JP2003130351A

JP2003130351A - 燃焼器、ガスタービン及びジェットエンジン

Info

Publication number: JP2003130351A
Application number: JP2001320868A
Authority: JP
Inventors: Shigemi Bandai; 重実萬代; Masatoyo Oota; 将豊太田; Katsunori Tanaka; 克則田中; Wataru Akizuki; 渉秋月
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2001-10-18
Filing date: 2001-10-18
Publication date: 2003-05-08

Abstract

(57)【要約】【課題】拡散炎パイロットによる保炎を必要とするこ
となく安定した燃焼を維持し、燃焼器全体としての低Ｎ
Ｏx 化を達成することを目的としている。【解決手段】パイロットノズル３の周囲を取り囲むよ
うにして８本のメインノズル４を配置し、メインノズル
４の出口部６近傍に予混合気流の循環流を形成する保炎
部材１０を設けた。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、ＮＯx 排出量を低
減することができる燃焼器、そして、この燃焼器を備え
たガスタービン及びジェットエンジンに関するものであ
る。

【０００２】

【従来の技術】作動流体となる気体を圧縮機で圧縮して
これを加熱し、生じた高温高圧ガスをタービン中で膨張
させることによって外部へ軸出力を取り出すガスタービ
ン、及び出力を高速ジェットの運動エネルギの形で取り
出し直接航空機の推進用に利用するジェットエンジンに
おいては、近年の環境問題から窒素酸化物（ＮＯx ）な
どのエミッション低減が求められている。

【０００３】このようなガスタービン及びジェットエン
ジンは、圧縮機、燃焼器及びタービンを主な構成要素と
しており、圧縮機とタービンとは互いに主軸で直結され
ている。圧縮機の吐出口には燃焼器が接続されており、
圧縮機から吐出された作動流体は、燃焼器によって所定
のタービン入口温度まで加熱される。タービンに供給さ
れた高温高圧の作動流体は、ケーシング内において静翼
及び主軸側に取り付けられた動翼の間を通過して膨張
し、これにより主軸が回転して出力が得られる。ガスタ
ービンの場合、圧縮機の消費動力を引いた軸出力が得ら
れるので、主軸の他端に発電機などを接続することで駆
動源として利用することができる。

【０００４】ここで、従来の燃焼器を図７に基づいて簡
単に説明する。なお、図中の符号１は燃焼器、２は筒
体、３はパイロットノズル、４はメインノズル、５はパ
イロットコーン、６はメインノズル４の出口部、７は燃
焼室である。この燃焼器１では、筒体２の軸中心に位置
するパイロットノズル３の周囲を取り囲むようにして、
複数本（図示の例では８本）のメインノズル４が均等に
配置されている。

【０００５】このうち、メインノズル４の中心部に位置
するパイロットノズル３は、出口側にパイロットコーン
５を備えている。このため、パイロットノズル３に供給
された燃料は、パイロットコーン５に規制されるまで燃
焼室７内に拡散して燃焼し、その火炎は拡散炎パイロッ
トと呼ばれている。これに対して、メインノズル４には
燃料と空気とを予混合してなる予混合気流が供給され
る。この予混合気流は、出口部６の先端６ａから燃焼室
７内に流出して燃焼する。この時、予混合気流はパイロ
ットノズル３の火炎を火種として着火され、同火炎によ
って保炎されて安定した燃焼をするようになっている。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】ところで、上述した従
来の燃焼器１においては、パイロットノズル３が形成す
る拡散炎パイロットを予混合気流の着火及び保炎に用
い、メインノズル４に供給される予混合気流を燃焼させ
てメイン予混合炎を形成することで低ＮＯx 化を図って
いる。

【０００７】しかしながら、このような従来方式の燃焼
器１では、拡散炎パイロットから発生するＮＯx を低減
できないという問題がある。すなわち、燃焼室１内にお
いては、燃料と空気との混合比を均一にすることがＮＯ
x 低減に有効であるにもかかわらず、パイロット燃料を
燃焼させることにより燃焼室全体としての混合比は不均
一になりやすい。このため、高濃度領域となる拡散炎パ
イロット内に部分的な高温部が生じてしまい、この高温
部から多量のＮＯx を発生して燃焼器全体としての総排
出量が増すことになる。換言すれば、燃焼器１で燃焼す
る全燃料量Ｆに占めるパイロット燃料Ｆｐの割合を示す
パイロット比（Ｆｐ／Ｆ）が大きいほどＮＯx 発生量は
増加するため、理想的にはパイロットノズル３でパイロ
ット燃料を燃焼させない状態、すなわち拡散炎パイロッ
トによる保炎を必要とすることなく安定して燃焼させる
ことが望まれる。

【０００８】本発明は、上記の事情に鑑みてなされたも
ので、拡散炎パイロットによる保炎を必要とすることな
く安定した燃焼を維持し、燃焼器全体としての低ＮＯx
化を達成することを目的としている。

【０００９】

【課題を解決するための手段】本発明は、上記課題を解
決するため、以下の手段を採用した。請求項１に記載の
燃焼器は、パイロットノズルの周囲を取り囲むようにし
て複数のメインノズルを配置し、該メインノズルの出口
部近傍に予混合気流の循環流を形成する保炎部材を設け
たことを特徴とするものである。

【００１０】このような燃焼器によれば、メインノズル
の出口部近傍に予混合気流の循環流を形成する保炎部材
を設けたので、この循環流が形成された部分においては
火炎を安定させる保炎が可能となる。従って、パイロッ
トノズルにより拡散炎パイロットを形成して保炎する必
要がなくなるので、拡散炎パイロットから発生するＮＯ
x をなくすことができる。

【００１１】請求項１記載の燃焼器において、前記保炎
部材は、前記パイロットノズルのパイロットコーン先端
外周部に設けられ、パイロットコーン拡径角度θｐより
大きな拡径角度θｍで拡径させた先端部が前記予混合気
流内に位置していることが好ましく、これにより、メイ
ンノズルの出口部には、パイロットコーンの先端部後方
に予混合気流の循環流を容易に形成することができる。
この場合、前記保炎部材は、前記パイロットコーン周方
向の全周にわたって連続して設けられてもよいし、ある
いは、前記予混合気流の流路部に対応して断続的に設け
られてもよい。

【００１２】請求項１記載の燃焼器において、前記保炎
部材は、前記パイロットノズルのパイロットコーン先端
外周部が軸方向とほぼ垂直面を形成して外向きに折曲さ
れ、前記メインノズルの出口部先端とほぼ同一平面上に
位置していることが好ましく、これにより、パイロット
コーンとメインノズルとの間の垂直面付近に保炎機能を
有する予混合気流の循環流が形成される。

【００１３】請求項１記載の燃焼器において、前記保炎
部材は、前記メインノズルの出口部を内向きに折曲して
設けられたものが好ましく、これにより、メインノズ
ルの出口部に予混合気流の循環流を容易に形成すること
ができる。この場合、前記保炎部材は、前記出口部の隣
接辺に設けられてもよいし、あるいは、前記出口部の外
周部に設けられてもよい。

【００１４】そして、請求項４から８のいずれかに記載
の燃焼器においては、前記保炎部材が、前記予混合気流
の中から選択した流路部に対応して不連続に設けられた
ものでもよく、これにより、保炎部材の有無により予混
合気流を燃焼させて形成される火炎の位置が軸方向にず
れるので、燃焼振動の抑制が可能となる。

【００１５】請求項１０記載のガスタービンは、空気を
圧縮して空気流を供給する圧縮機と、請求項１から９の
いずれかに記載の燃焼器と、前記燃焼器から供給される
高温高圧ガスを膨張させて回転することで軸出力を出力
するタービンと、を具備して構成したことを特徴とする
ものである。

【００１６】このようなガスタービンによれば、燃焼器
において拡散炎パイロットから発生するＮＯx がなくな
るので、ＮＯx 排出量の少ないガスタービンを提供する
ことができる。

【００１７】請求項１１記載のジェットエンジンは、空
気を圧縮して空気流を供給する圧縮機と、請求項１から
９のいずれかに記載の燃焼器と、前記燃焼器から高温高
圧ガスを供給されるタービンと、を具備して構成したこ
とを特徴とするものである。

【００１８】このようなジェットエンジンによれば、燃
焼器において拡散炎パイロットから発生するＮＯx がな
くなるので、ＮＯx 排出量の少ないジェットエンジンを
提供することができる。

【００１９】

【発明の実施の形態】以下、本発明の一実施形態を図面
に基づいて説明する。さて、ガスタービン及びジェット
エンジンは、従来技術で説明したように、いずれも圧縮
機、燃焼器及びタービンを主な構成要素とするものであ
る。一方のガスタービンは、高温高圧のガスをタービン
中で膨張させて主軸を回転させ、生じた軸出力を発電機
等の駆動力として利用するものである。また、ジェット
エンジンは、高温高圧のガスをタービン中で膨張させて
主軸を回転させ、タービン出口から噴射される高速ジェ
ット（排気）の運動エネルギを航空機の推進力として利
用するものである。

【００２０】圧縮機は、作動流体となる気体、すなわち
空気を導入して圧縮し、空気流として燃焼器に供給する
ものである。この圧縮機には、主軸によりタービンと互
いに直結された軸流圧縮機が用いられ、吸込口から吸い
込んだ空気（大気）を圧縮して吐出口に接続された燃焼
器に供給する。この空気流は燃焼器において燃料ガスを
燃焼させ、生成された高温高圧のガスがタービンに供給
される。

【００２１】ここで、ガスタービン及びジェットエンジ
ンの構成要素となる燃焼器の構成例を図１ないし図６に
基づいて説明する。なお、図１ないし図６は燃焼器の要
部を拡大したものであり、各図に示す各燃焼器１Ａ〜１
Ｆは、その基本構成が図７に示す従来例と同様であるた
め、以下では同一の部材に対し同じ符号を付して説明す
る。

【００２２】＜第１の実施形態＞図１において、図中の
符号１Ａは燃焼器、２は筒体、３はパイロットノズル、
４はメインノズル、５はパイロットコーン、６はメイン
ノズル４の出口部、７は燃焼室、１０はパイロットコー
ン５の先端外周部に設けた保炎部材である。この燃焼器
１Ａでは、筒体２の軸中心に着火用の火種を形成するパ
イロットノズル３が設置され、同パイロットノズル３の
外周部を取り囲むようにして同一円周上に８本のメイン
ノズル４が等ピッチで配置されている。メインノズル４
は、燃料と空気とを予混合した予混合気の供給を受け、
出口部６から燃焼室７に流出する予混合気をパイロット
ノズル３の火炎により着火して燃焼させる。こうして生
成された高温の燃焼ガスは、燃焼室７の下流側に連結さ
れた図示省略の尾筒を通ってタービンへ導かれる。

【００２３】さて、パイロットノズル３の出口部には、
パイロット拡散炎を形成するため、パイロットコーン拡
径角度θｐで燃焼室７へ向けて出口側へ徐々に拡径する
パイロットコーン５が設けられている。パイロットコー
ン５の中空円錐台形状先端部は、円筒２の軸方向におい
て上述したメインノズル４の出口部６とほぼ同一の平面
上にある。そして、本発明ではさらに、パイロットコー
ン５の先端外周部に保炎部材１０を一体的に設けてあ
る。

【００２４】この保炎部材１０は、パイロットコーン５
を全周にわたって燃焼室７側へ延長し、パイロットコー
ン拡径角度θｐよりさらに大きな拡径角度θｍで拡径さ
せた中空円錐台形状の部分である。保炎部材１０の先端
部１０ａは、メインノズル４の出口部６から流出する予
混合気流の中に入り込むようにしてある。すなわち、図
１（ｂ）に示すように、保炎部材１０の外周側は、燃焼
室７側から見てメインノズル４の出口部６と重なり、メ
インノズル６の内周側を部分的に覆い隠すような位置関
係にある。

【００２５】このような構成とすれば、保炎部材１０の
先端部１０ａが燃焼室７へ向かって軸方向に流れるメイ
ンノズル４の予混合気流（図中の矢印８）内に入り込ん
だ位置にあるので、予混合気流は保炎部材１０に当たっ
て流れに乱れが生じることとなる。このため、先端部１
０ａの裏側となる燃焼室７内には循環流が形成され、こ
の循環流が火炎を安定化させる機能を発揮する。このよ
うにして循環流の保炎機能が得られると、いったんパイ
ロットノズル３でメインノズル４の予混合気流に着火し
てしまえば、保炎部材１０の後流側となる循環流形成部
分に安定した火炎が形成される。

【００２６】このため、着火完了後にパイロットノズル
３への燃料供給を停止して拡散炎パイロットの形成を止
めても、上述した循環流の保炎機能によってメインノズ
ル４の安定した燃焼を継続することができる。この結
果、パイロットノズル３で形成される拡散炎パイロット
から発生していたＮＯx が全くなくなるので、ＮＯx の
総排出量が低減され、燃焼器１Ａ及びこの燃焼器１Ａを
構成要素とするガスタービンやジェットエンジンの低Ｎ
Ｏx 化を達成することができる。

【００２７】＜第２の実施形態＞図２において、図中の
符号１Ｂは燃焼器、２は筒体、３はパイロットノズル、
４はメインノズル、５はパイロットコーン、６はメイン
ノズル４の出口部、７は燃焼室、１１はパイロットコー
ン５の先端外周部に設けた保炎部材である。この燃焼器
１Ｂでは、筒体２の軸中心に着火用の火種を形成するパ
イロットノズル３が設置され、同パイロットノズル３の
外周部を取り囲むようにして同一円周上に８本のメイン
ノズル４が等ピッチで配置されている。メインノズル４
は、燃料と空気とを予混合した予混合気の供給を受け、
出口部６から燃焼室７に流出する予混合気をパイロット
ノズル３の火炎により着火して燃焼させる。こうして生
成された高温の燃焼ガスは、燃焼室７の下流側に連結さ
れた図示省略の尾筒を通ってタービンへ導かれる。

【００２８】この実施形態においても、上述した第１の
実施形態と同様に、パイロットノズル３の出口部にはパ
イロットコーン５が設けられている。パイロット拡散炎
を形成するパイロットコーン５は、パイロットコーン拡
径角度θｐで燃焼室７へ向けて出口側へ徐々に拡径して
おり、中空円錐台形状先端部は、円筒２の軸方向におい
て上述したメインノズル４の出口部６とほぼ同一の平面
上にある。そして、本発明ではさらに、パイロットコー
ン５の先端外周部に保炎部材１１を一体的に設けてあ
る。

【００２９】この保炎部材１１は、予混合気流の流路部
に対応するパイロットコーン５先端を部分的に燃焼室７
側へ延長し、パイロットコーン拡径角度θｐよりさらに
大きな拡径角度θｍで拡径させた部分である。換言すれ
ば、この実施形態における保炎部材１１は、円周方向に
所定の間隔Ｓをもって等ピッチに配列されている全ての
メインノズル４の出口部６と一致またはほぼ一致するよ
うにして、隙間Ｓに相当する幅で分断された状態に延長
及び拡径されている。なお、この場合の保炎部材１１に
ついても、その先端部１１ａはメインノズル４の出口部
６から流出する予混合気流の中に入り込み、燃焼室７側
から見てメインノズル４の出口部６と重なって、メイン
ノズル６の内周側を部分的に覆い隠すような位置関係に
ある。

【００３０】このような構成とすれば、保炎部材１１の
先端部１１ａは、燃焼室７へ向かって軸方向に流れるメ
インノズル４の予混合気流（図中の矢印８）が実際に存
在している中に入り込んだ位置にある。このため、予混
合気流は保炎部材１１に当たり、先端部１１ａの裏側に
は循環流が形成される。このようにして循環流形成部の
保炎機能が得られると、いったんパイロットノズル３で
予混合気流に着火してしまえば、保炎部材１１の後流側
となる循環流形成部分には安定した火炎が形成される。

【００３１】このため、着火完了後にパイロットノズル
３への燃料供給を停止して拡散炎パイロットの形成を止
めても、上述した循環流の保炎機能によってメインノズ
ル４の安定した燃焼を継続することができる。この結
果、パイロットノズル３で形成される拡散炎パイロット
から発生していたＮＯx をゼロにすることができるの
で、ＮＯx の総排出量が低減され、燃焼器１Ｂ及びこの
燃焼器１Ｂを構成要素とするガスタービンやジェットエ
ンジンの低ＮＯx 化を達成することができる。

【００３２】＜第３の実施形態＞図３において、図中の
符号１Ｃは燃焼器、２は筒体、３はパイロットノズル、
４はメインノズル、５はパイロットコーン、６はメイン
ノズル４の出口部、７は燃焼室、１１はパイロットコー
ン５の先端外周部に設けた保炎部材である。この実施形
態では、上述した第２の実施形態と異なり、円周方向に
所定の間隔Ｓをもって等ピッチに配列されているメイン
ノズル４の全数ではなく、ひとつおきの出口部６と一致
またはほぼ一致するようにして、分断された状態で延長
及び拡径された保炎部材１１が設けられている。すなわ
ち、図３に示す例では、８つのメインノズル４に対し、
円周方向において交互に４つのメインノズル４の出口部
６と対応して、保炎部材１１が設けられている。

【００３３】この場合においても、各保炎部材１１の拡
径角度θｍがパイロットコーン拡径角度θｐより大きい
こと、そして先端部１１ａが予混合気流の中に入り込む
ようにして設けられていることは、上述した第２の実施
形態と同様である。なお、保炎部材１１の配置は、上述
した一つおきに限定されることはなく、たとえば連続す
る二つの出口部６に対応して設けて隣接する出口部６へ
の設置をやめるなど、円周方向において断続的に配置さ
れていればよい。

【００３４】このような構成とすれば、すなわちメイン
ノズル４の配置に対して保炎部材１１を断続的に設ける
と、保炎部材１１の有無によって対応する燃焼室７内に
形成される火炎位置が異なる。すなわち、保炎部材１１
を設けたメインノズル４が形成する火炎は、保炎部材１
１のないメインノズル４が形成する火炎と比較して、軸
方向において燃焼室７の出口（尾筒）側へずれるため、
発熱分散によって燃焼振動の発生を抑制する効果もあ
る。もちろん、上述した第２の実施形態と同様の保炎機
能も有しているので、着火完了後にパイロットノズル３
への燃料供給を停止して拡散炎パイロットの形成を止め
ても、上述した循環流の保炎機能によってメインノズル
４の安定した燃焼を継続することができる。

【００３５】この結果、パイロットノズル３で形成され
る拡散炎パイロットから発生していたＮＯx をゼロにし
てＮＯx 総排出量を低減することができ、かつ、発熱分
散によって燃焼振動を抑制することもできるので、燃焼
器１Ｃ及びこの燃焼器１Ｃを構成要素とするガスタービ
ンやジェットエンジンの低ＮＯx 化及び燃焼振動抑制を
達成することができる。

【００３６】＜第４の実施形態＞この燃焼器１Ｄでは、
筒体２の軸中心に着火用の火種を形成するパイロットノ
ズル３が設置され、同パイロットノズル３の外周部を取
り囲むようにして同一円周上に８本のメインノズル４が
等ピッチで配置されている。メインノズル４は、燃料と
空気とを予混合した予混合気の供給を受け、出口部６か
ら燃焼室７に流出する予混合気をパイロットノズル３の
火炎により着火して燃焼させる。こうして生成された高
温の燃焼ガスは、燃焼室７の下流側に連結された図示省
略の尾筒を通ってタービンへ導かれる。

【００３７】さて、パイロットノズル３の出口部には、
パイロット拡散炎を形成するため、パイロットコーン拡
径角度θｐで燃焼室７へ向けて出口側へ徐々に拡径する
パイロットコーン５が設けられている。パイロットコー
ン５の中空円錐台形状先端部は、円筒２の軸方向におい
て上述したメインノズル４の出口部６とほぼ同一の平面
上にある。そして、本発明ではさらに、パイロットコー
ン５の先端外周部に保炎部材１２を一体的に設けてあ
る。

【００３８】この保炎部材１２は、パイロットコーン５
を燃焼室７側へ延長し、この延長部分をパイロットコー
ン拡径角度θｐからさらに折曲して、軸方向と垂直面を
形成した部分である。この保炎部材１２は、先端部１２
ａがメインノズル４の出口部６に近接し、出口部６の先
端部とほぼ同一平面を形成するような位置にある。すな
わち、図４（ｂ）に示すように、保炎部材１２は、出口
部６の内周側（パイロットコーン５側）にほぼ垂直な壁
面部を形成している。なお、図４に示す例では、保炎部
材１２が全てのメインノズル４から流出する予混合気流
に対応するよう円周方向に分断してして設けられている
が、全周にわたって設けたものでもよい。

【００３９】このような構成とすれば、保炎部材１２が
メインノズル４の出口部６にほぼ垂直な壁面部を形成す
るので、燃焼室７へ向かって軸方向に流れる予混合気流
は、出口部６の直後に保炎部材１２が形成している垂直
壁面部において淀み、循環流が形成されて火炎を安定化
させる機能を発揮する。このようにして循環流の保炎機
能が得られると、いったんパイロットノズル３で予混合
気流に着火してしまえば、保炎部材１２の後流側の循環
流形成部分に安定した火炎が形成される。

【００４０】このため、着火完了後にパイロットノズル
３への燃料供給を停止して拡散炎パイロットの形成を止
めても、上述した循環流の保炎機能によってメインノズ
ル４の安定した燃焼を継続することができる。この結
果、パイロットノズル３で形成される拡散炎パイロット
から発生するＮＯx をゼロにすることができるので、Ｎ
Ｏx の総排出量が低減され、燃焼器１Ｄ及びこの燃焼器
１Ｄを構成要素とするガスタービンやジェットエンジン
の低ＮＯx 化を達成することができる。

【００４１】＜第５の実施形態＞図５において、図中の
符号１Ｅは燃焼器、２は筒体、３はパイロットノズル、
４はメインノズル、５はパイロットコーン、６はメイン
ノズル４の出口部、７は燃焼室、１３はメインノズル４
における出口部６の先端部に設けた保炎部材である。こ
の燃焼器１Ｅでは、筒体２の軸中心に着火用の火種を形
成するパイロットノズル３が設置され、同パイロットノ
ズル３の外周部を取り囲むようにして同一円周上に８本
のメインノズル４が等ピッチで配置されている。メイン
ノズル４は、燃料と空気とを予混合した予混合気の供給
を受け、出口部６から燃焼室７に流出する予混合気をパ
イロットノズル３の火炎により着火して燃焼させる。こ
うして生成された高温の燃焼ガスは、燃焼室７の下流側
に連結された図示省略の尾筒を通ってタービンへ導かれ
る。

【００４２】さて、この実施形態の保炎部材１３は、メ
インノズル４の出口部６を延長し、さらにその延長部を
内向きに折曲して一体的に設けたものである。図５に示
す例では、円周方向に所定の間隔Ｓをもって等ピッチに
配置されている各出口部６の隣接辺、すなわち各出口部
６において扇形を形成している半径方向の２辺に対しそ
れぞれ保炎部材１３が設けられている。この保炎部材１
３は、出口部６の内側へ折曲されていることから、予混
合気流の中に入り込んで流れを妨げる位置にある。

【００４３】従って、保炎部材１３の後流側には循環流
が形成され、この循環流が火炎を安定化させる機能を発
揮する。このようにしてメインノズル４の出口部６近傍
に循環流の保炎機能が得られると、いったんパイロット
ノズル３で予混合気流に着火してしまえば、保炎部材１
３の後流側の循環流形成部分に安定した火炎が形成され
る。このため、着火完了後にパイロットノズル３への燃
料供給を停止して拡散炎パイロットの形成を止めても、
上述した循環流の保炎機能によってメインノズル４の安
定した燃焼を継続することができる。

【００４４】この結果、パイロットノズル３で形成され
る拡散炎パイロットから発生していたＮＯx をゼロにす
ることができるので、ＮＯx の総排出量が低減され、燃
焼器１Ｅ及びこの燃焼器１Ｅを構成要素とするガスター
ビンやジェットエンジンの低ＮＯx 化を達成することが
できる。

【００４５】さて、上述したように出口部６を延長して
内向きに折曲した保炎部材１３は、図５に示したものの
他にも、以下に説明する変形例が可能である。図６に示
す第１変形例では、図５の隣接辺に代えて、出口部６の
円弧状とした外周部に保炎部材１４が設けられている。
このような構成としても、保炎部材１４の後流側には保
炎機能を有する循環流が形成されるので、拡散炎パイロ
ットがなくても安定した燃焼を継続することができ、従
って、拡散炎パイロットから発生するＮＯx をゼロにす
ることができる。

【００４６】また、図５及び図６に示した保炎部材１
３，１４の他にも、一つが扇形となるメインノズル４の
出口部６毎に、円弧状とした内周側を含む適当ないずれ
か一辺または複数の辺、あるいは全部の辺をそれぞれ延
長して内側に折曲する構成も可能であり、同様に保炎機
能を有する循環流が形成されるので、拡散炎パイロット
がなくても安定した燃焼を継続させることができる。さ
らに、円周方向に隣接する出口部６において、保炎部材
を交互に設けるなどして保炎部材を円周方向に断続的に
配置すれば、各出口部６に形成される火炎位置が軸方向
にずれて発熱分散するので、第３の実施形態で説明した
ような燃焼振動の抑制効果も期待できる。

【００４７】以上説明したように、本発明の燃焼器にお
いては、パイロットコーン５の先端部を延長して拡径あ
るいは折曲した構造の保炎部材、メインノズル４の出口
部６を延長して内向きに折曲した構造の保炎部材を出口
部６の近傍に設け、保炎部材の後流に保炎機能を有する
予混合気流の循環流が形成されるようにしたので、循環
流の保炎機能によってメインノズル４から流出する予混
合気流の火炎を安定した状態に維持して燃焼させること
ができる。このため、パイロットノズル３によって着火
が完了した後には、ＮＯx 発生量が多く問題となってい
た拡散炎パイロットの形成を停止してＮＯx 総排出量を
低減した運転が可能となるので、燃焼器の低ＮＯx 化及
びこの燃焼器を構成要素とするガスタービンやジェット
エンジンにおけるＮＯx 排出量の低減を達成することが
できる。

【００４８】また、上述した保炎部材を円周方向に断続
的に配置すれば、保炎部材の有無によって形成されるメ
インノズル４の火炎位置が軸方向にずれるので、発熱が
分散されることから振動燃焼を抑制することができる。

【００４９】なお、本発明の構成は上述した実施形態に
限定されるものではなく、たとえばメインノズル４の数
や出口部６の形状など、本発明の要旨を逸脱しない範囲
内において適宜変更することができる。

【００５０】

【発明の効果】上述した本発明の燃焼器によれば、パイ
ロットコーンの先端部を延長して拡径または折曲した
り、あるいは、メインノズルの出口部を延長して内向き
に折曲することによって、予混合気流の循環流を形成す
る保炎部材をメインノズルの出口部近傍に設けたので、
保炎部材が形成する循環流の保炎機能によって、拡散炎
パイロットがなくても予混合気流の火炎を安定した状態
に維持して燃焼させることができる。このため、パイロ
ットノズルによって着火が完了した後の通常運転時に
は、拡散炎パイロットの形成を停止してＮＯx 総排出量
を低減した運転を実施できるという顕著な効果が得られ
る。

【００５１】また、上述した保炎部材を円周方向に断続
的に配置した構成とすれば、保炎部材の有無によって形
成されるメインノズルの火炎位置を軸方向にずらし、発
熱を分散させることによって振動燃焼を抑制する効果も
得られる。

【００５２】さらに、上述した燃焼器の低ＮＯx 化及び
燃焼振動の抑制により、この燃焼器を構成要素とするガ
スタービンやジェットエンジンにおけるＮＯx 総排出量
の低減や燃焼振動の抑制を達成することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係る燃焼器の第１の実施形態を示す
図で、（ａ）は要部断面図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢
視図である。

【図２】本発明に係る燃焼器の第２の実施形態を示す
図で、（ａ）は要部断面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢
視図である。

【図３】本発明に係る燃焼器の第３の実施形態を示す
図で、（ａ）は要部断面図、（ｂ）は（ａ）のＣ−Ｃ矢
視図である。

【図４】本発明に係る燃焼器の第４の実施形態を示す
図で、（ａ）は要部断面図、（ｂ）は（ａ）のＤ−Ｄ矢
視図である。

【図５】本発明に係る燃焼器の第５の実施形態を示す
図で、（ａ）は要部断面図、（ｂ）は（ａ）のＥ−Ｅ矢
視図である。

【図６】図５に示した第５の実施形態に係る燃焼器の
変形例を示す図で、（ａ）は要部断面図、（ｂ）は
（ａ）のＦ−Ｆ矢視図である。

【図７】従来例として燃焼器の構成を示す図で、
（ａ）は断面図、（ｂ）は（ａ）のＧ−Ｇ矢視図であ
る。

【符号の説明】

１Ａ〜Ｆ燃焼器２筒部３パイロットノズル４メインノズル５パイロットコーン６出口部７燃焼室１０〜１４保炎部材

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者田中克則兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者秋月渉兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号三菱重工業株式会社高砂製作所内

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】パイロットノズルの周囲を取り囲むよ
うにして複数のメインノズルを配置し、該メインノズル
の出口部近傍に予混合気流の循環流を形成する保炎部材
を設けたことを特徴とする燃焼器。
【請求項２】前記保炎部材は、前記パイロットノズ
ルのパイロットコーン先端外周部に設けられ、パイロッ
トコーン拡径角度θｐより大きな拡径角度θｍで拡径さ
せた先端部が前記予混合気流内に位置していることを特
徴とする請求項１記載の燃焼器。
【請求項３】前記保炎部材が、前記パイロットコー
ン周方向の全周にわたって連続して設けられていること
を特徴とする請求項２記載の燃焼器。
【請求項４】前記保炎部材が、前記予混合気流の流
路部に対応して断続的に設けられていることを特徴とす
る請求項２記載の燃焼器。
【請求項５】前記保炎部材は、前記パイロットノズ
ルのパイロットコーン先端外周部が軸方向とほぼ垂直面
を形成して外向きに折曲され、前記メインノズルの出口
部先端とほぼ同一平面上に位置していることを特徴とす
る請求項１記載の燃焼器。
【請求項６】前記保炎部材が、前記メインノズルの
出口部を内向きに折曲して設けられていることを特徴と
する請求項１記載の燃焼器。
【請求項７】前記保炎部材が、前記出口部の隣接辺
に設けられていることを特徴とする請求項６記載の燃焼
器。
【請求項８】前記保炎部材が、前記出口部の外周部
に設けられていることを特徴とする請求項６記載の燃焼
器。
【請求項９】前記保炎部材が、前記予混合気流の中
から選択した流路部に対応して設けられていることを特
徴とする請求項４から８のいずれかに記載の燃焼器。
【請求項１０】空気を圧縮して空気流を供給する圧
縮機と、請求項１から９のいずれかに記載の燃焼器と、
前記燃焼器から供給される高温高圧ガスを膨張させて回
転することで軸出力を出力するタービンと、を具備して
構成したことを特徴とするガスタービン。
【請求項１１】空気を圧縮して空気流を供給する圧
縮機と、請求項１から９のいずれかに記載の燃焼器と、
前記燃焼器から高温高圧ガスを供給されるタービンと、
を具備して構成したことを特徴とするジェットエンジ
ン。