JP2014055689A - ガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関 - Google Patents

Abstract

【課題】メインバーナから供給される空気と燃料の混合を促進させてＮＯｘ等のエミッション低減を図るとともに、逆火を防止する。
【解決手段】ガスタービン燃焼器１は、燃焼筒２の中心軸線Ｃに沿って配置されたパイロットバーナ３と、このパイロットバーナ３の周囲を取り囲むように配置された複数のメインバーナ４と、これら複数のメインバーナ４にそれぞれ設けられ、その内部に第１次混合領域１３を形成する複数の円筒状の予混合ノズル１２と、これらの予混合ノズル１２のピッチ円Ｐの円周方向に沿って連続する環状をなし、各予混合ノズル１２の各々の出口側が接続され、その内部に第２次混合領域２１が形成され、かつ下流側に開放された噴出口２０を有するアニュラー延長ノズル１８と、を具備してなることを特徴とする。
【選択図】図１

Description

本発明は、メインバーナから供給される空気と燃料の混合を促進させてエミッション低減を図るとともに、逆火を防止することのできるガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関に関するものである。

近年、環境問題への関心の高まりとともに、窒素酸化物（以下、ＮＯｘ）等のエミッション低減が求められるようになっている。ガスタービン機関においても例外ではなく、特に燃焼器に関する種々の研究開発が進められている。

例えば、ガスタービン機関に広く適用されている予混合方式の燃焼器においては、燃料ガスと空気との混合比を均一にすることがＮＯｘの低減に有効であることが知られている。上記混合比が不均一になると、燃料ガス濃度の高い領域の火炎が局部的に高温になり、多量のＮＯｘが発生する懸念がある。

特許文献１に開示されている従来のガスタービン燃焼器は、同文献の図１および図２に示されるように、燃焼筒の中心軸線に沿って配置されたパイロットバーナと、このパイロットバーナを取り囲むように配置された複数のメインバーナとを備えており、各メインバーナのメインノズル（予混合ノズル）に延長ノズルが接続されている。これらの延長ノズルは、それぞれが独立した略円筒状であり、その各々の出口側の開口部が、パイロットバーナに接続されたパイロットコーンの周囲を取り囲むように配置されている。

各メインノズルの内部にはスワーラ（旋回翼）が設けられており、これによってメインノズル内を流れる燃料混合気が旋回流となって燃料と空気の混合比の均一化が図られ、ＮＯｘの発生が抑制される。

なお、延長ノズルの内壁面近傍は低流速となるため、フラッシュバック（逆火）が発生しやすい。このフラッシュバックを防止するために、パイロットバーナと延長ノズルとの接続部から膜状の空気（フィルム空気）が取り入れられる。具体的には、メインバーナと延長ノズルとの接続部に隙間が設けられ、この隙間からメインバーナの外周側を通過する圧縮空気の一部が取り入れられてフィルム空気として延長ノズルの内面に供給される。このフィルム空気によって延長ノズルの内壁面近傍における燃料混合気が希薄化され、フラッシュバックの発生が抑制される。また、フィルム空気は、延長ノズルの内壁面を冷却する効果も奏する。

特開２００２−６１８４１号公報

しかしながら、上記のような従来のガスタービン燃焼器は、複数のメインバーナの下流側に接続された延長ノズルが、それぞれが独立した管状をなしていたため、次のような問題点があった。

まず、前述のように、各延長ノズルの内部におけるフラッシュバック防止のために、延長ノズルの内面にフィルム空気が形成されるが、各延長ノズルが独立しているために、その内周長の合計が長くなり、フィルム空気を形成するために必要な空気の量が多くなる。このため、本来、メインバーナに流されるべき空気がフィルム空気形成のために差し引かれて減少してしまい、メインバーナで生成される燃料混合気の燃料濃度（空燃比）が高くなる傾向があった。このように燃料濃度の高い燃料混合気は、延長ノズルが短距離であるために均一に混合しきれず、延長ノズルから噴射された燃料混合気の流れの中心部に燃料濃度が高い領域が残存してしまう。

また、前述の通り、各メインバーナの内部にスワーラ（旋回翼）が設置されることにより、メインノズル内を流れる燃料混合気を旋回流にして燃料と空気の混合比の均一化が図られているが、延長ノズルの内部では、遠心力により半径方向に燃料濃度分布が成層化して混合率が低下してしまう傾向がある。

さらに、延長ノズルの周囲では、その低流速域に高温な燃焼ガスが巻き込まれることを防止するために、メインバーナおよびパイロットバーナを保持している基盤から空気を流出させているが、この空気を必要とすることで、メインバーナに流されるべき空気がさらに減少し、メインバーナで生成される燃料混合気の空燃比がさらに高くなる傾向があった。

以上のような不具合により、ＮＯｘの発生を抑制しにくい状況となっていた。
本発明は上記の事情に鑑みてなされたものであり、メインバーナから供給される空気と燃料の混合を促進させてＮＯｘ等のエミッション低減を図るとともに、逆火を防止することのできるガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
即ち、本発明に係るガスタービン燃焼器は、燃焼筒の中心軸線に沿って配置されたパイロットバーナと、前記パイロットバーナの周囲を取り囲むように配置された複数のメインバーナと、前記複数のメインバーナにそれぞれ設けられ、その内部に第１次混合領域を形成する複数の円筒状の予混合ノズルと、前記予混合ノズルのピッチ円の円周方向に沿って連続する環状をなし、前記複数の予混合ノズルの各々の出口側が接続され、その内部に第２次混合領域が形成され、かつ下流側に開放された噴出口を有するアニュラー延長ノズルと、を具備してなることを特徴とする。

このガスタービン燃焼器によれば、複数のメインバーナの各々に設けられた予混合ノズルが、これら予混合ノズルのピッチ円の円周方向に沿ってアニュラー状に連続した環状をなすアニュラー延長ノズルにそれぞれ接続されるため、各予混合ノズルの内部の第１次混合領域において予め混合された燃料混合気が、アニュラー延長ノズルの内部の第２次混合領域に流入し、ここでさらに相互に混合する。

このため、各メインバーナからアニュラー延長ノズルに流れた圧縮空気と燃料との混合を促進させて燃料濃度分布の成層化を防止し、燃料混合気の混合比を均一化することができる。そして、このように均一に混合された燃料混合気が燃焼領域に供されるため、燃料ガス濃度が局所的に高い部分が無くなって燃焼温度が均一化され、ＮＯｘの発生を低減させることができる。

しかも、アニュラー延長ノズルは、その壁面が周方向に連続しているため、壁面の周長が従来の独立型の延長ノズルに比べて格段に短い。このため、フラッシュバック防止用のフィルム空気をアニュラー延長ノズルの内面に形成するのに必要な空気の量、および燃焼ガスの巻き込みを防止するためにアニュラー延長ノズルの外周に供給しなければならない空気の量が非常に少なくて済む。

したがって、本来、メインバーナに流されるべき空気が多量に差し引かれて減少してしまうことがなくなり、これによってメインバーナで生成される燃料混合気の燃料濃度（空燃比）が高くなることを防止しつつ、燃料混合気を均一に混合して燃料濃度が高い領域を排除し、燃焼温度を下げてＮＯｘの低減を図るとともに、逆火する可能性を低下させることができる。

また、上記構成において、前記複数の予混合ノズルには、それぞれ同一の回転方向に旋回流を起こさせる旋回流発生手段が設けられていてもよい。

上記構成によれば、各々の予混合ノズル内（第１次混合領域）を流れる燃料混合気が、旋回流発生手段の作用によってそれぞれ旋回流となる。これらの旋回流の中心部には低流速域が発生するため、従来ではこの低流速域で逆火する可能性があった。しかし、このような旋回流である燃料混合気が、アニュラー延長ノズルの内部（第２次混合領域）で合流した際に、隣接する旋回流同士の流れが打ち消されて、アニュラー延長ノズルの周方向に沿って外周側と内周側とで逆方向に旋回する大きな二重反転旋回流が形成される。このため、低速領域が消去される。

したがって、アニュラー延長ノズルの内部（第２次混合領域）において、各メインバーナから流れ込んだ燃料混合気の混合が促進され、燃焼混合気の流れの中に局所的に燃料濃度が高い部分や低速域が発生しなくなる。よって、燃焼温度の上昇を防いでＮＯｘの発生を抑制するとともに、逆火を防止することができる。

上記構成において、前記予混合ノズルと前記アニュラー延長ノズルとの接続部に、前記予混合ノズルから前記アニュラー延長ノズルに流れる燃料混合気の流れを縮流させる縮流部が設けられていることが好ましい。

上記構成によれば、燃料混合気が予混合ノズルからアニュラー延長ノズルに流れ込む際に、その接続部における流れが縮流部により縮流されて流速が加速し、低流速領域が除去される。また、アニュラー延長ノズルの内壁面における境界層を薄くすることができる。これらのため、燃料混合気を均一に混合させてＮＯｘを低減させるとともに、逆火を防止することができる。

上記構成において、前記予混合ノズルと前記アニュラー延長ノズルとの接続部、または前記アニュラー延長ノズル自体の、少なくとも一方に、前記メインバーナの周囲を流れる空気を前記アニュラー延長ノズルの内部に導入し、この導入した空気によって前記アニュラー延長ノズルの内壁面にフィルム空気を形成する空気導入手段が設けられていてもよい。

上記構成によれば、アニュラー延長ノズルの内壁面にフィルム空気が形成されて壁面近傍の低流速領域の燃料濃度が薄くなり、これによって内壁面近傍を流れる燃料混合気を可燃限界濃度以下として燃焼および逆火が起こらないようにすることができる。

上記構成において、前記空気導入手段に、前記フィルム空気に旋回流を発生させるフィルム空気旋回手段をさらに設けてもよい。

上記構成によれば、混合促進のために旋回流とされているメインバーナ内の燃料混合気の旋回方向に合わせてフィルム空気を旋回させることができ、これによってアニュラー延長ノズル内での旋回が弱まることを防止し、燃料混合気の混合をより効果的に促進してＮＯｘの発生を低減させるとともに、逆火を防止することができる。

上記構成において、前記空気導入手段は、導入したフィルム空気が前記予混合ノズルまたは前記アニュラー延長ノズルの少なくとも一方の外壁面に沿って所定の長さに亘って流れた後に前記アニュラー延長ノズルの内壁面に導入されるように構成されていてもよい。

上記構成によれば、予混合ノズルやアニュラー延長ノズルをフィルム空気によって外周側から対流冷却することができる。これにより、万一、異常事態により逆火が生じても、これらが焼損することが防止され、継続した運用が可能となる。

また、本発明に係るガスタービン機関は、空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機において圧縮された前記空気を燃焼させる上記いずれかのガスタービン燃焼器と、該ガスタービン燃焼器から噴出する燃焼ガスの膨張によって駆動されるタービンとを備えることを特徴とする。

上記構成によれば、燃焼器のメインバーナで生成される空気と燃料との混合を促進させて燃料濃度分布の成層化を防止し、燃料混合気の混合比を均一化して、ひいては燃焼温度を均一化して、ＮＯｘの発生を低減させるとともに、逆火を防止することができる。

以上のように、本発明に係るガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関よれば、メインバーナから供給される空気と燃料の混合を促進させてＮＯｘ等のエミッション低減を図るとともに、逆火を防止することができる。

本発明の第１実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。 図１のII矢視によるメインバーナとアニュラー延長ノズルの正面図である。 二重反転旋回流の形成過程を説明する正面図である。 燃料混合気が縮流されている状態を示す縦断面図である。 縮流された燃料混合気の速度分布を示す模式図である。 本発明の第２実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。 本発明の第３実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。 本発明の第４実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。 本発明の第１参考実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。 本発明の第２参考実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。 本発明の第３参考実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。

以下に、本発明に係るガスタービン燃焼器の複数の実施形態について、図面を参照しながら説明する。

［第１実施形態］
図１は、本発明の第１実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
このガスタービン燃焼器１は、図示しないガスタービン機関に搭載されるものである。ガスタービン機関は、広く周知の通り、空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機において圧縮された空気を燃焼させるガスタービン燃焼器と、このガスタービン燃焼器から噴出する燃焼ガスの膨張によって駆動されるタービンとを備えており、ガスタービン燃焼器において発生した燃焼ガスのエネルギを利用してタービンを高速で回転駆動し、軸出力を得て発電機等を駆動するものである。そして、上記のガスタービン燃焼器として、本発明に係るガスタービン燃焼器１が用いられている。

ガスタービン燃焼器１は、その外周部をなす燃焼筒２と、この燃焼筒２の中心軸線Ｃに沿って配置された１基のパイロットバーナ３と、このパイロットバーナ３の周囲を取り囲むように等間隔に配置された複数基（例えば８基）のメインバーナ４とを備えた一般的な予混合方式の構成を持つものである。なお、図示しない圧縮機で圧縮された圧縮空気Ａは、ガスタービン燃焼器１（燃焼筒２）の内部を、図１において左側から右側に向かって流れる。

パイロットバーナ３は、その軸心部に軸状のパイロットノズル５を備えている。このパイロットノズル５の下流側の先端部には複数の燃料噴射孔６が穿設されており、ここから燃料Ｆ１が噴射される。また、パイロットノズル５の周囲を、間隔を開けて取り巻くように略ファンネル状のパイロットノズル外筒７が装着されている。このパイロットノズル外筒７は、その径が圧縮空気Ａの流れの下流側に向かって徐々に縮まっている。

パイロットノズル外筒７の内周面には、複数の翼状のパイロットスワーラ８が、パイロットノズル５側に向かって起立するように設置されている。これらのパイロットスワーラ８には、同一の方向に傾斜するピッチ角が付与されているため、圧縮空気Ａの流れが旋回流（スワール流）となり、圧縮空気Ａと、燃料噴射孔６から噴射される燃料Ｆ１との混合が促進される。このように、パイロットバーナ３では圧縮空気Ａに燃料Ｆ１が予め混合されて燃料混合気Ｍ１が生成される。

さらに、パイロットノズル５の周囲を覆うようにパイロットコーン９が設けられている。このパイロットコーン９は、流れの下流側に向かって径が拡大する略ファンネル状に形成されており、パイロットコーン９の上流側端部の内側に、パイロットノズル外筒７の下流側端部が、径方向に間隔を空けて短く挿入されている。このパイロットコーン９により、パイロットバーナ３から噴射された燃料混合気Ｍ１およびその燃焼火炎が遠心方向に拡散することが防止され、後述するメインバーナ４からの燃料混合気Ｍ２に干渉することが防止される。

一方、複数のメインバーナ４は、それぞれの軸心部に軸状のメインノズル１１を備えている。このメインノズル１１は、圧縮空気の流れの下流側に向かって先端が細くなっている。また、メインバーナ４の各々の出口寄りに予混合ノズル１２が設けられている。予混合ノズル１２は円筒状であり、その上流側の入口部がベルマウス状に拡開され、内部が第１次混合領域１３とされている。

メインノズル１１から放射方向に延びる複数の翼状の支持ステー１４が予混合ノズル１２を内側から支持することにより、予混合ノズル１２はメインノズル１１の周囲を取り巻くように同心状に設置されている。支持ステー１４には複数の燃料噴射孔１５が設けられており、ここから燃料Ｆ２が噴射される。このように、メインバーナ４では圧縮空気Ａに燃料Ｆ２が予め混合されて燃料混合気Ｍ２が生成される。

また、予混合ノズル１２の内周面の、燃料噴射孔１５よりも下流側の位置に、複数の翼状のメインスワーラ１６（旋回流発生手段）が、メインノズル１１側に向かって起立するように設置されている。これらのメインスワーラ１６には、同一の方向に傾斜するピッチ角が付与されているため、図３に示すように、各予混合ノズル１２の内部を通る燃料混合気Ｍ２の流れに同一回転方向の旋回流（スワール流）Ｓが発生し、これによって燃料混合気Ｍ２の混合が促進される。

そして、各メインバーナ４（予混合ノズル１２）の下流側にアニュラー延長ノズル１８が連結されている。図１および図２に示すように、このアニュラー延長ノズル１８は、予混合ノズル１２のピッチ円Ｐの円周方向に沿って連続する環状（アニュラー状）をなしており、その外周壁面１８ａおよび内周壁面１８ｂが周方向に連続している（図２参照）。このため、図１に示すように、アニュラー延長ノズル１８が、パイロットバーナ３のパイロットコーン９の周囲を取り囲んでいる。なお、本実施形態では、予混合ノズル１２のピッチ円Ｐの半径と、アニュラー延長ノズル１８の通路のピッチ円Ｃ１の半径とが同一の半径Ｒ１となっている。パイロットコーン９の直径はＤ１で示される。

各予混合ノズル１２の出口側は、アニュラー延長ノズル１８の入口側（上流側）にそれぞれ接続されており、予混合ノズル１２の接続部を除いた部分、即ち各予混合ノズル１２の間となる部分は妻板部１９（図２中のハッチング部分参照）となっている。このため、アニュラー延長ノズル１８の上流側は外部に通じていない。

アニュラー延長ノズル１８の下流側は開放されており噴出口２０となっている。この噴出口２０は環状であり、図２に示すように、噴出口２０から複数のメインバーナ４の予混合ノズル１２が見える。アニュラー延長ノズル１８の内部は第２次混合領域２１となっている。

アニュラー延長ノズル１８と予混合ノズル１２との接続部には縮流部２２が設けられている。この縮流部２２は、アニュラー延長ノズル１８側に一体に形成されており、縮流部２２の縦断面形状（図１参照）はベルマウス状（ファンネル状）である。この縮流部２２が設けられたことにより、環状のアニュラー延長ノズル１８の内部は、下流側に向かってその厚み（径方向の寸法）が絞られている。このため、図２において、噴出口２０から見える複数の予混合ノズル１２の、内周側と外周側が縮流部２２によって隠されている。

上記のように構成されたガスタービン燃焼器１における燃焼の過程を説明すると、まず、図示しないガスタービン機関の圧縮機において圧縮された圧縮空気Ａが燃焼筒２内に流入し、パイロットバーナ３およびメインバーナ４の上流端側から下流端側に向かって流れる。

パイロットバーナ３においては、圧縮空気Ａがパイロットノズル外筒７に沿って流れる際にパイロットスワーラ８によって旋回流を与えられながら燃料噴射孔６から噴射される燃料Ｆ１を混合されて燃料混合気Ｍ１となり、パイロットコーン９から図示しない燃焼領域に向かって噴出する。この燃料混合気Ｍ１は、図示しない種火によって着火され、パイロットコーン９の内部および下流で拡散燃焼が行われる。

一方、メインバーナ４においては、圧縮空気Ａが予混合ノズル１２に沿って流れる際にメインスワーラ１６によって旋回流を与えられながら燃料噴射孔１５から噴射される燃料Ｆ２を混合されて燃料混合気Ｍ２となり、アニュラー延長ノズル１８の噴出口２０から図示しない燃焼領域に向かって噴出する。この燃料混合気Ｍ２は、パイロットコーン９から噴出して燃焼する燃料混合気Ｍ１の燃焼ガス（火炎）に触れることにより着火されて燃焼する。

このように燃焼する燃料混合気Ｍ１，Ｍ２の燃焼ガスの膨張圧力によってガスタービン機関のタービン（非図示）が駆動され、出力として取り出されるとともに、タービンの主軸と同軸的に設けられた圧縮機が駆動されて圧縮空気Ａが供給される。

このガスタービン燃焼器１においては、複数のメインバーナ４の各々に設けられた予混合ノズル１２が、それらのピッチ円Ｐの円周方向に沿ってアニュラー状に連続した環状をなすアニュラー延長ノズル１８にそれぞれ接続されているため、各予混合ノズル１２の内部の第１次混合領域１３において予め混合された燃料混合気Ｍ２が、アニュラー延長ノズル１８の内部の第２次混合領域２１に流入し、ここでさらに相互に混合する。

このため、各メインバーナ４からアニュラー延長ノズル１８に流れた圧縮空気Ａと燃料Ｆ２との混合を促進させて燃料濃度分布の成層化を防止し、燃料混合気Ｍ２の混合比を均一化することができる。そして、このように均一に混合された燃料混合気Ｍ２が燃焼領域に供されるため、燃料ガス濃度が局所的に高い部分が無くなって燃焼温度が均一化され、ＮＯｘの発生を低減させることができる。

しかも、アニュラー延長ノズル１８は、その外周壁面１８ａおよび内周壁面１８ｂが周方向に連続しているため、これらの内外周壁面１８ａ，１８ｂの周長が従来の独立型の延長ノズルに比べて格段に短くなっている。このため、フラッシュバック防止用のフィルム空気をアニュラー延長ノズル１８の内外周壁面１８ａ，１８ｂに形成するのに必要な空気の量、および燃焼ガスの巻き込みを防止するためにアニュラー延長ノズル１８の外周に供給しなければならない空気の量が非常に少なくて済む。

したがって、本来、メインバーナ４に流されるべき空気が多量に差し引かれて減少してしまうことがなくなり、これによってメインバーナ４で生成される燃料混合気Ｍ２の燃料濃度（空燃比）が高くなることを防止しつつ、燃料混合気Ｍ２を均一に混合して燃料濃度が高い領域を排除し、燃焼温度を下げてＮＯｘの低減を図るとともに、逆火する可能性を低下させることができる。

しかも、各メインバーナ４の予混合ノズル１２に旋回流発生手段としてのメインスワーラ１６が設置されているため、図３に示すように、各予混合ノズル１２の内部を通る燃料混合気Ｍ２の流れに同一回転方向の旋回流（スワール流）Ｓが発生する。これらの旋回流Ｓの中心部には低流速域が発生するため、従来ではこの低流速域で逆火する可能性があった。

しかし、このような燃料混合気Ｍ２の旋回流Ｓが、アニュラー延長ノズル１８の内部（第２次混合領域２１）で合流した際には、隣接する旋回流Ｓ同士のすれ違う流れ、つまり図３中に矢印Ｓａで示す流れが互いに打ち消されて、矢印Ｓｂで示す流れのみが残る傾向が発生する。そして、これらの矢印Ｓｂが合体して、アニュラー延長ノズル１８の周方向に沿って外周側と内周側とで逆方向に旋回する大きな二重反転旋回流Ｓ１，Ｓ２を形成する。このため、予混合ノズル１２の内部に発生する低速領域が、アニュラー延長ノズル１８の内部において消去される。

したがって、アニュラー延長ノズル１８の内部の第２次混合領域２１において、各メインバーナ４から流れ込んだ燃料混合気Ｍ２の混合が、二重反転旋回流Ｓ１，Ｓ２の流れによって促進され、燃料混合気Ｍ２の流れの中に局所的に燃料濃度が高い部分や低速域が発生しなくなる。このため、燃焼温度の上昇を防いでＮＯｘの発生を抑制するとともに、逆火を防止することができる。

さらに、各メインバーナ４の予混合ノズル１２と、アニュラー延長ノズル１８との接続部に縮流部２２が設けられているため、図４に示すように、予混合ノズル１２からアニュラー延長ノズル１８に流れる燃料混合気Ｍ２の流れが縮流部２２により縮流される。このため、縮流部２２以降における燃料混合気Ｍ２の流速が加速され、低流速領域が除去される。

つまり、図５に示すように、予混合ノズル１２の内部における燃料混合気Ｍ２の速度分布Ｖ１は、予混合ノズル１２の中心部で速く、内周壁に近づくにつれて遅くなり、内周壁に近い位置では低流速領域が形成されるが、この流れが縮流部２２により縮流されてアニュラー延長ノズル１８に入ると、ほぼ均等な速度分布Ｖ２となり、低流速領域が解消される。また、アニュラー延長ノズル１８の内壁面における境界層を薄くすることができる。

これらのため、アニュラー延長ノズル１８の内部で燃料混合気Ｍ２を一層均一に混合させ、より効果的にＮＯｘを低減させるとともに、逆火を防止することができる。

［第２実施形態］
図６は、本発明の第２実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
ここでは、メインバーナ４およびアニュラー延長ノズル１８のみが示されている。なお、メインバーナ４（予混合ノズル１２）の構成は第１実施形態と同一である。

アニュラー延長ノズル１８は、ノズル本体１８ｃと、ノズル延長管１８ｄとを備えてなる２ピース構造であり、これら両部材１８ｃ，１８ｄの接続部においては、ノズル本体１８ｃの外周をノズル延長管１８ｄが間隔を空けて取り巻いており、両部材１８ｃ，１８ｄ間に環状隙間２５（空気導入手段）が形成されている。なお、両部材１８ｃ，１８ｄの上流側の入口部は共にベルマウス状に拡開されている。

また、同様に、予混合ノズル１２とアニュラー延長ノズル１８（ノズル本体１８ｃ）との接続部においては、予混合ノズル１２の外周をノズル本体１８ｃが間隔を空けて取り巻いており、両部材１２，１８ｃ間に環状隙間２６（空気導入手段）が形成されている。

これらの環状隙間２５，２６が設けられているため、メインバーナ４の周囲を流れる圧縮空気Ａの一部が、入口をベルマウス形状とされた環状隙間２５，２６からアニュラー延長ノズル１８の内部に導入され、アニュラー延長ノズル１８の内壁面にフィルム空気ＦAが形成される。このため、アニュラー延長ノズル１８（１８ｃ，１８ｄ）の内壁面近傍の低流速領域の燃料濃度が薄くなり、これによって燃料混合気Ｍ２の、アニュラー延長ノズル１８の内壁面近傍を流れる部分の可燃限界濃度以下とし、燃焼および逆火が起こらないようにすることができる。

［第３実施形態］
図７は、本発明の第３実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
ここでは、図６に示す第２実施形態の構成に加えて、空気導入手段である環状隙間２５，２６の内部に、それぞれ旋回翼状のフィルム空気スワーラ２９，３０（フィルム空気旋回手段）が設置されている。その他の部分は第２実施形態と同様である。フィルム空気スワーラ２９，３０は、環状隙間２５，２６によってアニュラー延長ノズル１８の内壁面に形成されるフィルム空気ＦＡ（図６参照）に旋回流を発生させるものである。

フィルム空気スワーラ２９，３０を形成する複数の旋回翼には、それぞれ同一の方向に傾斜するピッチ角が付与されている。このピッチ角の傾斜方向は、予混合ノズル１２の内部に設置されたメインスワーラ１６の傾斜方向と同じであることが望ましい。これにより、予混合ノズル１２の内部で混合促進のために旋回流とされている燃料混合気Ｍ２（図６参照）の旋回方向に合わせてフィルム空気ＦＡを旋回させることができる。このため、アニュラー延長ノズル１８内での旋回流（二重反転旋回流Ｓ１，Ｓ２）が弱まることを防止して燃料混合気の混合をより効果的に促進し、ＮＯｘの発生を低減させるとともに、逆火を防止することができる。

［第４実施形態］
図８は、本発明の第４実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
ここでは、図７に示す第３実施形態の構成に比べて、空気導入手段である環状隙間２５，２６の長さが延長されている。具体的には、予混合ノズル１２が、その下流側端部から、その全長の約５０パーセント以上の範囲をアニュラー延長ノズル１８のノズル本体１８ｃによって覆われている。また、ノズル本体１８ｃが、その下流側端部から予混合ノズル１２の下流側端部までの長さのうちの約５０パーセント以上の範囲をノズル延長管１８ｄによって覆われている。

このように環状隙間２５，２６の長さが延長されていることにより、環状隙間２５，２６から導入されたフィルム空気（非図示）が、予混合ノズル１２およびアニュラー延長ノズル１８（ノズル本体１８ｃ）の外壁面に沿って所定の長さに亘って流れた後にアニュラー延長ノズル１８の内壁面に導入される。

本構成によれば、予混合ノズル１２およびアニュラー延長ノズル１８をフィルム空気によって外周側から対流冷却することができる。これにより、万一、異常事態により逆火が生じても、予混合ノズル１２およびアニュラー延長ノズル１８が焼損することを防止さでき、継続した運用が可能となる。

［第１参考実施形態］
図９は、本発明の第１参考実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
このガスタービン燃焼器３１は、図１に示す第１実施形態のガスタービン燃焼器１と異なり、予混合ノズル１２のピッチ円Ｐと、アニュラー延長ノズル１８の通路のピッチ円Ｃ２とが同一半径ではない。即ち、予混合ノズル１２のピッチ円Ｐの半径Ｒ１よりも、アニュラー延長ノズル１８のピッチ円Ｃ２の半径Ｒ２の方が大きくなっている。そして、その分、パイロットバーナ３のパイロットコーン９の直径Ｄ２が、第１実施形態におけるパイロットコーン９の直径Ｄ１よりも拡大されている。その他の部分の構成は第１実施形態と同様であるため、各部に同一符号を付して説明を省略する。

本構成によれば、アニュラー延長ノズル１８の開口面積に対してパイロットコーン９の開口面積を大きくすることができる。ここでは、アニュラー延長ノズル１８の内周側が絞られることにより、メインバーナ４（予混合ノズル１２）の内部における内周側の旋回流を潰し、消失させることができる。これにより、パイロットバーナ３から噴出されたガスとの混合を抑制され、長火炎化することができる。

［第２参考実施形態］
図１０は、本発明の第２参考実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
このガスタービン燃焼器４１では、第１参考実施形態のガスタービン燃焼器３１とは逆に、予混合ノズル１２のピッチ円Ｐの半径Ｒ１よりも、アニュラー延長ノズル１８のピッチ円Ｃ３の半径Ｒ３の方が小さくなっている。そして、その分、パイロットバーナ３のパイロットコーン９の直径Ｄ３が小さくなっている。

本構成によれば、アニュラー延長ノズル１８の開口面積に対してパイロットコーン９の開口面積を小さくすることができる。ここでは、アニュラー延長ノズル１８の内周側が絞られないため、メインバーナ４（予混合ノズル１２）の内部における内周側の旋回流を完全に残すことができる。これにより、パイロットバーナ３から噴出されたガスとの混合を促進し、短火炎化することができる。

［第３参考実施形態］
図１１は、本発明の第３参考実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
このガスタービン燃焼器５１では、第１参考実施形態の場合と同様に、予混合ノズル１２のピッチ円Ｐの半径Ｒ１よりも、アニュラー延長ノズル１８の通路のピッチ円Ｃ４の半径Ｒ４の方が大きい。パイロットコーン９の直径Ｄ４は第１参考実施形態における直径Ｄ２と同一である。

アニュラー延長ノズル１８は、その上流側が予混合ノズル１２の内周側から延出し、下流側に向かうにつれて径方向外側に拡径し、最下流部における通路のピッチ円Ｃ４の半径Ｒ４が予混合ノズル１２のピッチ円Ｐの半径Ｒ１よりも大きくなっている。つまり、上流側から下流側に向かって滑らかにカーブしながら拡径されている。

本構成によれば、パイロットコーン９を滑らかに拡張させて、パイロットバーナ３を流れる燃料混合気の流れをスムーズにするとともに、メインバーナ４からの火炎の流れを燃焼筒２の下流部２ａの内周壁面に長く沿わせることができ、これによりメイン循環流ＭＣを下流側に長く伸ばし、火移りを促進することで保炎性を向上させることができる。

以上説明したように、本発明に係るガスタービン燃焼器、およびこれを備えたガスタービン機関によれば、メインバーナ４から供給される空気と燃料の混合を促進させて均一な燃料混合気を生成し、ＮＯｘ等のエミッション低減を図るとともに、逆火を防止して、ガスタービン機関の信頼性を向上させることができる。

なお、本発明は上記実施形態の構成のみに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更や改良を加えることができ、このように変更や改良を加えた実施形態も本発明の権利範囲に含まれるものとする。例えば、上記の各実施形態および各参考実施形態を相互に組み合わせる等してもよい。

１，３１，４１，５１ ガスタービン燃焼器
２ 燃焼筒
３ パイロットバーナ
４ メインバーナ
５ パイロットノズル
６，１５ 燃料噴射孔
７ パイロットノズル外筒
８ パイロットスワーラ
９ パイロットコーン
１１ メインノズル
１２ 予混合ノズル
１３ 第１次混合領域
１６ メインスワーラ（旋回流発生手段）
１８ アニュラー延長ノズル
１９ 妻板部
２０ 噴出口
２１ 第２次混合領域
２２ 縮流部
２５，２６ 環状隙間（空気導入手段）
２９，３０ フィルム空気スワーラ（フィルム空気旋回手段）
Ａ 圧縮空気
Ｃ 燃焼筒の中心軸線
Ｃ１，Ｃ２，Ｃ３，Ｃ４ アニュラー延長ノズルの通路のピッチ円
Ｆ１，Ｆ２ 燃料
ＦＡ フィルム空気
Ｍ１，Ｍ２ 燃料混合気
Ｐ 予混合ノズルのピッチ円

Claims (7)

1. 燃焼筒の中心軸線に沿って配置されたパイロットバーナと、
   前記パイロットバーナの周囲を取り囲むように配置された複数のメインバーナと、
   前記複数のメインバーナにそれぞれ設けられ、その内部に第１次混合領域を形成する複数の円筒状の予混合ノズルと、
   前記予混合ノズルのピッチ円の円周方向に沿って連続する環状をなし、前記複数の予混合ノズルの各々の出口側が接続され、その内部に第２次混合領域が形成され、かつ下流側に開放された噴出口を有するアニュラー延長ノズルと、
   を具備してなることを特徴とするガスタービン燃焼器。
2. 前記複数の予混合ノズルには、それぞれ同一の回転方向に旋回流を起こさせる旋回流発生手段が設けられていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
3. 前記予混合ノズルと前記アニュラー延長ノズルとの接続部に、前記予混合ノズルから前記アニュラー延長ノズルに流れる燃料混合気の流れを縮流させる縮流部が設けられていることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービン燃焼器。
4. 前記予混合ノズルと前記アニュラー延長ノズルとの接続部、または前記アニュラー延長ノズル自体の、少なくとも一方に、前記メインバーナの周囲を流れる空気を前記アニュラー延長ノズルの内部に導入し、この導入した空気によって前記アニュラー延長ノズルの内壁面にフィルム空気を形成する空気導入手段が設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載のガスタービン燃焼器。
5. 前記空気導入手段は、前記フィルム空気に旋回流を発生させるフィルム空気旋回手段をさらに備えていることを特徴とする請求項４に記載のガスタービン燃焼器。
6. 前記空気導入手段は、導入したフィルム空気が前記予混合ノズルまたは前記アニュラー延長ノズルの少なくとも一方の外壁面に沿って所定の長さに亘って流れた後に前記アニュラー延長ノズルの内壁面に導入されるように構成されていることを特徴とする請求項４または５に記載のガスタービン燃焼器。
7. 空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機において圧縮された前記空気を燃焼させる請求項１から６のいずれかに記載のガスタービン燃焼器と、該ガスタービン燃焼器から噴出する燃焼ガスの膨張によって駆動されるタービンとを備えることを特徴とするガスタービン機関。

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