(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料通路を形成する本体と、
該本体の外周側先端部および先端側外周部を冷却媒体が通過する間隙を空けて覆うカバーリングと、
該カバーリングの先端側に、周方向に間隔を空けて装着され、前記燃料通路と連通する燃料噴射孔を有する複数のノズルチップと、を備えるパイロットノズルであって、
前記ノズルチップの先端に周囲よりも突出した先端突出部を備え、
前記カバーリングの外周側に冷却媒体が通る間隙を有するように取り付けられ、その先端側は内側に向けて折曲されているスリーブを備え、該スリーブの先端部は前記先端突出部の先端部位置よりも冷却媒体流れ方向上流側に位置していることを特徴とするパイロットノズル。
【請求項２】
前記カバーリングおよび前記スリーブは、周方向に間隔を空けて複数設けられたスペーサによって間隔を保持されるとともに該スペーサによって通過する冷却媒体の進行方向が傾斜させられることを特徴とする請求項１に記載のパイロットノズル。
【請求項３】
前記スペーサは、外周側から見た形状が翼形とされていることを特徴とする請求項２に記載のパイロットノズル。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれかに記載のパイロットノズルと、
該パイロットノズルの外周側に周方向に間隔を空けて配置された予混合燃焼させる複数の予混合ノズルと、
を備えていることを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項５】
請求項４に記載のガスタービン燃焼器と、
該燃焼器に圧縮空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器からの燃焼ガスによって回転させられるタービンと、
を備えていることを特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、パイロットノズル、ガスタービン燃焼器およびガスタービンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン燃焼器は、中央に拡散燃焼パイロットノズル1本、その周りに予混合燃焼させる複数本の予混合ノズルという配置構造となっている。
ガスタービン燃焼器の壁面は高温の燃焼ガスから自身を守るためにフィルム空気を流し断熱層を形成し、かつ、表面に遮熱コーティング処理するという断熱対策が採られている。
しかし、燃焼器中央に位置するパイロットノズルの先端部は高温の拡散炎がすぐ近くに形成され、この拡散炎にさらされることで焼損しやすいという問題がある。
この対策として、たとえば、特許文献１に示されるように、パイロットノズルの先端部に空気を流して断熱層を形成するようにしている。
【０００３】
【特許文献１】実開平０６−６５７５０号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところで、特許文献１に示されるものでは、燃焼性を考慮して空気通路が燃料噴射孔先端部の内側位置とされているので、燃料噴射孔が設けられるとともに空気通路を形成する外周側部材の先端側壁面は、内側から間接的に冷却されているだけである。
この噴射孔が形成されている部分は、最も拡散炎に近接しているので、その輻射熱によって焼損する恐れがある。
【０００５】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、先端部分の焼損を効果的に抑制することができるパイロットノズルならびにこれを用いたガスタービン燃焼器およ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】
【０００６】
上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかるパイロットノズルは、燃料通路を形成する本体と、該本体の外周側先端部および先端側外周部を冷却媒体が通過する間隙を空けて覆うカバーリングと、該カバーリングの先端側に、周方向に間隔を空けて装着され、前記燃料通路と連通する燃料噴射孔を有する複数のノズルチップと、を備えるパイロットノズルであって、前記ノズルチップの先端に周囲よりも突出した先端突出部を備え、前記カバーリングの外周側に冷却媒体が通る間隙を有するように取り付けられ、その先端側は内側に向けて折曲されているスリーブを備え、該スリーブの先端部は前記先端突出部の先端部位置よりも冷却媒体流れ方向上流側に位置していることを特徴とする。
【０００７】
カバーリングは本体の外周側先端部および先端側外周部を覆っているので、カバーリングと本体との間を通過する冷媒媒体は本体の先端部に沿った流れとなり、先端部に断熱効果を有する冷却媒体層を形成する。
また、ノズルチップの先端に周囲よりも突出した先端突出部を備えているので、噴出孔から噴射される燃料がカバーリングの先端側表面から先端突出部の高さだけ離れることになる。燃料が離れると、それによって形成される炎もカバーリングの先端側表面から離れることになるので、カバーリングの先端側表面に対する炎の輻射熱の影響が小さくなる。これにより、カバーリングの先端側表面の温度上昇を抑制することができる。
なお、先端突出部は、噴射される燃料が冷却機能を発揮するので、比較的炎の影響を受け難い。
これらにより、パイロットノズルの先端部分の焼損を効果的に抑制することができる。
なお、冷却媒体としては、ガスタービン圧縮機からの圧縮空気の一部分を抽気して昇圧した後の空気や、排熱回収ボイラからの蒸気等が挙げられる。
【０００９】
カバーリングの外周側に冷却媒体が通る間隙を有するように取り付けられ、その先端側は内側に向けて折曲されているスリーブを備えているので、カバーリングおよびスリーブの間隙を通る冷却媒体は、カバーリングの先端部に沿った流れとなり、先端部に断熱効果を有する冷却媒体層を形成する。
また、スリーブの先端部は前記先端突出部の先端部位置よりも冷却媒体流れ方向上流側、すなわち、本体側、に位置しているので、冷却媒体は先端突出部から噴射される燃料を押し流すことがない。
このように、燃焼性に影響せずにカバーリングの先端側表面に冷却媒体層を形成することができるので、パイロットノズルの先端部分の焼損を一層効果的に抑制することができる。
【００１０】
さらに、本発明のパイロットノズルでは、前記カバーリングおよび前記スリーブは、周方向に間隔を空けて複数設けられたスペーサによって間隔を保持されるとともに該スペーサによって通過する冷却媒体の進行方向が傾斜させられることを特徴とする。
【００１１】
このように、カバーリングおよびスリーブは、周方向に間隔を空けて複数設けられたスペーサによって間隔を保持されるとともにこのスペーサによって通過する冷却媒体の進行方向が傾斜させられるので、この冷却媒体は本体の軸線中心に向かわずそれと傾斜した方向に進み下流側で外周側に向かう流れとなる。
したがって、本体の軸線中心を目指し下流側に向かうカバーリングの内側から本体の先端部に流れる冷却媒体の流れとは進行方向が異なることになり、その流れを変動させることがないので、燃焼性に与える影響を少なくすることができる。
【００１２】
上記発明では、前記スペーサは、外周側から見た形状が翼形とされていてもよい。
このようにすると、冷却媒体の流れの方向を効率よく傾斜させることができる。
【００１３】
本発明の参考例にかかるパイロットノズルは、燃料通路を形成する本体と、該本体の外周側先端部および先端側外周部を覆い、該本体との間隙部を通過する冷却媒体によって該本体の先端部を冷却するカバーリングと、該カバーリングの先端側に、周方向に間隔を空けて装着され、前記燃料通路と連通する燃料噴射孔を有するノズルチップと、を備えるパイロットノズルであって、前記カバーリングの少なくとも前記ノズルチップの周辺部分には、厚さ方向に貫通した小径の複数の貫通孔が備えられていることを特徴とする。
【００１４】
カバーリングは本体の外周側先端部および先端側外周部を覆っているので、カバーリングと本体との間を通過する冷媒媒体は本体の先端部に沿った流れとなり、先端部に断熱効果を有する冷却媒体層を形成する。
また、カバーリングの少なくともノズルチップの周辺部分には、厚さ方向に貫通した小径の複数の貫通孔が備えられているので、カバーリングと本体との間を通過する冷媒媒体がこの貫通孔を通ってカバーリングの先端側表面に滲みだし、冷却媒体層を形成する。
これにより、カバーリングの先端側表面の温度上昇を抑制することができる。
なお、貫通孔の大きさは、滲みだす冷却媒体が燃料等の流れに影響しないように調整することが望ましい。
【００１５】
また、本発明のガスタービン燃焼器は、上記のいずれかに記載のパイロットノズルと、該パイロットノズルの外周側に周方向に間隔を空けて配置された予混合燃焼させる複数の予混合ノズルと、を備えていることを特徴とする。
【００１６】
上記の先端部分の焼損を効果的に抑制することができるパイロットノズルを備えることによって、メンテナンス性のよい、また、燃焼温度を高くし得るガスタービン燃焼器を提供することができる。
【００１７】
さらに、本発明のガスタービンでは、上記に記載のガスタービン燃焼器と、該燃焼器に圧縮空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器からの燃焼ガスによって回転させられるタービンと、を備えていることを特徴とする。
【００１８】
上記のガスタービン燃焼器を備えることにより、メンテナンス性がよい、あるいは、燃焼温度を高くしてタービン入口温度を増大させ、高効率なガスタービンを提供することができる。
【発明の効果】
【００１９】
ノズルチップの先端に周囲よりも突出した先端突出部を備えているので、パイロットノズルの先端部分の焼損を効果的に抑制することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下、本発明の実施形態について図面を用いて説明する。
［第一実施形態］
以下、本発明の第一実施形態について、図１〜図３を用いて説明する。
図１は、本実施形態にかかるガスタービン１の全体概略構成を示す部分断面側面図である。
ガスタービン１は、圧縮機３と、燃焼器（ガスタービン燃焼器）５と、タービン７とにより構成され、このタービン７に図示しない発電機が連結されている。
圧縮機３は、空気を取り込む空気取入口９を有し、圧縮機車室１１内に複数の静翼１３と動翼１５が交互に配設されてなり、その外側に抽気マニホールド１７が設けられている。
燃焼器５は、圧縮機３で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、バーナで点火することで燃焼可能となっている。
タービン７は、タービン車室１９内に複数の静翼２１と動翼２３が交互に設けられている。
【００２１】
タービン７のタービン車室１９には、排気室２５が連続して設けられており、この排気室２５は、タービン７に連続する排気ディフューザ２７を有している。
また、圧縮機３、燃焼器５、タービン７および排気室２５の中心部を貫通するようにロータ２９が位置しており、圧縮機３側の端部が軸受部３１により回転自在に支持される一方、排気室２５側の端部が軸受部３３により回転自在に支持されている。
ロータ２９には複数のディスクプレートが固定されており、各動翼１５，２３が連結されると共に、排気室２５側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
【００２２】
上記構成により、圧縮機３の空気取入口９から取り込まれた空気が、複数の静翼１３と動翼１５を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器５にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給されることで燃焼する。そして、この燃焼器５で生成された高温・高圧の燃焼ガスが、タービン７を構成する複数の静翼２１と動翼２３を通過することでロータ２９を駆動回転し、このロータ２９に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う一方、排気ガスは排気室２５の排気ディフューザ２７で静圧に変換されてから大気に放出される。
【００２３】
燃焼器５では、図２に示すように、燃焼器外筒３５に燃焼器内筒３７が支持され、この燃焼器内筒３７の先端部に燃焼器尾筒３９が連結されて燃焼器ケーシングが構成されている。
燃焼器内筒３７によって囲まれた空間内に燃焼ガスの流れが形成される。
燃焼器内筒３７内には、その中心部にパイロットノズル４１が設けられると共に、燃焼器内筒３７の内周面に周方向に沿ってパイロットノズル４１を取り囲むように複数の予混合ノズル４３が設けられている。パイロットノズル４１の先端部にはパイロットコーン４５が装着されている。
【００２４】
従って、圧縮機３における圧縮機車室１１から高温・高圧の圧縮空気が燃焼器５に流れこむと、各予混合ノズル４３内では、この圧縮空気がメイン燃料棒から噴射された燃料と混合され、予混合気の旋回流となって燃焼器内筒３７内に流れ込む。
一方、パイロットノズル４１内では、圧縮空気がパイロット燃料棒から噴射された燃料と混合され、この混合気は図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼器内筒３７内に噴出する。
そして、燃焼ガスの一部が燃焼器内筒３７内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出することで、各予混合ノズル４３から燃焼器内筒３７および燃焼器尾筒３９に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。
【００２５】
このように構成されたガスタービンでは、圧縮機３で圧縮した圧縮空気の一部を圧縮機車室１１から抽気して昇圧し、燃焼器５に冷却媒体として供給するようになっている。
また、燃焼器５には、予混合ノズル３５にメイン燃料を供給する燃料供給ライン４７およびパイロットノズル４１にパイロット燃料を供給する燃料供給ライン４９が連結されている。
【００２６】
図３は、パイロットノズル４１の先端部分５１の上半分の概略構成を示す部分断面側面図である。
先端部分５１は、燃料供給ライン４９から供給されるパイロット燃料と圧縮空気との混合気の燃料通路５３を構成する略中空円筒形状をした本体５５が備えられている。本体５５の外周側には、本体５５の外周部５７から間隙を空けて略中空円筒形状のスリーブ６１が設置されている。
本体５５とスリーブ６１とで形成される空気通路６３には、冷却媒体として昇圧された圧縮空気が先端側に向かって流れるように供給されている。
【００２７】
空気通路６３の先端側には、略中空円筒形状をし、先端側が内側に折曲したカバーリング６５が設置されている。カバーリング６５は、本体５５の周方向に間隔を空けて複数設けられた内側スペーサ７１によって本体５５の先端部５９の外周側および本体５５の外周部５７の先端側から所定の間隔を保持するように取り付けられている。言い換えると、カバーリング６５は、本体５５の先端部５９の外周側および本体５５の外周部５７の先端側を覆うように取り付けられている。
【００２８】
カバーリング６５は、空気通路６３を本体５５側の内側空気通路６７とスリーブ６１側の外側空気通路６９とに分割している。
スリーブ６１は、カバーリング６５の周方向に間隔を空けて複数設けられた外側スペーサ７３によってカバーリング５５から所定の間隔を保持するように取り付けられている。
【００２９】
カバーリング６５の先端側には、燃料通路５３と連通する燃料噴射孔７７を有する複数のノズルチップ７５が周方向に間隔を空けて装着されている。
ノズルチップ７５の先端に周囲よりも突出した先端突出部７９が設けられている。
燃料噴射孔７７の直径は、たとえば、１〜２ｍｍであり、先端突出部７９の突出量は、たとえば、２ｍｍとされている。言い換えると、先端突出部７９の突出量は燃料噴射孔７７の最大の直径と略同等程度とされている。
【００３０】
以上のように構成された先端部分の動作について作用・効果と併せ説明する。
噴射孔７７から噴射される混合気（燃料）８５は図示しない種火により着火されて燃焼し、高温の燃焼ガス８７となって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。
このとき、ノズルチップ７５の先端に周囲よりも突出した先端突出部７９を備えているので、噴出孔７７から噴射される混合気８５がカバーリング６５の先端側表面から先端突出部７９の突出量（高さ）だけ離れることになる。
なお、先端突出部７９は、噴射される混合気が冷却機能を発揮するので、比較的炎の影響を受け難い。
【００３１】
混合気８５が離れると、それによって形成される燃焼ガス８７も図３に二点鎖線で示している位置から実線で示している位置へとカバーリング６５の先端側表面から離れることになる。
燃焼ガス８７がカバーリング６５の先端側表面から離れると、カバーリングの先端側表面に対する燃焼ガス８７の輻射熱の影響が小さくなるので、カバーリング６５の先端側表面の温度上昇を抑制することができる。これにより、カバーリング６５の先端側表面の温度上昇を抑制することができる。
【００３２】
また、空気通路６３を通る空気は、カバーリング６５によって内側空気通路６７を通る先端冷却空気８１と、外側空気通路６９を通る外側冷却空気８３とに分割される。
先端冷却空気８１は、カバーリング６５の内側に案内されるので、先端側の折曲部で内側に方向を変えて進行する。すなわち、先端冷却空気は本体５５の先端部５９に沿って進行し、本体５５の軸線中心Ｃの近傍を通って下流側に流れる。
したがって、先端冷却空気８１は本体５５の先端部５９に断熱効果を有する空気層を形成するので、本体５５の先端部５９の温度上昇を抑制することができる。
外側空気通路６９を通る外側冷却空気８３は、燃焼ガス８７の外周側における断熱を行う。
【００３３】
これらにより、パイロットノズル４１の先端部分５１の焼損を効果的に抑制することができる。
メンテナンス性のよい、また、燃焼温度を高くし得る燃焼器５および高効率なガスタービン１を提供することができる。
【００３４】
［第二実施形態］
次に、本発明の第二実施形態について、図４〜６を用いて説明する。
本実施形態は、第一実施形態に比べて、パイロットノズル４１の先端部分５１冷却構造の構成が異なり、その他は同様なので、以下では、この相違点を主体として説明し、その他の重複するものについては説明を省略する。
なお、第一実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００３５】
本実施形態では、スリーブ６１の先端側が内側に向けて折曲され、鍔部８９が形成されている。
鍔部８９先端の内側位置は、先端突出部７９の先端側位置よりも本体５５側（すなわち、外側冷却空気８３の流れ方向上流側）に位置させられている。
また、外側スペーサ７３は、図５に示されるように、外周側から見た形状が翼形とされている。外側スペーサ７３をこのようにしたのは、外側冷却空気８３の進行方向を効率的に傾斜させるためであり、この目的に合う構造であれば翼形に限定されず適宜形状とされてよい。たとえば、直方体を傾斜した方向に延在するようにしてもよい。
【００３６】
このように、本実施形態では、スリーブ６１の先端部に内側に折曲された鍔部８９を設けたので、外側空気通路６９を通る外側冷却空気は鍔部８９で進行方向を内側に曲げられる。したがって、外側冷却空気８３はカバーリング６５の先端部表面に沿った流れとなり、先端部表面に断熱効果を有する空気層を形成する。
また、鍔部８９は先端突出部７９の先端側位置よりも本体５５側（すなわち、外側冷却空気８３の流れ方向上流側）に位置させられているので、外側冷却空気８３は先端突出部７９の先端部から噴射される混合気８５を押し流すことがない。
このように、燃焼性に影響せずにカバーリング６５の先端側表面に冷却媒体層を形成することができるので、パイロットノズルの先端部分の焼損を一層効果的に抑制することができる。
【００３７】
このとき、外側冷却空気８３は外側スペーサ７３によって進行方向が傾斜させられるので、外側冷却空気８３は図６に示されるように本体５５の軸線中心Ｃに向かわずそれと傾斜した方向に進み、下流側で外周側に向かう流れとなる。
したがって、本体５５の軸線中心Ｃを目指し下流側に向かう先端冷却空気８１の流れとは進行方向が異なることになり、両者は合流することがない。したがって、外側冷却空気８３が先端冷却空気８１の流れを変動させることがないので、パイロットノズル４１の燃焼性に与える影響を少なくすることができる。
【００３８】
なお、使用条件によっては、外側スペーサ７３によって外側冷却空気８３の進行方向を傾斜させないようにしてもよい。
【００３９】
[第一参考実施形態]
次に、本発明の第一参考実施形態について、図７および図８を用いて説明する。
本参考実施形態は、第一実施形態に比べて、パイロットノズル４１の先端部分５１冷却構造の構成が異なり、その他は同様なので、以下では、この相違点を主体として説明し、その他の重複するものについては説明を省略する。
なお、第一実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００４０】
本参考実施形態では、ノズルチップ７５の先端に先端突出部７９を備えていない。
カバーリング６５の少なくともノズルチップ７５の周辺部分には、カバーリング６５の厚さ方向に貫通、すなわち、内側空気通路６７と外部とを連通する小径の複数の貫通孔９１が備えられている。
【００４１】
このように、カバーリング６５の少なくともノズルチップ７５の周辺部分には、複数の貫通孔９１が備えられているので、内側空気通路６７を通過する空気がこの貫通孔９１を通ってカバーリング６５の先端側表面に滲みだし、断熱効果を有する空気層を形成する。
これにより、カバーリング６５の先端側表面の温度上昇を抑制することができる。
なお、貫通孔９１の大きさおよび個数は、滲みだす空気が燃料等の流れに影響しないように調整することが望ましい。
【００４２】
なお、本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
たとえば、上記各実施形態では、冷却媒体として圧縮機から抽気した圧縮空気を用いて説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、たとえば排熱回収ボイラから抽気した蒸気を用いても良い。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本発明の第一実施形態にかかるガスタービンの概略構成を示した部分断面側面図である。
【図２】図１のガスタービンの燃焼器の概略構成を示した部分断面側面図である。
【図３】本発明の第一実施形態にかかるパイロットノズルの先端部分の構成を示す部分断面図側面図である。
【図４】本発明の第二実施形態にかかるパイロットノズルの先端部分の構成を示す部分断面図である。
【図５】本発明の第二実施形態にかかる外側スペーサを示す傾斜図である。
【図６】本発明の第二実施形態にかかるパイロットノズルの先端部分を示す正面図である。
【図７】本発明の第一参考実施形態にかかるパイロットノズルの先端部分の構成を示す部分断面図である。
【図８】本発明の第一参考実施形態にかかるパイロットノズルの先端部分を示す部分正面図である。
【符号の説明】
【００４４】
１  ガスタービン
３  圧縮機
５  燃焼器
７  タービン
４１  パイロットノズル
４３  予混合ノズル
５３  燃料通路
５５  本体
５７  外周部
５９  先端部
６１  スリーブ
６５  カバーリング
７３  外側スペーサ
７５  ノズルチップ
７７  燃料噴射孔
７９  先端突出部
８９  鍔部
９１  貫通孔
【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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