(57)【要約】【課題】ガスタービンのエンジン効率を高めつつ、燃焼器ライナ９全体としての冷却性能を十分に確保する。【解決手段】アウタライナ１１の外表面１１ｏの上流側部分には、複数のアウタ冷却孔２９に流入する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のアウタ圧損部材３３が設けられ、インナライナ１３の外表面１３ｏの上流側部分には、複数のインナ冷却孔３１に流入する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のインナ圧損部材３５が設けられている。また、インナ圧損部材３５は、金属メッシュからなるものであって、複数のインナ冷却孔３１の入口側を覆っている。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンに用いられ、燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービン燃焼器において、
中空環状又は筒状の燃焼器ケースと、
前記燃焼器ケース内に設けられ、上流端側に隔壁を有し、内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有した中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、
前記隔壁に設けられ、前記燃焼室内に向かって燃料を噴射する燃料噴射弁と、
前記隔壁に設けられ、圧縮空気を前記燃焼室内に導入する空気導入部材と、を具備し、
前記燃焼器ライナに、圧縮空気の一部を冷却空気として前記燃焼器ライナの内表面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔が貫通形成され、前記燃焼器ライナの外表面又は内表面の上流側部分に、前記冷却孔に流入する冷却空気又は前記冷却孔から流出する冷却空気に圧損を与える圧損部材が設けられていることを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項２】
前記圧損部材が金属メッシュからなることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
【請求項３】
前記圧損部材が発泡金属材料からなることを特徴とする請求項１に記載の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、航空用ガスタービン又は発電用ガスタービン等のガスタービンに用いられ、燃料と圧縮空気（空気）との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービン燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン燃焼器における中空環状又は筒状の燃焼器ライナは、内側に、燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させるための燃焼室を有しており、ガスタービン燃焼器の稼働中に、燃焼器ライナの内表面は燃焼ガス（高温ガス）に曝されることになる。そのため、燃焼器ライナには、圧縮空気の一部を冷却空気として燃焼器ライナの内表面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔が貫通形成されている（特許文献１及び特許文献２等参照）。
【０００３】
従って、ガスタービン燃焼器の稼働中に、燃焼器ライナの外側と内側（燃焼室側）の圧力差によって圧縮空気の一部が冷却空気として複数の冷却孔に流入することにより、複数の冷却孔の内面から燃焼器ライナを対流冷却（内部冷却）することができる。また、燃焼器ライナの対流冷却に寄与した冷却空気が複数の冷却孔から吹き出されることにより、燃焼器ライナの内表面を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、燃焼器ライナをフィルム冷却することができる。なお、燃焼器ライナのフィルム冷却に寄与した冷却空気は、混合気の一部になる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平９−４１９９１号公報
【特許文献２】特開２００３−１１４０２３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、燃焼器ライナのフィルム冷却の冷却効率は、燃焼ガスの質量流量に対する冷却空気の質量流量の質量流量比（以下、ブロー比という）によって決定され、ガスタービン燃焼器の通常の稼働状態において、燃焼器ライナのブロー比が高くなると、燃焼器ライナのフィルム冷却の冷却効率が低下する傾向にある。また、燃焼室内において上流側部分の燃焼ガスの質量流量が下流側部分の燃焼ガスの質量流量に比べて少ないことに起因して、燃焼器ライナの上流側部分のブロー比が大きくなり、燃焼器ライナの上流側部分のフィルム冷却の冷却効率を十分に高めることができない。
【０００６】
そのため、通常、燃焼器ライナの上流側部分において冷却孔の個数を増やして、燃焼器ライナの上流側部分の対流冷却を促進して、燃焼器ライナ全体としての冷却性能を確保している。一方、燃焼器ライナの上流側部分において冷却孔の個数を増やすと、それに伴い、燃焼器ライナの冷却に必要な冷却空気の消費流量が増え、ガスタービンのエンジン効率の向上を阻害することになる。つまり、ガスタービンのエンジン効率を高めつつ、燃焼器ライナ全体としての冷却性能を十分に確保することは容易でないという問題がある。
【０００７】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のガスタービン燃焼器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】
【０００８】
本発明の特徴は、ガスタービンに用いられ、燃料と圧縮空気（空気）との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービン燃焼器において、中空環状又は筒状の燃焼器ケースと、前記燃焼器ケース内に設けられ、上流端側に隔壁を有し、内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有した中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、前記隔壁に設けられ、前記燃焼室内に向かって燃料を噴射（噴霧）する燃料噴射弁と、前記隔壁に設けられ、圧縮空気を前記燃焼室内に導入する空気導入部材と、を具備し、前記燃焼器ライナに、圧縮空気の一部を冷却空気として前記燃焼器ライナの内表面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔が貫通形成され、前記燃焼器ライナの外表面又は内表面の上流側部分（前記燃料噴射弁側の部分）に、前記冷却孔に流入する冷却空気又は前記冷却孔から流出する冷却空気に圧損を与える圧損部材が設けられていることを要旨とする。
【０００９】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意である。また、「上流端側」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て上流端側のことをいい、「上流側部分」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て上流側に位置する部分のことをいう。
【００１０】
本発明の特徴によると、前記燃料噴射弁によって前記燃焼室内に向かって燃料が噴射されると共に、前記空気導入部材から圧縮空気が前記燃焼室内に導入される。これにより、前記燃焼室内において燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成して前記燃焼ライナの出口側から排出することができる。なお、前記燃焼器ライナから排出された燃焼ガスは、前記ガスタービン燃焼器の下流側に配設されたタービンを駆動するようになっている。
【００１１】
前記ガスタービン燃焼器の稼働中に、前記燃焼器ライナの外側と内側（前記燃焼室側）の圧力差によって圧縮空気の一部が冷却空気として複数の前記冷却孔に流入することにより、複数の前記冷却孔の内面から前記燃焼器ライナを対流冷却（内部冷却）することができる。また、前記燃焼器ライナの対流冷却に寄与した冷却空気が複数の前記冷却孔から吹き出されることにより、前記燃焼器ライナの内表面を覆うフィルム冷却層を形成して、前記燃焼器ライナをフィルム冷却することができる。なお、前記燃焼器ライナのフィルム冷却に寄与した冷却空気は、混合気の一部になる。
【００１２】
ここで、前記燃焼器ライナの外表面又は内表面の上流側部分に、前記冷却孔に流入する冷却空気又は前記冷却孔から流出する冷却空気に圧損を与える前記圧損部材が設けられているため、前記燃焼器ライナの上流側部分において前記冷却孔から前記燃焼室内に導入される冷却空気の質量流量を少なくすることができる。これにより、前記燃焼室内の上流側部分の燃焼ガスの質量流量が少なくても、前記燃焼器ライナの上流側部分のブロー比を低くして、前記燃焼器ライナの上流側部分及び下流側部分を含む全域のフィルム冷却の冷却効率を十分に高めることができる。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、前記燃焼器ライナの上流側部分のブロー比を低くして、前記燃焼器ライナの全域のフィルム冷却の冷却効率を十分に高めることができるため、前記燃焼器ライナの上流側部分の前記冷却孔の個数を減らして、前記燃焼器ライナ全体としての冷却性能を十分に確保することができる。換言すれば、前記燃焼器ライナの冷却に必要な冷却空気の消費流量を減らして、前記ガスタービンのエンジン効率を高めつつ、前記燃焼器ライナ全体としての冷却性能を十分に確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】図１は、本発明の実施形態に係るガスタービン燃焼器の部分側断面図である。
【図２】図２は、本発明の実施形態に係るガスタービン燃焼器の要部の拡大断面図である。
【図３】図３は、図１におけるIII-III線に沿った断面図である。なお、燃料供給管の図示は省略してある。
【図４】図４は、本発明の実施形態の変形例に係るガスタービン燃焼器の要部の拡大断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
本発明の実施形態について図１から図３を参照して説明する。なお、図面中、「Ｄ１」は、前方向（混合気又は燃焼ガスの流れ方向から見て上流方向）、「Ｄ２」は、後方向（混合気又は燃焼ガスの流れ方向から見て下流方向）をそれぞれ指してある。
【００１６】
図１から図３に示すように、本発明の実施形態に係るガスタービン燃焼器１は、燃料Ｆと圧縮空気（空気）Ａとの混合気（図示省略）を燃焼させて、燃焼ガスＧを生成するものである。また、ガスタービン燃焼器１は、航空用ガスタービン（図示省略）に用いられることの多い所謂アニュラ型のガスタービン燃焼器である。
【００１７】
ガスタービン燃焼器１は、中空環状の燃焼器ケース３を具備しており、この燃焼器ケース３は、環状のアウタケース５と、このアウタケース５の内側に航空用ガスタービンのエンジン軸心ＥＣを中心として同心円状に設けられた環状のインナケース７とを備えている。また、燃焼器ケース３の入口側は、航空用ガスタービンにおける圧縮機（図示省略）からの圧縮空気Ａを導入可能である。
【００１８】
燃焼器ケース３内には、中空環状の燃焼器ライナ９が同心上に設けられており、この燃焼器ライナ９は、環状のアウタライナ１１と、このアウタライナ１１の内側に同心状に設けられた環状のインナライナ１３とを備えている。また、アウタライナ１１の上流端（上流側の端部）とインナライナ１３の上流端の間には、環状の隔壁１５が連結するように設けられており、換言すれば、燃焼器ライナ９は、上流端側に、環状の隔壁１５を有している。また、アウタライナ１１とインナライナ１３との間には、燃料Ｆと圧縮空気Ａとの混合気を燃焼させるための環状の燃焼室１７が区画形成されており、換言すれば、燃焼器ケース３は、内側に、環状の燃焼室１７を有している。
【００１９】
隔壁１５には、燃焼室１７内に向かって燃料Ｆを噴射（噴霧）する複数（１つのみ図示）の燃料噴射弁１９が円周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料噴射弁１９は、例えば公知の構成からなる圧力噴射弁であって、中央に、燃料Ｆを噴射可能なノズル孔１９ｈを有している。また、アウタケース５には、燃料Ｆを供給可能な複数（１つのみ図示）の燃料供給管２１が円周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料供給管２１の先端部は、対応する燃料噴射弁１９の基部に接続されている。更に、アウタケース５の適宜位置には、混合気の燃焼の直前に燃料Ｆに着火（点火）する複数の点火栓（図示省略）が設けられており、各点火栓の先端部は、燃焼室１７側に面している。
【００２０】
隔壁１５における各燃料噴射弁１９の周りには、圧縮空気Ａを燃焼室１７内に旋回させた状態で導入するスワラ（空気導入部材）２３が設けられている。また、アウタライナ１１には、圧縮空気Ａを希釈空気として燃焼室１７内に導入するためのアウタ希釈孔２５が貫通形成されている。同様に、インナライナ１３には、圧縮空気Ａを希釈空気として燃焼室１７内に導入するためのインナ希釈孔２７が貫通形成されている。
【００２１】
図１及び図２に示すように、アウタライナ１１には、圧縮空気Ａの一部を冷却空気ＣＡとしてアウタライナ１１の内表面１１ｉに沿うように吹き出すための複数のアウタ冷却孔２９が貫通形成されており、各アウタ冷却孔２９の孔中心線２９ｓは、アウタライナ１１の厚み方向に対して傾斜してある。同様に、インナライナ１３には、圧縮空気Ａの一部を冷却空気ＣＡとしてインナライナ１３の内表面１３ｉに沿うように吹き出すための複数のインナ冷却孔３１が貫通形成されており、各インナ冷却孔３１の孔中心線３１ｓは、アウタライナ１１の厚み方向に対して傾斜してある。
【００２２】
アウタライナ１１の外表面１１ｏの上流側部分（燃料噴射弁１９側の部分）には、複数のアウタ冷却孔２９に流入する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のアウタ圧損部材３３が設けられている。また、アウタ圧損部材３３は、金属メッシュからなるものであって、複数のアウタ冷却孔２９の入口側（入口側の開口部）を覆っている。同様に、インナライナ１３の外表面１３ｏの上流側部分には、複数のインナ冷却孔３１に流入する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のインナ圧損部材３５が設けられている。また、インナ圧損部材３５は、金属メッシュからなるものであって、複数のインナ冷却孔３１の入口側を覆っている。
【００２３】
なお、アウタ圧損部材３３及びインナ圧損部材３５が金属メッシュからなる代わりに、発泡金属材料（多孔質金属材料）からなるようにしても構わない。また、アウタ圧損部材３３がアウタライナ１１の上流側部分における全てのアウタ冷却孔２９の入口側を覆うのでなく、アウタライナ１１の上流側部分における一部のアウタ冷却孔２９の入口側のみを覆うようにしても構わない。同様に、インナ圧損部材３５がインナライナ１３の上流側部分における全てのインナ冷却孔３１の入口側を覆うのでなく、インナライナ１３の上流側部分における一部のインナ冷却孔３１の入口側のみを覆うようにしても構わない。
【００２４】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００２５】
複数の燃料噴射弁１９によって燃焼室１７内に向かって燃料Ｆが噴射されると共に、複数のスワラ２３から圧縮空気Ａが燃焼室１７内に旋回させた状態で導入される。また、複数のスワラ２３から圧縮空気Ａの他に、複数のアウタ希釈孔２５及び複数のインナ希釈孔２７から圧縮空気Ａが希釈空気として燃焼室１７内に導入される。これにより、燃焼室１７内において燃料Ｆと圧縮空気Ａとの混合気を燃焼させて、燃焼ガスＧを生成して燃焼器ライナ９の出口側から排出すると共に、火炎温度を下げて、ＮＯｘ（窒化酸化物）の発生量の低減を図ることができる。なお、燃焼器ライナ９から排出された燃焼ガスＧは、ガスタービン燃焼器１の下流側に配設されたタービン（図示省略）を駆動するようになっている。
【００２６】
ガスタービン燃焼器１の稼働中に、燃焼器ライナ９の外側と内側（燃焼室１７側）の圧力差によって圧縮空気Ａの一部が冷却空気ＣＡとして複数のアウタ冷却孔２９及び複数のインナ冷却孔３１に流入することにより、複数のアウタ冷却孔２９の内面及び複数のインナ冷却孔３１の内面から燃焼器ライナ９を対流冷却（内部冷却）することができる。また、燃焼器ライナ９の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数のアウタ冷却孔２９及び複数のインナ冷却孔３１から吹き出されることにより、燃焼器ライナ９の内表面（アウタライナ１１の内表面１１ｉ及びインナライナ１３の内表面１３ｉ）を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、燃焼器ライナ９をフィルム冷却することができる。なお、燃焼器ライナ９のフィルム冷却に寄与した冷却空気ＣＡは、混合気の一部になる。
【００２７】
ここで、アウタライナ１１の外表面１１ｏの上流側部分に複数のアウタ冷却孔２９に流入する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のアウタ圧損部材３３が設けられているため、アウタライナ１１の上流側部分において複数のアウタ冷却孔２９から燃焼室１７内に導入される冷却空気ＣＡの質量流量を少なくすることができる。同様に、インナライナ１３の外表面１３ｏの上流側部分に複数のインナ冷却孔３１に流入する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のインナ圧損部材３５が設けられているため、インナライナ１３の上流側部分において複数のインナ冷却孔３１から燃焼室１７内に導入される冷却空気ＣＡの質量流量を少なくすることができる。これにより、燃焼室１７内の上流側部分の燃焼ガスＧの質量流量が少なくても、燃焼器ライナ９の上流側部分のブロー比を低くして、燃焼器ライナ９の上流側部分及び下流側部分を含む全域のフィルム冷却の冷却効率を十分に高めることができる。
【００２８】
従って、本発明の実施形態によれば、燃焼器ライナ９の全域のフィルム冷却の冷却効率を十分に高めることができるため、燃焼器ライナ９の上流側部分においてアウタ冷却孔２９及びインナ冷却孔３１の個数を減らして、燃焼器ライナ９全体としての冷却性能を十分に確保することができる。換言すれば、燃焼器ライナ９の冷却に必要な冷却空気ＣＡの消費流量を減らして、航空用ガスタービンのエンジン効率を高めつつ、燃焼器ライナ９全体としての冷却性能を十分に確保することができる。
【００２９】
（本発明の実施形態の変形例）
本発明の実施形態の変形例について図４を参照して説明する。なお、図面中、「Ｄ１」は、前方向（混合気又は燃焼ガスの流れ方向から見て上流方向）、「Ｄ２」は、後方向（混合気又は燃焼ガスの流れ方向から見て下流方向）をそれぞれ指してある。
【００３０】
アウタライナ１１の外表面１１ｏの上流側部分に環状のアウタ圧損部材３３（図２参照）が設けられる代わりに、アウタライナ１１の内表面１１ｉの上流側部分には、複数のアウタ冷却孔２９から流出する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のアウタ圧損部材３７が設けられている。また、このアウタ圧損部材３７は、金属メッシュからなるものであって、複数のアウタ冷却孔２９の出口側（出口側の開口部）を覆っている。同様に、インナライナ１３の外表面１３ｏの上流側部分に環状のインナ圧損部材３５（図２参照）が設けられる代わりに、インナライナ１３の内表面１３ｉの上流側部分には、複数のインナ冷却孔３１から流出する冷却空気ＣＡに圧損を与える環状のインナ圧損部材３９が設けられている。また、このインナ圧損部材３９は、金属メッシュからなるものであって、複数のインナ冷却孔３１の出口側を覆っている。
【００３１】
なお、アウタ圧損部材３７及びインナ圧損部材３９が金属メッシュからなる代わりに、発泡金属材料からなるようにしても構わない。また、アウタ圧損部材３７がアウタライナ１１の上流側部分における全てのアウタ冷却孔２９の出口側を覆うのでなく、アウタライナ１１の上流側部分における一部のアウタ冷却孔２９の出口側のみを覆うようにしても構わない。同様に、インナ圧損部材３５がインナライナ１３の上流側部分における全てのインナ冷却孔３１の出口側を覆うのでなく、インナライナ１３の上流側部分における一部のインナ冷却孔３１の出口側のみを覆うようにしても構わない。
【００３２】
そして、本発明の実施形態の変形例においても、前述の本発明の実施形態と同様の作用及び効果を奏するものである。
【００３３】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えばアニュラ型のガスタービン燃焼器１に適用した技術的思想を、筒状の燃焼器ケース（図示省略）及び筒状の燃焼器ライナ（図示省略）を具備したカン型のガスタービン燃焼器（図示省略）に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００３４】
Ａ：圧縮空気、ＣＡ：冷却空気、Ｆ：燃料、Ｇ：燃焼ガス、１：ガスタービン燃焼器、３：燃焼器ケース、５：アウタケース、７：インナケース、９：燃焼器ライナ、１１：アウタライナ、１１ｉ：内表面、１１ｏ：外表面、１３：インナライナ、１３ｉ：内表面、１３ｏ：外表面、１５：隔壁、１７：燃焼室、１９：燃料噴射弁、２３：スワラ（空気導入部材）、２５：アウタ希釈孔、２７：インナ希釈孔、２９：アウタ冷却孔、２９ｓ：孔中心線、３１：インナ冷却孔、３１ｓ：孔中心線、３３：アウタ圧損部材、３５：インナ圧損部材、３７：アウタ圧損部材、３９：インナ圧損部材
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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