(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料の流れ方向でみて直列式に順次に配置されたバーナー（１０）と、燃焼プレチャンバー（１３）と、燃焼主チャンバー（１４）とから成る燃焼器を有する希薄燃焼型のガスタービンエンジン用燃焼装置において、該バーナーは、
前記燃焼プレチャンバー（１３）の最上流面を画定するバーナー面（１６）を有するバーナーヘッド（１１）と、
該バーナーヘッドから該燃焼プレチャンバー内へガス燃料を噴射するためのガス燃料噴射手段（２３，３２）と、
該バーナーヘッドから該燃焼プレチャンバー内へ液体燃料を噴射するための、前記ガス燃料噴射手段とは別個に設けられた、液体燃料噴射手段（２５，２７）と、
前記燃焼器のガス燃料作動から液体燃料作動への切換えを可能にするための手段（４０等）から成り、
前記燃焼器の燃焼プレチャンバーは、該燃焼器の作動中、燃焼火炎の前面（ＦＦ）が前記バーナー面（１６）の中央部分（２２）に近接して燃焼するように高い直径対長さ比を有し、該燃焼装置は、該燃焼器の液体燃料作動中作動してガス燃料の噴射を停止し、前記バーナーヘッド（１１）から前記燃焼プレチャンバー（１３）への冷却用空気の噴射を可能にする働きをする手段（４０，４４）を有し、前記バーナー（１０）は、該燃焼器のガス燃料作動中は、ガス燃料を前記バーナー面（１６）の前記中央部分（２２）に向けて差し向け、該燃焼器の液体燃料作動中は、冷却用空気流を該バーナー面の該中央部分に向けて差し向けるための指向手段（２０）を備えていることを特徴とする燃焼装置。
【請求項２】
ガス燃料を前記バーナー面の中央部分に差し向けるためと、冷却用空気流を該バーナー面の中央部分に差し向けるために前記同じ指向手段が用いられる請求項１に記載の燃焼装置。
【請求項３】
前記指向手段は、前記バーナー面に設けられて該バーナー面の中央部分に向けて突出させたリップから成り、該リップは、前記ガス燃料噴射手段（２３，３２）から噴射されたガス燃料又は空気を前記バーナー面（１６）の前記中央部分（２２）に向けて偏向させるように該ガス燃料噴射手段に対して配置されている請求項１又は２に記載の燃焼装置。
【請求項４】
前記ガス燃料噴射手段（２３，３２）及び液体燃料噴射手段（２５，２７）は、パイロットガス燃料噴射手段（３２）、パイロット液体燃料噴射手段（２５）、主ガス燃料噴射手段（２３）及び主液体燃料噴射手段（２７）から成り、それらのすべての燃料噴射手段が前記バーナー面（１６）に連通している請求項１〜３のいずれか１つに記載の燃焼装置。
【請求項５】
前記バーナー面（１６）と前記燃焼プレチャンバー（１３）の間に、燃焼用空気を該バーナー面の前記中央部分（２２）に向けて吹き込むための複数の通路を有する輻流渦流器（１２）が配置されている請求項１〜４のいずれか１つに記載の燃焼装置。
【請求項６】
前記バーナー面（１６）と前記燃焼プレチャンバー（１３）の間に、燃焼用空気を該バーナー面の前記中央部分（２２）に向けて吹き込むための複数の通路を有する輻流渦流器（１２）が配置されており、前記主ガス燃料噴射手段は、前記渦流器の前記通路の少なくとも１つに該通路の半径方向外側部分に近接した部位で連通しており、前記主液体燃料噴射手段は、該渦流器の前記通路の少なくとも１つに該通路の半径方向内側部分に近接した部位で連通している請求項４に記載の燃焼装置。
【請求項７】
前記ガス燃料噴射手段（３２）及び液体燃料噴射手段（２５）に燃料を供給するために該ガス燃料噴射手段及び液体燃料噴射手段にそれぞれガス燃料導入手段（４４）及び液体燃料導入手段（６２）が連通しており、液体燃料作動中、ガス燃料の流れを前記ガス燃料導入手段（４４）から遮断して該ガス燃料導入手段に冷却用空気の供給源（７２）を接続するように、前記ガス燃料噴射手段及び液体燃料噴射手段への燃料の流れを制御するための制御手段（４０）がそれらの噴射手段に接続されている請求項１に記載の燃焼装置。
【請求項８】
前記パイロットガス燃料噴射手段、主ガス燃料噴射手段、パイロット液体燃料噴射手段及び主液体燃料噴射手段に燃料を供給するためにそれらの燃料噴射手段に燃料導入手段が連通しており、液体燃料作動中、ガス燃料の流れを前記パイロットガス燃料噴射手段から遮断して該パイロットガス燃料噴射手段に冷却用空気の供給源を接続するように、前記パイロットガス燃料噴射手段、主ガス燃料噴射手段、主液体燃料噴射手段への燃料の流れを制御するための制御手段がそれらの噴射手段に接続されている請求項４に記載の燃焼装置。
【請求項９】
燃料の流れ方向でみて直列式に順次に配置されたバーナーと、燃焼プレチャンバーと、燃焼主チャンバーとから成る燃焼器を有し、該バーナーは前記燃焼プレチャンバー内へ燃料を噴射するための燃料噴射手段を備えたバーナー面を有するバーナーヘッドから成る、希薄燃焼型のガスタービンエンジン用燃焼装置において、該燃焼器の燃焼プレチャンバーは、該燃焼器の作動中、燃焼火炎の前面が前記バーナー面に近接して燃焼するように高い直径対長さ比を有し、前記バーナーは、該燃焼器の第１作動モード中は燃料を前記バーナー面に向けて差し向けるための燃料指向手段と、該燃焼器の第２作動モード中は冷却用空気流を該バーナー面に向けて差し向けるための冷却用空気指向手段を備えていることを特徴とする燃焼装置。
【請求項１０】
前記第１作動モードは、ガス燃料作動であり、前記第２作動モードは、液体燃料作動であり、該燃焼器のガス燃料作動から液体燃料作動への切換えを可能にするための手段と、
該燃焼器の液体燃料作動中作動してガス燃料の噴射を停止し、前記バーナーヘッドから前記冷却用空気指向手段を通しての前記燃焼プレチャンバーへの冷却用空気の噴射を可能にする働きをする手段を含む請求項９に記載の燃焼装置。
【請求項１１】
燃焼器のガス燃料作動中請求項１に記載の燃焼装置を作動する方法であって、
前記燃焼プレチャンバーへのパイロットガス燃料及び主ガス燃料の噴射をそれぞれ所定の質量流量で開始し、
エンジンの始動時には総ガス燃料流の過半量をパイロットガス燃料によって構成し、エンジンの全負荷条件下では総ガス燃料流の過半量を主ガス燃料によって構成するように、前記噴射されるパイロットガス燃料及び主ガス燃料のそれぞれの質量流量をエンジンの始動時とエンジンの全負荷条件下との間で総ガス燃料質量流量に対して変化させることを特徴とする燃焼装置の作動方法。
【請求項１２】
燃焼器の液体燃料作動中請求項１又は１０に記載の燃焼装置を作動する方法であって、
エンジンの始動中は前記燃焼プレチャンバーへのパイロット液体燃料の噴射を所定の質量流量で開始し、
エンジンのパワーをその全負荷状態に向けて増大させるためにパイロット液体燃料の質量流量を増大させ、
エンジンの負荷がその全負荷時の所定の分率に達したとき前記燃焼プレチャンバーへの主液体燃料の噴射を所定の質量流量で開始し、
エンジンの負荷が全負荷状態に達するまでパイロット燃料の供給を漸次減少させて主液体燃料の供給を増大させ、
該燃焼器の液体燃料作動中、前記指向手段を用いて前記バーナーヘッドから前記燃焼プレチャンバー内へ冷却用空気を噴射することを特徴とする燃焼装置の作動方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガス燃料及び液体燃料の両方を燃焼させることができるガスタービンエンジン用燃焼装置に関し、特に、希薄燃焼型（燃焼帯域の上流において拡散燃焼型燃焼火炎を用いる燃焼装置の場合より多量の空気を燃料に混合する燃焼方式、即ち、燃料分の少ない希薄混合気を燃焼させる燃焼方式）の燃焼過程下で作動する希薄燃焼型燃焼装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
燃焼用空気を燃焼装置内の、バーナーの空燃混合手段の部位の下流へはたとえ導入するとしてもごく僅かしか導入しないようになされた希薄燃焼型燃焼装置が、現在では主流である。希薄混合気燃焼システム（単に「希薄燃焼システム」とも称する）の大きな利点は、高エンジン負荷条件下での有害な排気汚染物の放出量を抑制することである。しかしながら、このシステムの１つの欠点は、低負荷条件下での作動中「フレームアウト」（消炎）（燃料の不完全燃焼・不足などの燃料供給の障害や燃焼不全のため、特にジェットエンジンのようなエンジン内の火炎が突然消えること）が生じないように燃焼装置の火炎の完全性又は安定を維持することが困難であるということである。
【０００３】
低負荷条件下においてフレームアウトを回避するために、従来は、燃料濃厚パイロット炎方式や、段階的燃料噴射方式などの技法を使用している。しかしながら、前者は、汚染物の放出量を増大させるきらいがあり、後者は、一般に、構造が複雑でコスト高となる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、有害な排気汚染物の放出量を抑制し、かつ、構造を簡略化し、その結果としてコストを削減することを課題とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明は、燃料の流れ方向でみて直列式に順次に配置されたバーナーと、燃焼プレチャンバーと、燃焼主チャンバーとから成る燃焼器を有し、該バーナーは前記燃焼プレチャンバー内へ燃料を噴射するための燃料噴射手段を備えたバーナー面を有するバーナーヘッドから成る、希薄燃焼型のガスタービンエンジン用燃焼装置において、該燃焼器は、その作動中、燃焼火炎の前面が前記バーナー面に近接して燃焼するように構成されており、前記バーナーは、該燃焼器の第１作動モード中は燃料を前記バーナー面に向けて差し向けるための燃料指向手段と、該燃焼器の第２作動モード中は冷却用空気流を該バーナー面に向けて差し向けるための冷却用空気指向手段を備えていることを特徴とする燃焼装置を提供する。
本発明の好ましい実施形態によれば、燃料の流れ方向でみて直列式に順次に配置されたバーナーと、燃焼プレチャンバーと、燃焼主チャンバーとから成る燃焼器を有する希薄燃焼型のガスタービンエンジン用燃焼装置において、該バーナーは、
前記燃焼プレチャンバーの最上流面を画定するバーナー面を有するバーナーヘッドと、
該バーナーヘッドから該燃焼プレチャンバー内へガス燃料を噴射するためのガス燃料噴射手段と、
該バーナーヘッドから該燃焼プレチャンバー内へ液体燃料を噴射するための、前記ガス燃料噴射手段とは別個に設けられた、液体燃料噴射手段から成り、
前記燃焼器の燃焼プレチャンバーは、該燃焼器の作動中、燃焼火炎の前面が前記バーナー面の中央部分に近接して燃焼するように高い直径対長さ比を有し、
該燃焼装置は、前記燃焼器のガス燃料炊き作動モード（以下、単に「ガス燃料作動」又は「ガス燃料モード」とも称する）から液体燃料炊き作動モード（以下、単に「液体燃料作動」又は「液体燃料モード」とも称する）への切換えを可能にするための手段と、
該燃焼器の液体燃料作動中作動してガス燃料の噴射を停止し、前記バーナーヘッドから前記燃焼プレチャンバーへの冷却用空気の噴射を可能にする働きをする手段を有し、前記バーナーは、該燃焼器のガス燃料作動中は、ガス燃料を前記バーナー面の前記中央部分に向けて差し向け、該燃焼器の液体燃料作動中は、冷却用空気流を該バーナー面の該中央部分に向けて差し向けるための指向手段を備えていることを特徴とする燃焼装置が提供される。
【０００６】
必須要件ではないが、ガス燃料を前記バーナー面の中央部分に差し向けるためと、冷却用空気流を該バーナー面の中央部分に差し向けるために上記同じ指向手段を用いることが好ましい。
【０００７】
前記ガス燃料噴射手段は、前記ガス燃料及び前記冷却用空気を前記バーナー面の中央部分の周りに環形状に噴射するようになされたガス導管を含むものとすることができる。
【０００８】
前記指向手段は、前記バーナー面に設けられて該バーナー面の中央部分に向けて突出させたリップによって構成し、該リップは、前記ガス燃料噴射手段から噴射されたガス燃料又は空気を該バーナー面の中央部分に向けて偏向させるように該ガス燃料噴射手段に対して配置することができる。
【０００９】
前記液体燃料噴射手段は、前記ガス燃料噴射手段とバーナー面の中央部分との間に配置することができ、バーナー面に連通させた液体燃料導管を含むものとすることができる。点火器は、該ガス燃料噴射手段と液体燃料噴射手段の間、又は、隣接する液体燃料噴射手段の間に配置することができる。
【００１０】
前記ガス燃料噴射手段及び液体燃料噴射手段は、パイロットガス燃料噴射手段、パイロット液体燃料噴射手段、主ガス燃料噴射手段及び主液体燃料噴射手段によって構成することが好ましく、それらのすべての燃料噴射手段を前記バーナー面に連通させる。該主液体燃料噴射手段をパイロットガス燃料噴射手段の半径方向外方に配置し、主ガス燃料噴射手段を該主液体燃料噴射手段の半径方向外方に配置することが有利である。
【００１１】
前記バーナー面と前記燃焼プレチャンバーの間に、燃焼用空気を該バーナー面の中央部分に向けて吹き込むための複数の通路を有する輻流渦流器を配置することが好ましい。又、前記主ガス燃料噴射手段は、前記渦流器の前記通路の少なくとも１つに該通路の半径方向外側部分に近接した部位で連通させ、前記主液体燃料噴射手段は、該渦流器の前記通路の少なくとも１つに該通路の半径方向内側部分に近接した部位で連通させることが好ましい。
【００１２】
該燃焼装置は、前記パイロットガス燃料噴射手段、主ガス燃料噴射手段、パイロット液体燃料噴射手段及び主液体燃料噴射手段に燃料を供給するためにそれらの燃料噴射手段に連通した燃料導入手段を有しており、液体燃料作動中、ガス燃料の流れを前記パイロットガス燃料噴射手段から遮断して該パイロットガス燃料噴射手段に冷却用空気の供給源を接続するように、前記パイロットガス燃料噴射手段、主ガス燃料噴射手段、主液体燃料噴射手段への燃料の流れを制御するための制御手段がそれらの噴射手段に接続されている。
【００１３】
本発明は、又、燃焼器のガス燃料作動中請求の範囲第１項に記載の燃焼装置を作動する方法であって、
前記燃焼プレチャンバーへのパイロットガス燃料及び主ガス燃料の噴射をそれぞれ所定の質量流量で開始し、
エンジンの始動時には総ガス燃料流の過半量をパイロットガス燃料によって構成し、エンジンの全負荷条件下では総ガス燃料流の過半量を主ガス燃料によって構成するように、前記噴射されるパイロットガス燃料及び主ガス燃料のそれぞれの質量流量をエンジンの始動時とエンジンの全負荷条件下との間で総ガス燃料質量流量に対して変化させることを特徴とする燃焼装置の作動方法を提供する。
【００１４】
エンジンの始動時では、主ガス燃料の供給量を総ガス燃料流の約５％未満として、パイロットガス燃料の供給量を総ガス燃料流の約９５％以上とし、エンジンの全負荷条件下では主ガス燃料の供給量を総ガス燃料流の約９５％以上として、パイロットガス燃料の供給量を総ガス燃料流の約５％未満で、０％より多い量とすることが好ましい。
【００１５】
燃焼器の液体燃料作動中請求の範囲第１項又は１０項に記載の燃焼装置を作動する方法であって、
エンジンの始動中は前記燃焼プレチャンバーへのパイロット液体燃料の噴射を所定の質量流量で開始し、
エンジンのパワーをその全負荷状態に向けて増大させるめにパイロット液体燃料の質量流量を増大させ、
エンジンの負荷がその全負荷時の所定の分率に達したとき前記燃焼プレチャンバーへの主液体燃料の噴射を所定の質量流量で開始し、
エンジンの負荷が全負荷状態に達するまでパイロット燃料の供給を漸次減少させて主液体主液体燃料の供給を増大させ、
該燃焼器の液体燃料作動中、前記指向手段を用いて前記バーナーヘッドから前記燃焼プレチャンバー内へ冷却用空気を噴射することを特徴とする燃焼装置の作動方法を提供する。
【００１６】
エンジンの全負荷時の前記所定の分率は、約７０％とすることができ、全負荷条件下では、主液体燃料の供給量を総液体燃料流の約９５％以上として、パイロット液体燃料の供給量を総液体燃料流の約５％未満で、０％より多い量とすることができる。
【００１７】
【発明の実施の形態】
以下に、添付図を参照して本発明の実施形態を説明する。
図１を参照して説明すると、本発明による燃焼装置は、バーナー１０と、燃焼プレチャンバー１３と、燃焼主チャンバー１４とから成る。バーナー１０は、輻流渦流器部分１２に取り付けられたバーナーヘッド部分１１を含む。燃焼主チャンバー（以下、単に「主チャンバー」とも称する）１４は、燃焼プレチャンバー（以下、単に「プレチャンバー」とも称する）１３より大きい直径を有する。輻流渦流器部分（以下、「輻流渦流器」又は単に「渦流器」とも称する）１２は、間に通路１２’を画定する多数の互いに離隔された羽根３０（図４参照）を有する。
【００１８】
作動において、図示の矢印の方向に流れる圧縮空気（燃焼用空気）１５は、（通常はガスタービンの圧縮機から）バーナー１０へ供給され、渦流器１２の羽根３０の間の通路１２’を通る。この空気は、バーナーヘッドの下流面（以下、「バーナー面」又は単に「バーナー面」とも称する）１６から噴射される燃料と混合し、その混合気は、プレチャンバー１３に達すると、電気点火器等の手段によって点火される。一旦着火すると、以後は火炎は点火器からの助成なしに燃え続ける。
【００１９】
次に、この燃焼装置のガス燃料モード及び液体燃料モードについてそれぞれ別々に説明する。
【００２０】
まず、図１及び２を参照して、ガス燃料モードを説明する。ガス燃料手段（ガス燃料モードで作動させるための手段）は、パイロットガス燃料系と主ガス燃料系から成り、両系は、協同して順次に無段階的に作動に変化を与える。エンジンが始動されると、燃料制御器４０は、燃料供給導管４６からのガス燃料の大部分がパイロットガス燃料系へ差し向けられるように可変弁４２，４４を制御する。それによって、パイロットガス燃料コネクタ（以下、「パイロットコネクタ」単に「コネクタ」とも称する）１８を通してバーナーヘッド１１に供給されたガスはバーナーヘッド１１内の通路を通って環状通路１９に達し、そこから一連の互いに離隔した孔即ちガス噴出口３２、又は、連続した環状導管を経て、燃焼装置の長手軸線２１に向かって半径方向内方に突出した周縁リップ２０の形とした流れ指向手段の内側に達する。リップ２０は、このパイロットガス燃料をバーナー面１６の中央部分２２を横切るようにして、即ち、軸線２１に対してほぼ直角の方向に半径方向内方へ偏向させる。パイロットガス燃料は、入来する圧縮空気１５及び渦流器羽根の通路１２’から噴出する主ガス燃料（主ガス燃料はバーナーヘッドの複数の開口即ち主ガス燃料噴口２３から噴出する）と混合し、次いで、点火器１７が付勢されてパイロット炎を創出する。主ガス燃料噴口２３へは、渦流器の空気導入口領域に、通路１２’の半径方向外方部分に近接したところに配置されており、各主ガス燃料コネクタ（以下、「主コネクタ」又は単に「コネクタ」とも称する）２４から図に示されるように連絡導管を通して主ガス燃料が供給される。
【００２１】
エンジンの始動時及び低負荷時には、燃焼器へ噴射される燃料の大部分（例えば、≧９５％）が、弁４４を経て経路４６，４８，５０を通して送られるパイロットガス燃料とされ、残りは、この段階でパッと開放される弁４２を経て主ガス燃料系の主ガス燃料噴口２３によって供給される。エンジン負荷及び速度が増大するにつれて、弁４４は漸進的に閉じられ、それと併行して弁４２は漸進的に開放されて、経路４６，５２を通してコネクタ２４へ送られる主ガス燃料の供給量が増大され、導管４６中のガス燃料の総質量流量のうち噴口２３からプレチャンバー１３へ噴射される主ガス燃料の割合が漸進的に増大される。主ガス燃料と空気は、渦流器通路１２’を通って内方へ流れる途中で混合し、プレチャンバー１３及び主チャンバー１４内で燃焼火炎となる。負荷が更に増大するにつれて、燃料制御器４０は、引き続き弁４２，４４の設定値を漸進的に変更し、主ガス燃料コネクタ２４を通して導入される燃料を漸進的に増大させ、パイロットガス燃料コネクタ１８を通して導入される燃料を漸進的に減少させて、最終的に全負荷条件下では総燃料所要量の約９５％が主コネクタ２４を通して充足され、残部がパイロットコネクタ１８を通して供給される。
【００２２】
ただし、弁４４は、経路４６，４８，５０を完全に閉じるように設定されることはないので、パイロットガス燃料系からはバーナー面１６の中央部分２２を横切るようにして常時なにがしかの量のガス燃料流れが存在する。
【００２３】
図２において、燃焼炎包絡線は境界線Ｆによって示され、火炎前面はＦＦによって示されている。火炎前面ＦＦは、燃焼主チャンバー１４にその半径方向外側部分に沿って流入し（矢印３３）、主チャンバーの中央軸線部分（軸線２１）に沿ってバーナー１０の方に向かって戻り（矢印３４）、次いで再度主チャンバー１４に向かって流れる（矢印３５）流体の再循環によって創生される。火炎前面ＦＦ自体は、バーナーの方向に流れる軸方向の流れ３４が、折り返して流れ３５に合流する地点である。
【００２４】
本発明のバーナーの１つの特徴は、あらゆるエンジン負荷の設定値において、火炎前面ＦＦがバーナー面１６の中央部分２２に近接したままに留まることである。（この点、従来のプレチャンバー／主チャンバー型燃焼装置では、必ずしもパイロット炎ではなく、主炎がプレチャンバー内のそれほど上流側でない地点、換言すれば、バーナー面から相当に離れた地点に位置するようになされているのが普通である。）
【００２５】
本発明は、火炎前面ＦＦを、例えばプレチャンバー１３の直径対長さ比を大きくする（具体例ではこの比率を２：１とした）ことによって、かつ、軸方向に噴出する空気又は燃料ジェットをなくすことによってバーナー面１６に近接する位置にまで到達させる。従来技術では、バーナー面１６の中央部分２２から空気又は燃料ジェットが軸方向に噴射され、それが流れ３４に対抗するので火炎前面ＦＦのバーナー面１６に向かっての移行を阻止していた。
【００２６】
火炎前面ＦＦをバーナー面１６に近接させれば、通常ならば過熱を起してバーナー面１６を損傷させ、従って、装置の信頼性の問題を惹起すると予想される。しかしながら、本発明によれば、バーナー面１６を横切って掃引するパイロットガス燃料がそのような損傷を防止するための有効な断熱材を形成する。火炎の前面ＦＦを常にバーナーヘッドの下流面１６に近接したところに、従ってプレチャンバー１３内に維持する本発明によるバーナーのこの構成は、プレチャンバー内の空燃混合気に、それが渦流器１２への点火フラッシュバック（点火炎の逆流）を防止するのに十分な速度を与えるという点で有利である。これは、プレチャンバー１３内を通る燃料と空気の質量に比してプレチャンバーの断面積が小さいことに基因する。
【００２７】
次に、本発明の燃焼装置の液体燃料作動モードについて図１及び３を参照して説明する。この作動モードも、ガス燃料モードの場合と同様に、可変弁６２，６８を介して制御されるパイロット液体燃料系と主液体燃料系の両方を使用し、やはり、火炎前面ＦＦがあらゆるエンジン負荷の設定値においてバーナー面１６の中央部分２２に近接したままに維持される。
【００２８】
少なくとも１つの、好ましくは数個のパイロット液体燃料噴口（以下、「パイロット噴口」又は単に「噴口」とも称する）２５が、バーナー面１６の中央部分２２の周縁に配置されており、これらの噴口２５は、導管６０から弁６２を経て導管６４を通し、パイロット液体燃料コネクタ（以下、「パイロットコネクタ」単に「コネクタ」とも称する）２６からバーナーヘッド１１内の適当な導管又は通路を通してパイロット液体燃料を供給される。これらのパイロット噴口２５は、バーナー面１６に、それに近接する燃焼炎の外円周の外側の部位に配置される。バーナー面１６には、又、渦流器部分１２の空気噴出口領域に、即ち、渦流器通路１２’の半径方向内方部分近くに主液体燃料噴口（以下、「主噴口」又は単に「噴口」とも称する）２７が設けられている。これらの主噴口２７は、導管６０から導管６６及び弁６８、導管７０を通し、主液体燃料コネクタ（以下、「主コネクタ」単に「コネクタ」とも称する）２８からバーナーヘッド１１内の適当な導管又は通路を通して主液体燃料を供給される。
【００２９】
エンジンが始動されると、パイロット液体燃料がパイロット噴口２５から長手中心軸線２１に平行な、又は、ほぼ平行な軸方向にプレチャンバー１３内へ噴射され、プレチャンバー内で渦流器通路１２’から噴射される空気１５と混合し、その空燃混合気が点火器１７からのスパークによって点火される。始動時では、燃料制御器４０が弁６２，６８を制御して弁６８を閉鎖し、全燃料所要量をパイロット噴口からのパイロット燃料によって充足する。主ガス燃料噴口２７はこの段階では作動しない。
【００３０】
エンジンの負荷が始動時からその全負荷時の約７０％にまで増大するにつれて、弁６２が制御されて導管６０中の液体燃料の総質量流量のうちパイロット噴口２５から噴射されるパイロット液体燃料の割合が漸進的に増大される。全負荷時の約７０％負荷に達すると、燃料供給モードが変更されて弁６８が開放され、主液体燃料が主噴口２７から噴射される。かくして、主ガス燃料系が作動されて、７０％負荷から１００％負荷（全負荷）の間では、総燃料所要量の約９５％の燃料を供給し、この負荷範囲内ではパイロット噴口２５から供給される燃料はわずか約５％である。ただし、全負荷時であっても、常時なにがしかの量のパイロット液体燃料流れが存在するように弁６２を少なくとも僅かに開放した状態に維持することが肝要である。
【００３１】
主液体燃料噴口２７は、バーナー面１６の、渦流器通路１２’の空気出口領域に配置されており、空気流１５にほぼ垂直な方向に燃料を噴射する。噴射されるすべての燃料が空気流１５内へ搬入され、渦流器１２の上流側及び下流側側壁にも、羽根の壁にも、それらを濡らすほどには接触させないようにすることが肝要である。この目的のために、主液体燃料噴口２７本体をその取り付け面であるバーナー面１６から突出させて噴口２７のオリフィスをバーナー面１６から離隔させ、それによって、低い燃料圧力設定値においても、燃料がバーナー面１６上に滴れ落ちることがないようにする。同様の理由により、比較的高い燃料圧力設定値においては、燃料が渦流器１２の下流側側壁２９に押しつけられない程度に燃料の圧力を制御する。
【００３２】
重要なことは、液体燃料モード中、バーナー面１６の過熱及びその結果としての損傷を回避するために、ガス燃料モードのときにパイロットガス燃料をバーナー面１６に接触させるようにして供給するのと同じ態様で、導管７２からの高圧空気をパイロットガス燃料系の多位置可変弁４４及び導管５０を通してパイロットガス噴射器へ供給し、空気をバーナー面１６に接触させるようにして掃引する。そのような高圧空気は、冷却剤として機能し、バーナー面１６を火炎の熱から保護する断熱バリヤーとして機能する。
【００３３】
図４は、図３のバーナーの線IV−IVに沿ってみた横断面図であり、本発明の上述した実施形態に用いられる渦流器羽根及び通路の形状及び、ガス燃料及び液体燃料噴口の配置を示す。三角形の斜線部分は羽根３０であり、羽根３０と３０の間に空白部分は、空気通路１２’である。
【００３４】
冷却用空気をバーナーヘッド１１の下流面１６へ搬送する好ましい方法はパイロットガス導管を用いることであるが、別法として、専用の噴出口（図示せず）をバーナーヘッドの、例えばガス噴出口３２と３２の間に併置することができる。それらの専用噴出口へは、適当な導入口、及び、燃料制御器４０によって制御される別個の弁に接続された、やはり専用の通路（図示せず）から冷却用空気を供給する。
【００３５】
又、点火器１７は半径方向でみてパイロット液体燃料噴口２５と環状通路１９との間に配置されたものとして示されているが、噴口２５と同一の円上に配置してもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による燃焼装置の概略縦断面図であり、燃焼装置の一部を構成する燃焼器を示す。
【図２】図２は、ガス燃料モードで作動する図１の燃焼装置の概略縦断面図である。
【図３】図３は、液体燃料モードで作動する図１の燃焼装置の概略縦断面図である。
【図４】図４は、図３のバーナーの線IV−IVに沿ってみた横断面図である。
【符号の説明】
１０：バーナー
１１：バーナーヘッド、バーナーヘッド部分
１２：渦流器部分渦流器、渦流器部分
１２’：渦流器通路
１３：燃焼プレチャンバー
１４：燃焼主チャンバー
１５：空気流
１６：バーナー面
１７：点火器
１８：パイロットガス燃料コネクタ、パイロットコネクタ
１９：環状通路
２０：周縁リップ
２１：長手軸線、長手中心軸線
２２：バーナー面の中央部分
２３：主ガス燃料噴口
２４：主ガス燃料コネクタ、主コネクタ
２５：パイロット液体燃料噴口、パイロット噴口
２７：主液体燃料噴口、主噴口
２９：下流側側壁
３０：羽根
３２：ガス噴出口
ＦＦ：火炎前面
【図１】
0004346724.tif 000002
【図２】
0004346724.tif 000003
【図３】
0004346724.tif 000004
【図４】
0004346724.tif 000005