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WO2012133774A1 - ノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービン - Google Patents

ノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービン Download PDF

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Publication number
WO2012133774A1
WO2012133774A1 PCT/JP2012/058593 JP2012058593W WO2012133774A1 WO 2012133774 A1 WO2012133774 A1 WO 2012133774A1 JP 2012058593 W JP2012058593 W JP 2012058593W WO 2012133774 A1 WO2012133774 A1 WO 2012133774A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
nozzle
pilot
fuel
air
passage
Prior art date
Application number
PCT/JP2012/058593
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
周平 梶村
斉藤　圭司郎
智志 瀧口
中尾　光宏
西田　幸一
赤松　真児
聡介 中村
真規 三谷
Original Assignee
三菱重工業株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to CN201280003460.9A priority Critical patent/CN103210257B/zh
Priority to EP12764750.1A priority patent/EP2693123B1/en
Priority to KR1020137010618A priority patent/KR101470774B1/ko
Priority to JP2013507788A priority patent/JP5611450B2/ja
Priority to US13/882,655 priority patent/US8826666B2/en
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    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02C7/22—Fuel supply systems
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    • F23D14/24—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone with separate air and gas feed ducts, e.g. with ducts running parallel or crossing each other at least one of the fluids being submitted to a swirling motion
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    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
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    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
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    • F23D2900/00014—Pilot burners specially adapted for ignition of main burners in furnaces or gas turbines
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    • F23D2900/00016—Preventing or reducing deposit build-up on burner parts, e.g. from carbon

Definitions

  • the present invention relates to a nozzle for performing diffusion combustion, a gas turbine combustor having the nozzle, and a gas turbine on which the gas turbine combustor is mounted.
  • General gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine.
  • the air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature and high-pressure compressed air.
  • the combustor the fuel is supplied to the compressed air and burned, so that the high-temperature and high-pressure is burned.
  • the combustion gas (working fluid) is obtained, the turbine is driven by the combustion gas, and the generator connected to the turbine is driven.
  • a plurality of main combustion burners are disposed so as to surround the pilot combustion burner.
  • the pilot combustion burner incorporates a pilot nozzle
  • the main combustion burner incorporates a main nozzle.
  • the pilot combustion burner and the plurality of main combustion burners are disposed inside the inner cylinder of the gas turbine.
  • Such gas turbine combustors include those described in Patent Documents 1 and 2 below.
  • a sleeve is disposed outside a main body that forms a fuel passage, and a cover ring is disposed therebetween to form an air passage inside and outside.
  • a nozzle tip 75 having a fuel injection nozzle that communicates with the fuel passage is provided to constitute a pilot nozzle.
  • the gas turbine combustor described in Patent Document 2 is provided with a diffusion tip that is a passage through which fuel, air, or a mixture thereof passes and functions together with a main premixing circuit in a fuel nozzle.
  • the mixture of fuel and air injected from the main nozzle becomes a swirling flow (hot gas) and is recirculated to the tip of the pilot nozzle, and is injected from the pilot nozzle. It collides with the air flow and burns to form a flame.
  • the air flow injected from the pilot nozzle fluctuates due to variations in the flow rate and the like. If the air flow from the pilot nozzle is reduced, the temperature of the air-fuel mixture circulates and the temperature rises due to a large amount flowing into the pilot nozzle, which may damage the tip of the pilot nozzle and generate NOx. The amount will also increase. On the other hand, if the amount of air from the pilot nozzle increases, the velocity distribution inside the pilot cone changes greatly, and combustion becomes unstable.
  • the present invention solves the above-described problems, and includes a nozzle, a gas turbine combustor, and a gas turbine that can control the amount of cooling air and the velocity distribution to prevent nozzle burning and suppress the amount of NOx generated.
  • the purpose is to provide.
  • a nozzle according to the present invention includes a nozzle body having a fuel passage, and an inner air passage formed by disposing a predetermined gap on the outer periphery of the tip outer periphery of the nozzle body.
  • a cover ring capable of injecting air toward the front of the main body, a fuel injection nozzle which is attached to the tip of the cover ring at a predetermined interval in the circumferential direction and communicates with the fuel passage, and the inner air passage.
  • a turning force applying device for applying a turning force to the air jetted.
  • the air injected from the cover ring toward the front of the nozzle body through the inner air passage by the turning force applying device becomes a turning flow, even if the air flow rate varies, the air flow distribution in the axial direction Does not fluctuate significantly, it is possible to stabilize combustion, and by suppressing the temperature rise in the vicinity of the nozzle, it is possible to prevent damage to the tip of the nozzle and reduce the amount of NOx generated As a result, stable combustion can be achieved.
  • the turning force applying device has a guide portion provided at an outlet of the inner air passage.
  • the turning force applying device as the guide portion provided at the outlet of the inner air passage, the air injected from the cover ring toward the front of the nozzle body can be easily turned into the swirling flow.
  • the fuel injection nozzle is provided in a plurality of nozzle tips capable of injecting fuel to the outside of the injection air from the inner air passage, and the guide portion is provided in the plurality of nozzle tips. It is characterized by.
  • the structure can be simplified by providing the guide portions on the plurality of nozzle chips.
  • the guide portion is provided at a position not in the same row in the circumferential direction as the plurality of nozzle tips in the cover ring.
  • an outer air passage is formed by disposing a predetermined gap outside the outer peripheral portion of the cover ring, and a sleeve capable of injecting air toward the outside of the injected fuel from the fuel passage is provided. It is characterized by providing.
  • the air injected through the inner air passage and the air injected through the outer air passage sandwich the injected fuel, thereby promoting the mixing of the two and the fuel-air ratio to an appropriate value. Can be maintained.
  • the gas turbine combustor according to the present invention includes a combustion cylinder in which high-pressure air and fuel are combusted to generate combustion gas, a pilot combustion burner disposed at a central portion in the combustion cylinder, and the combustion cylinder A plurality of main combustion burners disposed to surround the pilot combustion burner in the gas turbine combustor, wherein the pilot combustion burner includes a pilot cone and a pilot nozzle disposed inside the pilot cone.
  • the pilot cone is provided on the outer periphery of the pilot nozzle, and the pilot cone is disposed inside the nozzle main body having a fuel passage with a predetermined gap outside the outer peripheral portion of the tip of the nozzle main body.
  • a cover ring that forms an air passage and is capable of injecting air toward the front of the nozzle body; and the cover ring A fuel injection nozzle that is attached to the front end portion of the fuel passage at a predetermined interval in the circumferential direction and communicates with the fuel passage, and a turning force applying device that applies a turning force to the air flowing through the inner air passage.
  • the air injected from the cover ring to the front of the nozzle body through the inner air passage by the turning force applying device becomes a turning flow, so even if the air flow rate varies,
  • the axial air velocity distribution does not fluctuate greatly, it is possible to stabilize the combustion, and it is possible to prevent damage to the tip of the pilot nozzle by suppressing the temperature rise in the vicinity of the pilot nozzle.
  • the amount of NOx generated can be reduced, and as a result, stable combustion can be achieved.
  • the gas turbine according to the present invention is a gas turbine that obtains rotational power by supplying fuel to compressed air compressed by a compressor by a combustor and supplying the generated combustion gas to the turbine.
  • the pilot combustion burner includes a pilot cone, a pilot nozzle disposed inside the pilot cone, and swirl vanes provided on the outer periphery of the pilot nozzle.
  • the pilot cone has a nozzle body having a fuel passage and a predetermined gap outside the outer peripheral portion of the tip of the nozzle body.
  • an inner air passage is formed, and a cover ring capable of injecting air toward the front of the nozzle body and a front end portion of the cover ring are attached at a predetermined interval in the circumferential direction to communicate with the fuel passage. And a turning force applying device for applying a turning force to the air flowing through the inner air passage.
  • the air injected from the cover ring to the front of the nozzle body through the inner air passage by the turning force applying device becomes a turning flow, so even if the air flow rate varies,
  • the axial air velocity distribution does not fluctuate greatly, it is possible to stabilize the combustion, and it is possible to prevent damage to the tip of the pilot nozzle by suppressing the temperature rise in the vicinity of the pilot nozzle.
  • the amount of NOx generated can be reduced, and as a result, stable combustion is possible and turbine efficiency can be improved.
  • the swirl force imparting device that imparts the swirl force to the air injected into the injected fuel from the nozzle is provided, it is possible to enable stable combustion. it can.
  • FIG. 1-1 is a cross-sectional view at a position where there is a nozzle tip representing the tip of a pilot nozzle according to Embodiment 1 of the present invention.
  • FIG. 1-2 is a cross-sectional view illustrating the action of the guide surface in the pilot nozzle of the first embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view at a position where there is no nozzle tip representing the tip of the pilot nozzle of the first embodiment.
  • FIG. 3 is a front view illustrating the tip of the pilot nozzle of the first embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine according to the first embodiment.
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 7 is a schematic front view illustrating the tip of the pilot nozzle according to the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is a front view illustrating the tip of the pilot nozzle according to the third embodiment of the present invention.
  • FIG. 1-1 is a cross-sectional view at a position where there is a nozzle tip representing the tip of the pilot nozzle according to the first embodiment of the present invention
  • FIG. 1-2 illustrates the operation of the guide surface in the pilot nozzle according to the first embodiment
  • 2 is a cross-sectional view at a position where there is no nozzle tip representing the tip of the pilot nozzle of Example 1
  • FIG. 3 is a front view of the tip of the pilot nozzle of Example 1
  • FIG. FIG. 5 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the first embodiment
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the first embodiment.
  • the gas turbine of Example 1 is composed of a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13 as shown in FIG.
  • a generator (not shown) is connected to the gas turbine and can generate power.
  • the compressor 11 has an air intake 20 for taking in air, an inlet guide vane (IGV: Inlet Guide Vane) 22 is disposed in the compressor casing 21, and a plurality of stationary vanes 23 and moving blades 24 are provided. Arranged alternately in the front-rear direction (the axial direction of the rotor 32 to be described later), the bleed chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the combustor 12 is combustible by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it.
  • a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately disposed in a turbine casing 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later).
  • An exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 that is continuous with the turbine 13.
  • a rotor (rotary shaft) 32 is positioned so as to penetrate through the center of the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the exhaust chamber 30.
  • the end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34.
  • the rotor 32 is fixed by stacking a plurality of disks with each blade 24 mounted thereon by the compressor 11 and fixed by a plurality of disks having each blade 28 mounted by the turbine 13.
  • a generator drive shaft (not shown) is connected to the end on the exhaust chamber 30 side.
  • the compressor casing 21 of the compressor 11 is supported by the legs 35
  • the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36
  • the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37.
  • the air taken in from the air intake 20 of the compressor 11 passes through the inlet guide vane 22, the plurality of stationary vanes 23 and the moving blade 24 and is compressed to become high-temperature / high-pressure compressed air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustor 12 and burned.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas that is the working fluid generated in the combustor 12 passes through the plurality of stationary blades 27 and the moving blades 28 constituting the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32.
  • the generator connected to 32 is driven.
  • the energy of the exhaust gas (combustion gas) is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and decelerated before being released to the atmosphere.
  • the combustor outer cylinder 41 is supported by a combustor inner cylinder 42 with a predetermined interval therein, and a combustor tail cylinder 42 is disposed at the tip of the combustor inner cylinder 42.
  • the cylinder 43 is connected to constitute a combustor casing.
  • the combustor inner cylinder 42 is located at the center of the interior, the pilot combustion burner 44 is disposed, and a plurality of main combustion chamber inner cylinders 42 are surrounded on the inner peripheral surface of the combustor inner cylinder 42 along the circumferential direction.
  • a combustion burner 45 is arranged.
  • the tail cylinder 43 is connected to a bypass pipe 46, and a bypass valve 47 is provided in the bypass pipe 46.
  • the combustor outer cylinder 41 is configured such that the outer cylinder lid portion 52 is in close contact with the proximal end portion of the outer cylinder main body 51 and is fastened by a plurality of fastening bolts 53.
  • the base end portion of the combustor inner cylinder 42 is fitted to the outer cylinder lid portion 52, and an air passage 54 is formed between the outer cylinder lid portion 52 and the combustor inner cylinder 42.
  • the combustor inner cylinder 42 is located in the center of the inside, the pilot combustion burner 44 is arrange
  • the pilot combustion burner 44 includes a pilot cone 55 supported by the combustor inner cylinder 42, a pilot nozzle 56 disposed inside the pilot cone 55, and swirl vanes (swirler vanes) 57 provided on the outer periphery of the pilot nozzle 56. It is composed of
  • the main combustion burner 45 includes a burner cylinder 58, a main nozzle 59 disposed inside the burner cylinder 58, and swirl vanes (swirler vanes) 60 provided on the outer periphery of the main nozzle 59.
  • a top hat portion 61 is fitted into the outer cylinder lid portion 52 and fastened by a plurality of fastening bolts 62, and fuel ports 63 and 64 are provided in the top hat portion 61.
  • a pilot fuel line (not shown) is connected to the fuel port 63 of the pilot nozzle 56, and a main combustion line (not shown) is connected to the fuel port 64 of each main nozzle 59.
  • the compressed air flows into the combustor inner cylinder 42, and this compressed air is converted into the main combustion burner in the combustor inner cylinder 42. It is mixed with the fuel injected from 45 and flows into the combustor tail cylinder 43 as a swirling flow of premixed gas.
  • the compressed air is mixed with fuel injected from the pilot combustion burner 44, ignited and burned by a not-illustrated type fire, and is burned into the combustor tail cylinder 43 as combustion gas.
  • a part of the combustion gas is injected into the combustor tail cylinder 43 so as to diffuse to the surroundings with a flame, so that the premixed gas flowing into the combustor tail cylinder 43 from each main combustion burner 45 is obtained. It is ignited and burns. That is, flame holding for stable combustion of the lean premixed fuel from the main combustion burner 45 can be performed by the diffusion flame by the pilot fuel injected from the pilot combustion burner 44.
  • the pilot nozzle 56 of Example 1 will be described in detail.
  • the nozzle body 71 has a hollow cylindrical shape, and a mixture of fuel and compressed air (pilot fuel) ) Flows toward the distal end side, and the fuel passage 72 is connected to the fuel port 63 (see FIG. 6) on the base end side, but is closed on the distal end side.
  • a sleeve 73 having a cylindrical shape is disposed outside with a predetermined gap.
  • An air passage 74 is formed in the gap between the nozzle body 71 and the sleeve 73, and the nozzle body 71 is compressed by the air passage 74. Air (compressed air) can flow toward the tip side.
  • the air passage 74 has a cylindrical shape on the tip side, and a cover ring 75 that is bent inward on the tip side.
  • the nozzle body 71 includes a cylindrical portion 71a, a conical portion 71b that bends and inclines at a predetermined angle from the distal end portion of the cylindrical portion 71a toward the inside thereof, and a disk portion 71c that closes the distal end portion of the conical portion 71b.
  • the cover ring 75 is bent at a predetermined angle inward along the tip portion 71a of the nozzle body 71 from the tip portion of the cylinder portion 75a and the cylindrical portion 75a located between the nozzle body 71 and the sleeve 73. And an inclined conical portion 75b.
  • the nozzle body 71 and the cover ring 75 are provided with a plurality of inner spacers 76 with a predetermined interval in the circumferential direction therebetween, thereby ensuring a predetermined gap. Further, a predetermined gap is secured between the cover ring 75 and the sleeve 73 by interposing an outer spacer 77 therebetween. Therefore, the air passage 74 formed between the nozzle body 71 and the sleeve 73 is branched into the inner air passage 78 and the outer air passage 79 by the cover ring 75.
  • a plurality of nozzle tips 80 are fixed to the conical portion 75b with a predetermined interval (equal interval) in the circumferential direction.
  • a plurality of fuel injection nozzles 81 are provided so as to pass through the respective nozzle tips 80 from the conical portion 71 b of the nozzle body 71, and the base end portion of each fuel injection nozzle 81 is connected to the fuel passage 72. Communicate.
  • an inner air passage 78 can be formed between the two, in front of the nozzle body 71, Air can be injected toward the inside of the nozzle body 71.
  • a plurality of nozzle tips 80 are attached to the front end portion of the cover ring 75 at a predetermined interval in the circumferential direction, and a fuel injection nozzle 81 communicating with the fuel passage 72 is attached, so that the injected air from the inner air passage 78 is attached. It is possible to inject fuel toward the outside.
  • the outer air passage 79 can be formed by arranging the sleeve 73 with a predetermined gap outside the outer peripheral portion of the cover ring 75, and air is injected toward the outside of the injected fuel from the fuel passage 72. It is possible.
  • the pilot nozzle 56 is provided with a turning force applying device that applies a turning force to the air flowing through the inner air passage 78.
  • the turning force applying device is a guide portion provided at the outlet of the inner air passage 78, and the guide portion is a guide surface 82 provided in the plurality of nozzle chips 80.
  • a plurality of nozzle tips 80 are fixed to the conical portion 75 b of the cover ring 75 at equal intervals in the circumferential direction, and a fuel injection nozzle 81 is provided on the outer peripheral side of the cover ring 75.
  • Each nozzle tip 80 extends from the conical portion 75b of the cover ring 75 toward the central axis C of the nozzle body 71, and the tip end portion is located in front of the outlet of the inner air passage 78.
  • a curved guide surface 82 is formed.
  • the air-fuel mixture (fuel) F injected from the fuel injection nozzle 81 is ignited and burned by a pilot flame (not shown) at the pilot nozzle 56, and the high-temperature combustion gas FG And spouts to spread around with a flame.
  • the air passing through the air passage 74 is divided by the cover ring 75 into tip cooling air A 1 passing through the inner air passage 78 and outer cooling air A 2 passing through the outer air passage 79. Since the front cooling air A1 is guided inside the cover ring 75, the tip cooling air A1 travels inward by the conical portion 75b, and moves toward the front of the disk portion 71c of the nozzle main body 71 and inside the air-fuel mixture F. Be injected.
  • the front-end cooling air A1 ejected from the inner air passage 78 is centered on the central axis C of the nozzle body 71 by the guide surfaces 82 provided in the nozzle tips 80. It becomes a swirl flow. Further, since the outside cooling air A2 is guided to the outside of the cover ring 75, it is jetted to the outside of the air-fuel mixture F from the outside of the conical portion 75b toward the front.
  • the premixed gas of the fuel injected from the main nozzle 59 and the compressed air is swirled by the swirl vanes 60. Then, the air is recirculated from the outer peripheral side to the central portion side, and flows into the tip portion side of the pilot nozzle 56 as a circulating flow. Therefore, the tip cooling air A1 injected from the pilot nozzle 56 and turned into a swirling flow collides with the premixed gas injected from the main nozzle 59 and turned into a circulating flow at a predetermined position.
  • both are mixed appropriately, it flows outside and becomes a flame, and the stable combustion becomes possible.
  • the tip cooling air A1 from the pilot nozzle 56 is a swirling flow, the air flow velocity distribution in the axial direction does not fluctuate greatly, and combustion can be stabilized. As a result, by suppressing the temperature rise in the vicinity of the pilot nozzle 56, the pilot nozzle 56 can be prevented from being damaged and the amount of NOx generated can be reduced.
  • the nozzle body 71 having the fuel passage 72 and the inner air passage 78 are formed by disposing a predetermined gap outside the outer peripheral portion of the tip of the nozzle body 71.
  • a cover ring 75 capable of injecting air toward the front of the nozzle body 71 and a fuel injection nozzle 81 which is attached to the tip of the cover ring 75 at a predetermined interval in the circumferential direction and communicates with the fuel passage 72.
  • a plurality of nozzle chips 80 capable of injecting fuel to the outside of the injected air from the inner air passage 78 and a turning force applying device for applying a turning force to the air injected through the inner air passage 78 are provided.
  • the air injected from the cover ring 75 toward the front of the nozzle body 71 through the inner air passage 78 by the turning force imparting device becomes a turning flow, so that the air flow velocity distribution in the axial direction varies greatly. Rather, the distribution of cooling air inside the pilot cone can be controlled, so that combustion can be stabilized. Further, by suppressing the temperature rise, damage to the tip of the pilot nozzle 45 can be prevented, and the amount of NOx generated can be reduced. As a result, stable combustion can be achieved. .
  • a guide surface (guide portion) 82 is provided at the outlet of the inner air passage 78 as a turning force applying device. Therefore, the air injected from the cover ring 75 toward the front of the nozzle body 71 can be easily turned into a swirl flow.
  • the guide surfaces 82 are formed on the plurality of nozzle chips 80. Therefore, it is possible to simplify the structure, facilitate manufacturing, and reduce costs. In this case, by narrowing the passage area of the inner air passage 78 by the guide surface 82 formed in the nozzle tip 80, the penetrating force of the injected air increases, so that the air flow rate can be stabilized. In addition, by introducing air from the pilot nozzle 56, backfire and burning of the nozzle tip can be prevented.
  • the outer air passage 79 is formed by disposing the sleeve 73 outside the outer peripheral portion of the cover ring 75 with a predetermined gap, and directed toward the outside of the injected fuel from the fuel passage 72. Air can be injected. Therefore, the air injected through the inner air passage 78 and the air injected through the outer air passage 79 sandwich the injected fuel, so that the mixing of both can be promoted and the fuel and air costs are appropriate. Value can be maintained.
  • FIG. 7 is a schematic front view showing the tip of the pilot nozzle according to the second embodiment of the present invention.
  • the basic configuration of the pilot nozzle of this embodiment is substantially the same as that of the above-described first embodiment, and will be described with reference to FIGS. 1 and 2 and has the same functions as those of the above-described embodiment.
  • the members are denoted by the same reference numerals, and detailed description thereof is omitted.
  • the cover ring 75 includes a plurality of nozzle tips 90 at a predetermined interval (equal interval) in the circumferential direction in the conical portion 75 b. It is fixed.
  • a plurality of fuel injection nozzles 91 are provided so as to pass through the respective nozzle tips 90 from the conical portion 71 b of the nozzle body 71, and each of the fuel injection nozzles 91 has a base end portion in the fuel passage 72. Communicate.
  • an inner air passage 78 can be formed between the two, in front of the nozzle body 71, Air can be injected toward the inside of the nozzle body 71.
  • a plurality of nozzle tips 90 are attached to the front end portion of the cover ring 75 at a predetermined interval in the circumferential direction, and a fuel injection nozzle 91 communicating with the fuel passage 72 is attached, so that the injection air from the inner air passage 78 is attached. It is possible to inject fuel toward the outside.
  • the outer air passage 79 can be formed by arranging the sleeve 73 with a predetermined gap outside the outer peripheral portion of the cover ring 75, and air is injected toward the outside of the injected fuel from the fuel passage 72. It is possible.
  • the pilot nozzle 56 is provided with a turning force applying device that applies a turning force to the air flowing through the inner air passage 78.
  • the turning force applying device is a guide portion provided at the outlet of the inner air passage 78, and the guide portion is a guide surface 92 provided in the plurality of nozzle chips 90.
  • a plurality of nozzle tips 90 are fixed to the conical portion 75 b of the cover ring 75 at equal intervals in the circumferential direction, and the fuel injection nozzle 91 is provided on the outer peripheral side of the cover ring 75.
  • Each nozzle tip 90 has a wing shape as a whole, extends from the conical portion 75 b of the cover ring 75 toward the central axis C of the nozzle body 71, and a tip portion is positioned in front of the outlet of the inner air passage 78.
  • a curved guide surface 92 is formed on one end surface side.
  • the air-fuel mixture injected from the fuel injection nozzle 91 is combusted, and the pilot nozzle 56 is jetted so that it becomes a high-temperature combustion gas FG and diffuses to the surroundings with a flame.
  • the air passing through the air passage 74 is divided by the cover ring 75 into tip cooling air A 1 passing through the inner air passage 78 and outer cooling air A 2 passing through the outer air passage 79.
  • the inner front end cooling air A ⁇ b> 1 becomes a swirling flow centered on the central axis C of the nozzle body 71 by the guide surfaces 92 provided in the nozzle tips 90.
  • the premixed gas of the fuel and compressed air injected from the main nozzle 59 is recirculated to the central portion side and flows into the tip portion side of the pilot nozzle 56 as a circulating flow. Therefore, the front-end cooling air A1 injected from the pilot nozzle 56 and turned into a swirling flow collides with the premixing injected from the main nozzle 59 and turned into a circulating flow at a predetermined position.
  • both are mixed appropriately, it flows outside and becomes a flame, and the stable combustion becomes possible.
  • the tip cooling air A1 from the pilot nozzle 56 is a swirling flow, the air flow velocity distribution in the axial direction does not vary greatly, and the cooling air distribution inside the pilot cone can be controlled, so that combustion is stabilized. Is possible. Further, since the temperature rise in the vicinity of the pilot nozzle is suppressed by the swirling flow of the cooling air, the pilot nozzle 56 can be prevented from being damaged and the amount of NOx generated can be reduced.
  • the pilot nozzle according to the second embodiment is provided with the turning force applying device that applies the turning force to the air injected through the inner air passage 78, and the plurality of nozzle tips 90 are used as the turning force applying device.
  • a guide surface 92 is formed on the surface.
  • the air jetted from the cover ring 75 toward the front of the nozzle body 71 through the inner air passage 78 becomes a swirling flow by the guide surface 92 of the nozzle tip 90, and thus the temperature rise in the vicinity of the pilot nozzle is suppressed.
  • damage to the tip of the pilot nozzle 56 can be prevented, and the amount of NOx generated can be reduced. As a result, stable combustion can be achieved.
  • FIG. 8 is a front view showing the tip of the pilot nozzle according to the third embodiment of the present invention.
  • the basic configuration of the pilot nozzle of this embodiment is substantially the same as that of the above-described first embodiment, and will be described with reference to FIGS. 1 and 2 and has the same functions as those of the above-described embodiment.
  • the members are denoted by the same reference numerals, and detailed description thereof is omitted.
  • the cover ring 75 in the pilot nozzle 56, includes a plurality of nozzle tips 95 spaced apart from the conical portion 75 b by a predetermined interval (equal interval) in the circumferential direction. It is fixed.
  • a plurality of fuel injection nozzles 96 are provided so as to pass through the respective nozzle tips 95 from the conical portion 71 b of the nozzle body 71, and each of the fuel injection nozzles 96 has a base end portion in the fuel passage 72. Communicate.
  • an inner air passage 78 can be formed between the two, in front of the nozzle body 71, Air can be injected toward the inside of the nozzle body 71.
  • a plurality of nozzle tips 95 are attached to the front end portion of the cover ring 75 at a predetermined interval in the circumferential direction, and a fuel injection nozzle 96 communicating with the fuel passage 72 is attached, so that the injected air from the inner air passage 78 is attached. It is possible to inject fuel toward the outside.
  • the outer air passage 79 can be formed by arranging the sleeve 73 with a predetermined gap outside the outer peripheral portion of the cover ring 75, and air is injected toward the outside of the injected fuel from the fuel passage 72. It is possible.
  • the pilot nozzle 56 is provided with a turning force applying device that applies a turning force to the air flowing through the inner air passage 78.
  • the turning force applying device is a guide portion provided at the outlet of the inner air passage 78, and the guide portion is not located in the same circumferential line as the plurality of nozzle tips 95 in the cover ring 75.
  • a plurality of swirl blades 97 are provided.
  • a plurality of nozzle tips 95 are fixed to the conical portion 75 b of the cover ring 75 at equal intervals in the circumferential direction, and a fuel injection nozzle 96 is provided on the outer peripheral side of the cover ring 75.
  • the swirl blade 97 has a blade shape as a whole, and is fixed to protrude from the conical portion 75b of the cover ring 75 toward the central axis C of the nozzle body 71 and incline at a predetermined angle with respect to the radial direction. .
  • the air-fuel mixture F injected from the fuel injection nozzle 95 is combusted, and the pilot nozzle 56 is jetted out as a high-temperature combustion gas FG so as to diffuse with the flame.
  • the air passing through the air passage 74 is divided by the cover ring 75 into tip cooling air A1 passing through the inner air passage 78 and outer cooling air passing through the outer air passage 79.
  • the inner tip cooling air A ⁇ b> 1 becomes a swirling flow around the central axis C of the nozzle body 71 by each swirling blade 97.
  • the premixed gas of the fuel and compressed air injected from the main nozzle 59 is recirculated to the central portion side and flows into the tip portion side of the pilot nozzle 56 as a circulating flow. Therefore, the front-end cooling air A1 injected from the pilot nozzle 56 and turned into a swirling flow collides with the premixed gas injected from the main nozzle 59 and turned into a circulating flow at a predetermined position.
  • both are mixed appropriately, it flows outside and becomes a flame, and the stable combustion becomes possible.
  • the tip cooling air A1 from the pilot nozzle 56 is a swirling flow, the air flow velocity distribution in the axial direction does not vary greatly, and the cooling air distribution inside the pilot cone can be controlled, so that combustion is stabilized. Is possible. As a result, by suppressing the temperature rise in the vicinity of the pilot nozzle 56, the pilot nozzle 56 can be prevented from being damaged and the amount of NOx generated can be reduced.
  • the pilot nozzle according to the third embodiment is provided with the turning force applying device that applies the turning force to the air that is injected through the inner air passage 78.
  • a plurality of swirl vanes 97 are provided at positions that are not in the same row as the nozzle tip 95 in the circumferential direction.
  • the plurality of swirling blades 97 are provided at positions that are not in the same row in the circumferential direction as the plurality of nozzle tips 95 in the cover ring 75. Instead, a plurality of swirl vanes 97 may be provided in the cover ring 75 at positions facing the nozzle tips 95 in the radial direction so long as they do not interfere with the nozzle tips 95 or adversely affect the injected fuel. .
  • the turning force applying device is the guide surfaces 82 and 92 and the swirling blades 97 provided on the nozzle tips 80 and 90 provided at the outlet of the inner air passage 78.
  • the present invention is not limited to the outlet of the inner air passage 78, and a guide portion or the like may be provided inside the inner air passage 78.
  • the shapes of the nozzle tips 80 and 90, the guide surfaces 82 and 92, and the swirl vane 97 are not limited to the embodiments, and a swirl force can be imparted to the air injected through the inner air passage 78. Any shape is possible if possible.
  • the fuel injection nozzles 81, 91, 96 are provided in the nozzle tips 80, 90, 95, and the guide surfaces 82, 92 are provided in the nozzle tips 80, 90, 95. It is not limited.
  • the nozzle body 71 may be provided with a fuel injection nozzle and a guide surface.
  • Compressor 12 Combustor 13 Turbine 41
  • Combustor outer cylinder 42
  • Combustor inner cylinder (combustion cylinder) 43
  • Combustor transition 44
  • Pilot combustion burner 45
  • Main combustion burner 55
  • Pilot cone 56
  • Pilot nozzle 57
  • Swivel blade 71
  • Nozzle body 72
  • Fuel passage 73
  • Cover ring 78
  • Inner air passage 80, 90, 95
  • Nozzle tips 81, 91, 96
  • Fuel injection nozzles 82, 92 Guide surface (swivel force applying device, guide portion) )
  • Swirling blade Swirl force applying device, guide part)

Landscapes

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Abstract

　パイロットノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービンにおいて、燃料通路（７２）を有するノズル本体（７１）と、ノズル本体（７１）の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路（７８）を形成すると共にノズル本体（７１）の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリング（７５）と、カバーリング（７５）の先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて燃料通路（７２）と連通する燃料噴射ノズル（８１）を有すると共に内側空気通路（７８）からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップ（８０）と、内側空気通路（７８）を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設けることで、パイロットコーン内部の冷却空気量や速度分布をコントロールすることで安定した燃焼を可能とする。

Description

ノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービン
　本発明は、拡散燃焼を行うためのノズル、このノズルを有するガスタービン燃焼器、このガスタービン燃焼器が搭載されるガスタービンに関するものである。
　一般的なガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガス（作動流体）を得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。
　従来のガスタービンの燃焼器は、パイロット燃焼バーナの周囲を囲むように複数のメイン燃焼バーナが配置されており、パイロット燃焼バーナにはパイロットノズルが組み込まれ、メイン燃焼バーナにはメインノズルが組み込まれており、パイロット燃焼バーナ及び複数のメイン燃焼バーナがガスタービンの内筒の内部に配置されている。
　このようなガスタービン燃焼器としては、下記特許文献１、２に記載されたものがある。この特許文献１に記載されたガスタービン燃焼器は、燃料通路を形成する本体の外側にスリーブを配置すると共に、その間にカバーリングを配置して内外に空気通路を形成し、カバーリングの先端側に燃料通路と連通する燃料噴射ノズルを有するノズルチップ７５を設けてパイロットノズルを構成したものである。また、特許文献２に記載されたガスタービン燃焼器は、燃料ノズルに、燃料や空気、またはその混合気が通って主予混合回路と共に機能する通路である拡散チップを設けたものである。
特開２００９－１６８３９７号公報 特開２０１０－１５９７５７号公報
　上述した従来のガスタービン燃焼器では、メインノズルから噴射された燃料と空気の混合気が旋回流（ホットガス）となり、パイロットノズルの先端部に再循環することで、このパイロットノズルから噴射された空気流と衝突し、燃焼して火炎が形成される。この場合、パイロットノズルから噴射された空気流は、その流量などのばらつきにより変動する。パイロットノズルからの空気流が減少すると、混合気の循環流がパイロットノズル側に多量に流入することで温度が上昇してしまい、パイロットノズルの先端部が損傷するおそれがあり、また、ＮＯｘの発生量も増加してしまう。一方、パイロットノズルからの空気量が増加してしまうと、パイロットコーン内部の速度分布が大きく変わってしまうため燃焼が不安定になる。
　本発明は、上述した課題を解決するものであり、冷却空気量や速度分布をコントロールしてノズルの焼損を防ぐと共にＮＯｘの発生量を抑制することができるノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービンを提供することを目的とする。
　上記の目的を達成するための本発明のノズルは、燃料通路を有するノズル本体と、該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、前記内側空気通路を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置と、を備えることを特徴とするものである。
　従って、旋回力付与装置により内側空気通路を通ってカバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となり、また、ノズル近傍の温度上昇を抑制することでノズルの先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。
　本発明のノズルでは、前記旋回力付与装置は、前記内側空気通路の出口に設けられるガイド部を有することを特徴としている。
　従って、旋回力付与装置を内側空気通路の出口に設けたガイド部とすることで、カバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気を容易に旋回流とすることができる。
　本発明のノズルでは、前記燃料噴射ノズルは、前記内側空気通路からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップに設けられ、前記ガイド部は、前記複数のノズルチップに設けられることを特徴としている。
　従って、複数のノズルチップにガイド部を設けたことで、構造の簡素化を可能とすることができる。
　本発明のノズルでは、前記ガイド部は、前記カバーリングにおける前記複数のノズルチップと周方向の同列にない位置に設けられることを特徴としている。
　従って、カバーリングから噴射される空気の旋回流とノズルチップから噴射される燃料との混合を促進することができる。
　本発明のノズルでは、前記カバーリングの外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで外側空気通路を形成すると共に前記燃料通路からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能なスリーブを設けることを特徴としている。
　従って、内側空気通路を通って噴射される空気と外側空気通路を通って噴射される空気とが噴射燃料を挟み込むことで、両者の混合を促進することができるとともに、燃空比を適正値に維持することができる。
　また、本発明のガスタービン燃焼器は、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、を備えるガスタービン燃焼器において、前記パイロット燃焼バーナは、パイロットコーンと、該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、前記パイロットコーンは、燃料通路を有するノズル本体と、該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、ことを特徴とするものである。
　従って、パイロット燃焼バーナにて、旋回力付与装置により内側空気通路を通ってカバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となり、また、パイロットノズル近傍の温度上昇を抑制することでパイロットノズルの先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。
　また、本発明のガスタービンは、圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、前記燃焼器は、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナとを有し、前記パイロット燃焼バーナは、パイロットコーンと、該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、前記パイロットコーンは、燃料通路を有するノズル本体と、該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、ことを特徴とするものである。
　従って、パイロット燃焼バーナにて、旋回力付与装置により内側空気通路を通ってカバーリングからノズル本体の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となり、また、パイロットノズル近傍の温度上昇を抑制することでパイロットノズルの先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能としてタービン効率を向上することができる。
　本発明のノズル、ガスタービン燃焼器、ガスタービンによれば、ノズルから噴射燃料の内側に噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置を設けるので、安定した燃焼を可能とすることができる。
図１－１は、本発明の実施例１に係るパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがある位置での断面図である。 図１－２は、実施例１のパイロットノズルにおけるガイド面の作用を表す断面図である。 図２は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがない位置での断面図である。 図３は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す正面図である。 図４は、実施例１のガスタービンを表す概略構成図である。 図５は、実施例１のガスタービン燃焼器を表す概略構成図である。 図６は、実施例１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。 図７は、本発明の実施例２に係るパイロットノズルの先端部を表す概略正面図である。 図８は、本発明の実施例３に係るパイロットノズルの先端部を表す正面図である。
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るノズル、ガスタービン燃焼器、ガスタービンの好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではなく、また、実施例が複数ある場合には、各実施例を組み合わせて構成するものも含むものである。
　図１－１は、本発明の実施例１に係るパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがある位置での断面図、図１－２は、実施例１のパイロットノズルにおけるガイド面の作用を表す断面図、図２は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表すノズルチップがない位置での断面図、図３は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す正面図、図４は、実施例１のガスタービンを表す概略構成図、図５は、実施例１のガスタービン燃焼器を表す概略構成図、図６は、実施例１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。
　実施例１のガスタービンは、図４に示すように、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。
　圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２０を有し、圧縮機車室２１内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet　Guide　Vane）２２が配設されると共に、複数の静翼２３と動翼２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と動翼２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。
　また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン１３にて、各動翼２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室３０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。
　そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２１が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。
　従って、圧縮機１１の空気取入口２０から取り込まれた空気が、入口案内翼２２、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。
　上述した燃焼器１２において、図５に示すように、燃焼器外筒４１は、内部に所定間隔をあけて燃焼器内筒４２が支持され、この燃焼器内筒４２の先端部に燃焼器尾筒４３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４２は、内部の中心に位置してパイロット燃焼バーナ４４が配置されると共に、燃焼器内筒４２の内周面に周方向に沿ってパイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。また、尾筒４３はバイパス管４６が連結されており、このバイパス管４６にバイパス弁４７が設けられている。
　詳細に説明すると、図６に示すように、燃焼器外筒４１は、外筒本体５１の基端部に外筒蓋部５２が密着し、複数の締結ボルト５３により締結されて構成されており、この外筒蓋部５２に燃焼器内筒４２の基端部が嵌着され、外筒蓋部５２と燃焼器内筒４２との間に空気通路５４が形成されている。そして、燃焼器内筒４２は、内部の中心に位置してパイロット燃焼バーナ４４が配置され、その周囲に複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。
　パイロット燃焼バーナ４４は、燃焼器内筒４２に支持されたパイロットコーン５５と、パイロットコーン５５の内部に配置されたパイロットノズル５６と、パイロットノズル５６の外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）５７とから構成されている。また、メイン燃焼バーナ４５は、バーナ筒５８と、バーナ筒５８の内部に配置されたメインノズル５９と、メインノズル５９の外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）６０とから構成されている。
　また、外筒蓋部５２には、トップハット部６１が嵌合し、複数の締結ボルト６２により締結されており、このトップハット部６１に燃料ポート６３，６４が設けられている。そして、図示しないパイロット燃料ラインがパイロットノズル５６の燃料ポート６３に連結され、図示しないメイン燃焼ラインが各メインノズル５９の燃料ポート６４に連結されている。
　従って、高温・高圧の圧縮空気の空気流が空気通路５４に流れこむと、この圧縮空気が燃焼器内筒４２内に流れ込み、この燃焼器内筒４２内にて、この圧縮空気がメイン燃焼バーナ４５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尾筒４３内に流れ込む。また、圧縮空気は、パイロット燃焼バーナ４４から噴射された燃料と混合され、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尾筒４３内に噴出する。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼器尾筒４３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、各メイン燃焼バーナ４５から燃焼器尾筒４３内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。即ち、パイロット燃焼バーナ４４から噴射されたパイロット燃料による拡散火炎により、メイン燃焼バーナ４５からの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。
　ここで、実施例１のパイロットノズル５６について詳細に説明する。このパイロットノズル５６の先端部において、図１－１及び図１－２乃至図３に示すように、ノズル本体７１は、中空円筒形状をなし、内部に燃料と圧縮空気との混合気（パイロット燃料）が先端側に向けて流れる燃料通路７２が形成されており、この燃料通路７２は、基端部側が燃料ポート６３（図６参照）に連通する一方、先端部側が閉塞されている。
　ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が所定隙間をあけて配置されており、ノズル本体７１とこのスリーブ７３との隙間に空気通路７４が形成され、この空気通路７４に圧縮された空気（圧縮空気）が先端側に向かって流動可能となっている。そして、この空気通路７４は、先端側に円筒形状をなすと共に、先端部側が内側に向って折曲したカバーリング７５が配置されている。
　即ち、ノズル本体７１は、円筒部７１ａと、この円筒部７１ａの先端部からその内側に向って所定角度をもって屈曲傾斜する円錐部７１ｂと、この円錐部７１ｂの先端部を閉塞する円盤部７１ｃを有している。また、カバーリング７５は、ノズル本体７１とスリーブ７３との間に位置する円筒部７５ａと、この円筒部７５ａの先端部からノズル本体７１の先端部７１ａに沿って内側に所定角度を持って屈曲傾斜する円錐部７５ｂとを有している。そして、ノズル本体７１とカバーリング７５とは、その間に周方向に所定間隔をあけて複数の内側スペーサ７６が介装されることで、所定の隙間が確保されている。また、カバーリング７５とスリーブ７３とは、その間に外側スペーサ７７が介装されることで、所定の隙間が確保されている。そのため、ノズル本体７１とスリーブ７３との間に形成された空気通路７４は、カバーリング７５により内側空気通路７８と外側空気通路７９とに分岐することとなる。
　また、カバーリング７５は、円錐部７５ｂに複数のノズルチップ８０が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて固定されている。そして、ノズル本体７１の円錐部７１ｂから各ノズルチップ８０を貫通するように複数の燃料噴射ノズル８１が貫通して設けられており、この各燃料噴射ノズル８１は、基端部が燃料通路７２に連通している。
　そのため、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけてカバーリング７５を配置することで、両者の間に内側空気通路７８を形成することができ、ノズル本体７１の前方であって、ノズル本体７１の内側に向けて空気を噴射可能となっている。また、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて複数のノズルチップ８０を装着すると共に燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル８１を装着することで、内側空気通路７８からの噴射空気の外側に向けて燃料を噴射可能となっている。更に、カバーリング７５の外周部の外側に所定隙間をあけてスリーブ７３を配置することで、外側空気通路７９を形成することができ、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能となっている。
　また、このパイロットノズル５６は、内側空気通路７８を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置が設けられている。実施例１では、この旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられるガイド部とし、このガイド部を、複数のノズルチップ８０に設けられたガイド面８２としている。
　即ち、ノズルチップ８０は、カバーリング７５における円錐部７５ｂに周方向に均等間隔をあけて複数固定されており、カバーリング７５の外周側に位置して燃料噴射ノズル８１が設けられている。そして、この各ノズルチップ８０は、カバーリング７５の円錐部７５ｂからノズル本体７１の中心軸線Ｃに向って延出され、先端部が内側空気通路７８の出口前方に位置しており、一端面側に湾曲したガイド面８２が形成されている。
　以下、実施例１のパイロットノズル５６並びに燃焼器１２の作用について説明する。
　パイロットノズル５６にて、図１－１及び図３に示すように、燃料噴射ノズル８１から噴射された混合気（燃料）Ｆ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ＦＧとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、空気通路７４を通る空気は、カバーリング７５により内側空気通路７８を通る先端冷却空気Ａ１と、外側空気通路７９を通る外側冷却空気Ａ２とに分割される。そして、先端冷却空気Ａ１は、カバーリング７５の内側に案内されるので、円錐部７５ｂにより内側に方向を変えて進行し、ノズル本体７１の円盤部７１ｃの前方に向って混合気Ｆの内側に噴射される。このとき、図１－２に示すように、内側空気通路７８から噴射された先端冷却空気Ａ１は、各ノズルチップ８０に設けられた各ガイド面８２によりノズル本体７１の中心軸線Ｃを中心とする旋回流となる。また、外側冷却空気Ａ２は、カバーリング７５の外側に案内されるので、円錐部７５ｂの外側から前方に向って混合気Ｆの外側に噴射される。
　一方、燃焼器１２にて、図６に示すように、メインノズル５９から噴射された燃料と圧縮空気との予混合気は、旋回翼６０により旋回流となることから、燃焼器内筒４２内で外周側から中央部側へ再循環し、循環流となってパイロットノズル５６の先端部側へ流れ込む。そのため、パイロットノズル５６から噴射されて旋回流となった先端冷却空気Ａ１は、メインノズル５９から噴射されて循環流となった予混合気と所定の位置で衝突する。ここで、両者が適正に混合されることで、外側に流れて火炎となり、安定した燃焼が可能となる。
　この場合、パイロットノズル５６からの先端冷却空気Ａ１が旋回流であることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼を安定化させることが可能となる。その結果、パイロットノズル５６近傍の温度上昇を抑制することで、パイロットノズル５６の損傷が防止されると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることが可能となる。
　このように実施例１のパイロットノズルにあっては、燃料通路７２を有するノズル本体７１と、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路７８を形成すると共にノズル本体７１の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリング７５と、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル８１を有すると共に内側空気通路７８からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップ８０と、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設けている。
　従って、旋回力付与装置により、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、温度上昇を抑制することで、パイロットノズル４５の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。
　また、実施例１のパイロットノズルでは、旋回力付与装置として、内側空気通路７８の出口にガイド面（ガイド部）８２を設けている。従って、カバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気を容易に旋回流とすることができる。
　また、実施例１のパイロットノズルでは、複数のノズルチップ８０にガイド面８２を形成している。従って、構造の簡素化、製造の容易化、低コスト化を可能とすることができる。この場合、ノズルチップ８０に形成されたガイド面８２により内側空気通路７８の通路面積を絞ることにより、噴射空気の貫通力が増加するため、空気流量を安定させることができる。また、パイロットノズル５６から空気を導入することで、逆火やノズル先端の焼損を防ぐことができる。
　また、実施例１のパイロットノズルでは、カバーリング７５の外周部の外側にスリーブ７３を所定隙間をあけて配置することで外側空気通路７９を形成し、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能としている。従って、内側空気通路７８を通って噴射される空気と外側空気通路７９を通って噴射される空気とが噴射燃料を挟み込むことで、両者の混合を促進することができるとともに、燃空費を適正値に維持することができる。
　また、実施例１のガスタービン燃焼器及びガスタービンにあっては、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒４２及び燃焼器尾筒４３と、その中央部に配置されるパイロット燃焼バーナ４４と、パイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナ４５とを備えて構成している。従って、パイロット燃焼バーナ４４にて、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、冷却空気の旋回流によりパイロットノズル近傍の温度上昇を抑制することでパイロットノズル５６の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能としてタービン効率を向上することが可能とすることができる。
　図７は、本発明の実施例２に係るパイロットノズルの先端部を表す概略正面図である。なお、本実施例のパイロットノズルの基本的な構成は、上述した実施例１とほぼ同様の構成であり、図１及び図２を用いて説明すると共に、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　実施例２において、図１及び図２、図７に示すように、パイロットノズル５６において、カバーリング７５は、円錐部７５ｂに複数のノズルチップ９０が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて固定されている。そして、ノズル本体７１の円錐部７１ｂから各ノズルチップ９０を貫通するように複数の燃料噴射ノズル９１が貫通して設けられており、この各燃料噴射ノズル９１は、基端部が燃料通路７２に連通している。
　そのため、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけてカバーリング７５を配置することで、両者の間に内側空気通路７８を形成することができ、ノズル本体７１の前方であって、ノズル本体７１の内側に向けて空気を噴射可能となっている。また、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて複数のノズルチップ９０を装着すると共に燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル９１を装着することで、内側空気通路７８からの噴射空気の外側に向けて燃料を噴射可能となっている。更に、カバーリング７５の外周部の外側に所定隙間をあけてスリーブ７３を配置することで、外側空気通路７９を形成することができ、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能となっている。
　また、このパイロットノズル５６は、内側空気通路７８を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置が設けられている。実施例２では、この旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられるガイド部とし、このガイド部を、複数のノズルチップ９０に設けられたガイド面９２としている。
　即ち、ノズルチップ９０は、カバーリング７５における円錐部７５ｂに周方向に均等間隔をあけて複数固定されており、カバーリング７５の外周側に位置して燃料噴射ノズル９１が設けられている。そして、この各ノズルチップ９０は、全体が翼形状をなし、カバーリング７５の円錐部７５ｂからノズル本体７１の中心軸線Ｃに向って延出され、先端部が内側空気通路７８の出口前方に位置しており、一端面側に湾曲したガイド面９２が形成されている。
　従って、パイロットノズル５６は、燃料噴射ノズル９１から噴射された混合気が燃焼し、高温の燃焼ガスＦＧとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、空気通路７４を通る空気は、カバーリング７５により内側空気通路７８を通る先端冷却空気Ａ１と、外側空気通路７９を通る外側冷却空気Ａ２とに分割される。そして、内側の先端冷却空気Ａ１は、各ノズルチップ９０に設けられた各ガイド面９２によりノズル本体７１の中心軸線Ｃを中心とする旋回流となる。そして、メインノズル５９から噴射された燃料と圧縮空気との予混合気は、中央部側へ再循環し、循環流となってパイロットノズル５６の先端部側へ流れ込む。そのため、パイロットノズル５６から噴射されて旋回流となった先端冷却空気Ａ１と、メインノズル５９から噴射されて循環流となった予混合とが所定の位置で衝突する。ここで、両者が適正に混合されることで、外側に流れて火炎となり、安定した燃焼が可能となる。
　即ち、パイロットノズル５６からの先端冷却空気Ａ１が旋回流であることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、冷却空気の旋回流によりパイロットノズル近傍の温度上昇が抑制されるため、パイロットノズル５６の損傷が防止されると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることが可能となる。
　このように実施例２のパイロットノズルにあっては、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設け、旋回力付与装置として、複数のノズルチップ９０にガイド面９２を形成している。
　従って、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が、ノズルチップ９０のガイド面９２により旋回流となることから、パイロットノズル近傍の温度上昇を抑制しパイロットノズル５６の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。
　図８は、本発明の実施例３に係るパイロットノズルの先端部を表す正面図である。なお、本実施例のパイロットノズルの基本的な構成は、上述した実施例１とほぼ同様の構成であり、図１及び図２を用いて説明すると共に、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　実施例３において、図１及び図２、図８に示すように、パイロットノズル５６において、カバーリング７５は、円錐部７５ｂに複数のノズルチップ９５が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて固定されている。そして、ノズル本体７１の円錐部７１ｂから各ノズルチップ９５を貫通するように複数の燃料噴射ノズル９６が貫通して設けられており、この各燃料噴射ノズル９６は、基端部が燃料通路７２に連通している。
　そのため、ノズル本体７１の先端外周部の外側に所定隙間をあけてカバーリング７５を配置することで、両者の間に内側空気通路７８を形成することができ、ノズル本体７１の前方であって、ノズル本体７１の内側に向けて空気を噴射可能となっている。また、カバーリング７５の先端部に周方向に所定間隔をあけて複数のノズルチップ９５を装着すると共に燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル９６を装着することで、内側空気通路７８からの噴射空気の外側に向けて燃料を噴射可能となっている。更に、カバーリング７５の外周部の外側に所定隙間をあけてスリーブ７３を配置することで、外側空気通路７９を形成することができ、燃料通路７２からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能となっている。
　また、このパイロットノズル５６は、内側空気通路７８を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置が設けられている。実施例３では、この旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられるガイド部とし、このガイド部を、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と径方向に周方向の同列にない位置に設けられる複数の旋回翼９７としている。
　即ち、ノズルチップ９５は、カバーリング７５における円錐部７５ｂに周方向に均等間隔をあけて複数固定されており、カバーリング７５の外周側に位置して燃料噴射ノズル９６が設けられている。一方、旋回翼９７は、全体が翼形状をなし、カバーリング７５の円錐部７５ｂからノズル本体７１の中心軸線Ｃに向うと共に、放射方向に対して所定角度傾斜する方向に突出して固定されている。
　従って、パイロットノズル５６は、燃料噴射ノズル９５から噴射された混合気Ｆが燃焼し、高温の燃焼ガスＦＧとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、空気通路７４を通る空気は、カバーリング７５により内側空気通路７８を通る先端冷却空気Ａ１と、外側空気通路７９を通る外側冷却空気とに分割される。そして、内側の先端冷却空気Ａ１は、各旋回翼９７によりノズル本体７１の中心軸線Ｃを中心とする旋回流となる。そして、メインノズル５９から噴射された燃料と圧縮空気との予混合気は、中央部側へ再循環し、循環流となってパイロットノズル５６の先端部側へ流れ込む。そのため、パイロットノズル５６から噴射されて旋回流となった先端冷却空気Ａ１と、メインノズル５９から噴射されて循環流となった予混合気とが所定の位置で衝突する。ここで、両者が適正に混合されることで、外側に流れて火炎となり、安定した燃焼が可能となる。
　即ち、パイロットノズル５６からの先端冷却空気Ａ１が旋回流であることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。その結果、パイロットノズル５６近傍の温度上昇を抑制することで、パイロットノズル５６の損傷が防止されると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることが可能となる。
　このように実施例３のパイロットノズルにあっては、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを設け、旋回力付与装置として、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と周方向の同列にない位置に複数の旋回翼９７を設けている。
　従って、内側空気通路７８を通ってカバーリング７５からノズル本体７１の前方に向けて噴射される空気が、各旋回翼９７により旋回流となることから、その空気流量などがばらついても、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、パイロットコーン内部の冷却空気分布をコントロールできるので燃焼を安定化させることが可能となる。また、温度上昇を抑制することでパイロットノズル５６の先端部の損傷を防止することができると共に、ＮＯｘの発生量を減少させることができ、その結果、安定した燃焼を可能とすることができる。また、ノズルチップ９５と旋回翼９７が径方向に対向しないことから、カバーリング７５から噴射される空気の旋回流とノズルチップ９５から噴射される燃料との混合を促進することができる。
　なお、この実施例３にて、旋回力付与装置として、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と周方向の同列にない位置に複数の旋回翼９７を設けたが、設ける位置はここに限るものではなく、ノズルチップ９５と干渉したり、噴射燃料に悪影響を与えないようにすれば、カバーリング７５における複数のノズルチップ９５と径方向に対向する位置に複数の旋回翼９７を設けてもよい。
　また、上述した各実施例では、旋回力付与装置を、内側空気通路７８の出口に設けられたノズルチップ８０，９０に設けられるガイド面８２，９２や旋回翼９７としたが、その装着位置は、内側空気通路７８の出口に限るものではなく、内側空気通路７８の内部にガイド部などを設けてもよいものである。また、ノズルチップ８０，９０、ガイド面８２，９２、旋回翼９７の形状も各実施例に限定されるものではなく、内側空気通路７８を通って噴射される空気に旋回力を付与することができれば、どのような形状であってもよいものである。
　また、上述した各実施例では、燃料噴射ノズル８１，９１，９６をノズルチップ８０，９０，９５に設け、このノズルチップ８０，９０，９５にガイド面８２，９２を設けたが、この構成に限定されるものではない。例えば、ノズル本体７１に燃料噴射ノズルとガイド面を設けてもよい。
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　４１　燃焼器外筒
　４２　燃焼器内筒（燃焼筒）
　４３　燃焼器尾筒
　４４　パイロット燃焼バーナ
　４５　メイン燃焼バーナ
　５５　パイロットコーン
　５６　パイロットノズル（ノズル）
　５７　旋回翼
　７１　ノズル本体
　７２　燃料通路
　７３　スリーブ
　７５　カバーリング
　７８　内側空気通路
　７９　外側空気通路
　８０，９０，９５　ノズルチップ
　８１，９１，９６　燃料噴射ノズル
　８２，９２　ガイド面（旋回力付与装置、ガイド部）
　９７　旋回翼（旋回力付与装置、ガイド部）

Claims (7)

  1. 　燃料通路を有するノズル本体と、
    　該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、
    　該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、
    　前記内側空気通路を通って噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置と、
    　を備えることを特徴とするノズル。
  2. 　前記旋回力付与装置は、前記内側空気通路の出口に設けられるガイド部を有することを特徴とする請求項１に記載のノズル。
  3. 　前記燃料噴射ノズルは、前記内側空気通路からの噴射空気の外側に燃料を噴射可能な複数のノズルチップに設けられ、前記ガイド部は、前記複数のノズルチップに設けられることを特徴とする請求項２に記載のノズル。
  4. 　前記ガイド部は、前記カバーリングにおける前記複数のノズルチップと周方向の同列にない位置に設けられることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
  5. 　前記カバーリングの外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで外側空気通路を形成すると共に前記燃料通路からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能なスリーブを設けることを特徴とする請求項１から４のいずれか一つに記載のノズル。
  6. 　高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
    　該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
    　前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、
    　を備えるガスタービン燃焼器において、
    　前記パイロット燃焼バーナは、
    　パイロットコーンと、
    　該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、
    　該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、
    　前記パイロットコーンは、
    　燃料通路を有するノズル本体と、
    　該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、
    　該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、
    　前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、
    　ことを特徴とするガスタービン燃焼器。
  7. 　圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、
    　前記燃焼器は、
    　高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
    　該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
    　前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナとを有し、
    　前記パイロット燃焼バーナは、
    　パイロットコーンと、
    　該パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、
    　該パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、
    　前記パイロットコーンは、
    　燃料通路を有するノズル本体と、
    　該ノズル本体の先端外周部の外側に所定隙間をあけて配置することで内側空気通路を形成すると共に前記ノズル本体の前方に向けて空気を噴射可能なカバーリングと、
    　該カバーリングの先端部に周方向に所定間隔をあけて装着されて前記燃料通路と連通する燃料噴射ノズルと、
    　前記内側空気通路を流れる空気に旋回力を付与する旋回力付与装置とを有する、
    　ことを特徴とするガスタービン。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014181859A (ja) * 2013-03-19 2014-09-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービン
JP2015017715A (ja) * 2013-07-08 2015-01-29 三菱重工業株式会社 チップホルダ、これを備える燃焼器ノズル、この燃焼器ノズルを備える燃焼器、及び燃焼器ノズルの製造方法
JP2015183960A (ja) * 2014-03-25 2015-10-22 三菱日立パワーシステムズ株式会社 噴射ノズル、ガスタービン燃焼器及びガスタービン
WO2017006690A1 (ja) * 2015-07-03 2017-01-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器ノズル、ガスタービン燃焼器及びガスタービン並びにカバーリング、燃焼器ノズルの製造方法
CN110657433A (zh) * 2019-09-11 2020-01-07 向顺华 一种燃气包覆型低氮无氧化烧嘴
CN114646077A (zh) * 2022-03-23 2022-06-21 西北工业大学 一种环腔开孔的空气雾化喷嘴

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9435540B2 (en) 2013-12-11 2016-09-06 General Electric Company Fuel injector with premix pilot nozzle
US20150285502A1 (en) * 2014-04-08 2015-10-08 General Electric Company Fuel nozzle shroud and method of manufacturing the shroud
JP6177187B2 (ja) 2014-04-30 2017-08-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器、ガスタービン、制御装置及び制御方法
WO2015178149A1 (ja) * 2014-05-23 2015-11-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
JP6430756B2 (ja) * 2014-09-19 2018-11-28 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼バーナ及び燃焼器、並びにガスタービン
JP5913503B2 (ja) 2014-09-19 2016-04-27 三菱重工業株式会社 燃焼バーナ及び燃焼器、並びにガスタービン
US9714767B2 (en) 2014-11-26 2017-07-25 General Electric Company Premix fuel nozzle assembly
US10030869B2 (en) 2014-11-26 2018-07-24 General Electric Company Premix fuel nozzle assembly
US9982892B2 (en) 2015-04-16 2018-05-29 General Electric Company Fuel nozzle assembly including a pilot nozzle
US9803867B2 (en) * 2015-04-21 2017-10-31 General Electric Company Premix pilot nozzle
US20170003032A1 (en) * 2015-06-30 2017-01-05 Stephen W. Jorgensen Gas turbine control system
KR101674311B1 (ko) 2015-08-06 2016-11-08 한국에너지기술연구원 연료­산화제 혼합 및 연소제어 기능을 갖는 초고속 연소 가속기, 및 그 연소 가속기를 이용한 연소시스템 및 연소방법
US20170227224A1 (en) * 2016-02-09 2017-08-10 Solar Turbines Incorporated Fuel injector for combustion engine system, and engine operating method
US10787920B2 (en) * 2016-10-12 2020-09-29 General Electric Company Turbine engine inducer assembly
JP6634658B2 (ja) * 2016-12-20 2020-01-22 三菱重工業株式会社 メインノズル、燃焼器及びメインノズルの製造方法
KR101889542B1 (ko) 2017-04-18 2018-08-17 두산중공업 주식회사 연소기 노즐 조립체 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102091043B1 (ko) 2018-05-30 2020-03-20 두산중공업 주식회사 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR102607178B1 (ko) * 2022-01-18 2023-11-29 두산에너빌리티 주식회사 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
US20240110520A1 (en) * 2022-10-03 2024-04-04 Honeywell International Inc. Gaseous fuel nozzle for use in gas turbine engines
CN115978589B (zh) * 2022-12-30 2024-10-01 南京航空航天大学 一种带有空气隔层的燃油喷嘴

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0665750U (ja) * 1993-01-12 1994-09-16 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器のパイロットノズル
JPH09137946A (ja) * 1995-11-15 1997-05-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器の燃料ノズル
JP2000039148A (ja) * 1998-07-21 2000-02-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器ノズル
JP2000039147A (ja) * 1998-07-21 2000-02-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd フレキシブルジョイントを備えた燃焼器パイロットノズル
JP2005106411A (ja) * 2003-09-30 2005-04-21 National Aerospace Laboratory Of Japan プレフィルマー式エアブラスト微粒化ノズル
JP2009168397A (ja) * 2008-01-18 2009-07-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 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

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4931059Y1 (ja) * 1970-11-30 1974-08-22
US4070826A (en) * 1975-12-24 1978-01-31 General Electric Company Low pressure fuel injection system
DE2710618C2 (de) * 1977-03-11 1982-11-11 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Brennstoffeinspritzdüse für Gasturbinentriebwerke
JPH07103426A (ja) * 1993-10-05 1995-04-18 Natl Aerospace Lab 大気汚染成分の排出の少ないバーナ
EP0952392B1 (en) * 1998-04-15 2003-08-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US6363724B1 (en) * 2000-08-31 2002-04-02 General Electric Company Gas only nozzle fuel tip
JP2003065537A (ja) * 2001-08-24 2003-03-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
JP2003247425A (ja) * 2002-02-25 2003-09-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃料ノズル、燃焼器およびガスタービン
US6786046B2 (en) * 2002-09-11 2004-09-07 Siemens Westinghouse Power Corporation Dual-mode nozzle assembly with passive tip cooling
WO2005085709A1 (ja) * 2004-03-03 2005-09-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. 燃焼器
US7861528B2 (en) * 2007-08-21 2011-01-04 General Electric Company Fuel nozzle and diffusion tip therefor
US8479519B2 (en) 2009-01-07 2013-07-09 General Electric Company Method and apparatus to facilitate cooling of a diffusion tip within a gas turbine engine
JP5083302B2 (ja) * 2009-12-14 2012-11-28 株式会社日立製作所 燃焼器とガスタービン燃焼器、及び空気を燃焼器に供給する方法
EP2400216B1 (en) * 2010-06-23 2014-12-24 Alstom Technology Ltd Lance of a Reheat Burner
JP5631223B2 (ja) * 2011-01-14 2014-11-26 三菱重工業株式会社 燃料ノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0665750U (ja) * 1993-01-12 1994-09-16 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器のパイロットノズル
JPH09137946A (ja) * 1995-11-15 1997-05-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器の燃料ノズル
JP2000039148A (ja) * 1998-07-21 2000-02-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器ノズル
JP2000039147A (ja) * 1998-07-21 2000-02-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd フレキシブルジョイントを備えた燃焼器パイロットノズル
JP2005106411A (ja) * 2003-09-30 2005-04-21 National Aerospace Laboratory Of Japan プレフィルマー式エアブラスト微粒化ノズル
JP2009168397A (ja) * 2008-01-18 2009-07-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 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

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014181859A (ja) * 2013-03-19 2014-09-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービン
JP2015017715A (ja) * 2013-07-08 2015-01-29 三菱重工業株式会社 チップホルダ、これを備える燃焼器ノズル、この燃焼器ノズルを備える燃焼器、及び燃焼器ノズルの製造方法
JP2015183960A (ja) * 2014-03-25 2015-10-22 三菱日立パワーシステムズ株式会社 噴射ノズル、ガスタービン燃焼器及びガスタービン
WO2017006690A1 (ja) * 2015-07-03 2017-01-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器ノズル、ガスタービン燃焼器及びガスタービン並びにカバーリング、燃焼器ノズルの製造方法
JPWO2017006690A1 (ja) * 2015-07-03 2018-02-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器ノズル、ガスタービン燃焼器及びガスタービン並びにカバーリング、燃焼器ノズルの製造方法
US10837642B2 (en) 2015-07-03 2020-11-17 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Combustor nozzle, gas turbine combustor, gas turbine, cover ring, and combustor nozzle manufacturing method
CN110657433A (zh) * 2019-09-11 2020-01-07 向顺华 一种燃气包覆型低氮无氧化烧嘴
CN110657433B (zh) * 2019-09-11 2023-12-29 上海炉艺智能科技发展有限公司 燃气包覆型低氮无氧化烧嘴及其使用方法
CN114646077A (zh) * 2022-03-23 2022-06-21 西北工业大学 一种环腔开孔的空气雾化喷嘴

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