(57)【要約】【課題】  予混合燃焼域と低温保炎域との境界部近傍における予混合気濃度の低下に伴う低温保炎域の保炎性の低下を防止して予混合燃焼域における予混合気の着火燃焼性能を向上したガスタービン燃焼器を提供する。【解決手段】  本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、パイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンの先端部下流側に向けて空気を噴出する空気噴出手段を設けるとともに、前記パイロットコーンの先端部下流側に形成される保炎低速域あるいはその近傍に燃料を噴出する燃料噴出手段を該パイロットコーンに設けたことを特徴とする。【選択図】    図１
2005114193.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンの先端部下流側に向けて空気を噴出する空気噴出手段を設けるとともに、前記パイロットコーンの先端部下流側に形成される保炎低速域あるいはその近傍に燃料を噴出する燃料噴出手段を該パイロットコーンに設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項２】
前記燃料噴出手段の内周側に、前記保炎低速域あるいはその近傍に空気を噴出する空気噴出手段を該パイロットコーンに併設したことを特徴とする請求項１記載のガスタービン燃焼器。
【請求項３】
前記燃料噴出手段の燃料噴出部を、前記本体内筒の周方向に沿って複数個開設された燃料噴出孔にて構成したことを特徴とする請求項１記載のガスタービン燃焼器。
【請求項４】
燃料噴出手段を構成する燃料噴出通路を前記パイロットコーンの途中まで形成して、該燃料噴出通路からの燃料噴出口をパイロットコーンの内側に開口したことを特徴とする請求項１記載のガスタービン燃焼器。
【請求項５】
前記パイロットコーンに該パイロットコーンの内側に突設されて内部が前記燃料噴出通路に連通された突起部を形成し、該突起部に前記燃料噴出口を設けたことを特徴とする請求項４記載のガスタービン燃焼器。
【請求項６】
前記パイロットコーンを、上流側に位置する上流側コーンと該上流側コーンの下流側に連設され該上流側コーンよりも開き角の大きい下流側コーンとにより構成し、前記燃料噴出通路からの燃料噴出口を前記上流側コーンと下流側コーンとの接続部近傍に開口したことを特徴とする請求項４記載のガスタービン燃焼器。
【請求項７】
筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記メインノズルに対応して設けられたメインスワラの間に燃料を噴出する燃料噴出手段を備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項８】
前記燃料噴出手段を構成する燃料噴出通路を前記本体内筒の周方向に沿って複数室に区画形成し、該複数室のうち少なくとも１個の複数室からの燃料噴出口を前記メインスワラの間に燃料を噴出するように開口し、他の燃料噴出口を前記保炎低速域あるいはその近傍に燃料を噴出するように開口したことを特徴とする請求項７記載のガスタービン燃焼器。
【請求項９】
筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンに、前記パイロットノズルの外側に該パイロットノズルに平行な上流側通路と該上流側通路に連設されて前記メインバーナ側に向けて直角方向に延びる下流側通路からなる空気噴出手段を設け、該空気噴出手段の空気噴出口を前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に空気を噴出するように開口したことを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項１０】
筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンは厚肉に形成された厚肉部を有し、該厚肉部の外周と前記メインバーナとの間に空気通路を形成し、該空気通路の空気噴出口を前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口したことを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項１１】
前記厚肉部の内側に空気通路を形成し、該空気通路の空気噴出口を前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口したことを特徴とする請求項１０記載のガスタービン燃焼器。
【請求項１２】
筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンに空気通路を設けるとともに、前記メインバーナの内周部位に、空気出口が前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口される第１の空気通路を空間部を介して設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項１３】
前記メインバーナの外周部位に、空気出口が該メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口する第２の空気通路を追設したことを特徴とする請求項１２記載のガスタービン燃焼器。
【請求項１４】
前記パイロットコーンに設けた前記空気通路の空気出口を該パイロットコーンの内側に開口するとともに、前記メインバーナの外周部位に空気出口が該メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口する第２の空気通路を追設したことを特徴とする請求項１２記載のガスタービン燃焼器。
【請求項１５】
前記パイロットコーンに設けた前記空気通路の途中に、保炎部に開口する逃がし孔を設けたことを特徴とする請求項１２記載のガスタービン燃焼器。
【請求項１６】
筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットノズルは、燃料の噴出角度の小さい第１の燃料噴出口と、該第１の燃料噴出口よりも噴出角度の大きい第２の燃料噴出口とが併設され、一定負荷以下の部分負荷運転時には前記第１の燃料噴出口を、前記一定負荷を超える高負荷運転時には前記第２の燃料噴出口を切換え使用可能に構成してなることを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項１７】
筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンを、空気出口が前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口される空気通路を備えた外側コーンと該外側コーンの内周に固定された内側コーンとの２重コーンに構成し、前記パイロットノズルの燃料噴出口の燃料噴出方向を、該燃料噴出口からの噴出燃料が前記内側コーンに最初に当たるように設定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】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてな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は、筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルと、該メインノズルの下流側先端部を覆い空気との混合を行うメインバーナと、前記パイロットノズルの外周とメインバーナ間に前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンとを備えて構成されている。
かかるガスタービン燃焼器においては、例えば特許文献１（特開平１１−２２３３４１号公報）及び特許文献２（特開２００３−１３０３５１号公報）に示されるように、燃焼室の前記パイロットコーンの先端部下流側に高温低速のガス領域を保持した低温保炎域を形成して、前記メインバーナ下流の予混合燃焼域における着火燃焼性を保持している。  
【０００３】
図２０は、かかるガスタービン燃焼器のメインバーナ下流部及びパイロットコーン先端部近傍の概略を示し、図において、５はメインバーナ、４１はパイロットコーン、０４１は該パイロットコーン４１に設けられたエア（空気）通路、０４１ａは該パイロットコーン４１先端の保炎形成部０４１ｃに設けられたエア通路０４１からのエア（空気）噴出口、１０は前記メインバーナ５の内周とパイロットコーン４１の外周との間に形成されたエア（空気）通路、１０ａは該エア通路１０からのエア（空気）噴出口である。
１０１は、前記メインバーナ５において予混合されたメイン燃料とメイン空気との予混合気が燃焼する予混合燃焼域、１００は前記パイロットコーンの先端部下流側の前記予混合燃焼域１０１に接する部位に形成された低温保炎域であり、該低温保炎域１００において高温低速のガス領域を保持することにより、前記予混合燃焼域１０１における着火燃焼を良好に保持している。
【０００４】
また前記ガスタービン燃焼器においては、例えば前記特許文献１に示されるように、パイロットコーンの内周部にエア（空気）通路を設け、該エア通路を通流した空気を該パイロットコーン先端部の保炎形成部外周から前記メインバーナ下流の予混合燃焼域側に噴出せしめるように構成されている。
即ち、前記メインバーナ下流部及びパイロットコーン先端部近傍の概要を示す図２１において、５ａは該メインバーナ５の空気噴出基板、５ｂは該空気噴出基板５ａに多数穿設されたエア（空気）噴出孔である。０４１はパイロットコーン４１に設けられたエア（空気）通路、０４１ａは該パイロットコーン４１先端の保炎形成部０４１ｃに設けられたエア通路０４１からのエア（空気）噴出口、０４１ｂは該エア噴出口０４１ａの絞り部材を構成するスペーサである。また、１０は前記メインバーナ５の内周とパイロットコーン４１の外周との間に形成されたエア（空気）通路、１０ａは該エア通路１０からのエア（空気）噴出口である。
【０００５】
【特許文献１】特開平１１−２２３３４１号公報
【特許文献２】特開２００３−１３０３５１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
前記特許文献１及び特許文献２のような従来技術、つまり図２０に示されるような従来技術にあっては、パイロットコーン４１先端の保炎形成部０４１ｃに設けられたエア通路０４１のエア噴出口０４１ａからの空気が、前記メインバーナ５下流の予混合燃焼域１０１と該予混合燃焼域１０１の内側に接する部位に形成された低温保炎域１００との境界部に噴出される空気、及び前記メインバーナ５の内周とパイロットコーン４１の外周との間に形成されたエア通路１０のエア噴出口１０ａから噴出される空気によって、前記予混合燃焼域１０１と低温保炎域１００との境界部近傍の予混合気濃度が低下し易い。
このため、かかる従来技術にあっては、前記のような予混合燃焼域１０１と低温保炎域１００との境界部近傍における予混合気濃度の低下によって、低温保炎域１００の保炎性が劣化し、予混合燃焼域１０１における予混合気の着火燃焼性能の低下を招くという問題点を有している。
【０００７】
また、特許文献１のような従来技術、つまり図２１に示されるような従来技術にあっては、
前記のように、パイロットコーン４１の内周側に設けられたエア通路０４１を通流した空気がエア噴出口０４１ａから前記予混合燃焼域１０１に向けて噴出されるようになっている。
しかしながら、かかる従来技術にあっては、図示を省略したパイロットノズルから噴出されたパイロット燃料噴霧０２ａが該パイロットコーン４１の先端の保炎形成部０４１ｃ近傍に直接接触してパイロット燃焼を行うため、該パイロット燃焼によって該保炎形成部０４１ｃ近傍のメタル温度が上昇し、かかる温度上昇による熱収縮によって、前記エア通路０４１からのエア噴出口０４１ａの出口幅Ｓ２及び前記メインバーナ５の内周とパイロットコーン４１の外周との間に形成されたエア通路１０のエア噴出口１０ａの出口幅Ｓ１が縮小され易くなる。
このため、かかる従来技術にあっては、前記のようなエア噴出口０４１ａあるいは１０ａの出口幅Ｓ２あるいはＳ１の縮小により該エア噴出口０４１ａあるいは１０ａにおいて十分なフイルム空気量が得られなくなって、予混合燃焼域１０１における空気量が不足してメインバーナからの予混合気の燃焼性能の低下を招くという問題点を有している。
【０００８】
本発明はかかる従来技術の課題に鑑み、予混合燃焼域と低温保炎域との境界部近傍における予混合気濃度の低下に伴う低温保炎域の保炎性の低下を防止して予混合燃焼域における予混合気の着火燃焼性能を向上したガスタービン燃焼器を提供することを第１の目的とする。
また、本発明の第２の目的は、パイロットコーンの先端の保炎形成部近傍におけるメタル温度が上昇を回避することにより、パイロットコーン先端部における空気噴出口の通路面積の縮小及びこれに伴う予混合気の燃焼性能の低下を防止し得るガスタービン燃焼器を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明はかかる目的を達成するもので、その第１の手段は、筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンの先端部下流側に向けて空気を噴出する空気噴出手段を設けるとともに、前記パイロットコーンの先端部下流側に形成される保炎低速域あるいはその近傍に燃料を噴出する燃料噴出手段を該パイロットコーンに設けたことを特徴とする。
【００１０】
かかる第１の手段によれば、パイロットコーン下流の保炎形成部に設けられた燃料噴出手段から、該保炎形成部の下流側に形成される保炎低速域の近傍、好ましくは該保炎低速域とメインバーナ下流側の予混合燃焼域との境界部近傍に燃料を噴出することによって、該境界部近傍における予混合気の濃度を上昇せしめることが可能となる。これにより、該保炎低速域における保炎性を良好に保持しつつ予混合燃焼域における予混合気の着火燃焼性能を向上することができる。
一方、空気噴出手段からパイロットコーンの先端部下流側に向けて空気を噴出しているので、メインバーナ下流側の予混合燃焼域からのフラッシュバックは回避できる。また、前記パイロットコーンに燃料噴出手段の燃料通路を形成したので、該燃料通路を通流する燃料によってパイロットコーンを冷却することができて、該パイロットコーンの過熱を回避できる。
【００１１】
かかる第１の手段において、好ましくは、前記燃料噴出手段の内周側に、前記保炎低速域あるいはその近傍に空気を噴出する空気噴出手段を該パイロットコーンに併設する。
このように構成すれば、パイロットコーンにおける燃料噴出手段の内周側に空気噴出手段を設けたので、前記燃料噴出手段による燃料の噴出を遮断しても、前記燃料噴出手段の内周側に設けた空気噴出手段からの空気によってパイロットコーンを冷却できるので、常時パイロットコーンの過熱を保持しつつ良好な保炎性を維持できる。
【００１２】
また、かかる第１の手段において好ましくは、前記燃料噴出手段の燃料噴出部を、前記本体内筒の周方向に沿って複数個開設された燃料噴出孔にて構成する。
このように構成すれば、パイロットコーンにおける燃料噴出部の燃料出口が複数個の燃料噴出孔にて構成されるので、該パイロットコーンの燃料噴出部近傍の熱変形等による燃料噴出部出口面積の不均一化を回避できる。
【００１３】
また、かかる第１の手段において好ましくは、燃料噴出手段を構成する燃料噴出通路を前記パイロットコーンの途中まで形成して、該燃料噴出通路からの燃料噴出口をパイロットコーンの内側に開口する。
このように構成すれば、パイロットコーンの途中に設けた燃料噴出口からパイロットコーンの内側に噴出された燃料と、該パイロットコーンの内側を流動するパイロット空気とが混合した混合気を保炎低速域に流入させることにより、該保炎低速域における保炎性を向上せしめることができる。
また、燃料とパイロットコーンの内側を流動するパイロット空気とが、パイロットコーンの途中で部分的に予混合されるため、保炎低速域における保炎性を向上しつつ予混合燃焼域でのＮＯｘ発生量を低減できる。
また、前記パイロットコーンに該パイロットコーンの内側に突設されて内部が前記燃料噴出通路に連通された突起部を形成し、該突起部に前記燃料噴出口を設けるように構成すれば、燃料を前記突起部内を通すことにより、燃料のパイロット空気側への過度な貫流を抑制できて、前記予混合気の保炎低速域への流入が円滑になされる。
【００１４】
さらに、前記パイロットコーンを、上流側に位置する上流側コーンと該上流側コーンの下流側に連設され該上流側コーンよりも開き角の大きい下流側コーンとにより形成し、前記燃料噴出通路からの燃料噴出口を前記上流側コーンと下流側コーンとの接続部近傍に開口するように構成すれば、前記のような突起部がないので該突起部の過熱によるパイロットコーンの破損を回避できるとともに、パイロット空気の流路における流動抵抗の増大を回避しつつ、パイロットコーンの内側に噴出されたパイロット燃料とパイロット空気との混合気を保炎低速域に流入させることにより保炎性を向上せしめることができる。
【００１５】
次に、本発明の第２の手段は、筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記メインノズルに対応して設けられたメインスワラの間に燃料を噴出する燃料噴出手段を備えたことを特徴とする。
かかる第２の手段によれば、メインスワラの間に燃料を噴出するので、該メインスワラによる旋回流の間の澱み流域に燃料を噴出することにより、該澱み流域が保炎点となって保炎性が向上する。また、メインスワラの出口端面から燃料を噴出するので、燃焼域からのフラッシュバックを引き起こすことはない。
【００１６】
かかる第２の手段において、好ましくは、前記燃料噴出手段を構成する燃料噴出通路を前記本体内筒の周方向に沿って複数室に区画形成し、該複数室のうち少なくとも１個の複数室からの燃料噴出口を前記メインスワラの間に燃料を噴出するように開口し、他の燃料噴出口を前記保炎低速域あるいはその近傍に燃料を噴出するように開口する。
このように構成すれば、メインスワラの間に燃料を噴出する燃料噴出口と保炎低速域あるいはその近傍に燃料を噴出する燃料噴出口とを、複数室に区画形成された別個の燃料噴出通路に設けたので、メインスワラの間の澱み部に噴出する燃料量と保炎低速域あるいはその近傍に燃料を噴出する燃料量との配分を最適配分に調整できる。
【００１７】
次に、本発明の第３の手段は、筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンに、前記パイロットノズルの外側に該パイロットノズルに平行な上流側通路と該上流側通路に連設されて前記メインバーナ側に向けて直角方向に延びる下流側通路からなる空気噴出手段を設け、該空気噴出手段の空気噴出口を前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に空気を噴出するように開口したことを特徴とする。
かかる第３の手段によれば、パイロット空気をメインバーナの下流側の予混合燃焼域に噴出することにより、予混合燃焼域の希薄化がなされてＮＯｘ発生量を抑制した予混合燃焼が可能となる。また、低速保炎域に前記パイロット空気による大きな循環流が形成されることにより、保炎性が向上する。
【００１８】
次に、本発明の第４の手段は、筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンは厚肉に形成された厚肉部を有し、該厚肉部の外周と前記メインバーナとの間に空気通路を形成し、該空気通路の空気噴出口を前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口したことを特徴とする。
【００１９】
かかる第４の手段によれば、パイロットコーンを厚肉に形成することにより剛性が増大され、該パイロットコーンの熱変形等に伴う前記厚肉部の外周とメインバーナとの間に形成される空気通路における空気噴出口の通路面積の縮小を防止でき、かかる通路面積の縮小に伴うメインバーナ下流側の予混合燃焼域へのフイルム空気量の低下及びこれによる予混合気の燃焼性能の低下を防止できる。
【００２０】
かかる第４の手段において好ましくは、前記厚肉部の内側に空気通路を形成し、該空気通路の空気噴出口を前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口する。
このように構成すれば、前記厚肉部が高剛性でありかつ前記空気通路を通流する空気によって該厚肉部を冷却することによって、該パイロットコーンの変形が抑制されるので、前記厚肉部の内周側に形成された空気通路の空気噴出口の通路面積の縮小を、より確実に防止できる。
【００２１】
次に、本発明の第５の手段は、筒状に形成された本体内筒の中心部に設けられたパイロットノズルと、該パイロットノズルの外側に前記本体内筒の周方向に沿って複数個設けられたメインノズルの下流側先端部を覆うメインバーナとの間に、前記本体内筒の周方向に沿って形成されたパイロットコーンを備えてなるガスタービン燃焼器において、前記パイロットコーンの内周側に空気通路を設けるとともに、前記メインバーナの内周部位に、空気出口が前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口される第１の空気通路を空間部を介して設けたことを特徴とする。
かかる第５の手段によれば、前記パイロットコーンの内周側に設けた空気通路側がパイロットコーンの内側寄りに変形し易い形態となっているので、かかる変形により前記メインバーナの内周部位に設けた第１の空気通路の空気出口が塞がるのを回避でき、メインバーナ下流側の予混合燃焼域に前記第１の空気通路から確実にフイルム空気を供給できる。
【００２２】
かかる第５の手段において好ましくは、前記メインバーナの外周部位に、空気出口が該メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口する第２の空気通路を追設する。
このように構成すれば、メインバーナの内周部位及び外周部位の２箇所に空気通路を設けたので、前記パイロットコーンが変形して該パイロットコーン内周側に設けた空気通路からのフイルム空気の噴出が遮断しても、前記２箇所の空気通路からメインバーナ下流側の予混合燃焼域にフイルム空気を確実に供給できる。
【００２３】
また、かかる第５の手段において好ましくは、前記パイロットコーンに設けた前記空気通路の空気出口を該パイロットコーンの内側に開口するとともに、前記メインバーナの外周部位に空気出口が該メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口する第２の空気通路を追設する。
このように構成すれば、メインバーナの内周部位及び外周部位の２箇所に設けた空気通路からメインバーナ下流側の予混合燃焼域にフイルム空気を供給できるとともに、前記パイロットコーンの内周側に設けた空気通路側がパイロットコーンの内側寄りに変形し易い形態となっているので、かかる変形により前記メインバーナ内周部位の空気通路の空気出口が塞がるのを回避でき、前記２箇所の空気通路から確実にフイルム空気を供給できる。
【００２４】
また、かかる第５の手段において好ましくは、前記パイロットコーンに設けた前記空気通路の途中に、保炎部に開口する逃がし孔を設ける。
このように構成すれば、パイロット燃焼によりパイロットコーンの変形量が大きくなる部分負荷運転時に、前記逃がし孔から前記保炎低速域にフイルム空気の一部を逃がすことにより、パイロットコーンの先端高温部を冷却して該パイロットコーンの過熱を回避できる。
【００２５】
また、本発明の第６の手段は、前記パイロットノズルは、燃料の噴出角度の小さい第１の燃料噴出口と、該第１の燃料噴出口よりも噴出角度の大きい第２の燃料噴出口とが併設され、一定負荷以下の部分負荷運転時には前記第１の燃料噴出口を、前記一定負荷を超える高負荷運転時には前記第２の燃料噴出口を切換え使用可能に構成してなることを特徴とする。
【００２６】
かかる第６の手段によれば、パイロット比（パイロット燃焼の比率）が大きくパイロットコーンが高温になる部分負荷運転時には、燃料の噴出角度の小さい第１の燃料噴出口からパイロット燃料を噴出せしめパイロットコーンにパイロット噴霧が当たらないようにすることにより、パイロットコーンの過熱を抑制できる。
また、パイロット比が比較的小さくパイロットコーンの温度上昇度が小さい高負荷運転時には、燃料の噴出角度の大きい第２の燃料噴出口からパイロット燃料を噴出せしめて該パイロット燃料を保炎低速域に供給することにより、良好な保炎性を保持できる。
【００２７】
また、本発明の第７の手段は、前記パイロットコーンを、空気出口が前記メインバーナの下流側の予混合燃焼域に開口される空気通路を備えた外側コーンと該外側コーンの内周に固定された内側コーンとの２重コーンに構成し、前記パイロットノズルの燃料噴出口の燃料噴出方向を、該燃料噴出口からの噴出燃料が前記内側コーンに最初に当たるように設定したことを特徴とする。
【００２８】
かかる第７の手段によれば、パイロットノズルからの燃料噴霧によるパイロット火炎は内側コーンに当たってから外側コーンの下流側に形成される保炎低速域側に流れるので、保炎器を構成する前記外側コーンにパイロット火炎が直接当たるのを回避でき、該外側コーンの過熱を防止できる。また前記内側コーンは、パイロット空気が当たることにより冷却されるので、パイロット火炎が直接当たることによって過熱されることはない。
【発明の効果】
【００２９】
本発明によれば、ガスタービン燃焼器において、空気噴出手段からパイロットコーンの先端部下流側に向けて空気を噴出することによりメインバーナ下流側の予混合燃焼域からのフラッシュバックを回避しつつ、
パイロットコーン下流の保炎形成部に設けられた燃料噴出手段から保炎低速域の近傍に燃料を噴出することによって保炎低速域と予混合燃焼域との境界部近傍における予混合気の濃度を上昇せしめることが可能となり、該保炎低速域における保炎性を良好に保持して予混合燃焼域における予混合気の着火燃焼性能を向上することができる。
【００３０】
また、パイロットコーンに燃料噴出手段の燃料通路を形成できるので、該燃料通路を通流する燃料によってパイロットコーンを冷却することが可能となって、該パイロットコーンの過熱を回避できる。
また本発明によれば、パイロットコーンの剛性を増大しあるいは該パイロットコーンの温度上昇による過熱を回避することにより、メインバーナ下流側の予混合燃焼域への空気通路の閉塞を回避でき、該予混合燃焼域へ十分な量のフイルム空気を常時供給してフラッシュバックの発生を防止できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３１】
以下、本発明を図に示した実施例を用いて詳細に説明する。但し、この実施例に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
【００３２】
図１は本発明の第１実施例に係るガスタービン燃焼器の保炎低速域及び予混合燃焼域近傍の概略構成を示す図１８のＹ部拡大図である。図２は第２実施例を示す図１対応図、図３は第３実施例を示し（Ａ）は図１対応図、（Ｂ）は（Ａ）におけるＢ矢視図である。図４は第４実施例を示す図１対応図、図５は第５実施例を示す図１対応図、図６は第６実施例を示す図１対応図である。図７は第７実施例を示す図１８のＷ矢視図である。図８は第８実施例を示す図１８のＵ矢視図である。図９は第９実施例を示す図１対応図である。
図１０は第１０実施例を示す図１８のＹ部拡大断面図である。図１１は第１１実施例を示す図１０対応図、図１２は第１２実施例を示す図１０対応図、図１３は第１３実施例を示す図１０対応図、図１４は第１４実施例を示す図１０対応図、図１５は第１５実施例を示す図１０対応図、図１６は第１６実施例を示す図１０対応図、図１７は第１７実施例を示す図１０対応図である。図１８は本発明が適用されるガスタービン燃焼器の燃焼器先端部の概略断面図、図１９はガスタービン燃焼器の概略構成を示す外観図である。
【００３３】
本発明が適用されるガスタービン燃焼器の概略構成を示す図１８、図１９において、１は筒状に形成された本体円筒、２は該本体内筒１の中心部に設けられたパイロットノズル、３は該パイロットノズル２の外側に前記本体内筒１の周方向に沿って等間隔に複数個設けられたメインノズル、５は該メインノズル３の下流側先端部を覆い該メインノズルからの燃料とメイン空気との混合を行うメインバーナである。１１は前記パイロットノズル２の外周に接して形成されパイロット空気が通流するパイロットエア通路、１０ａは前記メインノズル３の周囲に形成されメイン空気が通流するメインエア通路である。
【００３４】
６はパイロットスワラで、前記パイロットエア通路１１に円周方向等間隔に複数個設置されて該パイロットエア通路１１を通流するパイロット空気にスワール（渦流）を生起させ、パイロットノズル２から噴出されるパイロット燃料との混合を促進せしめるものである。７はメインスワラで、前記メインエア通路１０ａに円周方向等間隔に複数個設置されて該メインエア通路１０ａを通流するメイン空気にスワール（渦流）を生起させ、メインノズルパイロットノズル３から噴出されるメイン燃料との混合を促進せしめるものである。
【００３５】
４１は前記パイロットエア通路１１の外側を覆うパイロットコーンで、先端部がコーン状（円錐状）に拡開している。０４１は保炎形成部で、前記パイロットコーン４１の先端部を半径方向に延設して形成され、該保炎形成部０４１の下流側に保炎用の高温ガスが滞留する保炎低速域が形成される。
９は前記メインエア通路１０ａの内周側を覆うメインコーンである。１０は前記パイロットコーン４１の外周と前記メインコーン９の内周との間に形成されたエア通路で、該エア通路１０を通流したフイルム空気を空気出口１０ａからから前記予混合燃焼域１０１内に噴出することにより、該予混合燃焼域１０１側からのフラッシュバックを抑制する。
【００３６】
本発明は、図１８〜図１９に示されるガスタービン燃焼器において、保炎低速域における保炎性を向上し、パイロットコーン先端部の変形を抑制してフイルム空気を常時十分に供給をし得るようにしたものである。
【００３７】
本発明の第１実施例を示す図１において、５はメインバーナ、４１はパイロットコーン、５１は前記パイロットコーン４１に設けられた燃料噴出手段を構成する燃料通路で、該燃料通路５１の先端部には半径方向に延びる保炎形成部０４１が設けられている。そして、前記燃料通路５１の燃料噴出口５１ａは前記予混合燃焼域１０１と保炎低速域１００との境界部位に燃料を噴出するように指向されている。
１０は前記パイロットコーン４１の外周と前記メインコーン９の内周との間に形成されたエア通路で、該エア通路１０を通流したフイルム空気を空気出口１０ａから前記予混合燃焼域１０１内に噴出することにより、該予混合燃焼域１０１側からのフラッシュバックを抑制するよになっている。
【００３８】
かかる第1実施例によれば、パイロットコーン４１下流の保炎形成部０４１に設けられた燃料噴出口５１ａから、該保炎形成部０４１の下流側に形成される保炎低速域１００とメインバーナ５下流側の予混合燃焼域１０１との境界部近傍に燃料を噴出することによって、該境界部近傍における予混合気の濃度が上昇せしめられる。これにより、該保炎低速域１００における保炎性を良好に保持でき、また前記予混合燃焼域１０１における予混合気の着火燃焼性能も向上する。
また、前記パイロットコーン４１に燃料通路５１を形成したので、該燃料通路５１を通流する燃料によってパイロットコーン４１を冷却することができ、該パイロットコーン４１の過熱が回避される。さらに、前記のように、エア通路１０を通流したフイルム空気を空気出口１０ａから前記予混合燃焼域１０１内に噴出しているので、予混合燃焼域１０１側からのフラッシュバックを抑制できる。
尚、図１ないし図１７において、燃料流を実線矢印、空気流を破線矢印にて示す。
【００３９】
図２に示す第２実施例においては、前記パイロットコーン４１を、前記燃料通路５１の内周側にエア通路５２を併設した２重コーンに形成して、前記燃料噴出口５１ａとエア通路５２に連通される空気噴出口５２ａとを並設して前記保炎低速域１００と予混合燃焼域１０１との境界部近傍に燃料と空気とを併せて噴出するようにしている。
かかる第２実施例によれば、パイロットコーン４１における燃料通路５１の内周側にエア通路５２を設けたので、前記燃料通路５１からの燃料の噴出を遮断しても、前記エア通路５２からの空気によってパイロットコーン４１を冷却できるので、常時パイロットコーン４１の過熱を保持しつつ良好な保炎性を維持できる。
その他の構成は前記第１実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００４０】
図３に示す第３実施例においては、前記第１実施例における燃料通路５１に代えて、先端部に、前記本体内筒１の円周方向に沿って複数個連続的に開設された燃料噴出孔５４ａを備えた燃料通路５４をパイロットコーン４１に設けている。
かかる第３実施例によれば、パイロットコーン４１における燃料通路５４の燃料出口が複数個の燃料噴出孔５４ａで構成されるているので、高温になっている該パイロットコーン４１の燃料噴出孔５４ａ近傍の熱変形等による燃料噴出出口面積の不均一化を回避できる。
その他の構成は前記第１実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００４１】
図４に示す第４実施例においては、パイロットコーン４１内周の燃料通路５８を該パイロットコーン４１の途中まで形成し、該燃料通路５８からの燃料噴出孔５８ａを該パイロットコーン４１の内周側に開口している。また、前記パイロットコーン４１には前記燃料通路５８の外側に隣接してエア通路５９が設けられ、該エア通路５９空気噴出孔５９ａは前記予混合燃焼域１０１と保炎低速域１００との境界部位に空気を噴出するように指向されている。
【００４２】
かかる第４実施例によれば、パイロットコーン４１の途中に設けた燃料噴出孔５８ａからパイロットコーン４１の内側に噴出された燃料と、該パイロットコーン４１の内側を流動するパイロット空気とが混合した混合気を保炎低速域１００に流入させることができ、これによって、該保炎低速域１００における保炎性を向上せしめることが可能となる。
また、燃料噴出孔５８ａからの燃料とパイロットコーン４１の内側を流動するパイロット空気とが、該パイロットコーン４１の途中で部分的に予混合されるため、保炎低速域１００における保炎性を向上しつつ予混合燃焼域１０１でのＮＯｘ発生量を低減できる。
その他の構成は前記第１実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００４３】
図５に示す第５実施例においては、前記第４実施例（図４）における燃料出口部に、該パイロットコーン４１の内側に突設されて内部が前記燃料通路５８に連通された突起部６０を形成し、該突起部６０に開口した燃料噴出孔５８ａから燃料を前記保炎低速域１００側に向けて噴出するように構成している。
かかる第５実施例によれば、燃料を前記突起部６０内を通すことにより、該燃料のパイロット空気側への過度な貫流を抑制でき、前記パイロットコーン４１の下流側に形成された予混合気の保炎低速域１００への流入が円滑になされる。
その他の構成は前記第１実施例及び第４実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００４４】
図６に示す第６実施例においては、前記パイロットコーン４１を、上流側に位置する開き角θ１なる上流側コーン４１ａと、該上流側コーン４１ａの下流側に連設され該上流側コーン４１ａの開き角θ１よりも大きい開き角θ２を有する下流側コーン４１ｂとにより形成し、前記燃料通路５８からの燃料噴出孔５８ａを前記上流側コーン４１ａと下流側コーン４１ｂとの接続部近傍に開口するように構成している。
かかる第６実施例によれば、前記第５実施例のような突起部６０がないので該突起部６０の過熱によるパイロットコーン４１の破損を回避できるとともに、パイロット空気の流路における流動抵抗の増大を回避しつつ、前記燃料噴出孔５８ａからパイロットコーン４１の内側に噴出されたパイロット燃料とパイロット空気との混合気を保炎低速域１００に流入させることにより保炎性を向上せしめることができる。
その他の構成は前記第１実施例及び第４実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００４５】
図７に示す第７実施例においては、前記メインノズル３（図１８参照）に対応して設けられたメインスワラ７の間に、燃料通路５３及び該燃料通路５３からの燃料を噴出する燃料噴出孔５３ａを設けている。
かかる第７実施例によれば、メインスワラ７の間に燃料を噴出するので、該メインスワラ７による旋回流の間の澱み流域に燃料を噴出することとなり、該澱み流域が保炎点となって保炎性が向上する。また、メインスワラ７の出口端面から燃料を噴出するので、燃焼域からのフラッシュバックを引き起こすことはない。
【００４６】
図８に示す第８実施例においては、前記パイロットコーン４１に設けられた燃料通路を前記本体内筒の周方向に沿って複数室の燃料通路５５、５６に区画形成し、該複数室のうち少なくとも１個の燃料通路５５からの燃料噴出孔５７を前記メインスワラ７の間に燃料を噴出するように開口し、他の燃料噴出孔を前記保炎低速域１００（図１参照）あるいはその近傍に燃料を噴出するように開口している。９はメインコーンである。
かかる第８実施例によれば、メインスワラ７の間に燃料を噴出する燃料噴出孔５７と保炎低速域１００あるいはその近傍に燃料を噴出する燃料噴出孔５１ａ（図１参照）とを、複数室に区画形成された別個の燃料通路５５あるいは５６に設けたので、該メインスワラ７の間の澱み部に噴出する燃料量と保炎低速域１００あるいはその近傍に燃料を噴出する燃料量との配分を最適配分に調整できる。
【００４７】
図９に示す第９実施例においては、前記パイロットコーン４１に、前記パイロットノズル２の外側に該パイロットノズル２に平行な上流側通路７１ｂと該上流側通路７１ｂに連設されて前記メインバーナ５側に向けて直角方向に延びる下流側通路７１ｃからなるエア通路７１を設け、該エア通路７１の空気噴出孔７１ａを前記メインバーナ５下流側の予混合燃焼域１０１に空気を噴出するように開口している。
かかる第９実施例によれば、パイロット空気をメインバーナ５の下流側の予混合燃焼域１０１に噴出することにより、該予混合燃焼域１０１の希薄化がなされてＮＯｘ発生量を抑制した予混合燃焼が可能となる。また、前記低速保炎域１００に前記パイロット空気による大きな循環流が形成されることにより、保炎性が向上する。
【００４８】
次に、本発明の第１０実施例を示す図１０において、５はメインバーナ、５ａは該メインバーナ５のバーナ壁、５ｂは該バーナ壁５ａに多数穿設されたエア通路穴である。
４１はパイロットコーンで、先端部近傍を厚肉に形成された厚肉部４１ｂに形成している。
７２は該厚肉部４１ｂの外周と前記メインバーナ５の内周との間に形成されたエア通路で、該エア通路７２の空気噴出孔７２ａは前記メインバーナ５の下流側の予混合燃焼域１０１に開口されている。４１ａは該パイロットコーン４１の内周面である。
かかる第１０実施例によれば、パイロットコーン４１の先端部近傍に厚肉部４１ｂを形成することにより該パイロットコーン４１先端部近傍の剛性が増大され、該パイロットコーン４１の熱変形等に伴う前記厚肉部４１ｂの外周とメインバーナ５内周との間に形成される空気噴出孔７２ａの通路面積の縮小を防止でき、かかる通路面積の縮小に伴うメインバーナ５下流側の予混合燃焼域１０１へのフイルム空気量の低下及びこれによる予混合気の燃焼性能の低下が回避される。
【００４９】
図１１に示す第１１実施例においては、前記パイロットコーン４１の厚肉部４１ｂの内側にエア通路７３を形成し、該エア通路７３の空気噴出孔７３ａを前記メインバーナ５の下流側の予混合燃焼域１０１に開口している。５は前記エア通路７３への空気入口であるエア通路穴、７４は前記空気噴出孔７３ａに設けられたフイルム空気形成用のスペーサである。５ｂ、５ｃは該バーナ壁５ａに多数穿設されたエア通路穴である。
かかる第１１実施例によれば、前記厚肉部４１ｂが高剛性でありかつ前記エア通路７３を通流する空気によって該厚肉部４１ｂを冷却することによって、該パイロットコーン４１の変形が抑制されるので、前記厚肉部４１ｂの内周側に形成されたエア通路７３の空気噴出孔７３ａの通路面積の縮小を前記第１０実施例よりもさらに確実に防止できる。
その他の構成は前記第１０実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００５０】
図１２に示す第１２実施例においては、前記パイロットコーン４１の内周側にエア通路７３を設けるとともに、前記メインバーナ５の内周部位に、空気出口が前記メインバーナ５の下流側の予混合燃焼域１０１に開口されるエア通路７２を、空間部７７を介して設けている。
そして、前記パイロットコーン４１の内周側に設けたエア通路７３をＵ字状に屈曲した後、その空気噴出孔７３ｂをパイロットコーン４１の内側に開口している。７５、７６は前記エア通路７３に設けられたフイルム空気形成用のスペーサである。
かかる第１２実施例によれば、前記パイロットコーン４１の内周に設けたエア通路７３側がパイロットコーン４１の内側寄りに変形し易い形態となっているので、かかる変形により前記メインバーナ５の内周部位に設けたエア通路７２の空気噴出孔７２ａが塞がるのを回避でき、メインバーナ５下流側の予混合燃焼域１０１に前記エア通路７２から確実にフイルム空気を供給できる。
その他の構成は前記第１０実施例あるいは第１１実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００５１】
図１３に示す第１３実施例においては、前記第１２実施例におけるパイロットコーン４１内周側のエア通路７３を予混合燃焼域１０１に開口するとともに、前記メインバーナ５の外周部位に、空気噴出孔７８ａが該メインバーナ５の下流側の予混合燃焼域１０１に開口するエア通路７８を追設している。７６は前記エア通路７３に設けられたフイルム空気形成用のスペーサである。
かかる第１３実施例によれば、メインバーナ５の内周部位及び外周部位の２箇所にエア通路７２、７８を設けたので、前記パイロットコーン４１が変形して該パイロットコーン４１内周側のエア通路７３からのフイルム空気の噴出が遮断しても、前記２箇所のエア通路７２、７８からメインバーナ５下流側の予混合燃焼域１０１にフイルム空気を確実に供給できる。
その他の構成は前記第１０実施例あるいは第１２実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００５２】
図１４に示す第１４実施例は、前記第１２実施例と第１３実施例とを組み合わせたもので、前記パイロットコーン４１に設けたエア通路７３をＵ字状に屈曲した後その空気噴出孔７３ａをパイロットコーン４１の内側に開口し、前記メインバーナ５内周に形成されたエア通路７２の空気噴出孔７２ａを前記メインバーナ５下流側の予混合燃焼域１０１に開口し、前記メインバーナ５の外周部位のエア通路７８の空気噴出孔７８ａを前記予混合燃焼域１０１に開口している。７９は前記エア通路７２に設けられたフイルム空気形成用のスペーサである。
かかる第１４実施例によれば、メインバーナ５の内周部位及び外周部位の２箇所に設けたエア通路７２、７８からメインバーナ５下流側の予混合燃焼域１０１にフイルム空気を供給できるとともに、前記パイロットコーン４１の内周側に設けたエア通路７３側がパイロットコーン４１の内側寄りに変形し易い形態となっているので、かかる変形により前記メインバーナ５内周部位のエア通路７２の空気噴出口７２ａが塞がるのを回避できる。
その他の構成は前記第１２実施例あるいは第１３実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００５３】
図１５に示す第１５実施例においては、前記第１２実施例（図１２）からエア通路７２を除去し、前記パイロットコーン４１に設けた前記エア通路７３の途中に、保炎低速域１００に開口する逃がし孔８０を設けている。
かかる第１４実施例によれば、パイロット燃焼によりパイロットコーン４１の変形量が大きくなる部分負荷運転時に、前記逃がし孔８０から前記保炎低速域１００にフイルム空気の一部を逃がすことにより、パイロットコーン４１の先端高温部を冷却して該パイロットコーン４１の過熱を回避できる。
その他の構成は前記第１２実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００５４】
図１６に示す第１６実施例においては、前記パイロットノズル２の燃料噴出口を、燃料の噴出角度の小さい（噴出角度β）第１の燃料噴出口２１ｄと、該第１の燃料噴出口２１ｄよりも噴出角度の大きい（噴出角度α）第２の燃料噴出口２１ｅとを併設して構成している。そして、図示しない燃料噴出口切換手段によって、一定負荷以下の部分負荷運転時には前記噴出角度βの小さい第１の燃料噴出口２１ｄを使用し、前記一定負荷を超える高負荷運転時には噴出角度αの大きい前記第２の燃料噴出口２１ｅを切換え使用するように構成している。
５はメインバーナ、５ａは該メインバーナ５のバーナ壁、５ｂ、５ｃは該バーナ壁５ａに多数穿設されたエア通路穴である。７３は前記パイロットコーン４１の内周側に設けられたエア通路、７３ａは該エア通路７３の空気噴出孔、７７は空間部、６はパイロットスワラである。
【００５５】
かかる第１６実施例によれば、パイロット比（パイロット燃焼の比率）が大きくパイロットコーン４１が高温になる部分負荷運転時には、燃料の噴出角度βの小さい第１の燃料噴出口２１ｄからパイロット燃料を噴出せしめてパイロットコーン４１にパイロット噴霧が当たらないようにする。これににより、パイロット比の大きい運転時におけるパイロットコーン４１の過熱を抑制できる。
また、パイロット比が比較的小さくパイロットコーン４１の温度上昇度が小さい高負荷運転時には、燃料の噴出角度αの大きい前記第２の燃料噴出口２１ｅからパイロット燃料を噴出せしめて該パイロット燃料を保炎低速域１００に供給することにより、良好な保炎性を保持できる。
その他の構成は前記第１５実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００５６】
図１７に示す第１７実施例においては、前記パイロットコーン４１を、空気噴出口７３ａが前記メインバーナ５の下流側の予混合燃焼域１０１に開口されるエア通路７３を備えた外側コーン４１１と該外側コーン４１１の内周に固定された内側コーン４１２との２重コーンに構成し、前記パイロットノズル２の燃料噴出口２１の燃料噴出方向（噴出角度α）を、該燃料噴出口２１からの燃料噴霧が前記内側コーン４１２に最初に当たるように設定している。
その他の構成は前記第１２実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で示す。
【００５７】
かかる第１７実施例によれば、パイロットノズル２からの燃料噴霧によるパイロット火炎は内側コーン４１２に当たってから外側コーン４１１の下流側に形成される保炎低速域１００側に流れるので、保炎器を構成する高温の外側コーン４１１にパイロット火炎が直接当たるのを回避でき、該外側コーン４１１の過熱を防止できる。また前記内側コーン４１２は、パイロット空気が当たることにより冷却されるので、パイロット火炎が直接当たることによって過熱されることはない。
【産業上の利用可能性】
【００５８】
本発明によれば、予混合燃焼域と低温保炎域との境界部近傍における予混合気濃度の低下に伴う低温保炎域の保炎性の低下が防止されて、予混合燃焼域における予混合気の着火燃焼性能が向上せしめられるとともに、パイロットコーン先端の保炎形成部近傍におけるメタル温度の上昇が回避されて該パイロットコーン先端部における空気噴出口の通路面積の縮小及びこれに伴う予混合気の燃焼性能の低下が防止されたガスタービン燃焼器を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００５９】
【図１】本発明の第１実施例に係るガスタービン燃焼器の保炎低速域及び予混合燃焼域近傍の概略構成を示す図１８のＹ部拡大図である。
【図２】第２実施例を示す図１対応図である。
【図３】第３実施例を示し（Ａ）は図１対応図、（Ｂ）は（Ａ）におけるＢ矢視図である。
【図４】第４実施例を示す図１対応図である。
【図５】第５実施例を示す図１対応図である。
【図６】第６実施例を示す図１対応図である。
【図７】第７実施例を示し、（Ａ）は図１８のＷ矢視図、（Ｂ）は（Ａ）におけるＡ―Ａ矢視図である。
【図８】第８実施例を示す図１８のＵ矢視図である。
【図９】第９実施例を示す図１対応図である。
【図１０】第１０実施例を示す図１８のＹ部拡大断面図である。
【図１１】第１１実施例を示す図１０対応図である。
【図１２】第１２実施例を示す図１０対応図である。
【図１３】第１３実施例を示す図１０対応図である。
【図１４】第１４実施例を示す図１０対応図である。
【図１５】第１５実施例を示す図１０対応図である。
【図１６】第１６実施例を示す図１０対応図である。
【図１７】第１７実施例を示す図１０対応図である。
【図１８】本発明が適用されるガスタービン燃焼器の燃焼器先端部の概略断面図である。
【図１９】ガスタービン燃焼器の概略構成を示す外観図である。
【図２０】従来技術の第１例を示す図１対応図である。
【図２１】従来技術の第２例を示す図１０対応図である。
【符号の説明】
【００６０】
１    本体円筒
２    パイロットノズル
３    メインノズル
５    メインバーナ
６    パイロットスワラ
７    メインスワラ
９    メインコーン
１０    エア通路
１０ａ    メインエア通路
１１    パイロットエア通路
４１    パイロットコーン
０４１    保炎形成部
５１、５３    燃料通路
５２    エア通路
１００    保炎低速域
１０１    予混合燃焼域
【図１】
2005114193.tif 000003
【図２】
2005114193.tif 000004
【図３】
2005114193.tif 000005
【図４】
2005114193.tif 000006
【図５】
2005114193.tif 000007
【図６】
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【図７】
2005114193.tif 000009
【図８】
2005114193.tif 000010
【図９】
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【図１０】
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【図１１】
2005114193.tif 000013
【図１２】
2005114193.tif 000014
【図１３】
2005114193.tif 000015
【図１４】
2005114193.tif 000016
【図１５】
2005114193.tif 000017
【図１６】
2005114193.tif 000018
【図１７】
2005114193.tif 000019
【図１８】
2005114193.tif 000020
【図１９】
2005114193.tif 000021
【図２０】
2005114193.tif 000022
【図２１】
2005114193.tif 000023