(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成され空気の取入口と混合ガスの流速を制御するフィンとを有する予混合スワラと、複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成され燃料通路から供給された燃料をノズルで霧状に噴出する予混合ノズルと、別途燃料が供給される拡散ノズルとを備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項２】
請求項１の発明において、前記予混合スワラは、燃料の噴出側に位置する円錐台型スリーブと、前記円錐台型スリーブとレーザ溶接で接続され前記フィンおよび前記空気取入口を有する燃料供給側スリーブと、前記円錐台型スリーブの先端部にレーザ溶接で接続されるリングとを備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項３】
請求項２の発明において、前記燃料供給側スリーブの前記フィンの取り付けは、前記燃料供給側スリーブにレーザ切断にて前記フィンの取付孔を形成し、その取付孔に前記フィンを挿入し、レーザ光による突合せ溶接にて固定するようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項４】
請求項２の発明において、前記燃料供給側スリーブの前記空気取入口の形成は、レーザ光によるレーザ切断により行うようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項５】
請求項１の発明において、前記予混合ノズルは、燃料の噴出側に位置する円錐台型スリーブと、前記円錐台型スリーブとリングを介してレーザ溶接で接続され前記燃料通路を形成する内側スリーブと、前記円錐台型スリーブと前記リングを介してレーザ溶接で接続され前記燃料通路を形成する外側スリーブと、前記円錐台型スリーブの先端部にレーザ溶接で接続される噴射側リングとを備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項６】
請求項５の発明において、前記予混合ノズルの燃料通路の形成は、前記内側スリーブおよび前記外側スリーブを外側アクセス方式によるレーザ溶接で接続して行うようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項７】
請求項５の発明において、前記予混合ノズルの前記ノズルの取り付けは、溶込み制御により部分溶け込みを可能にしたレーザ溶接にて前記ノズルを取り付けるようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項８】
請求項１の発明において、前記拡散ノズルは、燃料噴射側に設けられたスワラと、前記スワラにレーザ溶接で接続された２重パイプとを備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズル。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン燃焼器を点火するためのガスタービン燃焼器のパイロットノズルに関するものである。
【０００２】
【従来技術】
ガスタービン燃焼器には最初に燃料を点火するパイロットノズルと呼ばれる構成部品があり、このパイロットノズルに燃料を供給してガスタービン燃焼器を点火する。以下の説明では、燃料と空気とを混合する部分を含んでパイロットノズルと呼ぶことにする。
【０００３】
パイロットノズルの基材としては、ステンレス鋼がよく用いられ、特に燃焼ガスの温度上昇による基材の伸びを考慮する場合は、フェライト系のステンレス鋼を採用される。
【０００４】
図７は、従来のガスタービン燃焼器のパイロットノズルの構成図であり、図７の上半分を断面図で示し、下半分を一部切り欠き外観図で示している。パイロットノズル１は、燃料と空気とを混合しその混合ガスを噴射する予混合ノズル２と、別途燃料が供給される拡散ノズル３と、予混合ノズル２の外側に設けられた外側リング４等から構成されている。
【０００５】
予混合ノズル２には、燃料の流速を調整するフィン５と、燃料が供給される燃料通路６と、燃料を噴射するノズル７と、空気を取り入れる空気取入口８とが設けられている。また、外側リング４および予混合ノズル２にはネジ加工が施されており、このネジ部９により外側リング４を取り外すことができるようになっている。すなわち、ガスタービン燃焼器のメンテナンス時期には外側リング４を取り外しノズル７を点検する。
【０００６】
このようなパイロットノズル１の製作にあっては、まず、丸棒材を用意しこの丸棒材から削り出しにより外側リング４を作成する。外側リング４には、メンテナンス用のネジ加工が必要であるため、外側リング４の基材を厚くする必要がある。通常、最低でも１０ｍｍの厚さを保つようにしている。
【０００７】
また、予混合ノズル２も丸棒の削り出しであり、燃料通路４は機械加工にて長く細い丸孔として形成され、空気取入口８は機械加工により孔開けされる。そして、フィン５やノズル７は別部材で機械加工にて２次元の翼形状を形成され、ＴＩＧ溶接のすみ肉継手により予混合ノズル２に取り付けられる。
【０００８】
また、拡散ノズル３は、２重パイプで形成されサワラと２重パイプとの溶接部を有しており、ＴＩＧ溶接がなされていた。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、このような従来のガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、まず丸棒削り出しで外側リング４や予混合ノズル２の本体を製作するものでため、材料費や機械加工費が高くなり工期も長くかかる。さらに、外側リング４や予混合ノズル２の基材が厚いので、パイロットノズル１が重くなりメンテナンス時の取り外しなどが大変である。
【００１０】
また、フィン５やノズル７はＴＩＧ溶接にて取り付けられているため、熱変形が大きく、溶接後にさらに機械加工が必要となることがあった。さらに、フィン５は曲率を有しているため、回転しながら追加の機械加工をする必要があり、加工費がさらに高くなっていた。
【００１１】
また、予混合ノズル２の形成された燃料通路４は長いので、機械加工においても工具が破損し易く工期も長くなる。拡散ノズルについても同様であり、２重パイプとサワラとのＴＩＧ溶接部は変形が大きく燃料の供給量に影響を与えていた。
【００１２】
また、パイロットノズル１の本体が重いため、メンテナンス時の簡便さを考えて、外側リング４は短くしているが、外側リング４を取り外しても、ノズル７の汚れや目詰まり状態は確認しにくいところがあった。
【００１３】
本発明の目的は、熱変形を小さくし軽量化および製造時の効率アップを図ることができるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを得ることである。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
請求項１の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成され空気の取入口と混合ガスの流速を制御するフィンとを有する予混合スワラと、複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成され燃料通路から供給された燃料をノズルで霧状に噴出する予混合ノズルと、別途燃料が供給される拡散ノズルとを備えたことを特徴とする。
【００１５】
請求項１の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、予混合スワラは複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成する。予混合スワラには空気の取入口と混合ガスの流速を制御するフィンとを設ける。同様に、予混合ノズルも複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成する。予混合ノズルには燃料通路およびノズルを設け、燃料通路から供給された燃料をノズルで霧状に噴出する。拡散ノズルには別途燃料が供給される。
【００１６】
請求項２の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、請求項１の発明において、前記予混合スワラは、燃料の噴出側に位置する円錐台型スリーブと、前記円錐台型スリーブとレーザ溶接で接続され前記フィンおよび前記空気取入口を有する燃料供給側スリーブと、前記円錐台型スリーブの先端部にレーザ溶接で接続されるリングとを備えたことを特徴とする。
【００１７】
請求項２の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、請求項１の発明の作用に加え、予混合スワラの燃料噴出側に位置する円錐台型スリープと燃料供給側スリーブとはレーザ溶接で接続され、燃料供給側スリーブには、フィンおよび空気取入口が設けられる。また、円錐台型スリーブの先端部にはレーザ溶接でリングが接続される。
【００１８】
請求項３の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、請求項２の発明において、前記燃料供給側スリーブの前記フィンの取り付けは、前記燃料供給側スリーブにレーザ切断にて前記フィンの取付孔を形成し、その取付孔に前記フィンを挿入し、レーザ光による突合せ溶接にて固定するようにしたことを特徴とする。
【００１９】
請求項３の発明に係わるパイロットノズルでは、請求項２の発明の作用に加え、燃料供給側スリーブにレーザ切断にてフィンの取付孔を形成し、その取付孔にフィンを挿入し、レーザ光による突合せ溶接にて固定する。
【００２０】
請求項４の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、請求項２の発明において、前記燃料供給側スリーブの前記空気取入口の形成は、レーザ光によるレーザ切断により行うようにしたことを特徴とする。
【００２１】
請求項４の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、請求項２の発明の作用に加え、レーザ光によるレーザ切断により燃料供給側スリーブの空気取入口を形成する。
【００２２】
請求項５の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、請求項１の発明において、前記予混合ノズルは、燃料の噴出側に位置する円錐台型スリーブと、前記円錐台型スリーブとリングを介してレーザ溶接で接続され前記燃料通路を形成する内側スリーブと、前記円錐台型スリーブと前記リングを介してレーザ溶接で接続され前記燃料通路を形成する外側スリーブと、前記円錐台型スリーブの先端部にレーザ溶接で接続される噴射側リングとを備えたことを特徴とする。
【００２３】
請求項５の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、請求項１の発明の作用に加え、予混合ノズルの燃料の噴出側に位置する円錐台型スリーブとリングとをレーザ溶接で接続し、そのリングと燃料通路を形成する内側スリーブとをレーザ溶接で接続する。同様に、そのリングと燃料通路を形成する外側スリーブとをレーザ溶接で接続する。そして、円錐台型スリーブの先端部に噴射側リングをレーザ溶接で接続する。
【００２４】
請求項６の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、請求項５の発明において、前記予混合ノズルの燃料通路の形成は、前記内側スリーブおよび前記外側スリーブを外側アクセス方式によるレーザ溶接で接続して行うようにしたことを特徴とする。
【００２５】
請求項６の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、請求項５の発明の作用に加え、内側スリーブおよび外側スリーブを外側アクセス方式によるレーザ溶接で接続して予混合ノズルの燃料通路を形成する。
【００２６】
請求項７の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、請求項５の発明において、前記予混合ノズルの前記ノズルの取り付けは、溶込み制御により部分溶け込みを可能にしたレーザ溶接にて前記ノズルを取り付けるようにしたことを特徴とする。
【００２７】
請求項７の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、請求項５の発明の作用に加え、溶込み制御により部分溶け込みを可能にしたレーザ溶接にてノズルを取り付ける。
【００２８】
請求項８の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルは、請求項１の発明において、前記拡散ノズルは、燃料噴射側に設けられたスワラと、前記スワラにレーザ溶接で接続された２重パイプとを備えたことを特徴とする。
【００２９】
請求項８の発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルでは、請求項１の発明の作用に加え、拡散ノズルの燃料噴射側に設けられたスワラには、２重パイプがレーザ溶接で接続される。
【００３０】
【発明の実施形態】
以下に、本発明に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルの実施の形態を説明する。図１は本発明の実施の形態に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルの構成図である。図１の上半分を断面図で示し、下半分を一部切り欠き外観図で示している。
【００３１】
パイロットノズル１は、空気取入口８と混合ガスの流速および流れ方を制御するフィン５とを有する予混合スワラ１０と、燃料を霧状に噴射するノズル７と燃料通路６を有する予混合ノズル２と、別途燃料を供給する拡散ノズル３とから構成されている。
【００３２】
予混合スワラ１０および予混合ノズル２はスリーブ状に形成され、燃料を噴出するノズル７のメンテナンス時に点検し易くしている。すなわち、予混合スワラ１０は、複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成され、この予混合スワラ１０には空気取入口８と混合ガスの流速を制御するフィン５とが設けられている。同様に、予混合ノズル２も複数個のスリーブをレーザ溶接で接続して構成され、予混合ノズル２には燃料通路６およびノズル７とを設け、燃料通路６から供給された燃料をノズル７で霧状に噴出する。予混合スワラ１０はボルト１１にて固定されている。
【００３３】
パイロットノズル１における予混合スワラ１０の基材は、フェライト系ステンレス鋼の例えばＳＵＳ４３０が用いられ、オーステナイト系ステンレス鋼に比較し線膨張係数が小さく、運転時の熱応力が抑えられている。板厚はたとえば５ｍｍとする。
【００３４】
予混合スワラ１０や予混合ノズル２のスリーブは、成形加工法により形状が確保され、それらはレーザ溶接により接続される。レーザ溶接により接続されたレーザ溶接部にはＯ印ａ〜ｋを付けている。
【００３５】
図２は、本発明の実施の形態に係わるガスタービン燃焼器の予混合スワラ１０の説明図である。予混合スワラ１０は、燃料の噴出側に位置する円錐台型スリーブ１０ａと、円錐台型スリーブ１０ａとレーザ溶接で接続される燃料供給側スリーブ１０ｂと、円錐台型スリーブ１０ａの先端部にレーザ溶接で接続されるリング１０ｃとから構成されている。そして、燃料供給側スリーブ１０ｂには、フィン５および空気取入口８が設けられている。
【００３６】
円錐台型スリープ１０ａおよび燃料供給側スリーブ１０ｂは、ロール成形やプレス成形により形状を整え、長手溶接をレーザ溶接にて実施する。レーザ溶接部にはＯ印ａ、ｄ、ｈを付けている。また、フィン５の取付孔や空気取入口８はレーザ切断され、フィン５はその取付孔に挿入され、レーザ光による突合せ溶接にて固定される。レーザ溶接に用いられるレーザ光は、Ｃ０2レーザを採用するが、ＹＡＧレーザを採用しても良い。
【００３７】
円錐台型スリーブ１０ａの成形法を説明する。平板の基材からレーザ切断により、円錐台型スリーブ１０ａの展開形状を切り取り、その円錐台型スリーブ１０ａの展開形状の平板を、図３（ａ）に示すように、３本のロール１２を用いて成形する。また、図３（ｂ）に示すように、レーザ切断した平板をプレス装置の下型１３に挿入し、上型１４で型押しして円錐台型スリーブ１０ａの形状を製作する。プレス装置は、最大で１０００トンのプレス装置にて十分である。このようにして成形された円錐台形スリーブ１０ａの長手突合せ開先をレーザ溶接する。
【００３８】
この成形過程でのレーザ切断の切断条件および溶接条件の一例を以下に示す。（１）レーザ切断条件
レーザ出力：１〜６ｋＷ
切断速度：１００〜３０００ｍｍ／ｍｉｎ
焦点設定位置：−３〜１ｍｍ
加工ガス：酸素ガス、窒素ガス、Ａｒガス
光学系の焦点距離：７０〜２００ｍｍ
（２）レーザ溶接条件
レーザ出力：４〜２５ｋＷ
溶接速度：５００から４０００ｍｍ／ｍｉｎ
焦点設定位置：−５〜２ｍｍ
シールドガス：Ｈｅ、Ａｒ、Ｎ２ガス
集光光学系の焦点距離：１００〜７００ｍｍ
次に、燃料供給側スリーブ１０ｂについても同様に成形して製作する。そして、各々のスリーブをレーザ溶接し予混合スワラ１０を形成することになる。
【００３９】
ここで、予混合スワラ１０のレーザ溶接時には、内側にシールドガスを供給した方が裏ビードの酸化を防止することができる。また、レーザ溶接時に必要であれば、フィラーワイヤを用い溶接金属の成分を調整してもよい。
【００４０】
さらにまた、レーザ溶接後の余盛（表ビード、裏ビードとも）または付着したスパッタは燃料の流れに関係のある部位について、必要に応じグラインダーなどで仕上げてもよい。
【００４１】
このように、パイロットノズルの成形にあっては、丸棒の削り出しをやめて平板を成形し、レーザ溶接により接続する。つまり接続箇所に継手を形成することにより、まず基材の無駄を無くし軽量化を可能としている。さらに、レーザ溶接にて溶接するので溶接熱変形を抑制でき、最終の加工仕上げを必要としない。
【００４２】
また、スリーブ化することにより製品の薄肉化を実現したので、メンテナンス時の取り扱いが容易になり、また、予混合スワラ１０をボルト１１により固定するので、その脱着が容易である。さらに、燃料を噴出するノズル７の点検が容易になり、メンテナンス時間が短縮できる。
【００４３】
また、フィン５の取り付けは、予混合スワラ１０の燃料供給側スリーブ１０ｂの本体をレーザ切断により翼型のフィン形状を孔開けし、その取付孔にフィン５を挿入してレーザ溶接にて突合せ溶接する。したがって、従来のようなＴＩＧ溶接にて予混合ノズル２側にすみ肉溶接する場合と異なり、変形が少なくなるので溶接後にフィン５の先端の機械加工を必要としない。また、予混合スワラ１０の空気取入口８はレーザ切断で形成するので、レーザ溶接部近傍など基材の硬化や残留応力が分布する範囲においても、容易に設計仕様の空気取入口８を形成することができる。
【００４４】
次に、図４は予混合ノズル２の説明図であり、予混合ノズル２の形成法を示している。まず、図４（ａ）に示すように、内径側の内側スリーブを溶接する。すなわち、レーザー溶接部ｃにレーザ光を照射してレーザ溶接する。次に、図４（ｂ）に示すように、外側スリーブ１６のレーザ溶接部ｂにレーザ光を照射してレーザ溶接する。そして、リング１７と外側スリーブ１６とをレーザ溶接部ｅでレーザ溶接し、リング１７等違わすりーぶ１５とをレーザ溶接部ｆでレーザ溶接する。この場合、開先のレーザ溶接部ｅ、ｆは、接続面を斜めに形成し、レーザ光を内側からではなく、光伝送が簡単な外側から照射する。これにより、レーザ溶接性を向上させる。
【００４５】
そして、図４（ｃ）に示すように、リング１７に円錐台型スリーブ１８をレーザ溶接部ｇでレーザ溶接して接続し、さらに、円錐台型スリープ１８の先端部に噴射側リング１９をレーザ溶接部ｉでレーザ溶接して接続する。これにより、予混合ノズル２を形成させる。これによって、レーザ溶接が容易で、かつ燃料通路６を形成することができる。
【００４６】
図５は、予混合ノズル２にノズル７を取り付ける場合の説明図である。予混合ノズル２のノズル７には、燃料通路６により供給されてきた燃料を噴射するための燃料噴出口２０が設けられ、このノズル７は燃料通路６を形成する外側スリーブ１６に取り付けられる。ノズル７の取り付けは、溶込み制御により部分溶け込みを可能にしたレーザ溶接にて取り付けられる。
【００４７】
すなわち、予混合ノズル２の外側スリーブ１６にノズル７を配置しレーザ溶接する。燃料通路６にスバッタを入れずに、部分溶込み溶接（非貫通溶接）を実施する。この場合のノズル７の取り付けにあっては、燃料噴出口２０の位置が重要であるので、レーザ溶接の採用によって、従来のＴＩＧ溶接による熱変形の問題点を解決することができる。
【００４８】
この場合のレーザ溶接条件の一例を以下に示す。
（３）レーザ溶接条件
レーザ出力：１〜５ｋＷ
溶接速度：１０００から３０００ｍｍ／ｍｉｎ
焦点設定位置：−２〜０ｍｍ
シールドガス：Ｈｅ、Ａｒ、Ｎ２ガス
集光光学系の焦点距離：１００〜２００ｍｍ
このように、予混合ノズル２に燃料を霧状に噴射するノズル７を溶込み制御により、部分溶け込みを可能にしたレーザ溶接法にて取り付け、貫通溶接時の発生する裏波ビードのスバツタを密閉された燃料通路に残さないようにしている。
【００４９】
次に、図６は本発明の実施の形態に係わるガスタービン燃焼器の拡散ノズル３の説明図である。拡散ノズル３は、燃料噴射側に設けられたスワラ２１と、そのスワラ２１にレーザ溶接で接続された２重パイプとを備えている。２重パイプの内側パイプ２２はレーザ溶接部ｋでレーザ溶接され、外側パイプ２３はレーザ溶接部ｊでレーザ溶接される。なお、図６では中心線を挟んで上側のレーザ溶接部ｊ、ｋだけを示している。
【００５０】
すなわち、拡散ノズル３を製作するために、まずスワラ２１に内側パイプ２２をレーザ溶接で非貫通溶接を実施する。次に、外側パイプ２３とスワラ２１とを溶接する。溶接条件は上述のレーザ溶接条件（３）のパラメータを流用する。これによって、内側パイプ２２および外側パイプ２３の傾きやスワラ２１の変形を抑制でき、燃料供給を安定化させることができる。また、拡散ノズル３の構成部品である２重パイプ２２、２３とスワラ２１をレーザ溶接するので、変形抑制による仕上げ工程の縮小できる。
【００５１】
また、フォロースリーブの製作における溶接や冷却孔の孔開けに、レーザ溶接やレーザ光による孔開けを採用することにより、フォロースリーブの変形を抑制し機械加工の仕上げ工程を低減できる。どうように、ノズルカバーの製作についても、レーザ溶接を採用するので効率よく製造することができる。
【００５２】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明によれば、パイロットノズルを効率良く製造することができ、かつ、パイロットノズルを軽量化することができる。従って、メンテナンス性も向上させることが可能で製造合理化と工程の短縮が実現できる。
【００５３】
また、パイロットノズル本体の製造をロール成形やレーザ切断やレーザ溶接を用いて行うので、本体の熱変形を小さくでき加工コストも低減できる。また、予混合スワラおよび予混合ノズルをスリーブ状に形成しているので、ノズルの全体を観察でき、メンテナンス時の点検および持ち運びを容易にできる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に係わるガスタービン燃焼器のパイロットノズルの構成図。
【図２】本発明の実施の形態に係わるガスタービン燃焼器の予混合スワラの説明図。
【図３】本発明の実施の形態における円錐台型スリーブの成形の説明図。
【図４】本発明の実施の形態に係わるガスタービン燃焼器の予混合ノズルの説明図。
【図５】本発明の実施の形態における予混合ノズルにノズルを取り付ける場合の説明図。
【図６】本発明の実施の形態に係わるガスタービン燃焼器の拡散ノズルの説明図。
【図７】従来のガスタービン燃焼器のパイロットノズルの構成図。
【符号の説明】
１  パイロットノズル
２  予混合ノズル
３  拡散ノズル
４  外側リング
５  フィン
６  燃料通路
７  ノズル
８  空気取入口
９  ネジ部
１０  予混合スワラ
１１  ボルト
１２  ロール
１３  下型
１４  上型
１５  内側スリーブ
１６  外側スリーブ
１７  リング
１８  円錐台型スリーブ
１９  噴射側スリーブ
２０  燃料噴出口
２１  スワラ
２２  内側パイプ
２３  外側パイプ
【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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