(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１個の燃焼室を備えたガスタービン用バーナー装置（１０８）であって、
中央に配置される１つのパイロットバーナー（１０６）と、
前記パイロットバーナーを取り囲んでいる複数のメインバーナー（１０７）と、を備え、
前記メインバーナー（１０７）のそれぞれが、液体燃料用の１つの燃料通路（１６）を有する１つのランス部（１４）を中央に内設した円筒状の１つのハウジング（１２）を含み、前記ランス部（１４）が複数の旋回羽根（１７）を介して前記ハウジング（１２）で支持され、前記燃焼室の方向に１つのキャップ（１３）が前記ランス部（１４）に設けられ、
複数個の液体燃料ノズルが前記キャップ（１３）内において前記燃料通路（１６）と連通している、前記バーナー装置において、
前記複数個の液体燃料ノズルがフルジェットノズル（１）として構成され、該複数個のフルジェットノズル（１）が長さ（３２）と直径（３３）とを有し、前記長さ（３２）と前記直径（３３）との比率が少なくとも１．５であり、
前記複数個のメインバーナー（１０７）の少なくとも１個において、前記複数のフルジェットノズル（１）が前記キャップ（１３）のまわりに延びている少なくとも１個の周線（１１）に沿って配置されており、
前記複数のメインバーナー（１０７）の少なくとも１個において、前記キャップ（１３）の前記パイロットバーナー（１０６）側には、前記キャップ（１３）の前記パイロットバーナー（１０６）とは逆の側よりも多くのフルジェットノズル（１）が配置されていることを特徴とするバーナー装置。
【請求項２】
少なくとも１個の燃焼室を備えたガスタービン用バーナー装置（１０８）であって、
中央に配置される１つのパイロットバーナー（１０６）と、
前記パイロットバーナーを取り囲んでいる複数のメインバーナー（１０７）と、を備え、
前記メインバーナー（１０７）のそれぞれが、液体燃料用の１つの燃料通路（１６）を有する１つのランス部（１４）を中央に内設した円筒状の１つのハウジング（１２）を含み、前記ランス部（１４）が複数の旋回羽根（１７）を介して前記ハウジング（１２）で支持され、前記燃焼室の方向に１つのキャップ（１３）が前記ランス部（１４）に設けられ、
複数個の液体燃料ノズルが前記キャップ（１３）内において前記燃料通路（１６）と連通している、前記バーナー装置において、
前記複数個の液体燃料ノズルがフルジェットノズル（１）として構成され、該複数個のフルジェットノズル（１）が長さ（３２）と直径（３３）とを有し、前記長さ（３２）と前記直径（３３）との比率が少なくとも１．５であり、
前記複数個のメインバーナー（１０７）の少なくとも１個において、前記複数のフルジェットノズル（１）が前記キャップ（１３）のまわりに延びている少なくとも１個の周線（１１）に沿って配置されており、
前記複数のフルジェットノズル（１）の個数密度が前記少なくとも１個の周線（１１）に沿って周方向（２２）に変化していることを特徴とするバーナー装置。
【請求項３】
前記キャップ（１３）が１つの中心軸線（１８）を含み、前記複数個のフルジェットノズル（１）がそれぞれ１つの中心軸線（１９）を含み、
前記中心軸線（１９）の傾斜が前記キャップ中心軸線（１８）の方向で前記周方向（２２）に変化するように前記少なくとも１個の周線（１１）に沿って前記フルジェットノズル（１）が配置されていることを特徴とする請求項２に記載のバーナー装置。
【請求項４】
前記周線（１１）に沿って配置される前記複数のフルジェットノズル（１）の前記複数の中心軸線（１９）が交互に配向され、この場合前記中心軸線（１９）は、前記キャップ中心軸線（１８）に対し垂直に延びている態様と、これからずれて最大で２０度だけ前記キャップ中心軸線（１８）の方向に傾斜している態様とが交互になっていることを特徴とする請求項３に記載のバーナー装置。
【請求項５】
前記キャップ（１３）が１つの中心軸線（１８）を含み、前記複数個のフルジェットノズル（１）がそれぞれ１つの中心軸線（１９）を含み、
前記中心軸線（１９）が前記キャップ中心軸線（１８）に対し垂直な１つの位置を起点として前記周方向（２２）に傾斜を有するように、前記複数のフルジェットノズル（１）が少なくとも１個の周線（１１）に沿って配置されていることを特徴とする請求項２に記載のバーナー装置。
【請求項６】
前記複数のフルジェットノズル（１）が少なくとも１個の周線（１１）に沿って異なる直径（３３）を有していることを特徴とする、請求項３から５までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項７】
前記複数のフルジェットノズル（１）が少なくとも１個の周線（１１）に沿って同じ直径（３３）を有していることを特徴とする、請求項３から５までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項８】
前記複数のフルジェットノズル（１）が少なくとも２つの周線（１１）に沿って配置されていることを特徴とする、請求項３から７までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項９】
前記少なくとも２つの周線（１１）が軸線方向の異なる位置でリング状に且つ前記キャップ中心軸線（１８）に対し垂直に延びていることを特徴とする、請求項８に記載のバーナー装置。
【請求項１０】
上流側の１つの周線（１１）に沿って配置される前記複数のフルジェットノズル（１）が、下流側の１つの周線（１１）に沿って配置される前記複数のフルジェットノズル（１）よりも大きな直径（３３）を有していることを特徴とする、請求項９に記載のバーナー装置。
【請求項１１】
上流側の１つの周線（１１）に沿って配置される前記複数のフルジェットノズル（１）が、下流側の１つの周線（１１）に沿って配置される前記複数のフルジェットノズル（１）よりも小さな直径（３３）を有していることを特徴とする、請求項９に記載のバーナー装置。
【請求項１２】
前記下流側の周線（１１）に沿って配置される複数のフルジェットノズル（１）と前記上流側の周線（１１）に沿って配置される複数のフルジェットノズル（１）とが、１つの共通の流線（２７）上に配置され、空気が前記複数の旋回羽根（１７）を貫流するときに空気が前記流線（２７）に沿って旋回可能であることを特徴とする、請求項１０または１１に記載のバーナー装置。
【請求項１３】
前記下流側の周線（１１）に沿って配置される複数のフルジェットノズル（１）と前記上流側の周線（１１）に沿って配置される複数のフルジェットノズル（１）とは、空気が前記複数の旋回羽根（１７）を貫流するときに空気が旋回され、前記複数のフルジェットノズル（１）のうちのそれぞれ１個のみがこの流線上に配置されるように、互いにずらして配置されていることを特徴とする、請求項１０または１１に記載のバーナー装置。
【請求項１４】
前記下流側の周線（１１）に沿って配置される複数のフルジェットノズル（１）が、前記上流側の周線（１１）に沿って配置される複数のフルジェットノズル（１）と同じ半径方向の位置で燃料を噴射することを特徴とする、上記請求項８から１３までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項１５】
前記複数のフルジェットノズル（１）が少なくとも１つの螺旋状周線（１１）に沿って配置されていることを特徴とする、上記請求項２から５までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項１６】
前記少なくとも１つの螺旋状周線（１１）に沿って配置されている前記複数のフルジェットノズル（１）の直径（３３）が流動方向に増大するように構成されていることを特徴とする、請求項１５に記載のバーナー装置。
【請求項１７】
前記少なくとも１つの螺旋状周線（１１）に沿って配置されている前記複数のフルジェットノズル（１）の直径（３３）が流動方向とは逆の方向に増大するように構成されていることを特徴とする、請求項１５に記載のバーナー装置。
【請求項１８】
前記複数のフルジェットノズル（１）が２つの螺旋状周線（１１）に沿って配置されていることを特徴とする、上記請求項１５から１７までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項１９】
少なくとも１個の燃焼室を備えたガスタービン用バーナー装置（１０８）であって、
中央に配置される１つのパイロットバーナー（１０６）と、
前記パイロットバーナーを取り囲んでいる複数のメインバーナー（１０７）と、を備え、
前記メインバーナー（１０７）のそれぞれが、液体燃料用の１つの燃料通路（１６）を有する１つのランス部（１４）を中央に内設した円筒状の１つのハウジング（１２）を含み、前記ランス部（１４）が複数の旋回羽根（１７）を介して前記ハウジング（１２）で支持され、前記燃焼室の方向に１つのキャップ（１３）が前記ランス部（１４）に設けられ、
複数個の液体燃料ノズルが前記キャップ（１３）内において前記燃料通路（１６）と連通している、前記バーナー装置において、
前記複数個の液体燃料ノズルがフルジェットノズル（１）として構成され、該複数個のフルジェットノズル（１）が長さ（３２）と直径（３３）とを有し、前記長さ（３２）と前記直径（３３）との比率が少なくとも１．５であり、
１個の周線（１１）に沿って配置される複数のフルジェットノズル（１）が互いに複数の相互間隔を有し且つ複数の直径（３３）を有し、その順番が前記周線（１１）に沿って反復していることを特徴とするバーナー装置。
【請求項２０】
前記周線（１１）に沿って、同じ直径（３３）のそれぞれ２個のフルジェットノズル（１）の間に、より小さな直径（３３）の１個のフルジェットノズル（１）が配置されていることを特徴とする、請求項１９に記載のバーナー装置。
【請求項２１】
より小さな直径（３３）の前記フルジェットノズル（１）が同一の大直径（３３）を有する前記２個のフルジェットノズル（１）のうちの一方に近づけて配置されていることを特徴とする、請求項２０に記載のバーナー装置。
【請求項２２】
前記キャップ（１３）が１つの中心軸線（１８）を含み、
少なくとも１個の周線（１１）に沿って配置される前記複数のフルジェットノズル（１）は、該フルジェットノズル（１）により噴射される燃料が前記キャップ中心軸線（１８）のまわりに半径方向の燃料分布を生じさせるように構成され、前記燃料分布が、第１の燃料分布のリング状ゾーン（２８）と第２の燃料分布のリング状ゾーン（２９）とを含んでいることを特徴とする、請求項１９から２１までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項２３】
第１の燃料分布の前記リング状ゾーン（２８）と第２の燃料分布の前記リング状ゾーン（２９）とが互いにオーバーラップしていることを特徴とする、請求項２２に記載のバーナー装置。
【請求項２４】
第１の燃料分布の前記リング状ゾーン（２８）と第２の燃料分布の前記リング状ゾーン（２９）とが互いに離れていることを特徴とする、請求項２２に記載のバーナー装置。
【請求項２５】
前記キャップ（１３）が、円筒状部分（１３０）と、前記燃焼室の方へ円錐状に移行している部分（１４０）とを有していることを特徴とする、請求項１から２４までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項２６】
前記円錐状部分（１４０）が１０〜２０゜の円錐角を有していることを特徴とする、請求項２５に記載のバーナー装置。
【請求項２７】
前記キャップ（１３）が１つの中心軸線（１８）を含み、前記複数個のフルジェットノズル（１）がそれぞれ１つの中心軸線（１９）を含み、前記複数個のフルジェットノズル（１）は、該複数個のフルジェットノズル（１）の前記中心軸線（１９）が前記キャップ（１３）の前記中心軸線（１８）に対し９０゜の角度（２０）を有するように、前記キャップ（１３）に配置されていることを特徴とする、請求項１から２６のいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項２８】
前記キャップ（１３）が１つの中心軸線（１８）を含み、前記複数個のフルジェットノズル（１）がそれぞれ１つの中心軸線（１９）を含み、前記複数個のフルジェットノズル（１）は、該複数個のフルジェットノズル（１）の前記中心軸線（１９）が前記キャップ（１３）の前記中心軸線（１８）に対し９０゜±３０゜の角度（２０）を有するように、前記キャップ（１３）に配置されていることを特徴とする、請求項１から２６までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項２９】
前記キャップ（１３）がキャップ表面を有し、前記複数個のフルジェットノズル（１）がそれぞれ１つの中心軸線（１９）を含み、該複数個のフルジェットノズル（１）は、該複数個のフルジェットノズル（１）の前記中心軸線（１９）が前記キャップ表面に対し垂直であるように、前記キャップ（１３）に配置されていることを特徴とする、請求項１から２６までのいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項３０】
前記キャップ（１３）がキャップ表面を有し、前記複数個のフルジェットノズル（１）がそれぞれ中心軸線（１９）を含み、該複数個のフルジェットノズル（１）は、該複数個のフルジェットノズル（１）の前記中心軸線（１９）が前記キャップ表面の表面法線（２３）と−１０度ないし＋１０度の角度をなすように、前記キャップ（１３）に配置されていることを特徴とする、請求項１から２６までのいずれか１つまたは請求項２８に記載のバーナー装置。
【請求項３１】
複数のメインバーナー（１０７）のそれぞれのために、１つの直径（３３）を備えた８個ないし１２個のフルジェットノズル（１）が設けられ、前記直径（３３）が０．５５ｍｍ〜０．８ｍｍであることを特徴とする、請求項１から３０のいずれか１つに記載のバーナー装置。
【請求項３２】
０．６ｍｍ〜０．７ｍｍの直径（３３）を備えた１０個のフルジェットノズル（１）が設けられていることを特徴とする、請求項３１に記載のバーナー装置。
【請求項３３】
０．５５ｍｍ〜０．６５ｍｍの直径（３３）を備えた１２個のフルジェットノズル（１）が設けられていることを特徴とする、請求項３１に記載のバーナー装置。
【請求項３４】
０．７ｍｍ〜０．８ｍｍの直径（３３）を備えた８個のフルジェットノズル（１）が設けられていることを特徴とする、請求項３１に記載のバーナー装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、少なくとも１個の燃焼室を備えたガスタービン用バーナー装置であって、該バーナー装置が、中央に配置される１個のパイロットバーナーと、前記パイロットバーナーを取り囲んでいる複数個のメインバーナーとを備え、前記メインバーナーのそれぞれが、液体燃料用の１つの燃料通路を有する１つのランス部を中央に内設した１つの円筒状のハウジングを含み、前記ランス部が複数の旋回羽根を介して前記ハウジングで支持され、前記燃焼室の方向に１つのキャップが前記ランス部に配置され、少なくとも１個の液体燃料ノズルが前記キャップ内に好ましくは前記旋回羽根の下流側に設けられて、前記燃料通路と連通しているバーナー装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの運転中に、燃焼室には圧縮機から圧縮空気が供給される。圧縮空気は燃料、たとえばオイルまたはガスと混合され、この混合気が燃焼室内で燃焼する。高温の燃焼排ガスは最終的に作動媒体として燃焼室出口を介してタービンに供給され、そこで膨張し、冷却されて動翼に衝撃を伝え、このようにして仕事を行う。この場合、静翼は衝撃の伝達を最適化するために用いられる。
【０００３】
燃焼機械の場合、特に２種類の燃料で作動するような燃焼機械の場合、たとえば燃料であるオイルの噴射は、オイルを空気と混合する旋回発生器を介して行われる。オイルと空気の混合を良好にするため、オイルは噴射に使用されるノズル内部で旋回運動を受ける。これらのオイルノズルは圧力旋回ノズルとも呼ばれる。
【０００４】
特に２種類の燃料による機械の場合、圧力衝撃を最適にするようにオイルノズルを配置することはできない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
それ故、本発明の課題は、上記問題を解決する、冒頭で述べた様式のバーナー装置を提示することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この課題は、本発明によれば、冒頭で述べた様式のバーナー装置において、少なくとも１個の液体燃料ノズルがフルジェットノズルとして構成され、該少なくとも１個のフルジェットノズルが長さと直径とを有し、前記長さと前記直径との比率が少なくとも１．５であることによって解決される。
【０００７】
他の従属項は本発明の有利な構成を含んでいる。
【０００８】
複数のフルジェットノズルを使用することにより、燃料分布プロファイルの調整、特に半径方向の燃料分布の調整を非常に効果的に変更することができる。フルジェットノズルは、妨害性の乱流がないフルジェット流を発生させる。圧力旋回ノズルに比べてフルジェットノズルには、より高い燃料予圧がより深い侵入深さに転換されるという利点がある。圧力旋回ノズルの場合、予圧が高ければ多くのより小さな滴が形成され、これらの小さな滴の侵入深さは浅くなる。その結果、圧力旋回ノズルにおいて侵入深さを深くするには、フルジェットノズルの場合よりもかなり高い圧力が必要である。従って、フルジェットノズルを用いると、たとえばより高い燃料予圧を与えることができる高価なポンプ或いは高圧力段を備えた配管システムを回避することができる。
【０００９】
フルジェットノズルはキャップ内に延在している孔として構成することができる。
フルジェットノズルとして構成された液体燃料ノズルは、本発明によれば、直径に対し少なくとも１．５の比率の長さを有している。これにより、本発明によれば、複数の旋回羽根によって旋回せしめられた空気と最適に混合する、ノズルから流出する液体燃料流が提供される。長さと直径との少なくとも１．５の比率は、たとえば液体燃料流内での蒸気泡形成が確実に回避され、噴射流内で十分に低レベルの乱流が維持されることを保証する。また、これにより、燃料流の十分な侵入深さが保証され、且つ噴射流とそのそばを流れる空気との良好な混合とが保証される。長さと直径との比率は６ないし１４の範囲に選定すると有利である。長さと直径とのこの比率を有するフルジェットノズルによって生成される液体燃料流は、最適な侵入深さと混合特性とを有する。
【００１０】
メインバーナー（主旋回流発生器と呼ぶこともできる）にも、パイロットバーナーにも、キャップに、それぞれ少なくとも１個のこの種のフルジェットノズルを配置することができる。ランス部に設けられるキャップは、ランス部とは異なる部品であってよい。しかしキャップは複数の部品から構成されていてよく、或いは、ランス部と一体に形成されていてもよい。
【００１１】
本発明にとって重要なことは、パイロットコーンを備えた１個の中央のパイロットバーナーと該パイロットバーナーの周囲に配置される複数個のメインバーナーとからなる燃焼システムの全体的コンセプトを検討することである。基本的には、有利な半径方向の燃料分布を得るために、燃料の侵入深さはノズル直径を適合させることによって目的に応じて変化させることができる。さらに、中央のパイロットバーナーとの協働のためには、とりわけパイロットコーンに対する噴射位置の相対的なアラインメントに応じて、燃料分布および滴のサイズ分布の最適化が必要であり、このようにして有利な時間遅延を伴った燃料／空気混合気の点火設定することができる。この、侵入位置と燃料の燃焼との間の時間遅延は、燃焼室脈動を生じさせる熱音響的フィードバックの形成に関して決定的に重要である。この場合、半径方向の燃料分布プロファイル以外に、滴の局所的サイズ分布および空気／燃料比率、軸線方向の噴射位置も燃焼空気の局所的流動条件に応じて適合すべき主影響パラメータである。このように、本発明によれば、適切に構成した複数のフルジェットノズルを用いて周方向における燃料分布および滴のサイズ分布が最適化され、これにより、有利な時間遅延のもとで燃料／空気混合気の点火を達成させることができる。
【００１２】
本発明の有利な構成によれば、このキャップが１つの中心軸線を含み、少なくとも１個のフルジェットノズルが１つの中心軸線を含み、この少なくとも１個のフルジェットノズルは、該少なくとも１個のフルジェットノズルの中心軸線が該キャップの中心軸線に対し９０゜の角度を有するように、キャップに配置されている。
【００１３】
フルジェットノズルの中心軸線は該フルジェットノズルの長手方向に延びている。本発明の前記有利な構成によれば、燃料は空気の流動方向に対しほぼ横方向に噴射され、これによって特に深い侵入深さが達成される。これにより、そばを通過する空気との好ましい混合が可能になる。
【００１４】
また、キャップが１つの中心軸線を含み、少なくとも１個のフルジェットノズルが１つの中心軸線を含み、少なくとも１個のフルジェットノズルは、該少なくとも１個のフルジェットノズルの中心軸線が該キャップ中心軸線に対し９０゜±３０゜の角度を有するように、キャップに配置されているのも有利である。
【００１５】
この角度表示は、キャップ中心軸線方向での前記中心軸線の傾斜である。角度範囲は、滴のサイズ分布および燃料の噴射量がほぼ同じである場合、少なくとも１個のフルジェットノズルの中心軸線の傾斜により侵入深さの変位を調整できるように、選定されている。これにより、バーナー装置全体に対する半径方向の燃料分布プロファイルの調整が可能になり、特にパイロットバーナーに対する１個のメインバーナーの半径方向燃料分布プロファイルの調整が可能になる。
【００１６】
キャップが１つの表面を有し、少なくとも１個のフルジェットノズルが中心軸線を含み、該少なくとも１個のフルジェットノズルは、該少なくとも１個のフルジェットノズルの中心軸線がキャップ表面に対し垂直であるように、キャップに配置されていることも有利とみなすことができる。
【００１７】
本発明の上記の有利な構成により、キャップの尖端の方へ円錐状に移行している領域に対し、流動方向に対し横方向の液体燃料の噴射が可能になり、これにより、キャップのこの領域に配置されている複数のフルジェットノズルに対し、燃料の最大限の侵入深さが可能になる。
【００１８】
キャップが１つの表面を有し、少なくとも１個のフルジェットノズルが１つの中心軸線を含み、該少なくとも１個のフルジェットノズルは、該少なくとも１個のフルジェットノズルの中心軸線がキャップ表面の表面法線と−１０度〜＋１０度の角度をなすように、キャップに配置されているのも有利とみなすことができる。
【００１９】
表面法線はキャップ表面に対し垂直であり、中心軸線とキャップ表面との交点の領域に在る。このため、中心軸線は、表面法線を起点としてキャップ中心軸線の方向にも、周方向（方位角）にも傾斜させることができる。前記した、中心軸線の傾斜に対する−１０度〜＋１０度の角度範囲は、滴のサイズ分布または噴射された燃料量を変化させることなく、燃料線の大きな侵入深さを保証する。これにより、ランス部のまわりに生成される燃料分布プロファイルの調整がランス部の半径方向においても周方向においても可能になる。これによって、個々のメインバーナーの燃料分布プロファイルをバーナー装置全体に関し互いに調整することができる。
【００２０】
さらに、複数個のメインバーナーのそれぞれに、０．５５ｍｍ−０．８ｍｍの直径を備えた８個ないし１２個のフルジェットノズルが設けられていると有利である。
【００２１】
８個ないし１２個のフルジェットノズル個数が有利である。１個のメインバーナーにつき６個ないし１６個のフルジェットノズル個数も有利とみなすことができる。また、８個ないし２０個のフルジェットノズル個数も有利とみなすことができる。
【００２２】
０．６ｍｍ〜０．７ｍｍの直径を備えた複数のフルジェットノズルが設けられているのも有利とみなすことができる。
【００２３】
さらに、０．５５ｍｍ〜０．６５ｍｍの直径を備えた複数のフルジェットノズルが設けられているのが有利である。
【００２４】
本発明の他の有利な構成によれば、０．７ｍｍ〜０．８ｍｍの直径を備えた複数のフルジェットノズルが設けられている。
【００２５】
本発明の他の有利な構成によれば、複数個のメインバーナーの少なくとも１個において、複数のフルジェットノズルがキャップのまわりに延びている少なくとも１個の周線に沿って配置されている。
【００２６】
この場合、この周線は実体的なものである必要はなく、複数個のフルジェットノズルの配置を説明するために用いるにすぎない。少なくとも１個の周線はたとえば平滑に且つランス部のまわりで閉じていてよい。たとえばこの周線はリング状に且つキャップ中心軸線に対し垂直に延びていてよい。周方向におけるノズルの配置およびノズル直径を変えることにより、圧力脈動を抑止させるのに適した燃料分布プロファイルを生成させることができる。
【００２７】
本発明にとって重要なことは、パイロットコーンを備えた１つの中央のパイロットバーナーと該パイロットバーナーの周囲に配置される複数個のメインバーナーとからなる燃焼システムの全体的コンセプトを検討することである。中央のパイロットバーナーとの協働のためには、とりわけパイロットコーンに対する噴射位置の相対的なアラインメントに応じて、燃料分布および滴のサイズ分布の最適化が必要であり、このようにして有利な時間遅延を伴った燃料／空気混合気の点火を設定することができる。
【００２８】
複数個のメインバーナーの少なくとも１個において、キャップのパイロットバーナー側には、キャップのパイロットバーナーとは逆の側よりも多くのフルジェットノズルが配置されているのも有利とみなされる。
【００２９】
特に、２つの特殊なケース（パイロット流（パイロットコーン流とも呼ぶことができる）の方向での噴射位置と、これとは逆の燃焼室外壁方向を向いた噴射位置）に対して、最適な条件を設定することが肝要である。第１のケースでは、強い妨害流によって、混合気形成と噴霧メカニズムとが第２のケースの場合とは異なって推移するので、燃料分布プロファイルを設定する際にこのことを考慮する必要がある。
【００３０】
半径方向の燃料分布プロファイルが同じである場合、従って侵入深さが等しい場合、パイロットバーナーの側のフルジェットノズルの個数を増やすことによって、パイロットバーナーの方向での燃料濃度をより高くすることができる。これにより火炎位置を調整することができる。本発明による構成は１個のメインバーナーまたは複数個のメインバーナーにおいて実施することができる。たとえば、１つのパイロットバーナーのまわりに配置される複数のメインバーナーの１つおきに実施してもよい。
【００３１】
本発明の他の有利な構成によれば、複数個のフルジェットノズルの個数密度を少なくとも１個の周線に沿って周方向に変化することができる。
【００３２】
本発明の有利な他の構成の１実施態様によれば、周線はリング状に且つキャップ中心軸線に対し垂直に延びており、この場合周線に沿って配置されている複数個のフルジェットノズルはすべて同じ直径を有している。この実施態様によれば、周線に沿ったフルジェットノズルの個数密度はパイロットバーナーの側で増大している。これにより、半径方向の燃料分布プロファイルが同じであれば、パイロットバーナーの方向により高い燃料濃度を達成できる。
【００３３】
複数のフルジェットノズルの中心軸線の傾斜がキャップ中心軸線の方向において周方向に変化するように少なくとも１個の周線に沿って複数のフルジェットノズルが配置されているのも有利であるとみなされる。
【００３４】
これにより、侵入深さを周方向において変化させることができる。キャップ中心軸線方向での傾斜角は、たとえば９０度±２０度の間で選定することができ、この場合の角度の記載は、キャップ中心軸線の方向に傾斜している中心軸線とキャップ中心軸線との間の角度である。このようにして鈍角の取り付け角も可能である。前記角度範囲内で、滴サイズ分布および噴射量に関係なく、侵入深さを周方向に変化させることができる。
【００３５】
前記周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルの中心軸線を交互に配向することも有利であり、この場合複数の中心軸線は、キャップ中心軸線に対し垂直に延びている態様と、これからずれて最大で２０度だけキャップ中心軸線の方向に傾斜している態様とが交互になっている。
【００３６】
換言すれば、周線上の１つおきのフルジェットノズルの中心軸線はキャップ中心軸線に対し垂直であり、その間に配置されるフルジェットノズルの中心軸線はそれぞれキャップ中心軸線方向に傾斜している。たとえば、表面法線から流動方向においてキャップ中心軸線の方へ１０度傾斜している。
【００３７】
周線はたとえばキャップ中心軸線に対し垂直にランス部のまわりにリング状に延びていてよい。
【００３８】
さらに、少なくとも１個のフルジェットノズルの中心軸線がキャップ中心軸線に対し垂直な１つの位置を起点として周方向に傾斜を有するように、複数個のフルジェットノズルが少なくとも１個の周線に沿って配置されているのが有利である。
【００３９】
この本発明の構成により、キャップ中心軸線方向での中心軸線の傾斜の代わりに、或いは、これに加えて、周方向での傾斜（方位角）が可能になる。これにより、噴霧に関する燃料フルジェット流と旋回流との相互作用を調整することができる。その際、境界領域にわたって、半径方向の侵入深さを著しく変化することなく、滴サイズ分布を独立して広範囲に整合することができる。この、少なくとも１個のフルジェットノズルの中心軸線の方位角調整は、周線に沿って配置されるたとえばすべてのフルジェットノズルに対し同一に選定できる。しかし、中心軸線の方位傾斜角を、たとえば周長の関数として選定してもよい。本発明の１つの有利な実施態様によれば、周線はキャップ中心軸線に対し垂直にランス部のまわりにリング状に延びており、この場合複数のフルジェットノズルは周線に沿って同一直径を有している。複数のフルジェットノズルの中心軸線は交互に変化しており、この場合１つおきのフルジェットノズルの中心軸線はキャップ表面に対し垂直に延び、その間に配置されるフルジェットノズルの中心軸線は表面法線に対し２０度の方位角を有している。
【００４０】
複数のフルジェットノズルが少なくとも１個の周線に沿って異なる直径を有しているのも有利とみなすことができる。
【００４１】
直径が異なることにより、周方向での燃料の異なる侵入深さが生じる。これにより、バーナー装置全体に関し、１個のメインバーナーの半径方向の燃料分布プロファイルの適合が可能になる。
【００４２】
さらに、複数のフルジェットノズルが少なくとも１個の周線に沿って同じ直径を有しているのが有利である。
【００４３】
本発明の他の有利な構成によれば、複数のフルジェットノズルが少なくとも２個の周線に沿って配置されている。
【００４４】
複数のフルジェットノズルを少なくとも２列に配置することにより、１列配置とは著しく異なる燃料分布プロファイルが可能になる。本発明の有利な他の構成によれば、少なくとも２個の周線が軸線方向の異なる位置でリング状に且つキャップ中心軸線に対し垂直に延びている。
【００４５】
２個の周線に沿って同数または異なる個数のフルジェットノズルを配置することができる。たとえば、１個の周線につき４個ないし１０個のノズルを配置することができる。周線を少なくとも二重に配置することにより、燃料の噴霧を改善することができる。加えて、軸線方向の２つの面内に複数のフルジェットノズルを配置することにより、軸線方向の２つの位置で、そばを通過する空気の同じ流線に侵入する深さが異なるように噴射されることで、同じ周方向位置で燃料を半径方向に均一に配分することが可能になる。
【００４６】
上流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルが、下流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルよりも大きな直径を有しているのも有利であるとみなされる。
【００４７】
本発明のこの構成は、半径方向の均一な分布を達成すべき場合に有利である。
【００４８】
上流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルが、下流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルよりも小さな直径を有しているのも有利とみなされる。
【００４９】
本発明のこの構成は、半径方向の幅狭の分布を達成すべき場合に有利である。
【００５０】
さらに、下流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルと上流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルとが、１つの共通の流線上に配置され、空気が旋回羽根を貫流するときに空気が流線に沿って旋回可能であるのが有利である。
【００５１】
本発明のこの構成は、特に下流側に配置されている複数のフルジェットノズルから噴射される燃料の侵入深さが上流側に配置されている複数のフルジェットノズルから噴射される燃料の侵入深さよりも浅い場合、或いは、著しく深い場合に、半径方向の均一な燃料分布を達成させるうえで有利である。特に侵入深さがより浅ければ有利とみなされる。しかし上記構成により、半径方向に狭い燃料分布を得ることができ、この場合には、下流側に配置されている複数のフルジェットノズルから噴射される燃料は上流側に配置されている複数のフルジェットノズルから噴射される燃料と同じ半径方向位置に噴射される。なおこの半径方向位置は、時間遅延が燃焼システム内で起こらない位置での火炎が安定であるように選定される。
【００５２】
さらに、下流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルと上流側の周線に沿って配置されている複数のフルジェットノズルとは、空気が旋回羽根を貫流するときに、空気が旋回可能であり、複数のフルジェットノズルのうちのそれぞれ１個のみがこの流線に沿って配置されるように、互いにずらして配置されているのが有利である。
【００５３】
本発明のこの構成は、燃料分布プロファイルの均一な周方向分布を達成させるうえで特に有利である。燃料分布プロファイルの周方向分布は、たとえば幅狭の分布または半径方向および軸線方向の均一な分布と組み合わせることができる。特に、均一な半径方向の分布および軸線方向の分布が有利とみなされる。
【００５４】
さらに、下流側の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルが、上流側の周線に沿って配置されている複数のフルジェットノズルと同じ半径方向の位置に燃料を噴射するのが有利である。
【００５５】
この場合、半径方向位置は、時間遅延が燃焼システム内で起こらない位置での火炎が安定であるように選定される。
【００５６】
複数のフルジェットノズルは少なくとも１つの螺旋状周線に沿って配置されているのが有利である。
【００５７】
さらに、周方向、軸線方向および半径方向での燃料分布および滴サイズ分布の最適化を可能にする複数のフルジェットノズルによる、周方向および軸線方向での噴射誘導の上記バリエーションに加えて、複数のフルジェットノズルの螺旋状配置を付加することにより、時間遅延スペクトルを更に拡張することができる。
【００５８】
燃料の噴射をたとえばただ１つの螺旋状周線に沿って行い、この周線が旋回している空気流の流線に沿って延びていれば、複数のフルジェットノズルの直径が同じである場合、均一な半径方向の燃料分布プロファイルを得ることができる。
この構成は、時間遅延スペクトルが可能な限り大きくシフトしたときに周方向の交互の燃料分布が必要である場合に有利である。その際、異なる直径のフルジェットノズルを配置することにより、種々の半径方向の燃料分布プロファイルの設定が可能になる。なお、均一な半径方向のプロファイルが有利であるとみなされる。
【００５９】
少なくとも１つの螺旋状周線に沿って配置されている複数個のフルジェットノズルの直径が流動方向に増大するように構成されているのが有利である。
この構成は、軸線付近の濃度を濃縮することにより半径方向のプロファイルを均一化する必要がある場合に有利である。
【００６０】
また、少なくとも１個の螺旋状周線に沿って配置されている複数のフルジェットノズルの直径が流動方向とは逆の方向に増大するように構成されているのも有利である。
【００６１】
本発明のこの構成は、幅狭の半径方向の燃料分布が好ましい場合に有利である。
【００６２】
本発明の他の構成によれば、螺旋状周線は流線に沿って延びていない。この構成により、周方向の均一な燃料分布が可能になり、この場合周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルの直径は、所望の半径方向の燃料分布プロファイルに応じて、流動方向に増大してもよく、または減少してもよい。また、空気の旋回流と燃料フルジェット流との噴霧に関する相互作用をノズル位置に依存して調整するため、複数のフルジェットノズルの中心軸線の傾斜を、流動方向においてキャップ中心軸線のほうへ変化させることができ、および／または、周方向において螺旋状周線に沿って変化させることができる。
【００６３】
さらに、複数のフルジェットノズルが２個の螺旋状周線に沿って配置されているのが有利であるとみなされる。
【００６４】
これは、とりわけ、ノズル装置を軸線方向に可能な限り大きく分布させる必要がある場合に、短いキャップに対し有利である。二重螺旋は平行配置以外にも、非平行に延在していてもよく、これによってより均一な周方向分布を達成できる。
【００６５】
本発明の他の有利な構成によれば、燃料濃度を周方向において濃縮すべく、複数のフルジェットノズルが１つの螺旋状周線に沿って配置され、その際この螺旋状周線は部分的にオーバーラップしている。この場合、複数のフルジェットノズルの直径はすべて同じ大きさに選定されていてよい。燃料濃度を濃縮することにより、パイロットバーナーと１つのメインバーナーとの間での剪断流を強めることができる。
【００６６】
本発明の他の有利な構成によれば、１個の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルは複数の相互間隔を有し且つ複数の直径を有し、その順番がこの周線に沿って反復している。
【００６７】
前記１個の周線に沿って配置される複数個のフルジェットノズルは規則的な複数の相互間隔を有していてよく、すべて同じ直径を有していてよい。しかし、前記複数の相互間隔および／または前記複数の直径は規則的な順番で変化していてもよい。これにより半径方向の燃料分布プロファイルを補助的に調整することが可能になる。半径方向の燃料分布は、噴射と燃焼との間の時間遅延を決定するので、熱音響的安定性のうえで重要である。時間遅延は、どの燃焼室周波数を励起できるかを決定する。本発明の有利な構成の１実施態様によれば、前記１個の周線に沿った複数のフルジェットノズルの種々の直径の組合せにより、侵入深さと燃料の分布とを独立に変化させることができる。たとえば、２つのまたはそれ以上の異なる直径を規則的な順番で組み合わせることができる。複数のフルジェットノズルの直径のサイズ比率を選定することにより、複数の異なるノズル直径による燃料分布が重畳している半径方向領域を設定することができる。さらに、複数のフルジェットノズルの周方向位置、特にそれらの相互の間隔を選定することにより、重畳している度合いを調整することができる。
【００６８】
本発明の他の有利な構成によれば、第１の燃料分布のリング状ゾーンと第２の燃料分布のリング状ゾーンとを備えた燃料分布プロファイルを生成させるため、同一直径のそれぞれ２個のフルジェットノズルの間に、より小さな直径を備えた１個のフルジェットノズルが周線に沿って配置されている。
【００６９】
たとえば、有利な構成の１実施態様によれば、８個ないし１６個のフルジェットノズルをランス部上に配置することができる。前記より小さな直径のフルジェットノズルに対しては、０．５ｍｍ〜０．７ｍｍの直径を選定してよく、より大きなフルジェットノズルに対しては、０．６ｍｍ〜０．８ｍｍの直径を選定してよい。
【００７０】
本発明の他の有利な構成によれば、たとえば前記のより小さな直径の１つのフルジェットノズルがより大きな直径を有する２個のフルジェットノズルのうちの一方に近づけて配置されていることにより、前記２つのゾーンをオーバーラップすることができる。
【００７１】
少なくとも１個の周線に沿って配置される複数のフルジェットノズルが、該フルジェットノズルにより噴射される燃料がキャップ中心軸線のまわりに半径方向の燃料分布を生じさせるように構成され、その燃料分布が、第１の燃料分布のリング状ゾーンと第２の燃料分布のリング状ゾーンとを含んでいることも有利であるとみなされる。
【００７２】
有利な燃料分布は、前記間隔、前記直径、前記傾斜角および／または周線の延在態様を変化させることによって生じさせることができる。すでに上述したように、この種の燃料分布プロファイルはキャップ中心軸線に対して垂直に延びるリング状の周線を用いて生成させることができ、この周線に沿って互いに等間隔で複数のフルジェットノズルが配置され、これらフルジェットノズルの直径は交互に２つの互いに異なる大きさを有している。
【００７３】
第１の燃料分布のリング状ゾーンと第２の燃料分布のリング状ゾーンとが互いにオーバーラップしていることも有利であるとみなされる。
【００７４】
第１の燃料分布の記リング状ゾーンと第２の燃料分布のリング状ゾーンとが互いに離れていることも有利であるとみなされる。
【００７５】
次に、本発明の他の利点、構成、特徴を、添付の図面を参照していくつかの実施形態に関し詳細に説明する。なお、これら実施形態の構成は個別に有利であるが、互いに組み合わせても有利である。
【図面の簡単な説明】
【００７６】
【図１】第１実施形態による本発明のバーナー装置のメインバーナーの断面図である。
【図２】図１に図示した実施形態のキャップ１３の断面斜視図である。
【図３】第２実施形態による本発明のバーナー装置のメインバーナーの断面図である。
【図４】第３実施形態による本発明のバーナー装置のメインバーナーの断面図である。
【図５】図４に図示した実施形態を説明するグラフである。
【図６】第４実施形態による本発明のバーナー装置のメインバーナーの断面図である。
【図７】図６に図示したキャップの横断面図である。
【図８】図６に図示した実施形態を説明するグラフである。
【図９】第５実施形態による本発明のバーナー装置のメインバーナーの断面図である。
【図１０】第６実施形態による本発明のバーナー装置のメインバーナーの断面図である。
【図１１】図１０に図示したメインバーナーを用いて生成可能な半径方向の燃料分布プロファイルの横断面図である。
【図１２】本発明によるバーナー装置の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００７７】
図１は、本発明によるバーナー装置のメインバーナー１０７の領域の詳細図である。メインバーナー１０７のハウジング１２内には、ランス部のまわりに複数の旋回羽根１７が配置されている。これらの旋回羽根１７はランス部の周に沿ってハウジング１２内に配置されている。これらの旋回羽根１７により、バーナー１０７の、燃焼室に通じている部分に、圧縮空気流１５が誘導される。該空気は旋回羽根１７によって旋回運動が与えられる。ランス部は、さらに、燃料通路１６を含んでいる。バーナー１０７は、さらに、燃焼室に通じている側に、１つのキャップ１３を含んでいる。このキャップ１３はたとえばランス部と溶接またはねじ止めすることができる。複数の燃料ノズルがキャップ１３内に好ましくは旋回羽根１７の下流側に配置され、ここではオイル通路として図示されている燃料通路１６と連通している。有利には、本発明によるバーナー装置にはこのような８個のメインバーナー１０７が円形状に配置されている（図１２を参照）。この場合、これらのメインバーナー１０７はパイロットコーンを備えた１つのパイロットバーナー（図１２を参照）のまわりに配置されている。
【００７８】
従来技術で使用される従来の圧力旋回ノズルは高い圧力脈動を有する。しかし、特にベースロード運転時に大きな問題が発生する。これは本発明により解消される。
【００７９】
このため、複数の燃料ノズルが、本発明によればフルジェットノズル１として構成されている。これらノズルをフルジェットノズルとして構成することにより、またフルジェットノズルのサイズ、およびその配置によっても、燃料の侵入深さを、有利な燃料分布プロファイルが生じるように調整することができる。この場合、パラメータとして、フルジェットノズル１の直径とフルジェットノズル１の個数とを使用する。その際、燃料分布は、中央のパイロットバーナーとの協働で、燃料・空気混合気の点火が有利な時間遅延をもって行われるように調整される。燃料の噴射と燃焼との間の時間遅延は、燃焼室脈動を発生させかねない熱音響的フィードバックループを形成させるのに重要である。フルジェットノズル１は或る長さを有し、この長さと直径との比率は、良好な混合を得るために少なくとも１．５である。すなわち、これによってフルジェット流の発散は十分小さく、望ましくない滴の飛散は生じない。
【００８０】
このように、複数のフルジェットノズル１を使用することにより、燃料分布プロファイルの設定を、とりわけ半径方向の燃料分布の設定を、非常に効果的に変化させることができる。フルジェットノズル１には、圧力旋回ノズルに比べて、より高い燃料予圧がとりわけ、より深い侵入深さに転換されるという利点がある。従来技術の圧力旋回ノズルの場合、より高い予圧によって多くのより小さな滴が形成され、これらの滴の侵入深さは浅くなる。その結果、圧力旋回ノズルにおいて侵入深さを深くするには、フルジェットノズルの場合に比べてはるかに高い圧力が必要である。従って、フルジェットノズル１を用いると、たとえばより高い燃料予圧を提供しうる高価なポンプ或いは高圧力段を有する配管システムを回避することができる。
【００８１】
図２はキャップ１３の断面斜視図である。キャップ１３の中心軸線は参照符号１８で示した。キャップ１３は燃焼室側へ向う円錐形状であり、先が尖っているように構成されている。このキャップは複数の、本実施形態では４個のフルジェットノズル１を含んでいる。フルジェットノズル１はキャップ１３の外周部に配置されている。これらフルジェットノズル１の複数の中心軸線を参照符号１９で示した。フルジェットノズル１のこれらの中心軸線１９はキャップ１３の中心軸線１８に対し角度２０を有している。燃料は参照符号２６で示した流動方向に沿って燃料通路１６を通ってキャップ１３内へ進入する。その後燃料は、複数のフルジェットノズル１を通って、方向２５に複数の旋回羽根１７から来る空気流内へ噴射される。フルジェットノズル１の中心軸線１９は該フルジェットノズル１のキャップ中心軸線１８に対しほぼ垂直（９０度）に配置される。ノズル１の中心軸線１９がキャップ表面に対し垂直であってもよい。従って、流線は空気流内へ垂直に送入される。その結果非常に良好な混合が生じる。しかし、前記軸線１８に対する、または、キャップ表面に対するフルジェットノズル１の中心軸線１９の９０゜±３０゜の配置、特に９０゜±１０゜の配置も非常に有利な配置構成を生じさせる。
【００８２】
キャップ１３は、円筒状部分１３０と、燃焼室の方へ円錐状に移行している部分１４０とを含んでいる。この場合、円錐状部分１４０は１０〜２０゜の円錐角を有することができる。この構成により、キャップ尖端では流れの剥離は生じない。この場合、複数のフルジェットノズル１をキャップ１３の円錐状に移行している部分１４０上に配置することができる。これらフルジェットノズル１の位置は混合気の自己点火時間に応じて変化することができる。良好な燃料分配を達成するため、１個のキャップ１３につき有利には８個ないし１２個のフルジェットノズルが使用されると有利である（図示せず）。６個ないし１６個のフルジェットノズル１も有利である（図示せず）。これらはキャップ１３の周囲に均等に分布されている。良好な燃料分布は、排出限界値を維持し、煤形成を回避するために必要である。フルジェットノズル１はキャップ１３に設けた複数の孔として形成してもよい。混合に関して有利なのは、特に長さと直径との比率が６ないし１４であることである。フルジェットノズルの長さは参照符号３２で示している。フルジェットノズルの直径は参照符号３３で示した。有利には、フルジェットノズル１の直径は０．５５〜０．８ｍｍであり、０．５〜１ｍｍも有利である（図示せず）。
【００８３】
同様に図示していないが、特に０．７〜０．８ｍｍの直径を持った８個のノズルの組み合わせも有利であり、或いは、０．６〜０．７ｍｍの直径を持った１０個のノズルの組み合わせおよび０．５５〜０．６５ｍｍの直径を持った１２個のノズルの組み合わせも有利である。
【００８４】
さらに、フルジェットノズル１の直径３３を適切に適合させることで、これらのフルジェットノズル１により、たとえば空気横方向流動速度、空気密度または燃料質量流の変化から生じる他の熱力学的条件に問題なく適合させることができる。
【００８５】
加えて、フルジェットノズル１の直径３３を適合させることにより、水成分に対する最適な設計を提供することができる。これは、たとえば、特にＮＯｘに対する排出限界値が高くなる場合に興味深いであろう。これは、たとえば、ガスタービン１が上水処理に対しても使用される水の乏しい地域で発生する。
【００８６】
図３は本発明によるバーナー装置のメインバーナー１０７部分の詳細図である。メインバーナー１０７は円筒状のハウジング１２を含み、該円筒状のハウジング内には中央に１つのランス部１４が配置され、該ランス部は主旋回翼部１０によって囲まれている。図示した主旋回翼部１０は複数の旋回羽根１７（図示せず）を有し、これらの旋回羽根はランス部１４をハウジング１２で支持している。主旋回翼部１０により圧縮機空気流１５は燃焼室（図示せず）の方向に流れる。ランス部１４はキャップ中心軸線１８に沿って延在し、該キャップ中心軸線上には燃焼室（図示せず）の方向に１つのキャップ１３が配置されている。キャップ１３は１つの円筒状部分１３０を有し、燃焼室に向かって１つの円錐状部分１４０に移行している。キャップ１３の円錐状移行部分１４０には、円で示唆した複数のフルジェットノズル１があり、これらフルジェットノズルは、キャップ中心軸線１８に対し垂直に且つ該キャップ中心軸線１８のまわりにリング状に延びる周線１１に沿って配置されている。換言すれば、複数のフルジェットノズルの、キャップ表面の方へ開いている複数の出口は、キャップ表面上に延びている１つの周線１１に沿って配置され、この場合周線１１は周方向２２においてキャップ１３のまわりに延びている。この断面図では、周線１１のうちその半分が認められる。周方向２２はキャップ中心軸線１８に対し必ずしも垂直には延びていない。この場合重要なことは、周方向２２においてキャップ表面上に延びている周線１１がキャップ中心軸線１８のまわりを周回するように延びていることである。図３に図示した周線１１は実体的に対応してはおらず、複数のフルジェットノズルの配置を説明するためのものにすぎない。本発明によるバーナー装置の図示した第２実施形態によれば、周方向２２におけるフルジェットノズル１の個数密度が変化している。これは、キャップ中心軸線１８上方におけるフルジェットノズル１の個数密度がキャップ中心軸線１８下方におけるよりも大きいからである。パイロットバーナー（図示せず）とメインバーナー１０７との間での燃料濃度を高めるため、キャップ１３の、キャップ中心軸線１８の上方に図示した側は、パイロットバーナー（図示せず）側を向いている。図示した実施形態によれば、複数のフルジェットノズル１の複数の中心軸線１９はキャップ表面に対し垂直に延びている。すなわち各中心軸線１９は表面法線２３の方向に延びている。表面法線という概念を明らかにするため、任意に選びだした表面法線２３ａ，２３ｂ，２３ｃを図３に図示しており、その際表面法線２３ｂはフルジェットノズル１の出口領域に図示した。
【００８７】
図４は、本発明によるバーナー装置の、第３実施形態によるメインバーナー１０７部の詳細断面図である。このメインバーナーの構成は、フルジェットノズル１の配置を除いて、図３に図示した実施形態に対応している。この第３実施形態によれば、複数のフルジェットノズル１は、キャップ主軸線１８に対し垂直に延びているリング状の周線１１に沿って配置されている。この場合、これらフルジェットノズルの中心軸線１９の傾斜は周線１１に沿って交互に変化している。第１のフルジェットノズルにおいては、中心軸線１９は、すなわち燃料噴射線がこのフルジェットノズルから離れる方向２５も、キャップ表面に対し垂直に延びており、従って表面法線２３の方向に延びている。周線１１上でこれに続いているフルジェットノズル１の中心軸線１９は、これからキャップ中心軸線１８の方向において圧縮機空気流１５の流動方向に１０度傾斜している。このように、複数のフルジェットノズル１の複数の中心軸線１９の傾斜は周方向２２において周線１１に沿って変化している。図に記入した角度φは、中心軸線１９とキャップ表面との間の角度を表わしている。
【００８８】
図５は図４に図示した実施形態を説明するためのグラフである。いくつかのフルジェットノズル１の中心軸線１９とキャップ表面との間の角度φが周線１１に沿った周方向位置の関数として例示してある。角度φは取り付け角で表わされている。
【００８９】
図６は第４実施形態によるメインバーナー１０７の断面図である。メインバーナー１０７の構成は、フルジェットノズル１の配置を除いて、図３に図示した実施形態に対応している。この第４実施形態によれば、複数のフルジェットノズル１は、キャップ主軸線１８に対し垂直に延びているリング状の周線１１に沿って配置されている。この場合、これらフルジェットノズルの中心軸線１９の傾斜は周線１１に沿って交互に変化している。第１のフルジェットノズルにおいては、中心軸線１９は、すなわち燃料噴射線がこのフルジェットノズルから離れる方向２５も、キャップ表面に対し垂直に延びており、従って表面法線２３の方向に延びている。周線１１上でこれに続いているフルジェットノズル１の中心軸線１９は、これから周方向２２において２０度傾斜している。周方向２２での傾斜角は方位角とも呼ぶことができる。
【００９０】
図７は図６に図示した第４実施形態を説明するために周線１１の軸線方向の高さで切断したキャップ１３の横断面図である。周線１１に沿って配置される複数のフルジェットノズル１は円によって示されている。換言すれば、複数のフルジェットノズルの開口部が周線１１に沿って配置されている。
【００９１】
複数のフルジェットノズルの中心軸線１９は、すなわち該フルジェットノズルから離れる燃料噴射線の方向２５も、キャップ表面に対し垂直方向に交互に変化しており、従って表面法線２３の方向に傾斜しており、或いは、これを起点として周方向２２に２０度傾斜している。表面法線２３と中心軸線１９との間の角度はΨで示されている。
【００９２】
図８は図６に図示した第４実施形態を説明するためのグラフである。いくつかのフルジェットノズル１の周方向における中心軸線１９と表面法線２３との間の角度（方位角Ψ）が周線１１に沿った周方向位置の関数として例示してある。
【００９３】
図９は第５実施形態によるメインバーナー１０７の断面図である。メインバーナー１０７の構成は、フルジェットノズル１の配置を除いて、図３に図示した実施形態に対応している。複数のフルジェットノズル１が螺旋状周線１１に沿って配置され、この場合複数のフルジェットノズル１の直径は圧縮機空気流１５の流動方向とは逆の方向に増大している。主旋回翼１０を貫流する際に旋回された空気は、キャップ１３に沿った流線２７に沿って燃焼室（図示せず）の方向に流動する。この場合、螺旋状周線１１は、複数のフルジェットノズル１が１個の共通の流線２７上に配置されるように延びている。
【００９４】
図１０は第６実施形態によるメインバーナー１０７の断面図である。メインバーナー１０７の構成は、フルジェットノズル１の配置を除いて、図３に図示した実施形態に対応している。複数のフルジェットノズル１は、キャップ中心軸線に対し垂直に延びているリング状の周線１１に沿って配置され、この場合複数のフルジェットノズル１は周線１１に沿って複数の相互間隔を有し且つ複数の直径を有し、その順序が周線１１に沿って反復している。図示した実施形態によれば、複数のフルジェットノズルは互いに等間隔で位置し、この場合同じ直径を持ったそれぞれ２個のフルジェットノズル１の間に、より小さな直径の１個のフルジェットノズル１が配置されている。複数のフルジェットノズル１の中心軸線（図示せず）はキャップ中心軸線１８に対し垂直に半径方向に向いている。
【００９５】
図１１は図１０に図示した複数個のフルジェットノズル１を用いて生成可能な燃料分布プロファイルを示している。噴射された燃料はキャップ中心軸線１８と燃料通路１６とキャップ１３とのまわりに半径方向の燃料分布を生じさせ、この場合燃料分布は、複数の大直径のフルジェットノズルから生じる第１の燃料分布のリング状ゾーン２８と、複数個の小直径のフルジェットノズルから生じる第２の燃料分布のリング状ゾーン２９とを含んでいる。大直径の個別のフルジェットノズルから生じる燃料分布が、参照符号３０で示されている。小直径の個別のフルジェットノズルから生じる燃料分布が、参照符号３１で示されている。複数のフルジェットノズル１間の選定した複数の相互間隔と、直径のサイズ比率とにより、第１の燃料分布のリング状ゾーン２８と第２の燃料分布のリング状ゾーン２９とが互いにオーバーラップする。
【００９６】
図１２は、パイロットコーン１０９を備えた１つのパイロットバーナー１０６と、そのまわりに配置される多数のメインバーナー１０７とを備えた本発明によるバーナー装置１０８を示している。メインバーナー１０７のそれぞれはほぼ円筒状の１つのハウジング１２を含み、該ハウジング内の中央に１つのランス部が配置されている。この場合、燃焼室（図示せず）の方向にはキャップ１３がランス部に配置されている。
【符号の説明】
【００９７】
１          フルジェットノズル
１２        ハウジング
１３        キャップ
１４        ランス部
１６        燃料通路
１７        旋回羽根
３２        フルジェットノズルの長さ
３３        フルジェットノズルの直径
１０６      パイロットバーナー
１０７      メインバーナー
１０８      バーナー装置
【図１】
0006005040.tif 000002
【図２】
0006005040.tif 000003
【図３】
0006005040.tif 000004
【図４】
0006005040.tif 000005
【図５】
0006005040.tif 000006
【図６】
0006005040.tif 000007
【図７】
0006005040.tif 000008
【図８】
0006005040.tif 000009
【図９】
0006005040.tif 000010
【図１０】
0006005040.tif 000011
【図１１】
0006005040.tif 000012
【図１２】
0006005040.tif 000013