JP2018189288A

JP2018189288A - Combustor nozzle, combustor, and gas turbine

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Publication number: JP2018189288A
Application number: JP2017090792A
Authority: JP
Inventors: 宮本　健司; Kenji Miyamoto; 健司宮本; 慶井上; Kei Inoue; 光片野; Hikaru KATANO
Original assignee: Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2017-04-28
Filing date: 2017-04-28
Publication date: 2018-11-29
Anticipated expiration: 2037-04-28
Also published as: JP6883464B2

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a combustor nozzle capable of preventing flashback from occurring, a combustor, and a gas turbine.SOLUTION: The combustor nozzle comprises an axis body 51M having a main outer peripheral face Pm extending along an axial line A1 and a radially converging outer peripheral face Ps with a diameter gradually shrinking from the main outer peripheral face Pm toward the front side in the direction of the axial line A1, a plurality of swirl vanes 60 outwardly extending in the radial direction from the main outer peripheral face Pm and disposed with a gap apart from each other in the circumferential direction of the axial line A1, each having fuel ejection holes H1 formed on the surface thereof for ejecting fuel, and a flow-pass forming cylinder 51T having a first cylinder part T1 that surrounds the main outer peripheral face Pm from the outer circumference side and a second cylinder part T2 continuous from the first cylinder part T1 to surround the radially converging outer peripheral face Ps from the outer circumference side with a diameter gradually shrinking toward the front side thereof in the direction of the axial line A1.SELECTED DRAWING: Figure 4

Description

本発明は、燃焼器ノズル、燃焼器及びガスタービンに関する。 The present invention relates to a combustor nozzle, a combustor, and a gas turbine.

一般的なガスタービンは、外部の空気を圧縮して高圧空気を生成する圧縮機と、高圧空気と燃料とを混合して燃焼させ、高温高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。
このようなガスタービンに用いられる燃焼器の一例として、下記特許文献１に記載されたものが知られている。特許文献１に係る燃焼器は、燃焼ガスが流通する燃焼筒と、燃焼筒内で火炎を形成する複数のノズルと、を主に備えている。ノズルによって形成された火炎によって燃焼筒内で高温高圧の燃焼ガスが生じる。 A general gas turbine includes a compressor that compresses external air to generate high-pressure air, a combustor that generates high-temperature and high-pressure combustion gas by mixing high-pressure air and fuel, and a combustion gas. And a turbine that is driven to rotate.
As an example of a combustor used in such a gas turbine, one described in Patent Document 1 below is known. The combustor according to Patent Document 1 mainly includes a combustion cylinder through which combustion gas flows and a plurality of nozzles that form a flame in the combustion cylinder. A flame formed by the nozzle generates high-temperature and high-pressure combustion gas in the combustion cylinder.

特開平５−２０３１４６号公報JP-A-5-203146

ところで、上記のような燃焼器の内部では、燃料と空気とが流通する過程で、フラッシュバックと呼ばれる現象が生じる場合がある。フラッシュバックとは、燃焼器内における予期しない領域に滞留している燃料に、火炎が伝播することで異常な燃焼を生じる現象である。特に、上記のノズルの前方側では、旋回羽根による旋回流が形成されることから、その渦芯に燃料が滞留することで上記フラッシュバックが生じる虞がある。 By the way, in the combustor as described above, a phenomenon called flashback may occur in the process in which fuel and air circulate. Flashback is a phenomenon in which abnormal combustion is caused by the propagation of a flame to fuel staying in an unexpected region in the combustor. In particular, since a swirl flow is formed by swirl vanes on the front side of the nozzle, there is a possibility that the flashback occurs due to the fuel remaining in the vortex core.

本発明は上記課題を解決するためになされたものであって、フラッシュバックの発生を抑制することが可能な燃焼器ノズル、燃焼器及びガスタービンを提供することを目的とする。 The present invention has been made to solve the above-described problems, and an object thereof is to provide a combustor nozzle, a combustor, and a gas turbine that can suppress the occurrence of flashback.

本発明の第一の態様によれば、燃焼器ノズルは、軸線に沿って延びる主外周面と、該主外周面から前記軸線方向の前方側に向かうにしたがって漸次縮径する縮径外周面とを有する軸体と、前記軸体の主外周面から径方向外側に向かって延出するとともに前記軸線の周方向に間隔をあけて複数が設けられ、表面に燃料を噴出する燃料噴出孔が形成された旋回羽根と、前記主外周面を外周側から囲う第一筒部、及び、該第一筒部に連続して前記縮径外周面を外周側から囲うとともに前記軸線方向の前方側に向かうにしたがって漸次縮径する第二筒部を有する流路形成筒と、を備える。 According to the first aspect of the present invention, the combustor nozzle includes a main outer peripheral surface extending along the axis, and a reduced outer peripheral surface that gradually decreases in diameter from the main outer peripheral surface toward the front side in the axial direction. And a fuel injection hole that extends from the main outer peripheral surface of the shaft body toward the radially outer side and is spaced apart in the circumferential direction of the axis, and that ejects fuel on the surface. The swirl vane, the first cylindrical portion surrounding the main outer peripheral surface from the outer peripheral side, and the reduced diameter outer peripheral surface from the outer peripheral side in succession to the first cylindrical portion and toward the front side in the axial direction. And a flow path forming cylinder having a second cylinder part that gradually decreases in diameter.

この構成では、軸体の主外周面の外周側に流路形成筒が設けられている。さらに、この流路形成筒の第二筒部は、軸線方向の前方側に向かうにしたがって漸次縮径している。これにより、流路形成筒の内周側を流れる流体の軸線方向における流速を高めることができる。すなわち、軸体の前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、空気を積極的に供給することができる。したがって、当該渦芯における燃料濃度を下げることができるとともに、フラッシュバックが発生する虞を低減することができる。 In this configuration, the flow path forming cylinder is provided on the outer peripheral side of the main outer peripheral surface of the shaft body. Furthermore, the diameter of the second cylinder portion of the flow path forming cylinder is gradually reduced toward the front side in the axial direction. Thereby, the flow velocity in the axial direction of the fluid flowing on the inner peripheral side of the flow path forming cylinder can be increased. That is, air can be positively supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body. Therefore, the fuel concentration in the vortex core can be lowered, and the possibility of flashback occurring can be reduced.

本発明の第二の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記旋回羽根は、前記流路形成筒よりも内周側に位置する支持部と、該流路形成筒よりも外周側に位置する旋回羽根本体と、を有し、前記燃料噴出孔は、該旋回羽根本体のみに形成されていてもよい。 According to the second aspect of the present invention, in the above-described combustor nozzle, the swirl vane is disposed on the inner peripheral side of the flow path forming cylinder and on the outer peripheral side of the flow path forming cylinder. And the fuel ejection hole may be formed only in the swirl vane body.

この構成によれば、燃料噴出孔が外周側に位置する旋回羽根本体のみに形成されている。したがって、旋回羽根本体よりも内周側に位置する支持部の前方側で、燃料濃度をさらに下げることができる。すなわち、渦芯における燃料濃度を下げることができるとともに、フラッシュバックが発生する虞をさらに低減することができる。 According to this configuration, the fuel injection hole is formed only in the swirl vane body located on the outer peripheral side. Therefore, the fuel concentration can be further lowered on the front side of the support portion located on the inner peripheral side of the swirl vane body. That is, the fuel concentration in the vortex core can be lowered, and the possibility of flashback can be further reduced.

本発明の第三の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記支持部は、前記軸線方向の後方側から前方側に向かって延びるとともに、該軸線を対称軸とする翼断面形状を有していてもよい。 According to a third aspect of the present invention, in the above combustor nozzle, the support portion extends from the rear side in the axial direction toward the front side and has a blade cross-sectional shape having the axis as a symmetry axis. You may do it.

この構成によれば、軸線方向の後方側から流れてきた流体が支持部の周囲を通過する際の圧力損失の発生を抑制することができる。これにより、流路形成筒の内周側を流れる流体の軸線方向における流速を高めることができる。すなわち、軸体の前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、空気を積極的に供給することができる。したがって、当該渦芯における燃料濃度を下げることができるとともに、フラッシュバックが発生する虞を低減することができる。 According to this structure, generation | occurrence | production of the pressure loss at the time of the fluid which flowed from the back side of the axial direction passing the circumference | surroundings of a support part can be suppressed. Thereby, the flow velocity in the axial direction of the fluid flowing on the inner peripheral side of the flow path forming cylinder can be increased. That is, air can be positively supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body. Therefore, the fuel concentration in the vortex core can be lowered, and the possibility of flashback occurring can be reduced.

本発明の第四の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記支持部の後方側の端縁、及び旋回羽根本体の後方側の端縁は互いに面一であってもよい。 According to the fourth aspect of the present invention, in the combustor nozzle described above, the rear edge of the support portion and the rear edge of the swirl vane body may be flush with each other.

この構成によれば、支持部の前方側の端縁、及び旋回羽根本体の前方側の端縁が互いに面一であることから、これら端縁の周辺で流体の流れに乱れを生じたり、圧力損失を生じたりする虞を低減することができる。 According to this configuration, since the edge on the front side of the support part and the edge on the front side of the swirl blade body are flush with each other, the fluid flow is disturbed around these edges, The possibility of causing a loss can be reduced.

本発明の第五の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記旋回羽根本体は、径方向外側に位置する湾曲形状の先端部と、径方向内側に位置し、前方側に切り欠き部を有する根本部と、を有してよい。 According to the fifth aspect of the present invention, in the combustor nozzle described above, the swirl vane body has a curved tip portion positioned on the radially outer side and a notch portion positioned on the radially inner side and on the front side. A root portion having

この構成によれば、旋回羽根本体に切り欠き部が形成されていることによって、旋回羽根本体の径方向内側を流れる空気の軸線方向における流速を更に高めることができる。すなわち、軸体の前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、更なる空気を供給することができる。 According to this structure, the notch part is formed in the swirl vane body, whereby the flow velocity in the axial direction of the air flowing radially inside the swirl vane body can be further increased. That is, further air can be supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body.

本発明の第六の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記旋回羽根本体の平均反り線に対して前記旋回羽根本体の前縁で接する接線と、前記軸線とでなす角度が、前記旋回羽根本体の前縁の径方向内側では０度から１０度になっており、前記旋回羽根本体の前縁の径方向外側では、前記旋回羽根本体の前縁の径方向内側の角度よりも大きい角度になっていてよい。 According to the sixth aspect of the present invention, in the combustor nozzle described above, an angle formed by a tangent line that is in contact with the average warp line of the swirl blade body at the front edge of the swirl blade body and the axis line is The angle is 0 to 10 degrees on the radially inner side of the leading edge of the swirl vane body, and is larger than the angle on the radially inner side of the leading edge of the swirl blade body on the radially outer side of the front edge of the swirl blade body. It may be at an angle.

この構成によれば、旋回羽根本体の径方向内側の旋回角度を小さくすることによって、旋回羽根本体の径方向内側を流れる空気の軸線方向における流速を更に高めることができる。すなわち、軸体の前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、更なる空気を供給することができる。 According to this configuration, the flow velocity in the axial direction of the air flowing radially inside the swirl vane body can be further increased by reducing the swirl angle on the radially inner side of the swirl vane body. That is, further air can be supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body.

本発明の第七の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記第一筒部における前記軸線方向の後方側の端縁を含む部分は、前方側から後方側に向かうに従って径方向の寸法が漸次縮小していてもよい。 According to the seventh aspect of the present invention, in the combustor nozzle described above, the portion including the rear edge in the axial direction of the first cylindrical portion has a radial dimension as it goes from the front side to the rear side. May be gradually reduced.

この構成によれば、第一筒部の内周側に流体が流入する際に、該流体の流れに乱れを生じたり、圧力損失を生じたりする虞を低減することができる。 According to this configuration, when the fluid flows into the inner peripheral side of the first cylinder portion, it is possible to reduce the possibility that the flow of the fluid is disturbed or pressure loss is caused.

本発明の第八の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記流路形成筒は、前記第一筒部の前記軸線方向後方側の端部に接続され、該第一筒部よりも大きな内径寸法を有する導入部を有してもよい。 According to an eighth aspect of the present invention, in the above combustor nozzle, the flow path forming cylinder is connected to an end of the first cylinder part on the rear side in the axial direction, and is more than the first cylinder part. You may have the introduction part which has a big internal-diameter dimension.

ここで、流路形成筒と軸体とによって囲まれる空間の断面積は、当該空間内を流通する流体に圧力損失が生じないように、軸線方向の全域にわたって一定であることが望ましい。上記のような構成では、導入部の内径が第一筒部の内径よりも大きいことから、支持部が設けられていることによる上記断面積の減少分を、導入部によって補うことができる。 Here, it is desirable that the cross-sectional area of the space surrounded by the flow path forming cylinder and the shaft body is constant over the entire region in the axial direction so that pressure loss does not occur in the fluid flowing through the space. In the configuration as described above, since the inner diameter of the introduction portion is larger than the inner diameter of the first cylinder portion, the reduction in the cross-sectional area due to the provision of the support portion can be compensated by the introduction portion.

本発明の第九の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記第二筒部における前記軸線方向の前方側の端縁は、該軸線を含む断面視で、後方側から前方側に向かうに従って径方向の寸法が漸次縮小していてもよい。 According to the ninth aspect of the present invention, in the combustor nozzle described above, the end edge on the front side in the axial direction of the second cylindrical portion is directed from the rear side to the front side in a cross-sectional view including the axis line. Accordingly, the radial dimension may be gradually reduced.

この構成によれば、第二筒部の内周側から流体が流れ出る際に、該流体の流れに乱れを生じたり、圧力損失を生じたりする虞を低減することができる。 According to this configuration, when the fluid flows out from the inner peripheral side of the second cylinder portion, it is possible to reduce the possibility that the flow of the fluid is disturbed or pressure loss is caused.

本発明の第九の態様によれば、上記の燃焼器ノズルでは、前記軸体の直径をＤ、前記第一筒部の内径をＢとすると、直径Ｄと内径Ｂの比Ｄ／Ｂは、０．５≦Ｄ／Ｂ≦０．８であってよい。 According to the ninth aspect of the present invention, in the combustor nozzle described above, when the diameter of the shaft body is D and the inner diameter of the first cylindrical portion is B, the ratio D / B of the diameter D to the inner diameter B is It may be 0.5 ≦ D / B ≦ 0.8.

この構成によれば、第一筒部の内側の空気流路を確保することによって、空気流路中を流通する空気の流量を増やして、渦芯に向かう空気を増やすことができる。すなわち、軸体の前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、更なる空気を供給することができる。 According to this configuration, by securing the air flow path inside the first cylinder portion, it is possible to increase the flow rate of air flowing through the air flow path and increase the air toward the vortex core. That is, further air can be supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body.

本発明の第十の態様によれば、燃焼器は、上記いずれか一の態様に係る燃焼器ノズルと、前記燃焼器ノズルを外周側から覆う筒体と、を備える。 According to a tenth aspect of the present invention, a combustor includes the combustor nozzle according to any one of the above aspects, and a cylindrical body that covers the combustor nozzle from an outer peripheral side.

この構成によれば、フラッシュバックの発生が抑制された燃焼器を得ることができる。 According to this configuration, a combustor in which the occurrence of flashback is suppressed can be obtained.

本発明の第十一の態様によれば、ガスタービンは、高圧空気を生成する圧縮機と、前記高圧空気と燃料とを混合し、燃焼させて燃焼ガスを生成する上記第十の態様に係る燃焼器と、前記燃焼ガスによって駆動されるタービンと、を備える。 According to an eleventh aspect of the present invention, the gas turbine according to the tenth aspect, wherein a compressor that generates high-pressure air, and the high-pressure air and fuel are mixed and burned to generate combustion gas. A combustor and a turbine driven by the combustion gas.

この構成によれば、安定的に運転可能なガスタービンを得ることができる。 According to this configuration, a gas turbine that can be stably operated can be obtained.

本発明によれば、フラッシュバックの発生を抑制することができる燃焼器ノズル、燃焼器及びガスタービンを提供することができる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the combustor nozzle, combustor, and gas turbine which can suppress generation | occurrence | production of flashback can be provided.

本発明の第一実施形態に係るガスタービンの構成を示す模式図である。It is a mimetic diagram showing the composition of the gas turbine concerning a first embodiment of the present invention. 本発明の第一実施形態に係る燃焼器の構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the combustor which concerns on 1st embodiment of this invention. 本発明の第一実施形態に係る燃焼器の要部拡大断面図である。It is a principal part expanded sectional view of the combustor which concerns on 1st embodiment of this invention. 本発明の第一実施形態に係る燃焼器ノズルの構成を示す側面図である。It is a side view showing composition of a combustor nozzle concerning a first embodiment of the present invention. 本発明の第一実施形態に係る燃焼器ノズルの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the combustor nozzle which concerns on 1st embodiment of this invention. 本発明の第二実施形態に係る燃焼器ノズルの旋回羽根の支持部の断面形状を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the cross-sectional shape of the support part of the turning blade of the combustor nozzle which concerns on 2nd embodiment of this invention. 本発明の第三実施形態に係る燃焼器ノズルの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the combustor nozzle which concerns on 3rd embodiment of this invention. 本発明の第四実施形態に係る燃焼器ノズルの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the combustor nozzle which concerns on 4th embodiment of this invention. 本発明の第五実施形態に係る燃焼器ノズルの構成を示す側面図である。It is a side view which shows the structure of the combustor nozzle which concerns on 5th embodiment of this invention. 本発明の第五実施形態に係る燃焼器ノズルの旋回羽根の形状を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the shape of the turning blade | wing of the combustor nozzle which concerns on 5th embodiment of this invention. 本発明の第六実施形態に係る燃焼器ノズルの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the combustor nozzle which concerns on 6th embodiment of this invention.

［第一実施形態］
本発明の第一実施形態について図面を参照して説明する。図１に示すように、本実施形態に係るガスタービン１００は、高圧空気を生成する圧縮機１と、高圧空気に燃料を混合して燃焼させ、燃焼ガスを生成する燃焼器３と、燃焼ガスによって駆動されるタービン２と、を備えている。 [First embodiment]
A first embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. As shown in FIG. 1, a gas turbine 100 according to this embodiment includes a compressor 1 that generates high-pressure air, a combustor 3 that mixes fuel with high-pressure air and burns it, and generates combustion gas. And a turbine 2 driven by

圧縮機１は、主軸線Ａｍに沿って延びるとともに、該主軸線Ａｍ回りに回転可能な圧縮機ロータ１１と、圧縮機ロータ１１を外周側から覆う圧縮機ケーシング１２と、を有している。圧縮機ロータ１１は、主軸線Ａｍを中心とする円柱状をなしている。圧縮機ロータ１１の外周面には、主軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼段１３が設けられている。各圧縮機動翼段１３は、圧縮機ロータ１１の外周面上で、主軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼１４を有している。 The compressor 1 includes a compressor rotor 11 that extends along the main axis Am and that can rotate around the main axis Am, and a compressor casing 12 that covers the compressor rotor 11 from the outer peripheral side. The compressor rotor 11 has a cylindrical shape centered on the main axis Am. A plurality of compressor blade stages 13 arranged at intervals in the main axis Am direction are provided on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11. Each compressor blade stage 13 has a plurality of compressor blades 14 arranged on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11 at intervals in the circumferential direction of the main axis Am.

圧縮機ケーシング１２は、主軸線Ａｍを中心とする円筒状をなしている。圧縮機ケーシング１２の内周面には、主軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼段１５が設けられている。各圧縮機静翼段１５は、圧縮機ケーシング１２の内周面上で、主軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼１６を有している。上記の圧縮機動翼段１３、及び圧縮機静翼段１５は、主軸線Ａｍ方向に互い違いになるように交互に配列されている。 The compressor casing 12 has a cylindrical shape centered on the main axis Am. A plurality of compressor vane stages 15 arranged at intervals in the main axis Am direction are provided on the inner peripheral surface of the compressor casing 12. Each compressor stationary blade stage 15 has a plurality of compressor stationary blades 16 arranged on the inner peripheral surface of the compressor casing 12 at intervals in the circumferential direction of the main axis Am. The compressor rotor blade stages 13 and the compressor stationary blade stages 15 are alternately arranged so as to be staggered in the main axis Am direction.

燃焼器３は、上記の圧縮機ケーシング１２と、後述するタービンケーシング２２との間の領域に、主軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて複数設けられている。各燃焼器３は、上記の主軸線Ａｍに対して交差する方向に延びる燃焼器軸線Ａｃを中心とする筒状をなしている。これら燃焼器３は、いずれも上記圧縮機ケーシング１２の内側の空間と連通されている。すなわち、当該圧縮機ケーシング１２内を流通する高圧空気は、圧縮機ケーシング１２を経て複数の燃焼器３ごとに分配される。 A plurality of combustors 3 are provided in the region between the compressor casing 12 and a turbine casing 22 described later with a space in the circumferential direction of the main axis Am. Each combustor 3 has a cylindrical shape centered on a combustor axis Ac that extends in a direction intersecting the main axis Am. These combustors 3 are all in communication with the space inside the compressor casing 12. That is, the high-pressure air flowing through the compressor casing 12 is distributed to the plurality of combustors 3 through the compressor casing 12.

タービン２は、主軸線Ａｍに沿って延びるとともに、該主軸線Ａｍ回りに回転可能なタービンロータ２１と、タービンロータ２１を外周側から覆うタービンケーシング２２と、を有している。タービンロータ２１は、主軸線Ａｍを中心とする円柱状をなしている。タービンロータ２１の外周面には、主軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼段２３が設けられている。各タービン動翼段２３は、タービンロータ２１の外周面上で、主軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼２４を有している。 The turbine 2 includes a turbine rotor 21 that extends along the main axis Am and that can rotate around the main axis Am, and a turbine casing 22 that covers the turbine rotor 21 from the outer peripheral side. The turbine rotor 21 has a cylindrical shape centered on the main axis Am. On the outer peripheral surface of the turbine rotor 21, a plurality of turbine rotor blade stages 23 arranged at intervals in the main axis Am direction are provided. Each turbine blade stage 23 has a plurality of turbine blades 24 arranged on the outer peripheral surface of the turbine rotor 21 at intervals in the circumferential direction of the main axis Am.

タービンケーシング２２は、主軸線Ａｍを中心とする円筒状をなしている。タービンケーシング２２の内周面には、主軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼段２５が設けられている。各タービン静翼段２５は、タービンケーシング２２の内周面上で、主軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼２６を有している。上記のタービン動翼段２３、及びタービン静翼段２５は、主軸線Ａｍ方向に互い違いになるように交互に配列されている。 The turbine casing 22 has a cylindrical shape centered on the main axis Am. On the inner peripheral surface of the turbine casing 22, a plurality of turbine vane stages 25 arranged at intervals in the main axis Am direction are provided. Each turbine stationary blade stage 25 has a plurality of turbine stationary blades 26 arranged on the inner peripheral surface of the turbine casing 22 at intervals in the circumferential direction of the main axis Am. The turbine rotor blade stages 23 and the turbine stationary blade stages 25 are alternately arranged so as to be staggered in the main axis Am direction.

圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１とは、主軸線Ａｍ方向に同軸上で連結されることで、ガスタービンロータ９１を形成する。また、圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とは、主軸線Ａｍ方向に連結されることで、ガスタービンケーシング９２を形成する。すなわち、圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１は、ガスタービンロータ９１として、主軸線Ａｍ回りに一体に回転可能とされている。 The compressor rotor 11 and the turbine rotor 21 are coaxially connected in the main axis Am direction, thereby forming a gas turbine rotor 91. The compressor casing 12 and the turbine casing 22 are connected in the main axis Am direction to form a gas turbine casing 92. That is, the compressor rotor 11 and the turbine rotor 21 can rotate integrally around the main axis Am as the gas turbine rotor 91.

続いて、燃焼器３の詳細な構成について、図２と図３を参照して説明する。燃焼器３は、燃焼器軸線Ａｃを中心とする筒状の燃焼器本体３Ｍと、燃焼器本体３Ｍに燃料を供給する燃料ノズル３Ｎと、を有している。燃焼器本体３Ｍは、燃料ノズル３Ｎを収容する第一筒体４１と、燃焼器軸線Ａｃに沿って第一筒体４１に接続される第二筒体４２と、を有している。なお、以降の説明では、燃焼器軸線Ａｃの延びる方向において、第二筒体４２から見て第一筒体４１が位置する側を後方側と呼び、第一筒体４１から見て第二筒体４２が位置する側を前方側と呼ぶ。すなわち、燃焼器３中で生成された燃焼ガスは後方側から前方側に向かって流通する。 Next, the detailed configuration of the combustor 3 will be described with reference to FIGS. 2 and 3. The combustor 3 includes a cylindrical combustor body 3M centering on the combustor axis Ac, and a fuel nozzle 3N that supplies fuel to the combustor body 3M. The combustor main body 3M includes a first cylinder 41 that accommodates the fuel nozzle 3N, and a second cylinder 42 that is connected to the first cylinder 41 along the combustor axis Ac. In the following description, in the direction in which the combustor axis Ac extends, the side where the first cylinder 41 is located when viewed from the second cylinder 42 is referred to as the rear side, and the second cylinder when viewed from the first cylinder 41. The side on which the body 42 is located is called the front side. That is, the combustion gas generated in the combustor 3 flows from the rear side toward the front side.

第一筒体４１の径寸法は、第二筒体４２の径寸法よりも小さく設定されている。これにより、第一筒体４１の前方側の端部は、第二筒体４２の後方側の端部内に挿通された状態となっている。第一筒体４１は、燃焼器軸線Ａｃを中心とする円筒状をなしている。第二筒体４２は、後方側から前方側に向かうにしたがって次第に縮径している。燃料ノズル３Ｎは、主として第二筒体４２内に向けて後方側から燃料を供給する。より具体的には、燃料ノズル３Ｎは、第一燃料ノズル５１（燃焼器ノズル）と、第二燃料ノズル５２とを有している。 The diameter of the first cylinder 41 is set smaller than the diameter of the second cylinder 42. Thereby, the front end portion of the first cylinder 41 is inserted into the rear end portion of the second cylinder 42. The first cylinder 41 has a cylindrical shape centered on the combustor axis Ac. The diameter of the second cylinder 42 is gradually reduced from the rear side toward the front side. The fuel nozzle 3N supplies fuel from the rear side mainly toward the inside of the second cylinder 42. More specifically, the fuel nozzle 3N has a first fuel nozzle 51 (combustor nozzle) and a second fuel nozzle 52.

図４又は図５に拡大して示すように、第一燃料ノズル５１は、燃焼器軸線Ａｃの周方向に間隔をあけて複数設けられている。各第一燃料ノズル５１は、外周側から筒状のノズル筒７０によって覆われている。ノズル筒７０は、第一軸線を中心とする円筒状をなしている。ノズル筒７０のさらに前方側には延長管８０が設けられている。第一燃料ノズル５１は、燃焼器軸線Ａｃに平行な第一軸線Ａ１（軸線）に沿って延びる軸体５１Ｍと、軸体５１Ｍの外周側で周方向に間隔をあけて配列された複数の旋回羽根６０と、軸体５１Ｍを外周側から覆う筒状の流路形成筒５１Ｔと、を有している。 As shown in an enlarged view in FIG. 4 or FIG. 5, a plurality of first fuel nozzles 51 are provided at intervals in the circumferential direction of the combustor axis Ac. Each first fuel nozzle 51 is covered with a cylindrical nozzle cylinder 70 from the outer peripheral side. The nozzle cylinder 70 has a cylindrical shape centered on the first axis. An extension pipe 80 is provided further forward of the nozzle cylinder 70. The first fuel nozzle 51 has a shaft body 51M extending along a first axis A1 (axis line) parallel to the combustor axis line Ac, and a plurality of swirls arranged at intervals on the outer peripheral side of the shaft body 51M in the circumferential direction. The blade 60 and the cylindrical flow path forming cylinder 51T that covers the shaft body 51M from the outer peripheral side are provided.

軸体５１Ｍは、第一軸線Ａ１方向から見て円形の断面を有している。軸体５１Ｍは、第一軸線Ａ１方向の後方側の部分をなす軸体主部５１Ｂと、軸体主部５１Ｂと一体に形成された縮径部５１Ｓと、を有している。軸体主部５１Ｂは、第一軸線Ａ１方向の全域にわたって一様な外径を有している。一方で、縮径部５１Ｓは第一軸線Ａ１方向の後方側から前方側に向かうにしたがって漸次縮径することで、尖頭状をなしている。ここで、軸体主部５１Ｂの外周面は主外周面Ｐｍとされている。本実施形態における主外周面Ｐｍは、第一軸線Ａ１方向の全域にわたって同一の外径寸法を有している。縮径部５１Ｓの外周面は縮径外周面Ｐｓとされている。 The shaft body 51M has a circular cross section when viewed from the first axis A1 direction. The shaft body 51M includes a shaft body main portion 51B that forms a portion on the rear side in the first axis A1 direction, and a reduced diameter portion 51S formed integrally with the shaft body main portion 51B. The shaft body main portion 51B has a uniform outer diameter over the entire area in the first axis A1 direction. On the other hand, the reduced diameter portion 51S has a pointed shape by gradually reducing the diameter from the rear side in the first axis A1 direction toward the front side. Here, the outer peripheral surface of the shaft body main portion 51B is a main outer peripheral surface Pm. The main outer peripheral surface Pm in the present embodiment has the same outer diameter dimension over the entire region in the first axis A1 direction. The outer peripheral surface of the reduced diameter portion 51S is a reduced diameter outer peripheral surface Ps.

各旋回羽根６０は、軸体５１Ｍの外周面に接続される支持部６１と、支持部６１の径方向外側に設けられた旋回羽根本体６２と、を有している。なお、詳しくは後述するが、支持部６１とは、旋回羽根６０のうちの流路形成筒５１Ｔよりも内周側に位置する部分を指し、旋回羽根本体６２とは、当該流路形成筒５１Ｔよりも外周側に位置する部分を指している。すなわち、旋回羽根６０は流路形成筒５１Ｔを径方向に貫通するように設けられている。 Each swirl vane 60 has a support portion 61 connected to the outer peripheral surface of the shaft body 51M, and a swirl vane body 62 provided on the radially outer side of the support portion 61. In addition, although mentioned later in detail, the support part 61 points out the part located in the inner peripheral side rather than the flow-path formation cylinder 51T in the turning blade 60, and the turning blade main body 62 is the said flow-path formation cylinder 51T. The part located in the outer peripheral side rather than. That is, the swirl vane 60 is provided so as to penetrate the flow path forming cylinder 51T in the radial direction.

支持部６１は、軸体主部５１Ｂの主外周面Ｐｍ上から径方向外側に向かって延出する板状をなしている。旋回羽根本体６２は、第一軸線Ａ１方向において、上記の支持部６１よりも大きな寸法を有している。具体的には、旋回羽根本体６２の前方側の端部を含む部分は、第一軸線Ａ１方向において、支持部６１の前方側の端部よりもさらに前方側に位置している。一方で、旋回羽根本体６２の後方側の端縁は、支持部６１の前方側の端縁と面一とされている。すなわち、これら後方側の端縁同士は、第一軸線Ａ１の径方向に連続する一つの面をなしている。 The support portion 61 has a plate shape extending radially outward from the main outer peripheral surface Pm of the shaft body main portion 51B. The swirl vane body 62 has a size larger than that of the support portion 61 in the first axis A1 direction. Specifically, the portion including the end portion on the front side of the swirl vane body 62 is located further on the front side than the end portion on the front side of the support portion 61 in the first axis A1 direction. On the other hand, the rear edge of the swirl vane body 62 is flush with the front edge of the support 61. That is, these rear side edges form one surface continuous in the radial direction of the first axis A1.

各旋回羽根本体６２は、第一軸線Ａ１方向の後方側から前方側に向かうにしたがって周方向によじれる翼面を有している。より具体的には、旋回羽根本体６２は、径方向から見て周方向の一方側に湾曲した翼断面形状を有している。すなわち、旋回羽根本体６２の周方向一方側の面は、当該一方側に向かって曲面上に突出している。一方で、旋回羽根本体６２の周方向他方側の面は、当該他方側に向かって曲面上に凹没している。 Each swirl blade main body 62 has a blade surface that is twisted in the circumferential direction from the rear side toward the front side in the direction of the first axis A1. More specifically, the swirl blade main body 62 has a blade cross-sectional shape that is curved toward one side in the circumferential direction when viewed from the radial direction. That is, the surface on one side in the circumferential direction of the swirl blade main body 62 protrudes on the curved surface toward the one side. On the other hand, the surface on the other circumferential side of the swirl vane body 62 is recessed on the curved surface toward the other side.

さらに、旋回羽根本体６２の表面（すなわち、周方向両側を向く各面）上には、燃料供給源から導かれた燃料を外部に噴出する複数の第一噴出孔Ｈ１（燃料噴出孔）が形成されている。これら複数の第一噴出孔Ｈ１同士は、旋回羽根本体６２の表面上で、第一軸線Ａ１方向及び径方向に互いに間隔をあけて配置されている。なお、上記支持部６１には、このような第一噴出孔Ｈ１は形成されていない。すなわち、本実施形態では、旋回羽根本体６２のみに第一噴出孔Ｈ１が形成されている。 Furthermore, a plurality of first injection holes H1 (fuel injection holes) for injecting fuel guided from the fuel supply source to the outside are formed on the surface of the swirl vane body 62 (that is, each surface facing both sides in the circumferential direction). Has been. The plurality of first ejection holes H 1 are arranged on the surface of the swirl vane body 62 at intervals in the first axis A 1 direction and the radial direction. Note that such a first ejection hole H 1 is not formed in the support portion 61. That is, in the present embodiment, the first ejection hole H 1 is formed only in the swirl vane body 62.

流路形成筒５１Ｔは、第一軸線Ａ１を中心とする筒状をなしている。より詳細には、流路形成筒５１Ｔは、上記の主外周面Ｐｍを外周側から囲う第一筒部Ｔ１と、第一筒部Ｔ１に連続して上記の縮径外周面Ｐｓを外周側から囲う第二筒部Ｔ２と、を有している。すなわち、外径寸法が一定である軸体主部５１Ｂの外周側には第一筒部Ｔ１が設けられ、外径寸法が漸次縮小する縮径部５１Ｓの外周側には第二筒部Ｔ２が設けられている。軸体５１Ｍの外周面と流路形成筒５１Ｔの内周面との間に形成された空間は、後方側から導かれた空気を流通させるための空気流路Ｆとされている。 The flow path forming cylinder 51T has a cylindrical shape centered on the first axis A1. More specifically, the flow path forming cylinder 51T includes a first cylinder portion T1 that surrounds the main outer peripheral surface Pm from the outer peripheral side, and the reduced diameter outer peripheral surface Ps that extends from the outer peripheral side continuously to the first cylindrical portion T1. And enclosing second tube portion T2. That is, the first cylindrical portion T1 is provided on the outer peripheral side of the shaft body main portion 51B having a constant outer diameter, and the second cylindrical portion T2 is provided on the outer peripheral side of the reduced diameter portion 51S where the outer diameter is gradually reduced. Is provided. A space formed between the outer peripheral surface of the shaft body 51M and the inner peripheral surface of the flow path forming cylinder 51T is an air flow path F for circulating air guided from the rear side.

第一筒部Ｔ１は、第一軸線Ａ１方向に延びる直管状をなしている。すなわち、第一軸線Ａ１方向の全域にわたって同一の内径寸法、及び外径寸法を有している。第一筒部Ｔ１は、径方向における支持部６１の寸法の分だけ、主外周面Ｐｍから径方向外側に離間した位置に設けられている。言い換えれば、第一筒部Ｔ１の内周面は、支持部６１の外周側の端部と接続されている。流路形成筒５１Ｔの外周面上からは、支持部６１と一体に接続された旋回羽根本体６２が径方向外側に向かって延びている。 The first cylinder portion T1 has a straight tubular shape extending in the direction of the first axis A1. That is, it has the same inner diameter dimension and outer diameter dimension over the entire region in the first axis A1 direction. The first cylinder portion T1 is provided at a position spaced radially outward from the main outer peripheral surface Pm by the size of the support portion 61 in the radial direction. In other words, the inner peripheral surface of the first cylindrical portion T1 is connected to the outer peripheral end of the support portion 61. From the outer peripheral surface of the flow path forming cylinder 51T, the swirl vane body 62 connected integrally with the support portion 61 extends outward in the radial direction.

第二筒部Ｔ２は、上記第一筒部Ｔ１の前方側の端部に連続するように一体に接続されている。言い換えれば、第一筒部Ｔ１と第二筒部Ｔ２との間には段差等が形成されていない。第二筒部Ｔ２は、第一軸線Ａ１方向の前方側に向かうにしたがって漸次縮径している。さらに、第二筒部Ｔ２の内周面と軸体５１Ｍ（縮径部５１Ｓ）の縮径外周面Ｐｓとによって囲まれる空間（空気流路Ｆ）の断面積は、第一軸線Ａ１方向の全域にわたって一定とされている。言い換えれば、第二筒体４２の内径寸法の値は、縮径外周面Ｐｓの外径寸法の値と、上記の断面積の値とに基づいて適宜決定される。 The second tube portion T2 is integrally connected so as to be continuous with the front end portion of the first tube portion T1. In other words, no step or the like is formed between the first tube portion T1 and the second tube portion T2. The second cylindrical portion T2 is gradually reduced in diameter toward the front side in the first axis A1 direction. Furthermore, the cross-sectional area of the space (air flow path F) surrounded by the inner peripheral surface of the second cylindrical portion T2 and the reduced diameter outer peripheral surface Ps of the shaft body 51M (the reduced diameter portion 51S) is the entire area in the first axis A1 direction. It is assumed to be constant over. In other words, the value of the inner diameter dimension of the second cylindrical body 42 is appropriately determined based on the value of the outer diameter dimension of the reduced diameter outer peripheral surface Ps and the value of the cross-sectional area.

第二燃料ノズル５２は、燃焼器軸線Ａｃ上に配置されている。すなわち、第二燃料ノズル５２は、複数の第一燃料ノズル５１によって外周側を囲まれている。より詳しくは、第二燃料ノズル５２は、第一軸線Ａ１に沿って延びる第二燃料ノズル本体５２Ｍと、この第二燃料ノズル本体５２Ｍの前方側に延びる保炎器５２Ｃと、を有している。 The second fuel nozzle 52 is disposed on the combustor axis Ac. That is, the second fuel nozzle 52 is surrounded on the outer peripheral side by the plurality of first fuel nozzles 51. More specifically, the second fuel nozzle 52 has a second fuel nozzle main body 52M extending along the first axis A1, and a flame holder 52C extending to the front side of the second fuel nozzle main body 52M. .

第二燃料ノズル本体５２Ｍの内部には、燃料を流通させるための流路（図示省略）が形成されている。第二燃料ノズル本体５２Ｍの前方側端部には、この燃料を前方側に向かって吹き出すための第二噴出孔Ｈ２が形成されている。すなわち、上記の流路を経て供給された燃料が、第二噴出孔Ｈ２を通じて前方側に向かって吹き出される。また、この第二噴出孔Ｈ２の近傍には、第二噴出孔Ｈ２から吹き出された燃料に着火するための着火器（図示省略）が設けられている。保炎器５２Ｃは、第二燃料ノズル本体５２Ｍの前方側端部を外周側から覆うコーン状の部材である。 A flow path (not shown) for flowing fuel is formed inside the second fuel nozzle body 52M. A second ejection hole H2 is formed at the front end portion of the second fuel nozzle body 52M to blow out the fuel toward the front side. That is, the fuel supplied through the flow path is blown out toward the front side through the second ejection hole H2. An igniter (not shown) for igniting the fuel blown out from the second ejection hole H2 is provided in the vicinity of the second ejection hole H2. The flame holder 52C is a cone-shaped member that covers the front end portion of the second fuel nozzle body 52M from the outer peripheral side.

上記のように構成されたガスタービン１００の動作について説明する。ガスタービン１００を運転するに当たっては、まず外部の駆動源によって圧縮機ロータ１１（ガスタービンロータ９１）を回転駆動する。圧縮機ロータ１１の回転に伴って外部の空気が順次圧縮され、高圧空気が生成される。この高圧空気は、圧縮機ケーシング１２を通じて燃焼器３内に供給される。燃焼器３内では、燃料ノズル３Ｎから供給された燃料がこの高圧空気に混合されて燃焼し、高温高圧の燃焼ガスが生成される。燃焼ガスはタービンケーシング２２を通じてタービン２内に供給される。タービン２内では、タービン動翼段２３、及びタービン静翼段２５に燃焼ガスが順次衝突することで、タービンロータ２１（ガスタービンロータ９１）に対して回転駆動力が与えられる。この回転エネルギーは、軸端に連結された発電機Ｇ等の駆動に利用される。 The operation of the gas turbine 100 configured as described above will be described. In operating the gas turbine 100, the compressor rotor 11 (gas turbine rotor 91) is first rotationally driven by an external drive source. As the compressor rotor 11 rotates, external air is sequentially compressed to generate high-pressure air. This high-pressure air is supplied into the combustor 3 through the compressor casing 12. In the combustor 3, the fuel supplied from the fuel nozzle 3N is mixed with the high-pressure air and burned to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. Combustion gas is supplied into the turbine 2 through the turbine casing 22. In the turbine 2, the combustion gas sequentially collides with the turbine rotor blade stage 23 and the turbine stationary blade stage 25, whereby a rotational driving force is given to the turbine rotor 21 (gas turbine rotor 91). This rotational energy is used to drive a generator G or the like connected to the shaft end.

次に、燃焼器３の詳細な動作について、図３を再び参照して説明する。同図に示すように、圧縮機１で生成された高圧空気は、燃焼器軸線Ａｃの一方側（後方側）から第一筒体４１内に供給される。第一筒体４１内に導入された高圧空気は、上記のノズル筒７０の内周側の空間を経て、前方側の第二筒体４２内に到達する。ここで、ノズル筒７０内では、上記の旋回羽根６０の翼面上に形成された第一噴射孔６３から噴射された燃料が、高圧空気に混合される。これにより、ノズル筒７０内では、燃料と高圧空気とを含む予混合ガスが生成される。このとき、予混合ガスの流れには、旋回羽根６０によって与えられた旋回流成分が含まれている。 Next, the detailed operation of the combustor 3 will be described with reference to FIG. 3 again. As shown in the figure, the high-pressure air generated by the compressor 1 is supplied into the first cylinder 41 from one side (rear side) of the combustor axis Ac. The high-pressure air introduced into the first cylinder 41 reaches the front-side second cylinder 42 through the space on the inner peripheral side of the nozzle cylinder 70. Here, in the nozzle cylinder 70, the fuel injected from the first injection holes 63 formed on the blade surface of the swirl vane 60 is mixed with high-pressure air. Thereby, in the nozzle cylinder 70, the premixed gas containing a fuel and high pressure air is produced | generated. At this time, the flow of the premixed gas includes a swirl flow component provided by the swirl vanes 60.

一方で、第二燃料ノズル５２の第二噴出孔Ｈ２から噴射された燃料は、着火器（図示省略）によって着火されることで、第二燃料ノズル５２から前方側に向かって延びる拡散燃焼火炎を形成する。この拡散燃焼火炎が上記ノズル筒７０内に存在する予混合ガスに伝播することで、第一燃料ノズル５１の前方側には、予混合燃焼火炎が形成される。この予混合燃焼火炎は、上記の旋回流成分を伴って、第二筒体４２内で後方側から前方側に向かって延びるとともに、高温高圧の燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、第二筒内を後方側から前方側に向かって流れた後、上記のタービンケーシング２２内に導入されてタービン２を駆動する。 On the other hand, the fuel injected from the second injection hole H2 of the second fuel nozzle 52 is ignited by an igniter (not shown), thereby causing a diffusion combustion flame extending from the second fuel nozzle 52 toward the front side. Form. The diffusion combustion flame propagates to the premixed gas existing in the nozzle cylinder 70, whereby a premixed combustion flame is formed on the front side of the first fuel nozzle 51. The premixed combustion flame is accompanied by the swirl flow component and extends from the rear side toward the front side in the second cylindrical body 42 and generates high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas flows in the second cylinder from the rear side toward the front side, and is then introduced into the turbine casing 22 to drive the turbine 2.

ところで、上記のような燃焼器３の内部では、燃料と空気とが流通する過程で、フラッシュバックと呼ばれる現象が生じる場合がある。フラッシュバックとは、燃焼器３内における予期しない領域に滞留している燃料に、火炎が伝播することで異常な燃焼を生じる現象である。特に、上記の第一燃料ノズル５１の前方側では、旋回羽根６０による旋回流が形成されることから、その渦芯に燃料が滞留することで上記フラッシュバックが生じる虞がある。 By the way, inside the combustor 3 as described above, a phenomenon called flashback may occur in the process of fuel and air flowing. Flashback is a phenomenon in which abnormal combustion is caused by the propagation of a flame to the fuel staying in an unexpected region in the combustor 3. In particular, since a swirl flow is formed by swirl vanes 60 on the front side of the first fuel nozzle 51, there is a possibility that the flashback occurs due to the fuel remaining in the vortex core.

しかしながら、本実施形態では、軸体５１Ｍの主外周面Ｐｍの外周側に流路形成筒５１Ｔが設けられている。さらに、この流路形成筒５１Ｔの第二筒部Ｔ２は、軸線方向の前方側に向かうにしたがって漸次縮径している。これにより、流路形成筒５１Ｔの内周側を流れる流体（空気）の第一軸線Ａ１方向における流速を高めることができる。すなわち、軸体５１Ｍの前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、空気を積極的に供給することができる。したがって、当該渦芯における燃料濃度を下げることができるとともに、フラッシュバックが発生する虞を低減することができる。 However, in this embodiment, the flow path forming cylinder 51T is provided on the outer peripheral side of the main outer peripheral surface Pm of the shaft body 51M. Furthermore, the diameter of the second cylinder portion T2 of the flow path forming cylinder 51T is gradually reduced toward the front side in the axial direction. Thereby, the flow velocity in the first axis A1 direction of the fluid (air) flowing through the inner peripheral side of the flow path forming cylinder 51T can be increased. That is, air can be positively supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body 51M. Therefore, the fuel concentration in the vortex core can be lowered, and the possibility of flashback occurring can be reduced.

さらに、本実施形態では、第一噴出孔Ｈ１が旋回羽根本体６２のみに形成されている。したがって、旋回羽根本体６２よりも内周側に位置する支持部６１の前方側で、燃料濃度をさらに下げることができる。すなわち、渦芯における燃料濃度を下げることができるとともに、フラッシュバックが発生する虞をさらに低減することができる。 Further, in the present embodiment, the first ejection hole H 1 is formed only in the swirl vane body 62. Therefore, the fuel concentration can be further lowered on the front side of the support portion 61 located on the inner peripheral side of the swirl vane body 62. That is, the fuel concentration in the vortex core can be lowered, and the possibility of flashback can be further reduced.

加えて、本実施形態では、支持部６１の前方側の端縁、及び旋回羽根本体６２の前方側の端縁が互いに面一であることから、これら端縁の周辺で流体の流れに乱れを生じたり、圧力損失を生じたりする虞を低減することができる。 In addition, in the present embodiment, the front edge of the support portion 61 and the front edge of the swirl vane body 62 are flush with each other, so that the fluid flow is disturbed around these edges. The possibility of occurrence or pressure loss can be reduced.

［第二実施形態］
次に、本発明の第二実施形態について図６を参照して説明する。なお、上記第一実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。本実施形態では、旋回羽根６０における支持部６１の構成が上記第一実施形態とは異なっている。すなわち、第一実施形態では、径方向から見て支持部６１が矩形の断面を有している例について説明した。
図６に示すように、本実施形態では、径方向から見て、支持部６１の断面形状は、翼型をなしている。より具体的には、支持部６１は第一軸線Ａ１方向の後方側から前方側に向かって延びるとともに、当該第一軸線Ａ１を対称軸とする翼断面形状を有している。さらに言い換えれば、支持部６１の周方向両側の面は、当該周方向両側に向かって曲面上に膨らむ紡錘形をなしている。さらに、支持部６１の前縁（第一軸線Ａ１方向の後方側の端縁）は、後縁（第一軸線Ａ１方向の前方側の端縁）よりも周方向における寸法が大きい。 [Second Embodiment]
Next, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. In addition, about the structure similar to said 1st embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. In the present embodiment, the configuration of the support portion 61 in the swirl blade 60 is different from that in the first embodiment. That is, in the first embodiment, the example in which the support portion 61 has a rectangular cross section when viewed from the radial direction has been described.
As shown in FIG. 6, in this embodiment, the cross-sectional shape of the support portion 61 is an airfoil as viewed from the radial direction. More specifically, the support portion 61 extends from the rear side in the first axis A1 direction toward the front side, and has a blade cross-sectional shape with the first axis A1 as the axis of symmetry. In other words, the surfaces on both sides in the circumferential direction of the support portion 61 have a spindle shape that swells on a curved surface toward both sides in the circumferential direction. Further, the front edge of the support portion 61 (the edge on the rear side in the first axis A1 direction) has a larger dimension in the circumferential direction than the rear edge (the edge on the front side in the first axis A1 direction).

このような構成によれば、第一軸線Ａ１方向の後方側から流れてきた流体が支持部６１の周囲を通過する際の圧力損失の発生を抑制することができる。これにより、流路形成筒５１Ｔの内周側を流れる流体の軸線方向における流速を高めることができる。すなわち、軸体５１Ｍの前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、空気を積極的に供給することができる。したがって、当該渦芯における燃料濃度を下げることができるとともに、フラッシュバックが発生する虞を低減することができる。 According to such a configuration, it is possible to suppress the occurrence of pressure loss when the fluid that has flowed from the rear side in the direction of the first axis A 1 passes around the support portion 61. Thereby, the flow velocity in the axial direction of the fluid flowing on the inner peripheral side of the flow path forming cylinder 51T can be increased. That is, air can be positively supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body 51M. Therefore, the fuel concentration in the vortex core can be lowered, and the possibility of flashback occurring can be reduced.

［第三実施形態］
続いて、本発明の第三実施形態について図７を参照して説明する。なお、上記各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。本実施形態では、流路形成筒５１Ｔの構成が上記各実施形態とは異なっている。本実施形態では、流路形成筒５１Ｔは、上述の第一筒部Ｔ１及び第二筒部Ｔ２に加えて、第一筒部Ｔ１の後方側の端部に接続された導入部Ｔ３を有している。 [Third embodiment]
Next, a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. In addition, about the structure similar to said each embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. In the present embodiment, the configuration of the flow path forming cylinder 51T is different from those of the above embodiments. In the present embodiment, the flow path forming cylinder 51T has an introduction part T3 connected to the rear end of the first cylinder part T1 in addition to the first cylinder part T1 and the second cylinder part T2 described above. ing.

より具体的には、この導入部Ｔ３は第一軸線Ａ１方向において、上記支持部６１が設けられる位置と対応する位置に設けられている。言い換えれば、支持部６１は、導入部Ｔ３の後方側の端部から前方側の端部までの間の領域内に配置されている。 More specifically, the introduction portion T3 is provided at a position corresponding to the position where the support portion 61 is provided in the first axis A1 direction. In other words, the support portion 61 is disposed in a region between the rear end portion and the front end portion of the introduction portion T3.

さらに、導入部Ｔ３は、第一筒部Ｔ１よりも大きな内径寸法を有している。より具体的には、導入部Ｔ３は、第一軸線Ａ１方向の後方側から前方側に向かうにしたがって漸次縮径している。すなわち、導入部Ｔ３の後方側の端部における開口径は、前方側の端部における開口径よりも大きい。 Furthermore, the introduction part T3 has a larger inner diameter than the first cylinder part T1. More specifically, the introduction portion T3 is gradually reduced in diameter from the rear side toward the front side in the first axis A1 direction. That is, the opening diameter at the rear end of the introduction portion T3 is larger than the opening diameter at the front end.

加えて、本実施形態では、流路形成筒５１Ｔの前方側の端部及び後方側の端部が、上記各実施形態とは異なる形状とされている。より具体的には、流路形成筒５１Ｔの後方側の端部は、第一軸線Ａ１を含む断面視で、前方側から後方側に向かうにしたがって次第に薄肉となるように形成されている。より詳細には、流路形成筒５１Ｔ（第一筒部Ｔ１）の後方側の端部は、前方側から後方側に向かうにしたがって、径方向の寸法が漸次小さくなっている。同様に、流路形成筒５１Ｔ（第二筒部Ｔ２）の前方側の端部は、後方側から前方側に向かうにしたがって、径方向の寸法が漸次縮小している。 In addition, in the present embodiment, the front-side end portion and the rear-side end portion of the flow path forming cylinder 51T have different shapes from those of the above-described embodiments. More specifically, the rear end portion of the flow path forming cylinder 51T is formed so as to gradually become thinner from the front side toward the rear side in a cross-sectional view including the first axis A1. More specifically, the radial dimension of the end portion on the rear side of the flow path forming cylinder 51T (first cylinder part T1) gradually decreases from the front side toward the rear side. Similarly, the radial dimension of the end portion on the front side of the flow path forming tube 51T (second tube portion T2) is gradually reduced from the rear side toward the front side.

この構成によれば、上記のように第一筒部Ｔ１の後方側の端部が薄肉となるように形成されていることから、当該第一筒部Ｔ１の内周側に流体が流入する際に、該流体の流れに乱れを生じたり、圧力損失を生じたりする虞を低減することができる。また、第二筒部Ｔ２の前方側の端部が薄肉となるように形成されていることから、当該第二筒部Ｔ２の内周側から流体が流れ出る際に、該流体の流れに乱れを生じたり、圧力損失を生じたりする虞を低減することができる。 According to this configuration, since the end on the rear side of the first cylindrical portion T1 is formed to be thin as described above, the fluid flows into the inner peripheral side of the first cylindrical portion T1. In addition, it is possible to reduce the possibility that the flow of the fluid is disturbed or pressure loss is caused. Further, since the front end portion of the second cylindrical portion T2 is formed to be thin, when the fluid flows out from the inner peripheral side of the second cylindrical portion T2, the flow of the fluid is disturbed. The possibility of occurrence or pressure loss can be reduced.

さらに、上記の構成では、流路形成筒５１Ｔは導入部Ｔ３を有している。ここで、流路形成筒５１Ｔと軸体５１Ｍとによって囲まれる空間（空気流路Ｆ）の断面積は、当該空間内を流通する流体に圧力損失が生じないように、第一軸線Ａ１方向の全域にわたって一定であることが望ましい。上記のような構成では、導入部Ｔ３の内径が第一筒部Ｔ１の内径よりも大きいことから、支持部６１が設けられていることによる上記断面積の減少分を、導入部Ｔ３によって補うことができる。これにより、空気流路Ｆ中を流通する空気の流れに圧力損失を生じる虞が低減され、渦芯に向かって効率的に空気を供給することができる。つまり、より効果的にフラッシュバックの抑制を図ることができる。 Further, in the above configuration, the flow path forming cylinder 51T has the introduction portion T3. Here, the cross-sectional area of the space (air flow path F) surrounded by the flow path forming cylinder 51T and the shaft body 51M is in the direction of the first axis A1 so that no pressure loss occurs in the fluid flowing through the space. It is desirable to be constant over the entire area. In the above configuration, since the inner diameter of the introduction portion T3 is larger than the inner diameter of the first cylinder portion T1, the reduction in the cross-sectional area due to the provision of the support portion 61 is compensated by the introduction portion T3. Can do. As a result, the possibility of causing pressure loss in the flow of air flowing through the air flow path F is reduced, and air can be efficiently supplied toward the vortex core. That is, flashback can be more effectively suppressed.

［第四実施形態］
続いて、本発明の第四実施形態について図８を参照して説明する。なお、上記各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。本実施形態では、旋回羽根本体６２の構成が上記各実施形態とは異なっている。本実施形態の旋回羽根本体６２Ｅは、切り欠き部６６を有している。 [Fourth embodiment]
Next, a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. In addition, about the structure similar to said each embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. In the present embodiment, the configuration of the swirl blade main body 62 is different from those of the above embodiments. The swirl blade body 62E of the present embodiment has a notch 66.

図８に示すように、本実施形態の旋回羽根６０は、軸体５１Ｍの外周面に接続される支持部６１と、支持部６１の径方向外側に設けられて、切り欠き部６６を有する旋回羽根本体６２Ｅと、を有している。本実施形態の旋回羽根本体６２Ｅは、旋回羽根本体６２Ｅの前方側の端部から旋回羽根本体６２Ｅの後方側の端部に亘って流路形成筒５１Ｔと接続されていない。
旋回羽根本体６２Ｅは、径方向外側に位置し、予混合ガスを旋回方向に旋回させるための湾曲形状の先端部６４と、先端部６４の径方向内側に位置する根本部６５と、を有している。根本部６５の前方側の縁は、切り欠き部６６によって形成されている。 As shown in FIG. 8, the swirl blade 60 of the present embodiment has a support portion 61 connected to the outer peripheral surface of the shaft body 51 M, and a swivel having a notch portion 66 provided on the radially outer side of the support portion 61. And a blade body 62E. The swirl vane main body 62E of the present embodiment is not connected to the flow path forming cylinder 51T from the front end of the swirl vane main body 62E to the rear end of the swirl vane main body 62E.
The swirl blade main body 62E has a curved tip portion 64 for turning the premixed gas in the swirl direction, and a root portion 65 located on the radially inner side of the tip portion 64. ing. The front edge of the root portion 65 is formed by a notch 66.

切り欠き部６６は、切り欠き部６６は、支持部６１よりも前方側に形成されている。切り欠き部６６の径方向の幅Ｗ１は、軸線方向に亘って略均一に形成されている。
切り欠き部６６の径方向外側における旋回羽根本体６２Ｅの径方向の幅Ｗ２と、切り欠き部６６の径方向の幅Ｗ１との比Ｗ２／Ｗ１は、３≦Ｗ２／Ｗ１≦４とすることが好ましい。 The notch 66 is formed in front of the support 61 in the notch 66. The width W1 in the radial direction of the notch 66 is formed substantially uniformly over the axial direction.
The ratio W2 / W1 between the radial width W2 of the swirl vane body 62E on the radially outer side of the notch 66 and the radial width W1 of the notch 66 may be 3 ≦ W2 / W1 ≦ 4. preferable.

この構成によれば、旋回羽根本体６２Ｅに切り欠き部６６が形成されていることによって、旋回羽根本体６２Ｅの径方向内側を流れる空気の第一軸線Ａ１方向における流速を更に高めることができる。すなわち、軸体５１Ｍの前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、更なる空気を供給することができる。 According to this configuration, the notch 66 is formed in the swirl vane body 62E, so that the flow velocity of the air flowing in the radial inner side of the swirl vane body 62E in the first axis A1 direction can be further increased. That is, it is possible to supply further air to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body 51M.

［第五実施形態］
続いて、本発明の第五実施形態について図９及び図１０を参照して説明する。なお、上記各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。本実施形態では、旋回羽根本体６２の構成が上記各実施形態とは異なっている。 [Fifth embodiment]
Next, a fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In addition, about the structure similar to said each embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. In the present embodiment, the configuration of the swirl blade main body 62 is different from those of the above embodiments.

図９に示すように、本実施形態の旋回羽根本体６２Ｆの前方側は、径方向において、径方向内側から径方向外側に向かうに従って湾曲が大きくなっている。
図１０において、点線は、旋回羽根本体６２Ｆの径方向内側の端部における翼形状を示している。図１０において、実線は、旋回羽根本体６２Ｆの径方向外側の端部における翼形状を示している。 As shown in FIG. 9, the front side of the swirl vane body 62 F of the present embodiment has a greater curvature in the radial direction from the radially inner side to the radially outer side.
In FIG. 10, the dotted line indicates the blade shape at the radially inner end of the swirl vane body 62F. In FIG. 10, the solid line shows the blade shape at the radially outer end of the swirl vane body 62F.

点線で示す径方向内側の翼形状において、平均反り線（骨格線）をＬ１１、この平均反り線Ｌ１１に対して旋回羽根本体６２Ｆの前縁で接する接線をＬ１２としている。実線で示す外周側の翼形状において、平均反り線（骨格線）をＬ２１、この平均反り線Ｌ２１に対して旋回翼の前縁で接する接線をＬ２２としている。 In the radially inner blade shape indicated by the dotted line, an average warp line (skeleton line) is L11, and a tangent line that is in contact with the average warp line L11 at the front edge of the swirl blade main body 62F is L12. In the blade shape on the outer peripheral side indicated by the solid line, the average warp line (skeleton line) is L21, and the tangent line that contacts the average warp line L21 at the leading edge of the swirl blade is L22.

図１０に示すように、旋回羽根本体６２Ｆの前縁において、内周側での接線Ｌ１２と第一軸線Ａ１とでなす角度を０度としており、外周側での接線Ｌ２２と第一軸線Ａ１とでなす角度を、内周側での角度よりも大きくしている。
本願発明者の研究によれば、内周側から外周側に向かうに従い、平均反り線に対して旋回翼の前縁で接する接線と軸線とでなす角度を大きくしていく場合、（ａ）内周側の角度を０〜１０度にし、（ｂ）外周側の角度を２５〜３５度にすることが最適であることがわかった。 As shown in FIG. 10, at the front edge of the swirl vane body 62F, the angle formed between the tangent L12 on the inner peripheral side and the first axis A1 is 0 degree, and the tangent L22 and the first axis A1 on the outer peripheral side are Is made larger than the angle on the inner circumference side.
According to the research of the present inventor, when the angle formed between the tangent line and the axis line in contact with the average warp line at the leading edge of the swirl blade is increased from the inner periphery side toward the outer periphery side, It has been found that it is optimal to set the angle on the circumferential side to 0 to 10 degrees and (b) the angle on the outer circumferential side to 25 to 35 degrees.

この構成によれば、旋回羽根本体６２Ｆの径方向内側の旋回角度を小さくすることによって、旋回羽根本体６２Ｆの径方向内側を流れる空気の第一軸線Ａ１方向における流速を更に高めることができる。すなわち、軸体５１Ｍの前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、更なる空気を供給することができる。 According to this configuration, by reducing the turning angle on the radially inner side of the swirl vane body 62F, the flow velocity in the first axis A1 direction of the air flowing on the radially inner side of the swirl vane body 62F can be further increased. That is, it is possible to supply further air to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body 51M.

［第六実施形態］
続いて、本発明の第六実施形態について図１１を参照して説明する。なお、上記各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。本実施形態では、軸体５１Ｍの構成が上記各実施形態とは異なっている。
図１１に示すように、本実施形態の第一燃料ノズル５１の軸体５１ＭＧの直径Ｄは、第一実施形態から第五実施形態の軸体５１Ｍ（一点鎖線で示す。）の直径Ｄ０よりも小さい。具体的には、流路形成筒５１Ｔの第一筒部Ｔ１の内径をＢとすると、軸体５１ＭＧの直径Ｄと第一筒部Ｔ１の内径Ｂの比Ｄ／Ｂは、０．５≦Ｄ／Ｂ≦０．８とすることが好ましい。 [Sixth embodiment]
Next, a sixth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. In addition, about the structure similar to said each embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. In the present embodiment, the configuration of the shaft body 51M is different from those in the above embodiments.
As shown in FIG. 11, the diameter D of the shaft body 51MG of the first fuel nozzle 51 of the present embodiment is larger than the diameter D0 of the shaft body 51M (shown by a one-dot chain line) of the first to fifth embodiments. small. Specifically, if the inner diameter of the first cylinder portion T1 of the flow path forming cylinder 51T is B, the ratio D / B between the diameter D of the shaft body 51MG and the inner diameter B of the first cylinder portion T1 is 0.5 ≦ D. /B≦0.8 is preferable.

この構成によれば、第一筒部Ｔ１の内側の空気流路Ｆを確保することによって、空気流路Ｆ中を流通する空気の流量を増やして、渦芯に向かう空気を増やすことができる。すなわち、軸体の前方側に形成される旋回流の渦芯に対して、更なる空気を供給することができる。 According to this configuration, by securing the air flow path F inside the first cylindrical portion T1, the flow rate of air flowing through the air flow path F can be increased, and the air toward the vortex core can be increased. That is, further air can be supplied to the swirling vortex core formed on the front side of the shaft body.

以上、本発明の各実施形態について説明した。なお、本発明の要旨を逸脱しない限りにおいて、上記の各構成に種々の変更を施すことが可能である。例えば、旋回羽根本体６２の断面形状については、上記各実施形態で説明した形状の他、設計や仕様に応じて種々の形状を採ることが可能である。 The embodiments of the present invention have been described above. Various modifications can be made to each of the above configurations without departing from the gist of the present invention. For example, as for the cross-sectional shape of the swirl blade main body 62, various shapes can be adopted according to the design and specifications in addition to the shapes described in the above embodiments.

１…圧縮機
２…タービン
３…燃焼器
１１…圧縮機ロータ
１２…圧縮機ケーシング
１３…圧縮機動翼段
１４…圧縮機動翼
１５…圧縮機静翼段
１６…圧縮機静翼
２１…タービンロータ
２２…タービンケーシング
２３…タービン動翼段
２４…タービン動翼
２５…タービン静翼段
２６…タービン静翼
４１…第一筒体
４２…第二筒体
５１…第一燃料ノズル
５２…第二燃料ノズル
６０…旋回羽根
６１…支持部
６２，６２Ｅ，６２Ｆ…旋回羽根本体
６３…第一噴射孔
６４…先端部
６５…根本部
６６…切り欠き部
７０…ノズル筒
８０…延長管
９１…ガスタービンロータ
９２…ガスタービンケーシング
１００…ガスタービン
３Ｍ…燃焼器本体
３Ｎ…燃料ノズル
５１Ｂ…軸体主部
５１Ｍ，５１ＭＧ…軸体
５１Ｓ…縮径部
５１Ｔ…流路形成筒
５２Ｃ…保炎器
５２Ｍ…第二燃料ノズル本体
Ａ１…第一軸線
Ａｃ…燃焼器軸線
Ａｍ…主軸線
Ｆ…空気流路
Ｈ１…第一噴出孔
Ｈ２…第二噴出孔
Ｐｍ…主外周面
Ｐｓ…縮径外周面
Ｔ１…第一筒部
Ｔ２…第二筒部
Ｔ３…導入部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Compressor 2 ... Turbine 3 ... Combustor 11 ... Compressor rotor 12 ... Compressor casing 13 ... Compressor blade stage 14 ... Compressor blade 15 ... Compressor stationary blade stage 16 ... Compressor stationary blade 21 ... Turbine rotor 22 Turbine casing 23 turbine blade stage 24 turbine blade 25 turbine stationary blade stage 26 turbine stationary blade 41 first cylinder 42 second cylinder 51 first fuel nozzle 52 second fuel nozzle 60 ... Swirl blade 61 ... Support portions 62, 62E, 62F ... Swivel blade body 63 ... First injection hole 64 ... Tip portion 65 ... Root portion 66 ... Notch portion 70 ... Nozzle cylinder 80 ... Extension pipe 91 ... Gas turbine rotor 92 ... Gas turbine casing 100 ... Gas turbine 3M ... Combustor body 3N ... Fuel nozzle 51B ... Shaft main part 51M, 51MG ... Shaft 51S ... Reduced diameter part 51T ... Flow path forming cylinder 52C ... Flame holder 52M ... Two fuel nozzle main body A1 ... first axis Ac ... combustor axis Am ... main axis F ... air flow path H1 ... first injection hole H2 ... second injection hole Pm ... main outer peripheral surface Ps ... reduced diameter outer peripheral surface T1 ... first Tube portion T2 ... Second tube portion T3 ... Introduction portion

Claims

A shaft body having a main outer peripheral surface extending along the axis, and a reduced outer peripheral surface gradually reducing in diameter from the main outer peripheral surface toward the front side in the axial direction;
A plurality of swirl vanes extending from the main outer peripheral surface of the shaft body toward the radially outer side and spaced apart in the circumferential direction of the axis, and having fuel ejection holes for ejecting fuel on the surface;
A first cylindrical portion surrounding the main outer peripheral surface from the outer peripheral side, and the diameter-reducing outer peripheral surface surrounding the first cylindrical portion from the outer peripheral side and gradually decreasing toward the front side in the axial direction. A flow path forming cylinder having a second cylinder part;
Combustor nozzle comprising.

The swirl vane has a support portion located on the inner peripheral side of the flow path forming cylinder, and a swirl vane body positioned on the outer peripheral side of the flow path forming cylinder,
The combustor nozzle according to claim 1, wherein the fuel injection hole is formed only in the swirl blade body.

The combustor nozzle according to claim 2, wherein the support portion extends from the rear side in the axial direction toward the front side and has a blade cross-sectional shape having the axis as a symmetry axis.

4. The combustor nozzle according to claim 2, wherein an end edge on the rear side of the support portion and an end edge on the rear side of the swirl vane body are flush with each other.

5. The swirl blade main body has a curved tip portion positioned on the radially outer side and a root portion positioned on the radially inner side and having a notch portion on the front side. Combustor nozzle as described in.

The angle formed by the tangent line that contacts the average warp line of the swirl blade body at the front edge of the swirl blade body and the axis is 0 to 10 degrees radially inside the front edge of the swirl blade body. The angle outside the front edge of the swirl vane body in the radial direction is larger than the angle inside the front edge of the swirl vane body in the radial direction. Combustor nozzle.

The portion including the edge on the rear side in the axial direction in the first cylindrical portion has a radial dimension that gradually decreases from the front side toward the rear side. Combustor nozzle.

The flow path forming cylinder is connected to an end portion on the rear side in the axial direction of the first cylinder portion, and has an introduction portion having a larger inner diameter than the first cylinder portion. The combustor nozzle according to item.

The edge on the front side in the axial direction of the second cylindrical portion has a radial dimension that gradually decreases from the rear side toward the front side in a sectional view including the axis. A combustor nozzle according to claim 1.

The ratio D / B between the diameter D and the inner diameter B is 0.5 ≦ D / B ≦ 0.8, where D is the diameter of the shaft body and B is the inner diameter of the first cylindrical portion. The combustor nozzle according to any one of the above.

Combustor nozzle according to any one of claims 1 to 10,
A cylinder covering the combustor nozzle from the outer peripheral side;
A combustor.

A compressor that generates high-pressure air;
The combustor according to claim 11, wherein the high-pressure air and fuel are mixed and burned to generate combustion gas.
A turbine driven by the combustion gas;
A gas turbine comprising: