(57)【要約】【課題】液体燃料のパイロット噴射が可能な改良されたバーナ、特に、有害物質放出を抑えつつ安定した動作が可能である上、各構成部材を熱から保護することが可能なバーナを提供すること。【解決手段】燃焼用空気９のためのスワール発生器２と、少なくとも１種類の燃料を燃焼用空気９へ噴射する噴射手段７，１２とを含んで成り、前記スワール発生器２の下流側に混合領域３を備え、該混合領域３における流出開口部の径方向外方に少なくとも１つの液体パイロット燃料供給用のノズル２０が設けられている熱発生器作動用のバーナ２３において、前記ノズル２０を当該バーナのフロントパネル３２に設けるとともに、燃焼室背面壁２８に対して平行に設けた前記フロントパネル３２の前面部３４に少なくとも１つの前記流出開口部１５を設けて、液体パイロット燃料を前記燃焼室１６へ供給するよう構成した。
2009531642.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼用空気（９）のためのスワール発生器（２）と、
少なくとも１種類の燃料を前記燃焼用空気（９）へ噴射する噴射手段（７，１２）と
を含んで成り、前記スワール発生器（２）の下流側に混合領域（３）を備え、該混合領域（３）における流出開口部の径方向外方に少なくとも１つの液体パイロット燃料供給用のノズル（２０）が設けられている熱発生器作動用のバーナ（２３）において、
前記ノズル（２０）を当該バーナのフロントパネル（３２）に設けるとともに、燃焼室背面壁（２８）に対して平行に設けた前記フロントパネル（３２）の前面部（３４）に少なくとも１つの前記流出開口部（１５）を設けて、液体パイロット燃料を前記燃焼室（１６）へ供給するよう構成したことを特徴とするバーナ。
【請求項２】
前記フロントパネル（３２）の中央部にバーナ開口部を画成する画成領域（４）を形成するとともに、該画成領域を当該バーナの軸中心線（２９）について径方向外方へ円すい状に傾斜した傾斜エッジ（３３）が形成されるように形成して、前記流出開口部（１５）を前記軸中心線（２９）について前記傾斜エッジ（３３）の径方向外方に設けるか、
又は前記フロントパネル（３２）と前記流出開口部の間に流出口リング（４）を設けるとともに、該流出口リング（４）を当該バーナの軸中心線（２９）について径方向外方へ円すい状に傾斜した傾斜エッジ（３３）が形成されるように形成して、前記流出開口部（１５）を前記軸中心線（２９）について前記傾斜エッジ（３３）の径方向外方に設けた
ことを特徴とする請求項１記載のバーナ。
【請求項３】
前記フロントパネル（３２）に複数の前記流出開口部（１５）を周設するとともに、該フロントパネル（３２）に少なくとも１つの流入開口部（２２）を設けて燃焼用空気（１８）を外部から前記フロントパネル（３２）内へ流入させ、前記燃焼室（１６）に対する圧力低下によって燃焼用空気（１８）を前記流出開口部（１５）から流出させるように構成したことを特徴とする請求項１又は２記載のバーナ。
【請求項４】
当該バーナごとに、１つの前記ノズル（２０）を前記流出開口部（１５）の流体流通方向後方にのみ設けたことを特徴とする請求項３記載のバーナ。
【請求項５】
前記ノズル（２０）をジェット噴射ノズル又はスワールジェット噴射ノズルとして形成したことを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載のバーナ。
【請求項６】
前記スワールジェット噴射ノズル（２０）を、中空状の燃料噴射領域（２１）を発生させるものとして形成したことを特徴とする請求項５記載のバーナ。
【請求項７】
前記ノズル（２０）を前記フロントパネル（３２）における中空部（２７）内に設けるとともに、前記燃焼室（１６）に配向された前記流出開口部（１５）を前記中空部（２７）に設け、該流出開口部（１５）によって、前記ノズル（２０）により発生する燃料噴射領域（２１）を前記燃焼室（１６）内へ導入させるとともに、前記ノズルの開口部を、前記燃焼室（１６）に関して前記流出開口部（１５）から所定の間隔をもって配置したことを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載のバーナ。
【請求項８】
前記中空部（２７）に少なくとも１つの前記流入開口部（２２）を設けて、該流入開口部（２２）により燃焼用空気（１８）を外部から前記中空部（２７）内へ導入するとともに、前記燃焼室（１６）に対する圧力低下によって燃焼用空気（１８）を前記流出開口部（１５）から流出させるように構成したことを特徴とする請求項７記載のバーナ。
【請求項９】
円筒状の前記中空部（２７）内へ該中空部と同心状に嵌装された円筒状の燃料供給配管（１７）を前記ノズル（２０）の端部に設けて、燃焼用空気（１８）で前記燃料噴射領域（２１）を覆うように構成したことを特徴とする請求項８記載のバーナ。
【請求項１０】
前記ノズル（２０）の上流側に整流手段（１４）を設けて、該整流手段により燃焼用空気（１８）の流通断面を前記中空部（２７）内で調整可能に構成したことを特徴とする請求項８又は９記載のバーナ。
【請求項１１】
前記ノズル（２０）を、該ノズル（２０）により発生する燃料噴射領域（２１）の軸中心線が該中心線と当該バーナの軸中心線（２９）により形成される面内に設け、これら両軸中心線のなす角（γ）を±４５°、好ましくは０°に設定したことを特徴とする請求項１〜１０のいずれか１項に記載のバーナ。
【請求項１２】
前記２つの軸中心線により形成される面から前記燃料噴射領域（２１）を、特に回転する当該バーナから流出する燃焼用空気流の方向に液体パイロット燃料を向けるために、所定の角度（δ）だけ傾斜させたことを特徴とする請求項１１記載のバーナ。
【請求項１３】
請求項１〜１２のいずれかに記載のバーナの動作方法であって、低負荷時又は過渡条件時にパイロット燃焼を生じさせるよう前記ノズル（２０）から液体燃料を供給することを特徴とするバーナ動作方法。
【請求項１４】
安定状態維持のために、わずかな負荷又は高負荷時にも前記パイロット燃焼を制御することを特徴とする請求項１３記載のバーナ動作方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、燃焼用空気のためのスワール発生器と、少なくとも１種類の燃料を前記燃焼用空気へ噴射する噴射手段とを含んで成り、前記スワール発生器の下流側に混合領域を備え、該混合領域における流出開口部の径方向外方に少なくとも１つの液体パイロット燃料供給用のノズルが設けられている熱発生器作動用のバーナに関するものである。
【０００２】
また、本発明は、上記のようなバーナの動作方法にも関するものである。
【背景技術】
【０００３】
例えば特許文献１には、予混合バーナが開示されている。この予混合バーナにおいては、まずガス状又は液状の燃料を燃焼用空気と混合し、この混合プロセス後にこの混合体が燃焼される。この特許文献１に記載されたタイプの予混合には複数の円すい状部材が設けられており、この円すい状部材は、それぞれの間にバーナ内部へ燃焼用空気を供給するための流入開口部が交互に形成されるよう配置されている。
【０００４】
また、この円すい状部材近傍においてはスワールが発生するようになっており、ここで発生したスワール流は混合領域へと流入する。このようなバーナ内では液状及びガス状の燃料を用いることができ、前者は特に燃料噴射口からバーナの軸中心線へ供給され、後者は通常複数の交互に配置された流出孔として形成された流出開口部から供給される。このようなバーナは、保炎性、有害物質（ＮＯｘ）の低減及び熱発生効率に優れている。
【０００５】
上記のような構成を更に改良したものが、例えば特許文献２及び特許文献３に開示されている。このようなものにおいては、上記円すい状部材からのスワール発生器の下流側に混合領域が形成されており、この混合領域への流入口には、スワール発生器によって形成された流れを混合領域へ最適に移行させる特殊な移行管路が設けられている。
【０００６】
しかし、このようなバーナにおいては、当該バーナが例えば低負荷条件下又は過渡（非定常）条件下で、比較的少ない燃料供給によって制御される状態にあると、このバーナの動作が不安定になるという問題がある。これは、例えば、上記のような利点を得るためにこのようなバーナが理想的にはその保炎限界に近い動作範囲で動作されるために生じるものである。仮に、燃料供給が限界値まで低下すると、消炎パルスが発生する。すなわち、燃焼室内の振動が、消炎するよう作用する（いわゆる熱音響振動）。
【０００７】
このような問題を解決するため、いわゆるパイロット動作が提案されてきた。すなわち、このような動作様式においては、低負荷条件下又は過渡条件下において制御される特別なノズルがバーナ又は燃焼室における所定の適当な箇所に設けられる。
【０００８】
特許文献４には、例えば特許文献２又は特許文献３に記載されているようなタイプのバーナにおけるガス状のパイロット燃料噴射手段が開示されている。このようなパイロット燃料噴射手段は混合領域の前面エッジ部に設けられており、パイロット燃料の流出域には更にスワール発生器が配置されている。そして、このスワール発生器によって発生したスワールによってパイロット燃料と空気の混合が高い精度で行われ、安定性の高い燃焼プロセスと有害物質の放出低減が図られるようになっている。さらに、低減された有害物質放出量でのバーナ動作をその動作域の広範囲に拡大することが可能となっている。
【０００９】
また、ガス状のパイロット燃料を供給する他の手段が特許文献５に記載されている。この特許文献５には、バーナの流出口リングにおけるガス状の燃料を、燃焼用空気との混合後点火装置によって点火し、燃焼室へ噴射することが記載されている。
【００１０】
ところで、上記のシステムはガス状のパイロット燃料のみに関するものであるのに対し、特許文献６には、燃焼室に対向する流出口端部において、すなわち燃焼用空気との混合後バーナ背面壁方向に円すい状に拡大する流出口リングの側面部から燃焼室におけるバーナの流出開口部近傍領域へ液状のパイロット燃料を供給するものが記載されている。通常、このような液状の燃料は点火しやすく（パイロット噴射も部分負荷範囲外において維持される。）、この液状の燃料の供給においては、スイッチオフ後に必ずしも空気によってフラッシングする必要がないため、これらが大きな利点となっている。
【００１１】
また、流出開口部における大きな熱による問題を抑制するために、特許文献６においては、パイロット燃料の供給を、端部に流出開口部を備えた燃料供給路を介して行うことが記載されている。ここで、この流出開口部は、直接燃焼室へ開口しているわけではなく、バーナ開口部近傍に直接設けられた流出口リング内の流出開口エッジ部近傍に設けられた中空室へ開口している。そして、この中空室を燃焼用空気が流通する。なお、バーナ開口部には流出開口部あるいはノズルの上方において複数の孔が設けられており、この孔を通って前記側面部から燃焼室へ液体の燃料が供給されるようになっている。
【００１２】
また、燃料は、保炎のために、バーナの軸中心線を包含する一平面内に配向された噴射領域を形成するよう噴射される。さらに、この噴射領域がバーナの軸中心線に対して１５〜６０°の角度をなすように配置することについても記載されている。
【００１３】
ここで、燃焼室に対向するその表面部において流出口リングへ供給される燃焼用空気が確かに流出開口部を流通するが、空気の不均一な分配及びこれに伴う不均等な冷却がエアリング（Luftring）によって生じてしまうため、冷却については最適化する必要がある。その上、比較的低温の燃料によって大きな温度勾配が生じ、高い圧力が発生してしまうことにもなる。
【００１４】
液体燃料と燃焼用空気の良好な混合を達成するためには、流出開口部に設けられたノズルの上流側の燃料供給路内に液体燃料用のスワール発生器を設ける必要がある。特に、例えば少なくとも２つのスワール発生用の孔を備えたプレートを燃料供給管路断面内に配置することが考えられる。
【００１５】
ところで、液体燃料用のパイロット噴射ノズルは流出口リングに固着されているとともに、ガス状燃料に用いるフラッシング用の空気が使用されるため、特許文献６記載のものにおいては、破損時にバーナのヘッド全体を交換する必要があり、コスト上昇を招くという欠点がある。
【特許文献１】欧州特許第０３２１８０９号明細書
【特許文献２】欧州特許第０７０４６５７号明細書
【特許文献３】欧州特許第０７８０６２９号明細書
【特許文献４】欧州特許第０９９４３００号明細書
【特許文献５】欧州特許第０９３１９８０号明細書
【特許文献６】欧州特許出願公開第１３８９７１３号明細書
【特許文献７】欧州特許第０９２４４６１号明細書
【特許文献８】欧州特許第０７９４３８３号明細書
【非特許文献１】Lueger, "Lexikon der Technik", Stuttgart, 1965, Band 7, p. 600
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１６】
本発明は上記問題にかんがみてなされたもので、その目的とするところは、液体燃料のパイロット噴射が可能な改良されたバーナ、特に、有害物質放出を抑えつつ安定した動作が可能である上、各構成部材を熱から保護することが可能なバーナを提供することにある。さらに、例えばバーナの部品交換を可能とするようできる限りの小型化を図ることも必要である。
【００１７】
具体的には、例えば、特許文献２又は特許文献３に記載されているようなスワール発生器と混合領域の間に移行管路が更に設けられた、特許文献１に記載されているような燃焼用空気のためのスワール発生器と、少なくとも１種類の燃料を前記燃焼用空気へ噴射する噴射手段とを含んで成り、前記スワール発生器の下流側に混合領域を備え、該混合領域における流出開口部の径方向外方に少なくとも１つの液体パイロット燃料供給用のノズルが設けられている熱発生器作動用のバーナを改良することが目的である。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
上記目的は、バーナを、前記ノズルを当該バーナのフロントパネルに設けるとともに、燃焼室背面壁に対して平行に設けた前記フロントパネルの前面部に少なくとも１つの前記流出開口部を設けて、液体パイロット燃料を前記燃焼室へ供給するよう構成することによって達成される。
【００１９】
ここで、バーナの流出開口部の外方に設けられつつ燃焼室背面壁に対して平行に設けられた前面部を備えたフロントパネルによりパイロット燃料の燃焼室への供給部を統合することが可能である一方、この供給部はバーナの流出開口部から所定の間隔をもって配置されている。そのため、パイロット燃料噴射時にバーナの構造部材が過熱されるのを防ぐことが可能となっている。
【００２０】
また、燃料噴射領域を覆うような仕切り用空気（フラッシングエア）を直接供給することによって、液状のパイロット燃料の噴射がサポートされるとともに、カーボン付着も防止することが可能である上、局所的な逆流を防ぐこともできる。さらに、このような機構をフロントパネル内に設けることで、より良好な燃料の噴射を達成することが可能である。なお、バーナの流出開口エッジ部から十分離間した位置から噴射を行うために、燃料噴射角度は従来技術に比して小さく設定されている。
【００２１】
さらに、モジュール構造を形成することも可能である。すなわち、パイロット噴射用の部材がバーナの流出口リングに設けられていない（例えば特許文献６参照）ため、パイロット噴射用の部材を良好かつ容易に交換することが可能であり、コストの削減が期待できる。
【００２２】
また、冒頭に記載したタイプのバーナはその中央部にバーナ開口部を画成する画成領域が形成されているとともに、該画成領域が、当該バーナの軸中心線について径方向外方へ円すい状に傾斜した傾斜エッジが形成されるように形成されている。よって、フロントパネルは上記のような画成領域を有しつつ一体に形成されている。すなわち、フロントパネルの中央部にバーナ開口部を画成する画成領域が形成されているとともに、該画成領域が、当該バーナの軸中心線について径方向外方へ円すい状に傾斜した傾斜エッジが形成されるように形成されている。なお、このような場合には、本発明の一実施形態によれば、流出開口部が前記軸中心線について前記傾斜エッジの径方向外方に設けられている。
【００２３】
一方、フロントパネルと前記流出開口部の間に流出口リングを設けるとともに、該流出口リングを当該バーナの軸中心線について径方向外方へ円すい状に傾斜した傾斜エッジが形成されるように形成してもよい。この場合にも、前記流出開口部を前記軸中心線について前記傾斜エッジの径方向外方に設けることができる。
【００２４】
また、本発明の一実施形態は、フロントパネルに複数の流出開口部を周設するとともに、該フロントパネルに少なくとも１つの流入開口部を設けて燃焼用空気を外部から前記フロントパネル内へ流入させ、燃焼室に対する圧力低下によって燃焼用空気を前記流出開口部から流出させるように構成したことを特徴としている。そのため、流出エッジ部及びフロントパネルの最適な冷却が達成されることになる。
【００２５】
また、本発明の一実施形態は、バーナごとに、１つのノズルを流出開口部の流体流通方向後方にのみ設けたことを特徴としている。
【００２６】
また、前記ノズルをジェット噴射ノズルとして形成することが可能である。そして、少なくとも有害物質放出低減の観点から、前記ノズルをスワールジェット噴射ノズルとして形成することが望ましい。
【００２７】
ここで、スワールジェット噴射ノズルとは、高圧下における燃料が例えば接線方向に延設された開口部からスワール室へ導入され、つづいてこの燃料がノズル孔を通ってスワール室から噴射されるものである。これにより燃料噴射領域が形成されるようになっており、この燃料噴射領域においては、燃料が非常に細かな粒子に分裂されている（例えば非特許文献１参照）。
【００２８】
また、本発明の観点は、特許文献６に記載されているような従来のジェット噴射を用いずに、特有のノズル、すなわちスワールジェット噴射ノズルを使用することにある。このように、パイロット噴射と共にスワールジェット噴射ノズルを使用することは思いがけない発想といえる。
【００２９】
ところで、バーナのエッジ部、すなわち燃焼室における液状燃料の噴射において問題なのは、ノズルにおける過熱を防ぐ必要があるという点である。この問題は、パイロット噴射用のノズルをフロントパネルの前面部に設けることによって起こるものである。特許文献６に記載されているノズルを使用する場合、燃料噴射領域が燃焼室内深くまで到達し、火炎がほとんどの場合（常にではない。）バーナの背面部から十分に離間しているため、上記問題が部分的に解決される。
【００３０】
しかしながら、スワールジェット噴射ノズルによって形成された液滴が非常に細かい場合には、火炎はバーナの背面部に非常に近い位置で生じ、ノズル近傍には許容範囲以上の熱が発生することになる。このようなことは、本発明においては起こらない。
【００３１】
本発明の一実施形態は、スワールジェット噴射ノズルを、中実の燃料噴射領域ではなく、中空状の燃料噴射領域を発生させるものとして形成したことを特徴としている。ここで、例えば特許文献７及び特許文献８に記載されているようなノズルを使用することができる。また、他の構造のノズルを使用してもよい。
【００３２】
また、本発明の一実施形態は、ノズルをフロントパネルにおける中空部内に設けるとともに、燃焼室に配向された流出開口部を前記中空部に設け、該流出開口部によって、前記ノズルにより発生する燃料噴射領域を前記燃焼室内へ導入させるとともに、前記ノズルの開口部を、前記燃焼室に関して前記流出開口部から所定の間隔をもって配置したことを特徴としている。
【００３３】
なお、上記中空部は、ノズルが配置される領域の一部を形成するものであって、ノズルの下流側に設けられたものであるのが好ましい。さらに、この中空部の内径を流出開口部の内径以下に設定するのが好ましい。また、ノズル開口部を、燃焼室と対向する流出開口部の前端部から５０ｍｍ程度後方の位置に設けるのが好ましい。
【００３４】
ところで、パイロット噴射による火炎の理想的な燃焼比率を得るために、前記中空部に少なくとも１つの流入開口部を設けて、該流入開口部により燃焼用空気を外部から前記中空部内へ導入するとともに、燃焼室に対する圧力低下によって燃焼用空気を流出開口部から流出させるように構成するのが望ましい。これにより、燃料噴射領域をある程度含んだ燃焼用空気流と、この燃料噴射領域を覆いながらの燃焼室への最適な搬送とが得られることになる。
【００３５】
これは、特に、円筒状の中空部内へ該中空部と同心状に嵌装された円筒状の燃料供給配管をノズルの端部に設けて、燃焼用空気で燃料噴射領域を覆うように構成することで得られる。このように燃料噴射領域を覆う仕切り用空気（フラッシングエア）は、噴射をサポートするとともに、インジェクタにおけるカーボン付着及び局所的な逆流を防止するものである。なお、液状の燃料のパイロット噴射は個々に行われ、各ノズルにはそれぞれの仕切り用空気が発生するようになっている。
【００３６】
ここで、流出開口部は、流れ損失を防ぐために、少なくとも前記中空部と同じ大きさとなっている。また、条件を調整するために、ノズルの上流側に整流手段を設けて、該整流手段により燃焼用空気の流通断面を前記中空部内で調整可能に構成するのが好ましい。
【００３７】
また、前記ノズルを、該ノズルにより発生する燃料噴射領域（０〜９０°の燃料噴射領域角度β）の軸中心線が該中心線と当該バーナの軸中心線により形成される面内に設け、これら両軸中心線のなす角（γ）を±４５°、好ましくは０°に設定するのが好ましい。
【００３８】
なお、前記２つの軸中心線により形成される面から前記燃料噴射領域を、特に回転する当該バーナから流出する燃焼用空気流の方向に液体パイロット燃料を向けるために、所定の角度δだけ傾斜させてもよい。
【００３９】
さらに、本発明は上記のバーナの動作方法にも関するものであり、この動作方法は、低負荷時又は過渡条件時にパイロット燃焼を生じさせるようノズルから液体燃料を供給することを特徴している。さらに、この動作方法は、ノズルの特殊な調整によって、安定状態維持のために、わずかな負荷又は高負荷時にも前記パイロット燃焼を制御することを特徴としている。
【００４０】
本発明の他の実施形態は、独立請求項に記載されている。
【発明の効果】
【００４１】
本発明によれば、液体燃料のパイロット噴射が可能な改良されたバーナ、特に、有害物質放出を抑えつつ安定した動作が可能である上、各構成部材を熱から保護することが可能なバーナを提供することができる上、バーナの部品交換を可能とするようできる限りの小型化を図ることも可能である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００４２】
以下に本発明の実施の形態を添付図面に基づいて説明する。
【００４３】
図１には、例えば特許文献２又は特許文献３に記載されているものと同様のタイプのバーナの断面図が示されている。図示のバーナ２３は、少なくとも２つの円すい状部材１を交互に配置して成るスワール発生器２を備えている。ここで、２つの円すい状部材１の間には、これらが交互に配置されていることによって接線方向の流入開口部８が形成されている。そして、燃焼用空気９は、強いスワールを与えられつつ前記流入開口部８を通って中空部１０へ流入するようになっている。
【００４４】
また、円すい状部材１の中心部には液体燃料噴射ノズル７が配置されており、この液体燃料噴射ノズル７から噴射される燃料は、流入してくる燃焼用空気９と混合されて、混合気の円すい状（中空）の噴射領域１１を形成する。なお、ガス状の燃料は、流入開口部付近に設けられた気体燃料噴射ノズル１２から供給されるようになっている。
【００４５】
しかして、スワール発生器２の後部には混合領域３が形成されており、該混合領域３とスワール発生器２の間には接続通路６が設けられている。この接続通路６は、これを通過する流体の流れを維持し、混合領域３への流体の最適な流入を確保する機能を果たすものである。また、混合領域３は円筒状の管路から成っており、この管路の燃焼室１６側の端部にはバーナ２３のフロントパネル３２が設けられている。なお、このフロントパネル３２は、バーナ２３と燃焼室１６の境界をなすものであるとともに、場合によっては、その内部に流出口リング４を備えて構成されている。
【００４６】
そして、フロントパネル３２及び流出口リング４には、例えば特許文献４又は特許文献５に記載されているような、ガス状の燃料をパイロット噴射するための手段が設けられている。さらに、フロントパネル３２には、液体燃料をパイロット噴射するための燃料供給部が組み付けられている。そのため、燃料供給配管１７が設けられており、この燃料供給配管１７における燃焼室１６と対向する端部には、スワールジェット噴射ノズル２０あるいは一般的なジェット噴射ノズルが設けられている。
【００４７】
ここで、少なくとも１つのスワールジェット噴射ノズル２０がフロントパネル３２に設けられており、燃焼室背面壁２８と平行に設けられたフロントパネル３２の前面部３４は、少なくとも１つの流出開口部１５を備えている。なお、この流出開口部１５によって、パイロット噴射用の燃料が噴射される。
【００４８】
ところで、前記スワールジェット噴射ノズル２０はバーナ２３の軸中心線２９と平行に配置されているが（図１において燃料噴射領域角度βをなす燃料噴射領域２１参照）、スワールジェット噴射ノズル２０によって発生する燃料噴射領域２１の中心を通る線を前記軸中心線２９に対して所定の角度γだけずらすことも可能である。さらに、燃料噴射領域２１の中心を通る線を前記軸中心線２９に対して所定の角度δ（不図示）だけずらし、バーナ２３からの燃焼用空気の回転運動に燃料噴射を適合させるようにしてもよい。なお、上記角度βは、特に０〜９０°の範囲に設定される。
【００４９】
図２には、フロントパネル３２付近におけるバーナ２３の端部の詳細な図が示されている。この図２から、燃料供給配管１７がフロントパネル３２内へ挿入されつつ管路３１内へ導入されているのが分かる。そして、燃料供給配管１７の先端部にはスワールジェット噴射ノズル２０が配置されている。
【００５０】
ここで、このスワールジェット噴射ノズル２０は燃焼室１６と対向する前端面２６に対して最大５０ｍｍの間隔ｄを有するよう配置されており、このような間隔ｄを設定することにより、燃焼室１６からの熱によってスワールジェット噴射ノズル２０が損傷しないようになっている。そして、管路３１は中空部２７を含んで構成されており、また、フロントパネル３２には流出開口部１５が設けられている。なお、この流出開口部１５の直径は、スワールジェット噴射ノズル２０の燃料噴射領域が当該流出開口部１５に接触しないように設定されている。
【００５１】
また、管路３１の内径は、一定以上の流れについての障害が生じないよう、最大でも流出開口部１５の内径と同じに設定されている。さらに、管路３１は内燃室１６に対向する燃焼用空気１８用の流入開口部２２を備えており、この燃焼用空気１８は、燃焼室１６に対する圧力低下によって管路３１及び中空部２７を通って内燃室１６へ導入される。ここで、この燃焼用空気１８の流れを整流するために、整流手段１４（例えば挿入部材）が設けられている。
【００５２】
上記燃焼用空気１８は、まず燃料供給配管１７を流通し、次にスワールジェット噴射ノズル２０を流通し、燃焼室１６への噴射時に燃料噴射領域２１を覆うようになっている。なお、燃焼用空気１８のための流路１９を設けてもよい。
【００５３】
しかして、燃焼用空気１８は、燃料噴射領域２１との仕切り用空気としても機能するとともに、液体燃料の噴射をサポートするようになっている。そのため、燃料の均等な分配が達成され、カーボン付着及び局所的な逆流を回避することが可能である。また、この燃焼用空気１８は、スワールジェット噴射ノズル２０の十分な冷却に寄与する上、燃料噴射領域２１の流出開口部１５から燃焼室１６への最適な移行を可能にするものとなっている。なお、円すい状部材１における燃料の霧化は、境界面において液状又はガス状になされるようになっている。
【００５４】
そして、図２において斜線で示すように、流出口リング４を傾斜エッジ３３に設けることができる。また、この流出口リング４の突出部をフロントパネル３２に一部材として統合させて形成してもよい。
【００５５】
ところで、図３には、スワールジェット噴射ノズル２０から噴射された液滴の大きさをどのようにして燃焼のために最適化するかが示されている。この図３によれば、比較的小さな燃料の質量流量（Ｘ軸）に対しても、比較的小さな粒子の大きさが得られる（例えば、Ｄ１０は１０ｇ／ｓにおいて１０％の液滴が２２μｍよりも小さいことを意味し、Ｄ９０は９０％の液滴が１３３μｍよりも小さいことを意味する。）。
【００５６】
また、燃焼プロセスにおいて、体積と表面積の最適な比が広範囲にわたって得られる（Ｄ３２）。さらに、燃料のパイロット噴射時の典型的な条件の下で、圧力低下を最適な範囲へと移行することも可能である。
【図面の簡単な説明】
【００５７】
【図１】二重の円すい状部材から成るバーナを後続の混合領域及び液体燃料用のパイロット燃焼部と共に示す軸方向断面図である。
【図２】図１におけるバーナのエッジ部及びフロントパネル近傍を拡大して示す図である。
【図３】液滴の直径（Ｄ）及び圧力低下（ｄＰ）を質量流量の関数として示したスワールジェット噴射ノズルに関するグラフである。
【符号の説明】
【００５８】
１          円すい状部材
２          スワール発生器
３          混合領域
４          流出口リング
６          接続通路
７          液体燃料噴射ノズル
８          流入開口部
９          燃焼用空気
１０        中空部
１１        （円すい状の）燃料噴射（拡散）領域
１２        気体燃料噴射ノズル
１４        整流手段
１５        流出開口部
１６        燃焼室
１７        燃料供給配管
１８        燃焼用空気
１９        流路
２０        スワールジェット噴霧ノズル
２１        燃料噴射領域
２２        流入開口部
２３        バーナ
２６        前端面
２７        中空部
２８        燃焼室背面壁
２９        バーナの軸中心線
３１        管路
３２        バーナのフロントパネル
３３        傾斜エッジ
３４        前面部
ｄ          間隔
β          燃料噴射領域角度
γ          所定の燃料噴射角度
【図１】
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【図２】
2009531642.tif 000004
【図３】
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【国際調査報告】
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