(57)【要約】【課題】燃焼器ノズルの中央部で生じる管後流の渦をなくすことで、フラッシュバックの発生を抑制することができる。【解決手段】バーナ軸線Ａｂを中心として延びて、バーナ軸線Ａｂ方向一方側を上流側として空気Ａが導入されるメインバーナ筒２５と、メインバーナ筒２５の内周面から径方向内側に延びるように周方向に間隔をあけて複数が設けられ、それぞれメインバーナ筒２５を経由して供給される燃料Ｆを噴出する燃料噴出孔を有する旋回翼２６と、を備え、各旋回翼２６の内端部は、バーナ軸線Ａｂを中心とする仮想円筒面に接し、各旋回翼２６の内端部によって囲まれる部分には、中空部Ｓが形成された構成の燃焼器ノズルを提供する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸線を中心として延びて、該軸線方向一方側を上流側として空気が導入される筒部と、
該筒部の内周面から径方向内側に延びるように周方向に間隔をあけて複数が設けられ、それぞれ前記筒部を経由して供給される燃料を噴出する燃料噴出孔を有する旋回翼と、
を備え、
各前記旋回翼の径方向内側の端部は、前記軸線を中心とする仮想円筒面に接している燃焼器ノズル。
【請求項２】
各前記旋回翼の径方向内側の端部によって囲まれる部分には、中空部が形成されている請求項１に記載の燃焼器ノズル。
【請求項３】
前記仮想円筒面には、中心軸が前記筒部の前記軸線方向に沿って延びる中空筒状体が設けられ、該中空筒状体の外周面には各前記旋回翼の径方向内側の端部が接続されている請求項１に記載の燃焼器ノズル。
【請求項４】
前記中空筒状体の下流側端部は、下流側の先端に向かうに従い先細りとなるとともに、下流側に向かうに従い内径が大きくなるテーパ状に形成されている請求項３に記載の燃焼器ノズル。
【請求項５】
前記中空筒状体の上流側端部は、下流側に向かうに従い内径が小さくなる湾曲部が形成されている請求項３又は４に記載の燃焼器ノズル。
【請求項６】
前記中空筒状体の内面は、前記軸線方向の全体にわたって上流側から下流側に向かうに従い拡径されている請求項３乃至５のいずれか１項に記載の燃焼器ノズル。
【請求項７】
前記旋回翼は、径方向の外周側で前記筒部に接続される翼付け根部と、前記翼付け根部に連設され、上流側より流れる流体を軸線回りに旋回させるために滑らかに旋回させて形成された湾曲部を有する翼胴部と、を備え、
前記翼胴部の前記湾曲部は、前記筒部の内周面との間に間隔をあけて配置されている請求項１乃至６のいずれか１項に記載の燃焼器ノズル。
【請求項８】
請求項１乃至７のいずれか１項に記載の燃焼器ノズルを有する燃焼器と、
空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えているガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、燃焼器ノズル、及びガスタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、ガスタービンは、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。
ガスタービンの効率向上のためにはタービン入口温度の上昇が必要であるが、温度上昇に伴いＮＯｘが指数関数的に増加するという課題がある。ＮＯｘの増加に対する対策として、例えば、以下の特許文献１に開示されている燃焼器は、旋回流によって均一混合気を形成して局所的な高温領域の形成を抑制するバーナを備えている。
この燃焼器のバーナは、バーナ軸線に沿って延びる軸体であるノズルと、このノズルの外周を囲み、圧縮空気と燃料とを下流側に噴出するバーナ筒と、バーナ筒内の流体をバーナ軸線回りに旋回させる旋回翼と、を備えている。
【０００３】
特許文献１には、予混合ノズルのスワーラ胴内部には燃料ノズル軸とスワーラとが備えられており、燃料ノズル軸はその先端部が燃焼室内まで延長されている。また、燃料ノズル軸は中空になっており、軽油や重油等の液体燃料が供給される。スワーラは、燃料ノズル軸と同様に中空になっており、下流側の縁には燃料供給孔が設けられている。
この場合には、燃料ノズル軸へ供給された液体燃料はスワーラ内に導かれた後、燃料供給孔からスワーラ胴内へ供給されて予混合気体を形成する。この予混合気体は燃焼室へ噴射された後、燃料ノズル軸の先端で燃焼する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００３−４２４５３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、特許文献１に示す従来の構成では、予混合ノズルの中央部に燃料供給管を有しているが、その燃料供給管後流に渦が生じるという問題があった。この渦がフラッシュバックの発生原因となることから、その点で改良の余地があった。
【０００６】
本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、燃焼器ノズルの中央部で生じる管後流の渦をなくすことで、フラッシュバックの発生を抑制することができる燃焼器ノズル、及び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】
【０００７】
上記目的を達成するため、本発明に係る燃焼器ノズルは、軸線を中心として延びて、該軸線方向一方側を上流側として空気が導入される筒部と、該筒部の内周面から径方向内側に延びるように周方向に間隔をあけて複数が設けられ、それぞれ前記筒部を経由して供給される燃料を噴出する燃料噴出孔を有する旋回翼と、を備え、各前記旋回翼の径方向内側の端部は、前記軸線を中心とする仮想円筒面に接していることを特徴としている。
【０００８】
また、本発明に係るガスタービンは、上述した燃焼器ノズルを有する燃焼器と、空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えていることを特徴としている。
【０００９】
本発明によれば、各旋回翼の径方向内側の端部が軸線を中心とする仮想円筒面に接するように配置され、各旋回翼の径方向内側の端部同士によって囲まれた中央領域に筒部内に導入される空気のみが一方向に流れる領域が形成される。そのため、中央領域では、空気の渦が形成されることがなくなるうえ、燃料が混合されない領域となる。そして、中央領域の下流側では、その空気が旋回翼の燃料噴出孔から噴出される燃料と予混合される。このように、本発明では、従来のような旋回翼の中央に配置される燃料供給管後流に渦が生じることがなくなるため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器の熱損傷を防止することができる。
【００１０】
また、本発明に係る燃焼器ノズルは、各前記旋回翼の径方向内側の端部によって囲まれる部分には、中空部が形成されていることを特徴としてもよい。
【００１１】
このような構成によれば、各旋回翼の径方向内側が中空部となっているので、極めて簡単な構造により上述したようなフラッシュバック発生を抑制することができる。
【００１２】
また、本発明に係る燃焼器ノズルは、前記仮想円筒面には、中心軸が前記筒部の前記軸線方向に沿って延びる中空筒状体が設けられ、該中空筒状体の外周面には各前記旋回翼の径方向内側の端部が接続されていることが好ましい。
【００１３】
このような構成によれば、各旋回翼の径方向内側の端部が中空筒状体に接続されているので、旋回翼の強度を大きくすることができ、補強効果を向上させることができる。
また、この場合、各旋回翼の径方向内側の端部が仮想円筒面に設けられた中空筒状体に接続され、この中空筒状体の内側において筒部内に導入される空気のみが一方向に流れる領域が形成される。そのため、中空筒状体内では、空気の渦が形成されることがなくなるうえ、燃料が混合されない領域となる。そして、中空筒状体の下流側では、その空気が旋回翼の燃料噴出孔から噴出される燃料と予混合される。そのため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器の熱損傷を防止することができる。
【００１４】
また、本発明に係る燃焼器ノズルは、前記中空筒状体の下流側端部は、下流側の先端に向かうに従い先細りとなるとともに、下流側に向かうに従い内径が大きくなるテーパ状に形成されているようにしても良い。
【００１５】
このような構成によれば、中空筒状体の内面における下流側端部から滑らかに空気を噴出させることができるので、中空筒状体後流に渦が発生し難くなる利点がある。
【００１６】
また、本発明に係る燃焼器ノズルは、前記中空筒状体の上流側端部は、下流側に向かうに従い内径が小さくなる湾曲部が形成されていることが好ましい。
【００１７】
このような構成によれば、中空筒状体の内面における上流側端部から滑らかに空気を中空筒状体内に通すことができるので、中空筒状体内を通過する空気を軸線方向に沿って直線的に流動させることができる。
【００１８】
また、本発明に係る燃焼器ノズルは、前記中空筒状体の内面は、前記軸線方向の全体にわたって上流側から下流側に向かうに従い拡径されていることが好ましい。
【００１９】
このような構成によれば、中空筒状体において下流に向かうに従い内空断面積が大きくなり、フラッシュバックしない範囲で流速を遅くすることができる。そのため、中空筒状体後流の渦をより確実になくすことができ、フラッシュバックの発生を抑制しながら、予混合の周辺部の流速よりも早い流れになることを防ぐことができる。
【００２０】
また、本発明に係る燃焼器ノズルは、前記旋回翼は、径方向の外周側で前記筒部に接続される翼付け根部と、前記翼付け根部に連設され、上流側より流れる流体を軸線回りに旋回させるために滑らかに旋回させて形成された湾曲部を有する翼胴部と、を備え、前記翼胴部の前記湾曲部は、前記筒部の内周面との間に間隔をあけて配置されていることが好ましい。
【００２１】
この場合には、旋回翼の旋回部分をなす翼胴部の湾曲部と筒部との間に隙間が形成されているので、旋回翼と筒部とが接する領域が小さくなり、接することによる渦が発生しにくくなる利点がある。
【発明の効果】
【００２２】
本発明の燃焼器ノズル、及びガスタービンによれば、燃焼器ノズルの中央部で生じる管後流の渦をなくすことで、フラッシュバックの発生を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明の第１の実施の形態によるガスタービンの構成を示す模式図である。
【図２】図１に示すガスタービンの燃焼器回りの断面図である。
【図３】図２に示すガスタービンの燃焼器の構成を示す断面図である。
【図４】燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図である。
【図５】図４に示すＡ−Ａ線矢視図であって、メインバーナの旋回翼を軸線方向で下流側から見た図である。
【図６】（ａ）は図４に示すＢ−Ｂ線矢視図であって、旋回翼の構成を示す図、（ｂ）は図４に示すＣ−Ｃ線断面図であって、旋回翼の構成を示す断面図である。
【図７】第２の実施の形態による燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図であって、図４に対応する図である。
【図８】図７に示すＤ−Ｄ線矢視図であって、メインバーナの旋回翼を軸線方向で下流側から見た図である。
【図９】第１変形例による燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図であって、図４に対応する図である。
【図１０】第２変形例による燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図であって、図４に対応する図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
以下、本発明の実施の形態による燃焼器ノズル、及びガスタービンについて、図面に基づいて説明する。かかる実施の形態は、本発明の一態様を示すものであり、この発明を限定するものではなく、本発明の技術的思想の範囲内で任意に変更可能である。
【００２５】
（第１の実施の形態）
図１に示すように、本実施の形態による燃焼器ノズルを備えたガスタービン１について図面を参照して詳細に説明する。
本実施の形態のガスタービン１は、空気Ａを圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機２と、燃料Ｆを圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する複数の燃焼器３と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービン４と、を備えている。
【００２６】
圧縮機２は、回転軸線Ａｒを中心として回転する圧縮機ロータ６と、圧縮機ロータ６を回転可能に覆う圧縮機ケーシング７と、を有している。タービン４は、回転軸線Ａｒを中心として回転するタービンロータ８と、タービンロータ８を回転可能に覆うタービンケーシング９と、を有している。
圧縮機ロータ６の回転軸線とタービンロータ８の回転軸線とは、同一直線上に位置している。圧縮機ロータ６とタービンロータ８とは、互いに連結されてガスタービンロータ１０を成している。圧縮機ケーシング７とタービンケーシング９とは、互いに連結されてガスタービンケーシング１１を成している。
【００２７】
ガスタービンロータ１０には、例えば、発電機ＧＥＮのロータが連結されている。ガスタービンケーシング１１には、燃焼器３が固定されている。
【００２８】
図２に示すように、燃焼器３は、内部で燃料Ｆが燃焼して、この燃料Ｆの燃焼の結果生成される燃焼ガスをタービン４に送る燃焼筒１３（又は尾筒）と、燃焼筒１３内に燃料Ｆ及び圧縮空気Ａを噴出する燃料噴出器１４と、を有する。
【００２９】
図３に示すように、燃料噴出器１４は、噴出した燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ１５と、噴出した燃料を予混合燃焼させるメインバーナ１６（燃焼器ノズル）と、パイロットバーナ１５及びメインバーナ１６を保持するバーナ保持筒１７と、を備えている。
【００３０】
パイロットバーナ１５は、燃焼器軸線Ａｃを中心として軸線方向Ｄａに延びる軸体であるパイロットノズル１９と、このパイロットノズル１９の外周を覆うパイロットバーナ筒１８と、燃焼器軸線Ａｃを中心として圧縮空気Ａを旋回させる複数の旋回羽根２０と、を有している。ここで、燃焼器軸線Ａｃが延びている方向である軸線方向Ｄａの一方側を上流側（図３の右側）、他方側を下流側（図３の左側）とする。また、燃焼器軸線Ａｃは、このパイロットバーナ１５のバーナ軸線でもある。
【００３１】
パイロットノズル１９の下流側端部には、噴射孔が形成されている。複数の旋回羽根２０は、噴射孔が形成されている位置よりも上流側に設けられている。各々の旋回羽根２０は、パイロットノズル１９の外周から放射方向成分を含む方向に延びて、パイロットバーナ筒１８の内周面に接続されている。
パイロットバーナ筒１８は、パイロットノズル１９の外周に位置する本体部２１と、本体部２１の下流側に接続され下流側向かって次第に拡径されているコーン部２２と、を有している。複数の旋回羽根２０は、パイロットバーナ筒１８における本体部２１の内周面に接続されている。パイロットバーナ筒１８内には、その上流側から圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａが流入する。パイロットバーナ筒１８は、その下流端から、空気Ａと共に、パイロットノズル１９から噴射された燃料を噴出する。この燃料は、燃焼筒１３内で拡散燃焼する。
【００３２】
複数のメインバーナ１６は、パイロットバーナ１５の外周側を囲むよう、燃焼器軸線Ａｃを中心として、周方向に並んで配置されている。
【００３３】
メインバーナ１６は、バーナ軸線Ａｂを中心として延びて、バーナ軸線Ａｂ方向の上流側に空気Ａが導入されるメインバーナ筒２５（筒部）と、メインバーナ筒２５の内周面（後述する本体部２７の内周面２７ａ）から径方向内側に延びるように周方向に間隔をあけて複数（本実施の形態では４つ）が設けられ、それぞれメインバーナ筒２５を経由して供給される燃料Ｆを噴出する燃料噴出孔２６ａを有する旋回翼２６と、を備えている。
図４及び図５に示すように、メインバーナ１６における各旋回翼２６の径方向内側の内端部２６ｂは、バーナ軸線Ａｂを中心とする仮想円筒面Ｋ（図５に示す二点鎖線）に接している。すなわち、本実施の形態では、各旋回翼２６の内端部２６ｂによって囲まれる部分には、中空部Ｓが形成されている。
【００３４】
なお、メインバーナ１６のバーナ軸線Ａｂは、燃焼器軸線Ａｃ（図３参照）と平行であるため、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向と、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向とは同じ方向である。
また、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の上流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の上流側であり、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の下流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の下流側である。
【００３５】
図３に示すように、メインバーナ筒２５は、複数の旋回翼２６の外周に位置する本体部２７と、本体部２７の下流側に接続され下流側向かって延びる延長部２８と、を有している。
【００３６】
図４及び図５に示すように、複数の旋回翼２６は、メインバーナ筒２５の軸線方向Ｄａ（図３参照）における中間部に設けられとともに、メインバーナ筒２５における本体部２７の内周面２７ａに接続されている。複数の旋回翼２６は、それぞれメインバーナ筒２５を経由して燃料Ｆ（ガス燃料）を噴射するための複数の燃料噴出孔２６ａ（図４参照）が形成されている。
【００３７】
旋回翼２６は、径方向の外周側でメインバーナ筒２５に接続される翼付け根部２６Ａと、径方向の内周側で内端部２６ｂを有する翼先端部２６Ｃと、翼付け根部２６Ａ及び翼先端部２６Ｃとの間の中間に位置する翼胴部２６Ｂと、を有している。翼胴部２６Ｂ及び翼先端部２６Ｃは、翼付け根部２６Ａから下流側に向けて張り出している。つまり、翼付け根部２６Ａのみがメインバーナ筒２５に接続されている。
【００３８】
翼付け根部２６Ａは、バーナ軸線Ａｂ方向に沿って平面形状で、かつバーナ軸線Ａｂの長さ寸法で旋回翼２６全体よりも短い短翼形状をなしている。翼胴部２６Ｂは、上流側より流れる流体をバーナ軸線Ａｂ回りに旋回させるために滑らかに旋回させて形成された湾曲部２６ｃを有し、バーナ軸線Ａｂの長さ寸法で旋回翼２６全体と一致する長翼形状をなしている。翼胴部２６Ｂの湾曲部２６ｃにおける外周縁２６ｄは、メインバーナ筒２５の本体部２７の内周面２７ａと間隔ｄをあけて配置されている。翼先端部２６Ｃは、バーナ軸線Ａｂ方向に沿って平面形状で、バーナ軸線Ａｂ方向の長さ寸法が翼胴部２６Ｂと同じ寸法となっている（図６（ａ）参照）。
このように、メインバーナ１６の各々の旋回翼２６は、メインバーナ筒２５の内周面２７ａから径方向内側に張り出して、下流側に流通する空気Ａをバーナ軸線Ａｂ回りに旋回させるように形成されている。
【００３９】
また、図４及び図６（ｂ）に示すように、旋回翼２６には、翼胴部２６Ｂの下流側に形成され燃料Ｆを噴射する複数の燃料噴出孔２６ａと、メインバーナ筒２５の燃料供給部２５Ａと燃料噴出孔２６ａとに連通し燃料Ｆが流通される燃料流路２６Ｄと、を有している。
【００４０】
メインバーナ筒２５には、図４に示すように、各旋回翼２６との接続部分において、旋回翼２６の燃料流路２６Ｄに燃料Ｆを供給するための前記燃料供給部２５Ａが設けられている。
メインバーナ筒２５内には、図３に示すように、その上流側から圧縮機２で圧縮された空気Ａが導入される。メインバーナ筒２５内では、この空気Ａと旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａから噴射された燃料Ｆとが混合して、予混合気体ＰＭが形成される。メインバーナ筒２５は、その下流端から予混合気体ＰＭを噴出する。この予混合気体ＰＭ中の燃料は、燃焼筒１３内で予混合燃焼する。
【００４１】
バーナ保持筒１７は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、複数のメインバーナ筒２５の外周側を覆う。
【００４２】
図３に示すように、燃焼筒１３は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５から噴出した燃料が燃焼する燃焼領域４０を形成する燃焼部４１と、筒状を成し、燃料の燃焼で生成された燃焼ガスをタービン４の燃焼ガス流路内に導く燃焼ガス案内部４２と、を有する。燃焼筒１３の燃焼ガス案内部４２は、燃焼筒１３の燃焼部４１の下流側に形成されている。
【００４３】
次に、上述した構成のガスタービン１の動作及び作用について、図面に基づいて具体的に説明する。
図１に示すように、上記のようなガスタービン１において、圧縮機２は、外気を吸い込んでこれを圧縮する。圧縮機２で圧縮された空気Ａは、図３に示すように、燃焼器３のメインバーナ１６及びパイロットバーナ１５内に導かれる。メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５には、燃料供給源から燃料が供給される。メインバーナ１６は、燃料Ｆと空気Ａと予混合した予混合気体ＰＭを、燃焼筒１３の燃焼部４１内に噴出する。この予混合気体ＰＭは、燃焼部４１内で予混合燃焼する。また、パイロットバーナ１５は、燃焼筒１３の燃焼部４１内に、燃料と空気とをそれぞれ噴出する。この燃料は、燃焼部４１内で拡散燃焼または予混合燃焼する。前記の燃焼形態は、パイロットバーナ１５の燃料噴出部位を選択することによって、任意に変更することができる。燃焼筒１３の燃焼部４１内での燃料の燃焼で発生した高温高圧の燃焼ガスは、図１に示すように、燃焼筒１３の燃焼ガス案内部４２によりタービン４の燃焼ガス流路内に導かれ、タービンロータ８を回転させる。
【００４４】
図３に示すように、メインバーナ筒２５には、圧縮機２で圧縮された空気Ａがその上流端から導入される。この空気Ａは、メインバーナ筒２５内の複数の旋回翼２６によりバーナ軸線Ａｂを中心として旋回する。燃料Ｆは、複数の旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａからメインバーナ筒２５内に噴射される。旋回翼２６から噴射された燃料Ｆと、旋回しつつ下流側に流れる空気Ａとは、メインバーナ筒２５内で予混合された後、予混合気体ＰＭとしてメインバーナ筒２５の下流端から燃焼筒１３内に噴出される。
【００４５】
複数の旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａからメインバーナ筒２５内に噴射された燃料Ｆは、複数の旋回翼２６により旋回流が形成される空気Ａとの混合が促進される。また、予混合気体ＰＭは、メインバーナ筒２５から旋回しつつ燃焼筒１３内に噴出することにより、この予混合気体ＰＭの燃焼により形成される予混合火炎の保炎効果が高まる。
【００４６】
また、本実施の形態では、各旋回翼２６の内端部２６ｂがバーナ軸線Ａｂを中心とする仮想円筒面Ｋに接するように配置され、各旋回翼２６の内端部２６ｂ同士によって囲まれた中央領域（中空部Ｓ）にメインバーナ筒２５内に導入された空気Ａのみが一方向に流れる領域が形成される。そのため、中空部Ｓでは、空気Ａの渦が形成されることがなくなるうえ、燃料Ｆが混合されない領域となる。そして、中空部Ｓの下流側では、その空気Ａが旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａから噴出される燃料Ｆと予混合される。
このように、本実施の形態では、従来のような旋回翼の中央に配置される燃料供給管後流に渦が生じることがなくなるため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器３の熱損傷を防止することができる。
【００４７】
また、本実施の形態では、各旋回翼２６の径方向内側が中空部Ｓとなっているので、極めて簡単な構造により上述したようなフラッシュバック発生を抑制することができる。
【００４８】
さらに本実施の形態では、旋回翼２６の旋回部分をなす翼胴部２６Ｂの湾曲部２６ｃの外周縁２６ｄとメインバーナ筒２５との間に隙間（間隔ｄ）が形成されているので、旋回翼２６とメインバーナ筒２５とが接する領域が小さくなり、接することによる渦が発生しにくくなる利点がある。
【００４９】
上述した本実施の形態による燃焼器ノズル、及びガスタービンでは、メインバーナ１６の中央部で生じる管後流の渦をなくすことで、フラッシュバックの発生を抑制することができる。
【００５０】
次に、本発明の燃焼器ノズル、及びガスタービンによる他の実施の形態について、添付図面に基づいて説明するが、上述の第１の実施の形態と同一又は同様な部材、部分には同一の符号を用いて説明を省略し、第１の実施の形態と異なる構成について説明する。
【００５１】
（第２の実施の形態）
次に、第２の実施の形態による燃焼器ノズル、及びガスタービンについて、図面に基づいて説明する。
図７及び図８に示すように、第２の実施の形態によるメインバーナ１６Ａ（燃焼器ノズル）は、各旋回翼２６の内端部２６ｂがそれぞれ、中心軸がメインバーナ筒２５のバーナ軸線Ａｂに沿って延びる円筒形状の中空筒状体３０の外周面３０ａに接続されている。中空筒状体３０は、例えば、ステンレス鋼材等の金属によって形成されている。中空筒状体３０のバーナ軸線Ａｂ方向の長さは旋回翼２６と同じであり、中空筒状体３０のバーナ軸線Ａｂ方向の両端はそれぞれ旋回翼２６の上流側端面と下流側端面に一致している。そして、中空筒状体３０内には、上流から下流に向けて空気Ａが流れる。
【００５２】
第２の実施の形態では、各旋回翼２６の内端部２６ｂが中空筒状体３０の外周面３０ａに接続されているので、旋回翼２６の強度を大きくすることができ、補強効果を向上させることができる。
また、この場合、各旋回翼２６の内端部２６ｂが仮想円筒面Ｋに外周面３０ａを一致させた中空筒状体３０に接続され、この中空筒状体３０の内側においてメインバーナ筒２５内に導入される空気Ａのみが一方向に流れる領域（中空部Ｓ）が形成される。そのため、中空筒状体３０の中空部Ｓでは、空気Ａの渦が形成されることがなくなるうえ、燃料Ｆが混合されない領域となる。そして、中空筒状体３０の下流側では、その空気Ａが旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａから噴出される燃料と予混合される。そのため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器３の熱損傷を防止することができる。
【００５３】
（第１変形例）
なお、中空筒状体３０は、第２の実施の形態のように円筒形状であることに限定されることはない。例えば、図９に示す第１変形例による燃焼器３の中空筒状体３０Ａは、内面がバーナ軸線Ａｂに沿って延びる直線部３１と、直線部３１の上流側に連設された湾曲部３２と、直線部３１の下流側に形成された尖形の先端部３３と、を有している。湾曲部３２は、中空筒状体３０の上流側内面において、上流側から下流側に向かうに従い内径が小さくなるように曲面を形成している。先端部３３は、下流側の先端に向かうに従って先細りとなるとともに、下流側に向かうに従い中空筒状体３０Ａの内径が大きくなるテーパ状に形成されている。
【００５４】
この場合には、先端部３３によって、中空筒状体３０Ａの内面における下流側端部から滑らかに空気Ａを噴出させることができるので、中空筒状体３０Ａ後流に渦が発生し難くなる利点がある。
また、本第１変形例では、湾曲部３２によって、中空筒状体３０Ａの内面における上流側端部から滑らかに空気Ａを中空筒状体３０Ａ内に通すことができるので、中空筒状体３０Ａ内を通過する空気Ａをバーナ軸線Ａｂ方向に沿って直線的に流動させることができる。
【００５５】
（第２変形例）
また、図１０に示すように、第２変形例による燃焼器３の中空筒状体３０Ｂは、第１変形例の中空筒状体３０Ａ（図９参照）の変形した形態であって、直線部３１の内面３１ａがバーナ軸線Ａｂ方向の全体にわたって上流側から下流側に向かうに従い拡径されている。つまり、中空筒状体３０Ｂは、出口部に向かって内空断面積を大きくなっている。
この場合には、中空筒状体３０Ｂにおいて下流に向かうに従い内空断面積が大きくなり、フラッシュバックしない範囲で流速を遅くすることができる。そのため、中空筒状体３０Ｂ後流の渦をより確実になくすことができ、フラッシュバックの発生を抑制しながら、予混合の周辺部の流速よりも早い流れになることを防ぐことができる。
【００５６】
以上、本発明による燃焼器ノズル、及びガスタービンの実施の形態について説明したが、本発明は上記の実施の形態に限定されるものではなく、その趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
【００５７】
例えば、本第２の実施の形態では、中空筒状体３０が円筒形状をなしているが、多角形断面の筒形状のものであってもかまわない。
【００５８】
また、旋回翼２６の取付け数、燃料噴出孔２６ａの位置、数量等の構成は、適宜、条件に応じて変更することができる。
さらに旋回翼２６の形状として、本実施の形態では翼付け根部２６Ａ、翼胴部２６Ｂ、翼先端部２６Ｃが一体的に設けられ、そのうち翼胴部２６Ｂにおける湾曲部２６ｃの外周縁２６ｄとメインバーナ筒２５（本体部２７）の内周面２７ａとの間に間隔ｄが形成されているが、この間隔ｄの寸法は適宜設定することができるし、省略することも可能である。
【００５９】
その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上記した実施の形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、上記した実施の形態を適宜組み合わせてもよい。
【符号の説明】
【００６０】
１  ガスタービン
２  圧縮機
３  燃焼器
４  タービン
１３  燃焼筒
１４  燃料噴出器
１５  パイロットバーナ
１６  メインバーナ（燃焼器ノズル）
２５  メインバーナ筒（筒部）
２６  旋回翼
２６Ａ  翼付け根部
２６Ｂ  翼胴部
２６Ｃ  翼先端部
２６ａ  燃料噴出孔
２６ｂ  内端部
２６ｃ  湾曲部
２６ｄ  外周縁
３０、３０Ａ  中空筒状体
３２  湾曲部
ｄ  間隔
Ａ  空気
Ａｂ  バーナ軸線
Ｄａ  軸線方向
Ｆ  燃料
ＰＭ  予混合気体
Ｋ  仮想円筒面
Ｓ  中空部
【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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