り、特に燃焼室に燃料を噴射する燃料供給部が液体燃料，気体燃料いずれの燃料種にも適用でき、また液体燃料，気体燃料を同時に併用でき、これら燃料種を選択することによりガスタービン排ガス中のＮＯｘ濃度を少なくするガスタービン燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンプラントやコンバインドサイクル発電プラントには、空気圧縮機とガスタービンとの間に複数個のガスタービン燃焼器が組み込まれており、ガスタービン燃焼器で生成された燃焼ガスをガスタービンに案内し、ガスタービンを駆動させるようになっている。
【０００３】
近年、ガスタービンプラントやコンバインドサイクル発電プラントは、タービン熱効率を向上させるためガスタービン燃焼器の燃焼ガスの高温化（ガスタービン入口温度の高温化）が図られているが、燃焼ガスの高温化に伴ってガスタービン排ガス中のＮＯｘ濃度も高くなり、環境に与える影響が大きいため、現在、ガスタービン排ガス中のＮＯｘ濃度低減化を図る技術が模索されている。
【０００４】
ガスタービン燃焼器のＮＯｘ発生の主要因は、ガスタービン燃焼器内における燃焼ガスの局所的な高温化が挙げられ、ＮＯｘ発生量はガスタービン燃焼器の燃焼ガス温度に依存している。ＮＯｘは、ガスタービン燃焼器内で燃料と空気とが拡散混合して燃焼する中で、燃料と空気とが燃空比１に近い状態のときに高温拡散燃焼する場合、多量に発生する。
【０００５】
従来、ガスタービン燃焼器内で発生するＮＯｘを低く抑える方法には、燃料に予め空気を加えて燃料希薄状態にして燃焼させる希薄予混合燃焼方式や燃焼ガス中に水や蒸気を投入する水・蒸気噴射燃焼方式が既に提案されている。
【０００６】
希薄予混合燃焼域を適用するガスタービン燃焼器は、燃焼室の頭部側を第１段燃焼領域に、その頭部の下流側を第２段燃焼領域にそれぞれ区分けし、第１段燃焼領域に比較的少量の燃料を噴射し、高温の燃焼ガスを生成させ、この燃焼ガスを火炎（火種）にして第２段燃焼領域に多量の希薄予混合燃料を噴射し、局所的高温の燃焼ガスの発生を防止することによりＮＯｘの発生を低く抑えていた。この場合、第１段燃焼領域に液体燃料を噴射するパイロット用燃料供給部は、パイロット用燃料ノズルを同芯的に取り囲み液体燃料を微粒化させる燃焼用空気ノズルを備え、燃焼用空気ノズルにより微燃化した液体燃料を拡散燃焼させていた。また、第２段燃焼領域に液体燃料を噴射するメイン用燃料供給部は、メイン用燃料ノズルと予混合ダクトとをそれぞれ備え、予混合ダクトでメイン用燃料ノズルから噴射する液体燃料に空気を加えて燃料希薄状態の予混合燃料にし、ガスタービン駆動用の燃焼ガスを生成していた。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
最近のガスタービンプラントやコンバインドサイクル発電プラントにおいては、タービン熱効率をさらに飛躍的に向上させるため、ガスタービン燃焼器での燃焼ガスの高温化が図られているが、燃焼ガスの高温化に伴ってより一層の発生濃度の低いＮＯｘが求められている。ＮＯｘの発生濃度をより一層低くするためには、パイロット用燃料供給部から第１段燃焼領域に噴射する液体燃料の使用量を従来よりも少なくし、残りの全てをメイン用燃料供給部から第２段燃焼領域に噴射する希薄液体燃料で燃焼ガスを生成することが必要になってきている。
【０００８】
しかし、従来の希薄予混合燃焼方式では、パイロット用燃料供給部から第１段燃焼領域に噴射する液体燃料を従来以上に減らすと、メイン用燃料供給部から第２段燃焼領域に噴射する希薄液体燃料で燃焼ガスを生成する中で、液体燃料の吹き消えの問題があった。このためパイロット用燃料供給部から第１段燃焼領域に噴射する液体燃料を減らすことに限界があり、希薄予混合燃焼方式によるＮＯｘ濃度発生量を従来よりもより低く抑えるガスタービン燃焼器の出現に困難を来している。
【０００９】
本発明は、このような事情に基づいてなされたもので、第１段燃焼領域に噴射するパイロット用燃料供給部からの液体燃料を、気体燃料にも自由に切り換えることができるようにする一方、第２段燃焼領域に噴射するメイン用燃料供給部からの液体燃料を、気体燃料にも自由に切り換えることができるようにしてＮＯｘ発生濃度を従来よりも低くするガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
【００１０】
本発明の他の目的は、第１段燃焼領域に噴射するパイロット用燃料供給部からの液体燃料に、気体燃料も同時に併用できるガスタービン燃焼器を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記目的を達成するために、請求項１に記載したように、燃焼器ライナ内に形成される燃焼室を、燃焼器ライナ頭部側の第１段燃焼領域と、この第１段燃焼領域の後流側の第２段燃焼領域とに区分けし、上記第１段燃焼領域にパイロット用燃料を噴射するパイロット用燃料供給部と、第２段燃焼領域に燃料希薄状態で予混合されたメイン用燃料を噴射するメイン用燃料供給部とをそれぞれ備え、上記パイロット用燃料供給部はパイロット用燃料を噴射するパイロット用燃料ノズルを、第１パイロット用燃料を噴射する第１パイロット用燃料ノズルと、第１パイロット用燃料ノズルが噴射する第１パイロット用燃料種に応じて液体燃料，気体燃料，空気のいずれかを選択的に噴射する第２パイロット用ノズルと、第３パイロット用燃料を噴射する第３パイロット用燃料ノズルのそれぞれに区画する一方、上記メイン用燃料供給部はメイン用燃料を噴射する複数のメイン用燃料ノズルと、これらメイン用燃料ノズル毎に臨みメイン用燃料に空気を加えて燃料希薄状態にする予混合ダクトとをそれぞれ備えるとともに、上記メイン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のいずれかを選択的に供給する燃料通路を備えたガスタービン燃焼器において、上記メイン用燃料供給部は、上記メイン用燃料ノズルの燃料噴射口から延設する燃料吹出し口を設け、この燃料吹出し口に斜路を形成する案内壁と、この斜路の頭部から下流側に向って形成する平坦状の噴霧部とで構成したものである。
【００２３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービン燃焼器の一実施形態を図面を参照して説明する。
【００２４】
図１は、本発明に係るガスタービン燃焼器の一部切欠概略断面図である。
【００２５】
符号１で示すガスタービン燃焼器は、全体として長筒状に形成され、ガスタービンプラントの空気圧縮機とガスタービンとの間に例えば６個，８個…と複数個設置されている。
【００２６】
ガスタービン燃焼器１は、燃焼器外筒２内に筒状の燃焼器ライナ３を収容し、燃焼器ライナ３により燃焼室６を内部に形成する構造になっている。また、燃焼器ライナ３には、燃焼器外筒２との間に空気通路５を形成するフロースリーブ７が設けられており、このフロースリーブにより空気圧縮（図示せず）の圧縮空気を燃焼室６の頭部側に燃焼用として、また燃焼室６の途中で燃焼ガス温度の希釈用として案内するようになっている。
【００２７】
燃焼器ライナ３により形成される燃焼室６は、その頭部側を横置きの釣鐘状に形成するとともに、その下流側に向って漸次拡開して円筒状の室にし、下流側をトランジションピース（図示せず）に接続されている。また、燃焼室６は、その頭部側を第１段燃焼領域６ａに、この第１段燃焼領域６ａに隣接する後流側を第２段燃焼領域６ｂにそれぞれ区分けされている。
【００２８】
燃焼器ライナ３の頭部側には、第１段燃焼領域６ａにパイロット用燃料Ａを噴射するパイロット用燃料供給部８が設けられ、このパイロット用燃料供給部８はパイロット用燃料供給手段としてのパイロット用燃料ノズル９が設置されている。また、パイロット用燃料ノズル９の外側には第２段燃焼領域６ｂにメイン用燃料Ｂを噴射するメイン用燃料供給部１０が設けられている。このメイン用燃料供給部１０は、メイン用燃料供給手段としてのメイン用燃料ノズル１１と予混合ダクト１２を備える構成になっている。パイロット用燃料ノズル９とメイン用燃料ノズル１１とは、燃焼器外筒２の開口部を覆うヘッドプレート１３に設置されている。このヘッドプレート１３は、段階状に凹設され、各段部に複数のメイン用燃料ノズル１１を設置し、複数のメイン用燃料ノズル１１をパイロット燃料ノズル９に接近させる集中化が図られている。
【００２９】
パイロット用燃料ノズル９は、中央に例えば軽油，灯油等のパイロット用液体燃料Ａを使用する第１パイロット用燃料ノズル１４と、第１パイロット用燃料ノズル１４を包囲構成し、第１パイロット用燃料ノズル１４が使用する燃料に応じて液体燃料，気体燃料，空気のいずれかの流体を選択的に使用する第２パイロッ用燃料ノズル１５と、第２パイロット用燃料ノズル１５を同芯状に取り囲み、例えばＬＮＧ等のパイロット用燃料Ｃを使用する第３パイロット用燃料ノズル１６と、第３パイロット用燃料ノズル１６の周辺に設けたスワラ１７とから構成され、第１段燃焼領域６ａにパイロット用燃料ＡまたはＣを旋回流として噴射させるようになっている。
【００３０】
第１パイロット用燃料ノズル１４は、図２に示すように、一端に燃料入口１８を、他端に燃料出口１９を備えて軸方向に延びる燃料通路２０と、燃料通路２０に連通する狭小通路２１と、狭小通路２１を流れるパイロット用燃料Ａに転向と同時に旋回流を与える転向・旋回通路２２と、転向・旋回通路２２に連通して開口面積を徐々に小さくする燃料出口１９とをそれぞれ備えている。
【００３１】
第２パイロット用ノズル１５は、液体燃料，気体燃料，液体燃料微粒化用の空気のいずれの流体にも適用できるよう構成され、図示しないマニホールドから流体入口２３を介して供給される流体、例えば液体燃料微流化用の空気を案内する流体通路２４と、流体通路２４の下流側に設けられ流体の流れを通路壁周方向に沿うように旋回流を与えるリング状に構成された流体旋回器２５と、流体旋回器２５の下流側に向って流体を増速させる縮流通路２６と、縮流通路２６の下流端で増速・旋回流を伴う流体により燃料出口１９から噴射するパイロット用燃料Ａを微粒化し、第１段燃焼領域６ａに噴射させる流体出口２６ａとをそれぞれ備えている。
【００３２】
第３パイロット用燃料ノズル１６は、第２パイロット用ノズル１５の流体通路２４の外周側に設けられ、図示しない燃料供給部から燃料入口２７を介してパイロット用燃料Ｃ、例えばＬＮＧ等の気体燃料を案内する燃料通路２８と、燃料通路２８の下流側に向って段階的に開口面積を小さくする燃料縮流通路２９と、燃料縮流通路２９の下流端の斜め方向からスワラ１７に向って穿設する燃料噴射口３０とをそれぞれ備えている。
【００３３】
一方、メイン用燃料供給部１０を構成するメイン用燃料ノズル１１と予混合ダクト１２には、パイロット用燃料ノズル９の外側から順に、第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第１予混合ダクト１２ａ，第２メイン用燃料ノズル１１ｂ，第２予混合ダクト１２ｂ，第３メイン用燃料ノズル１１ｃ，第３予混合ダクト１２ｃ，第４メイン用燃料ノズル１１ｄ，第４予混合ダクトの多段状にそれぞれ区画され、各予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…をパイロット用燃料ノズル９に近付けることにより、燃焼ガスの吹き消えの防止が図られている。また、メイン用燃料供給部１０は、メイン用燃料Ｂ例えば液体燃料を燃料弁３１，燃料マニホールド３２を介して各メイン用燃料ノズル１ａ，１１ｂ，…に区画されるメイン用燃料ノズル１１に供給する第１メイン用燃料通路３３を備えている。この第１メイン用燃料通路３３には、環状の燃料ヘッダ３４がヘッドプレート１３内に設けられている。
【００３４】
燃料ヘッダ３４には、軸方向と交差する方向に沿って延びる第２メイン用燃料通路３５が設けられており、この第２メイン用燃料通路３５に燃料切換弁３６，燃料マニホールド３７を介してメイン用燃料、例えば気体燃料を、メイン用燃料Ｂに切り換えて供給することができるようになっている。
【００３５】
第１予混合ダクト１２ａ，第２予混合ダクト１２ｂ，…に区画される予混合ダクト１２は、入口側に旋回翼３８を設ける一方、途中から燃焼器ライナ３に向って転向させる絞り通路３９を形成する。この絞り通路３９は、上流側から下流側に向って開口面積を徐々に小さくする通路に形成されている。また予混合ダクト１２の燃焼器ライナ３への接続部分には、空気通路５の圧縮空気を燃焼室６内に案内する空気吹き出し口４０が設けられている。
【００３６】
第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイン用燃料ノズル１１ｂ，…に区画されるメイン用燃料ノズル１１は、図３に示すように、ヘッドプレート１３内に穿設される燃料ヘッダ３４を介して突出しリブ４１の燃料案内路４２に接続されており、燃料噴射口４３に一体的に設けられる燃料吹き出し口４４を備えている。
【００３７】
燃料吹き出し口４４は、燃料噴射口４３から噴射する例えばメイン用燃料Ｂ（液体燃料）を、極薄膜状にして流す斜路４５と、斜路４５の頂部４５ａから圧縮空気ａの押圧力によりメイン用燃料Ｂを霧化させ、霧化させたメイン用燃料Ｂの飛散中に蒸発させる噴霧部４６をそれぞれ備えている。この噴霧部４６は、表面が平坦形状になっている。
【００３８】
また、燃料吹き出し口４４には、燃料噴射口４３から噴射するメイン用燃料Ｂを、噴霧部４６に案内する案内壁４５ｂが設けられている。なお、斜路４５はメイン用燃料Ｂを極薄膜にして流す関係上、燃料噴射口４３の軸線に対し５°以上の角度にすることが好ましく、また斜路４５の頂部４５ａは圧縮空気ａの押圧力を効果的に利用するために予混合ダクト１２の入口よりもやや奥側に設置することが望ましい。
【００３９】
次に作用を説明する。
【００４０】
ガスタービン燃焼器１の運転は、ガスタービンプラントの運転に応じて制御され、燃料着火からガスタービン初負荷まで、パイロット用燃料供給部８の第１パイロット用燃料ノズル１４にパイロット用燃料Ａ、例えば液体燃料が供給される。第１パイロット用燃料ノズル１４に供給されたパイロット用燃料Ａは、図２に示すように、燃料入口１８から燃料通路２０、狭小通路２１を流れる間に増速され、転向・旋回通路２２により旋回流が与えられて転向し、転向後、燃料出口１９から噴射される。
【００４１】
一方、第２パイロット用ノズル１５は、第１パイロット用燃料ノズル１４が液体燃料を使用する場合、燃料用空気を使用するようになっている。
【００４２】
第２パイロット用ノズル１５の流体入口２３に供給される空気は、流体通路２４を経て流体旋回器２５により旋回流が与えられ、縮流通路２６により増速され、増速後、燃料出口１９から噴射される液体燃料に旋回流を与えて微粒化させ、流体出口２６ａを噴出する際、スワラ１７から旋回して噴出される圧縮空気と反応して第１段燃焼領域６ａ（図１）で拡散燃焼が行われる。
【００４３】
なお、本実施形態では、第１パイロット用燃料ノズル１４に液体燃料を使用し、第２パイロット用ノズル１５に空気を使用した場合について説明したが、第２パイロット用ノズル１５に気体燃料を供給し、第１パイロット用燃料ノズル１４の液体燃料と併用させて拡散燃焼を行ってもよい。また、第１パイロット用燃料ノズル１４に供給される液体燃料をカットし、第２パイロッ用ノズル１５に液体燃料を供給する一方、第３パイロット用燃料ノズル１６に気体燃料を供給し、これら両ノズル１５，１６を併用して拡散燃焼を行ってもよい。この場合、第３パイロット用燃料ノズル１６は、図２に示すように、燃料入口２７に気体燃料を供給し、燃料通路２８から燃料縮流通路２９に流れる際、増速させ、増速後、燃料噴射口３０から噴出するとき、スワラ１７から旋回して噴射される圧縮空気と反応し大きな旋回流が与えられる。スワラ１７から与えられる大きな旋回流により燃料噴射口３０から噴出する液体燃料は、混合旋回しながら拡散燃焼が行われる。
【００４４】
ガスタービン負荷が初負荷から上昇するに伴い、図４の破線で示すように、第１パイロット用燃料ノズル１４に供給されていたパイロット用燃料Ａ、例えば液体燃料は、全燃料使用量に対して数％まで絞り込まれ、以後、破線で示すように、一定燃料使用量として燃焼ガス生成の火種（火炎）として供給され続けられる。パイロット用燃料Ａの投入量減少に伴い、代ってメイン用燃料供給部１０のメイン用燃料ノズル１１に、メイン用燃料Ｂ、例えば液体燃料が供給される。
【００４５】
メイン用燃料供給部１０のメイン用燃料ノズル１１は、第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイン用燃料ノズル１１ｂ，第３メイン用燃料ノズル１１ｃ，第４メイン用燃料ノズル１１ｄのそれぞれに区画されており、各メイン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…の順に、図４の実線で示すように、次々と段階的にパイロット用燃料Ｂが燃料弁３１，燃料マニホールド３２，第１メイン用燃料通路３３を経て投入され、予混合燃焼ガスの吹き消えが発生しない範囲の燃料投入流としてガスタービン負荷の上昇に合せてメイン用燃料Ｂを増加させ、この増加に伴って全燃料使用量は、図４で示す実線の合計量になる。
【００４６】
メイン用燃料ノズル１１に供給されるメイン用燃料Ｂは、図３に示すように、第１メイン燃料通路３３，燃料ヘッダ３４，燃料案内路４２を経て、燃料噴射口４３から燃料吹き出し口４４に噴出する際、案内壁４５ｂに画成される斜路４５により極薄膜状にして流され、その頂部４５ａから平坦状の噴霧部４６に流れると、ここから圧縮空気ａの押圧力（剪断力）により霧化され、霧化させたメイン用燃料Ｂの飛散中に蒸発させるので、予混合ダクト１２に均質な燃料希薄状態の予混合燃料が生成される。
【００４７】
予混合ダクト１２は、各メイン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…に対応して第１予混合ダクト１２ａ，第２予混合ダクト１２ｂ，第３予混合ダクト１２ｃ，第４予混合ダクト１２ｄに区画されており、各予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…順に各メイン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…の均質な燃料希薄状態の予混合燃料が供給される。
【００４８】
各予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…に供給される均質な燃料希薄状態の予混合燃料は、旋回翼３８により旋回流が与えられ、さらに絞り通路３９により増速され、第２段燃焼領域６ｂでパイロット用燃料ノズル９の拡散燃焼ガスを火種（火炎）として燃焼せしめられる。
【００４９】
各予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…毎の絞り通路３９は、通路を転向させて燃焼器ライナ３の燃焼室６に接続されるが、パイロット用燃料ノズル９に極々近付くように形成される釣鐘状の燃焼器ライナ３の燃焼室６の頭部側に集中して設置されているので、予混合燃焼ガスの生成の際、燃焼ガスの吹き消えのおそれはない。また、絞り通路３９は、予混合燃料を増速させて予混合燃焼ガスを生成するので逆火の発生のおそれもない。したがって、燃焼室６の第２段燃焼領域６ｂ内で予混合燃料を燃焼させてもＮＯｘ濃度のほとんど少ない安定した予混合燃焼ガスを得ることができる。
【００５０】
また、予混合燃焼ガスは、比較的高温であり、燃焼器ライナ３を焼損させるおそれがある。しかし、絞り通路３９の燃焼器ライナ３への接続部周辺には、複数の空気吹き出し口４０が穿設され、圧縮空気ａを強制的にフィルム状に吹き出させているので、燃焼器ライナ３の焼損のおそれはない。
【００５１】
なお、本実施形態では、メイン用燃料供給部１０のメイン用燃料ノズル１１に液体燃料を供給し、ＮＯｘ濃度のほとんど少ない予混合燃焼ガスを得ることについて説明したが、メイン用燃料供給部１０のメイン用燃料ノズル１１には液体燃料に代えて気体燃料を供給することができるように構成されている。
【００５２】
メイン用燃料供給部１０には、図１に示すように、燃料切換弁３６から第２メイン用燃料通路３５，燃料ヘッダ３４を介してメイン用燃料ノズル１１が区画する第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイン用燃料ノズル１１ｂ，第３メイン用燃料ノズル１１ｃ，第４メイン用燃料ノズル１１ｄに、図４に示す投入順に従ってメイン用燃料Ｄ（気体燃料）が供給される。各メイン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…順に供給されたメイン用燃料Ｄは、図３に示す燃料吹き出し口４４を経て各予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…の旋回翼３８で旋回流が与えられ、絞り通路３９から第２段燃焼領域６ｂに噴射されて予混合燃焼ガスを得る。したがって、メイン用燃料供給部１０は、気体燃料も適用できる構成になっているので、液体燃料よりも一層少ないＮＯｘ濃度の予混合燃焼ガスを生成することができる。
【００５３】
図５および図６は、本発明に係るガスタービン燃焼器１の運転で発生するＮＯｘ濃度の特性およびＣＯ濃度の特性を示す実験データである。このデータから、ＮＯｘ濃度は、パイロット用燃料供給部８のパイロット用燃料ノズル９から噴射するパイロット用燃料Ａを一旦絞り込み、代ってメイン用燃料供給部１０のメイン用燃料ノズル１１から噴射するメイン用燃料Ｂを供給する前までやや高くなるが、メイン用燃料Ｂを投入後、ほぼ安定濃度になり、またＣＯ濃度もほとんど発生しないことがわかる。
【００５４】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明に係るガスタービン燃焼器は、第１段燃焼ノズルにパイロット用燃料を噴射させるパイロット用燃料ノズルを、第１パイロット用燃料ノズル，第２パイロット用燃料ノズル，第３パイロット用燃料ノズルのそれぞれに区画し、液体燃料，気体燃料のいずれの燃料種にも適用でき、燃料の多用化，併用化を図ることにより燃焼の安定性に優れた拡散燃焼を実現するとともに、第２段燃焼領域にメイン用燃料を噴射させるメイン用燃料ノズルに、液体燃料，気体燃料のいずれの燃料種にも適用できる燃料通路を設け、燃料の多用化を図る一方、燃料噴霧口に設けた燃料吹出口を、斜路と平坦状の噴霧口とで構成し、斜路を介して噴霧部に集められた燃料の厚みを薄くし、厚みを薄くした燃料に圧縮空気の押圧力で霧化させ、霧化させた燃料の飛散中に蒸発させるので、均質な燃料希薄状態の予混合燃料を生成することができ、均質な燃料希薄状態の予混合燃料の生成と相俟って、拡散燃焼でのパイロット用燃料を減らしてＮＯｘ濃度のほとんど少ない予混合燃焼を実現することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービン燃焼器の一実施形態を示す一部切欠概略断面図。
【図２】本発明に係るガスタービン燃焼器のパイロット用燃料ノズルの一部切断断面を伴う外形図。
【図３】本発明に係るガスタービン燃焼器のメイン用燃料ノズルの部分断面図。
【図４】本発明に係るガスタービン燃焼器における各燃料配分を示すグラフ。
【図５】本発明に係るガスタービン燃焼器のガスタービン負荷に対するＮＯｘ濃度を示すグラフ。
【図６】本発明に係るガスタービン燃焼器のガスタービン負荷に対するＣＯ濃度を示すグラフ。
【符号の説明】
１  ガスタービン燃焼器
２  燃焼器外筒
３  燃焼器ライナ
４  フロースリーブ
５  空気通路
６  燃焼室
６ａ  第１段燃焼領域
６ｂ  第２段燃焼領域
８  パイロット用燃料供給部
９  パイロット用燃料ノズル
１０  メイン用燃料供給部
１１  メイン用燃料ノズル
１１ａ  第１メイン用燃料ノズル
１１ｂ  第２メイン用燃料ノズル
１１ｃ  第３メイン用燃料ノズル
１１ｄ  第４メイン用燃料ノズル
１２  予混合ダクト
１２ａ  第１予混合ダクト
１２ｂ  第２予混合ダクト
１２ｃ  第３予混合ダクト
１２ｄ  第４予混合ダクト
１３  ヘッドプレート
１４  第１パイロッ用燃料ノズル
１５  第２パイロッ用燃料ノズル
１６  第３パイロッ用燃料ノズル
１７  スワラ
１８  燃料入口
１９  燃料出口
２０  燃料通路
２１  狭小通路
２２  転向・旋回通路
２３  流体入口
２４  流体通路
２５  流体旋回器
２６  縮流通路
２６ａ  流体出口
２７  燃料入口
２８  燃料通路
２９  燃料縮流通路
３０  燃料噴射口
３１  燃料弁
３２  燃料マニホールド
３３  第１メイン燃料通路
３４  燃料ヘッダ
３５  第２メイン用燃料通路
３６  切換弁
３７  燃料マニホールド
３８  旋回翼
３９  絞り通路
４０  空気吹き出し口
４１  突出しリブ
４２  燃料案内路
４３  燃料噴射口
４４  燃料吹き出し口
４５  斜路
４５ａ  頂部
４５ｂ  案内壁
４６  噴霧部
【図１】
0003673009.tif 000002
【図２】
0003673009.tif 000003
【図３】
0003673009.tif 000004
【図４】
0003673009.tif 000005
【図５】
0003673009.tif 000006
【図６】
0003673009.tif 000007