JP4476177B2 - ガスタービンの燃焼バーナー - Google Patents

Description

本発明はガスタービンの燃焼バーナーに関するものである。本発明では、ガスタービンの燃料として液体燃料を使用しても、液体燃料を効果的に蒸発させて微粒化（ガス化）することにより、良好な燃焼ができるように工夫したものである。本発明は、燃料として液体燃料のみを使用する油焚ガスタービンのみならず、燃料として液体燃料とガス燃料を併用するデュアル焚ガスタービンにも適用することができる。

発電等に用いられるガスタービンは、圧縮機、燃焼器、タービンを主要部材として構成されている。ガスタービンは複数の燃焼器を有しているものが多く、圧縮機により圧縮された空気と、燃焼器に供給された燃料を混合させ、各々の燃焼器内で燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させる。この高温の燃焼ガスをタービンへ供給してタービンの回転駆動をしている。

ここで従来のガスタービンの燃焼器の一例を、図１９を参照しつつ説明する。
図１９に示すように、ガスタービンの燃焼器１０は、燃焼器ケーシング１１に環状に複数個配置されている（図１９では１個のみ示している）。燃焼器ケーシング１１とガスタービンケーシング１２には圧縮空気が充満し、車室１３を形成する。この車室１３には、圧縮機により圧縮された空気が導入される。導入された圧縮空気は、燃焼器１０の上流部に設けられた空気流入口１４から、燃焼器１０の内部に入る。燃焼器１０の内筒１５の内部では、燃料ノズル１６から供給された燃料と圧縮空気が混合されて燃焼する。燃焼によって生じた燃焼ガスは、尾筒１７を通ってタービン室側へ供給され、タービンロータを回転させる。

特開平１１−１４０５５号公報 特開２００４−１２０３９

ガスタービンの燃料としては、ガス燃料のみならず液体燃料も使用されている。液体燃料を使用する場合には、従来では、液体燃料を噴射孔から圧縮空気流に向けて噴射する。このようにすると、噴射された液体燃料が圧縮空気流により剪断されて微粒化し空気と混合する。そして空気と混合した微粒化した液体燃料が燃焼する。
なお、液体燃料としては、いわゆる、油燃料であるＡ重油、軽油、ジメチルエーテル等がある。

しかし、上述した従来技術では、粒化した液体燃料の粒径が大きく、液体燃料の微粒化が不足していた。このため、安定した火炎を形成することの阻害要因となっていた。

本発明は、上記従来技術に鑑み、液体燃料を使用した場合に、この液体燃料を効果的に蒸発させてガス化することができる、ガスタービンの燃焼バーナーを提供することを目的とする。

上記課題を解決する本発明の構成は、
燃料ノズルと、
前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
前記燃料ノズルには、前記旋回翼の翼面に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とする。

この場合、
前記噴射孔は、前記旋回翼の翼腹面に向けて液体燃料を噴射したり、
前記噴射孔は、前記旋回翼の翼背面に向けて液体燃料を噴射したり、
前記旋回翼の内周側と前記燃料ノズルとが接する線と、前記噴射孔との間の周方向距離が１０ｍｍ以内となっていたり、
前記噴射孔は、前記旋回翼の前縁に向けて液体燃料を噴射したり、
前記噴射孔は、前記旋回翼の後縁に向けて液体燃料を噴射したり、
前記旋回翼の後縁をジグザグに形成していることを特徴とする。

また本発明の構成は、
燃料ノズルと、
前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
前記旋回翼の翼腹面には、翼背面側に窪みつつ、内周側から外周側に向かうに従い前縁側から後縁側に向かって次第に湾曲している段部が形成されており、
前記燃料ノズルには、前記旋回翼の翼腹面の前記段部に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とする。

また本発明の構成は、
燃料ノズルと、
前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
前記燃料ノズルの外周面には、燃料ノズルの周方向に関して隣接する旋回翼の間に位置して、燃料ノズルの軸方向に伸びているスプリッタ翼を備え、
前記燃料ノズルには、前記スプリッタ翼の翼面に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とする。

また本発明の構成は、
燃料ノズルと、
前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
前記各旋回翼は、燃料ノズルの軸方向に関して前側と後側に分割されており、
前記燃料ノズルの外周面のうち、分割された前側の旋回翼と後側の旋回翼との間の位置には、後側の旋回翼の前縁に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とする。

また本発明の構成は、
前記構成となっているガスタービンの燃焼バーナーにおいて、
前記旋回翼の平均反り線に対して前記旋回翼の後縁で接する接線と、前記燃料ノズルの軸方向に沿う軸線とでなす角度が、前記旋回翼の後縁の内周側では０〜１０度になっており、前記旋回翼の後縁の外周側では２５〜３５度になっていることを特徴とする。

また本発明の構成は、
前記構成となっているガスタービンの燃焼バーナーにおいて、
前記旋回翼または前記燃料ノズルには、ガス燃料を噴射するガス燃料用噴射孔が備えられていることを特徴とする。

本発明によれば、噴射孔から噴射した液体燃料を、旋回翼等の翼面に噴射するため、液体燃料は翼面にて広がって薄膜化し、薄膜化した液体燃料が高速な空気流により剪断されて微粒化して蒸発する。
このように、液体燃料を翼面に吹き付けるという新規な構成により、液体燃料の効果的な蒸発を促進することができ、良好な燃焼を確保することができる。

以下に本発明の実施の形態を、実施例に基づき詳細に説明する。
なお本願発明者は、燃料ノズルの外周面に旋回翼（スワラーベーン）を備えた、新規な構成となっているガスタービンの予混合燃焼バーナーの開発をした。開発した新規な予混合燃焼バーナーは、燃料を十分に混合して均一濃度の燃料ガスとすることができると共に、燃料ガスの流速を均一にして逆火の防止を確実に図ることができる。
以下の実施例では、この新規な予混合燃焼バーナーに、本願発明を適用した実施例について説明する。

＜実施例１の全体構成＞
本発明の実施例１に係るガスタービンの予混合燃焼バーナー１００は、図１に示すように、パイロット燃焼バーナー２００の周囲を囲む状態で、複数個配置されている。パイロット燃焼バーナー２００には、図示は省略するが、パイロット燃焼ノズルが組み込まれている。
予混合燃焼バーナー１００と、パイロット燃焼バーナー２００は、ガスタービンの内筒の内部に配置されるものである。

予混合燃焼バーナー１００は、燃料ノズル１１０と、バーナー筒１２０と、旋回翼（スワラーベーン）１３０を主要部材として構成されている。

バーナー筒１２０は、燃料ノズル１１０に対して同心状で且つこの燃料ノズル１１０を囲繞する状態で配置されている。このため、燃料ノズル１１０の外周面とバーナー筒１２０の内周面との間に、リング状の空気通路１１１が形成される。
この空気通路１１１には、その上流側（図１では左側）から下流側（図１では右側）に向かい、圧縮空気Ａが流通する。

旋回翼１３０は、図１、斜視図である図２、上流側から見た図３、下流側から見た図４に示すように、燃料ノズル１１０の周方向に沿う複数箇所（本例では６箇所）に配置されて、燃料ノズル１１０の軸方向に沿い伸びて配置されている。
なお図１では、理解を容易にするため、周方向に沿う角度０度と角度１８０度の位置に配置した２枚の旋回翼１３０のみを示している（図１の状態では、実際には合計で４枚の旋回翼が見える）。

各旋回翼１３０は、空気通路１１１を流通する圧縮空気Ａに旋回力を付与して、この圧縮空気Ａを旋回空気流ａにするものである。このため、各旋回翼１３０は、圧縮空気Ａを旋回させることができるように、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している（周方向に沿い傾いている）。旋回翼１３０の湾曲状態についての詳細は後述する。

各旋回翼１３０の外周側端面（チップ）と、バーナー筒１２０の内周面との間には、クリアランス（隙間）１２１が取られている。

更に、各旋回翼１３０の外周側端面（チップ）の前縁側には、クリアランス設定用リブ１３１が固定されている。各クリアランス設定用リブ１３１は、旋回翼１３０が備えられた燃料ノズル１１０をバーナー筒１２０の内部に組みつけた際に、バーナー筒１２０の内周面に緊密に接触する高さ（径方向長さ）となっている。

このため、各旋回翼１３０とバーナー筒１２０との間に形成される各クリアランス１２１の長さ（径方向長さ）は均等になる。また旋回翼１３０が備えられた燃料ノズル１１０をバーナー筒１２０の内部に組みつける際の組つけ作業が容易になる。

燃料ノズル１１０には、翼腹面１３２ａに向けて燃料を噴射して吹き付ける複数の噴射孔１３３が形成されている。この燃料噴射孔１３３の詳細については後述する。

ここで、旋回翼１３０の湾曲状態に付いて、図１〜図４を参照して説明する。
（１）概略的に言うと、各旋回翼１３０は、圧縮空気Ａを旋回させることができるように、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している。
（２）軸方向（燃料ノズル１１０の長手方向）に関しては、上流側から下流側に向かうに従い湾曲が大きくなっている。
（３）旋回翼１３０の後縁では、径方向（燃料ノズル１１０の半径方向（放射方向））に関して、内周側よりも外周側に向かうに従い湾曲が大きくなっている。

上述した（３）の旋回翼１３０の後縁での湾曲について、図５を参照しつつ、更に説明する。
図５において、点線は旋回翼１３０の内周側（最内周面）での翼形状（翼断面形状）を示しており、実線は旋回翼１３０の外周側（最外周面）での翼形状（翼断面形状）を示している。
点線で示す内周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に対して旋回翼の後縁で接する接線を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に対して旋回翼の後縁で接する接線をＬ２２としている。
燃料ノズル１１０の軸方向に沿う軸線をＬ０としている。

図５に示すように、本実施例では、旋回翼１３０の後縁において、内周側での接線Ｌ１２と軸線Ｌ０とでなす角度を０度としており、外周側での接線Ｌ２２と軸線Ｌ０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後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」であることが究明された。
ここでいう「最適」とは、
（i）空気通路１１１の内周側であっても外周側であっても、空気Ａ（ａ）の流速が均一となってフラッシュバック（逆火）の発生を防止でき、
（ii）空気通路１１１の内周側であっても外周側であっても、燃料濃度が均一となることを意味する。

上記（i）となる理由を説明する。
仮に、平均反り線に接する接線と、軸線とでなす角度を、内周側と外周側で同じにしたとすると、内周側から外周側に向かう流線（空気流れ）が発生する。この結果、空気通路１１１の内周側で流通（軸方向に沿い流通）する空気Ａ（ａ）の流速が遅くなり、空気通路１１１の外周側で流通（軸方向に沿い流通）する空気Ａ（ａ）の流速が速くなる。このようにして、内周側での空気流速が遅くなると、内周側においてフラッシュバックが発生する恐れがある。

しかし、本願発明では、平均反り線に接する接線と、軸線とでなす角度は、内周側から外周側に向かうに従い大きくなるので、内周側から外周側に向かう流線の発生を抑制することができ、空気通路１１１の内周側であっても外周側であっても、空気Ａ（ａ）の流速が均一となってフラッシュバック（逆火）の発生を防止できるのである。

上記（ii）となる理由を説明する。
空気通路１１１の周方向長さは、内周側で短く、外周側で長い。本願発明では、平均反り線に接する接線と、軸線とでなす角度は、内周側から外周側に向かうに従い大きくなるので、圧縮空気Ａに対して旋回を付与する力（効果）は、周長の短い内周側よりも、周長の長い外周側ほど強くなる。この結果、単位長さ当たりでは、内周側でも外周側でも、圧縮空気Ａに対する旋回付与力が均一となり、内周側でも外周側でも燃料濃度が均一となるのである。

更に、平均反り線に対して旋回翼の後縁で接する接線と軸線とでなす角度を、
（ａ）内周側の角度を０〜１０度に特定し、
（ｂ）外周側の角度を２５〜３５度に特定した理由を、
実験結果を示す特性図である図６及び図７を参照して説明する。なお図６及び図７において示す「角度」は、平均反り線に対して旋回翼の後縁で接する接線と軸線とでなす角度である。

図６は縦軸に旋回翼１３０の高さ（％）をとり、横軸に空気Ａ（ａ）の流速をとった特性図である。旋回翼の高さが１００％とは、旋回翼の最外周位置を意味し、旋回翼の高さが０％とは、旋回翼の最内周位置を意味する。

図６には、内周側の角度が０度，外周側の角度が５度の特性と、内周側の角度が０度，外周側の角度が３０度の特性と、内周側の角度が０度，外周側の角度が３５度の特性と、内周側の角度も外周側の角度も２０度の特性を示している。

図７は縦軸に燃料濃度分布をとり、横軸に外周側の角度をとった特性図である。燃料濃度分布とは、最大燃料濃度と最小燃料濃度との差であり、この燃料濃度分布の値が小さいほど濃度が一定であることを意味する。

図７には、内周側の角度も外周側の角度も２０度の特性と、内周側の角度を０度にして外周側の角度を変化させた特性を示している。

燃料濃度分布を示す図７から分かるように、燃料濃度は、外周側の角度が２５度以上になると均一化する。
また、図６から分かるように、外周側の角度が２５度以上において、流速の翼高さ方向の分布が一様となるのは、内周側の角度が０〜１０度、外周側の角度が２５〜３５度である。

このように、図６，図７の特性からも、
（ａ）内周側の角度を０〜１０度にし、
（ｂ）外周側の角度を２５〜３５度にすることにより、
（i）空気通路１１１の内周側であっても外周側であっても、空気Ａ（ａ）の流速が均一となってフラッシュバック（逆火）の発生を防止でき、
（ii）空気通路１１１の内周側であっても外周側であっても、燃料濃度を均一にすることができることが分かる。

前述したように、本実施例では、各旋回翼１３０の外周側端面（チップ）と、バーナー筒１２０の内周面との間に、意図的に、クリアランス（隙間）１２１をとっている。
旋回翼１３０の翼背面１３２ｂは負圧で、翼腹面１３２ａは正圧であり、翼背面１３２ｂと翼腹面１３２ａとの間に圧力差がある。このため、クリアランス１２１を通って、翼腹面１３２ａから翼背面１３２ｂに回り込む、空気の漏れ流れが生ずる。この漏れ流れと、空気通路１１１内を軸方向に流通する圧縮空気Ａとが作用して、渦空気流が発生する。この渦空気流により、噴射孔１３３から翼腹面１３３ａに向かって噴射されて蒸発した微粒化した燃料と、空気とがより効果的に混合され、燃料ガスの均一化が促進される。

＜実施例１における噴射孔の詳細説明＞
また本実施例では、前述したように、燃料ノズル１１０には、燃料を噴射するための複数の噴射孔１３３が形成されている。噴射孔１３３の配置位置は、燃料ノズル１１０の外周のうち、各旋回翼１３０の各翼腹面１３２ａに近い位置である。周方向に関しては、各旋回翼１３０の内周側と燃料ノズル１１０とが接する線と、噴射孔１３３との間の距離が、１０ｍｍ以内となるようにしている。

図示は省略するが、燃料ノズル１１０の内部には燃料通路が形成されており、この燃料通路を介して各噴射孔１３３に液体燃料が供給される。

本実施例では、各噴射孔１３３から噴射された液体燃料が、各旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに吹き付けられるように、噴射孔１３３の位置及び向きを設定している。本実施例では、翼腹面１３２ａは、内周側から外周側に向かうに従い（放射方向に向かうに従い）、湾曲が大きくなっているため、各噴射孔１３３から半径方向（放射方向）に液体燃料を噴射するだけで、翼腹面１３２ａに燃料が吹き付けられて、翼面にて液体燃料が薄膜化して広がる。

翼腹面１３２ａに吹き付けられた液体燃料は、翼面に広がって薄膜化する。翼面に広がって薄膜化した液体燃料は、高温で且つ高速流となっている空気Ａ（または空気ａ）に触れて蒸発する。つまり、翼腹面１３２ａ側での気流境界層の急峻な速度勾配による剪断力により、翼腹面１３２ａに薄膜化して広がった液体燃料が剥離・蒸発していく。

また薄膜化した液体燃料は、上述したようにして蒸発していくが、蒸発しきらない液体燃料は、翼面にて広がりつつ翼前縁から翼後縁に向かい移動していく。そして、翼後縁に達した薄膜化した液体燃料は、高速な空気Ａ（ａ）により翼後縁から剥離されて微粒化していく。このとき、薄膜化した液体燃料の油膜厚は極めて薄いため、微粒化した液体燃料の粒径は極めて小さくなり、微細粒径となった液体燃料は、旋回空気流ａ（渦空気流を含む）と混合されることにより蒸発が促進される。

このように、翼腹面１３２ａに液体燃料を噴射することにより、液体燃料を微粒化及び蒸発を促進でき、微細粒径となって蒸発した液体燃料が空気と混合して燃焼する。このため、良好な燃焼を実行することができる。

なお、各旋回翼１３０、または燃料ノズル１１０に、ガス燃料を噴射するガス燃料用噴射孔を備え、このガス燃料用噴射孔からガス燃料を噴射すると共に、噴射孔１３３から翼腹面１３２ａに向けて液体燃料を噴射させ、ガス燃料と液体燃料を同時に燃焼させるデュアル焚ガスタービンとすることもできる。

通常（従来）のデュアル焚ガスタービンでは、ガス燃料用ノズルと液体燃料用ノズルをそれぞれ別々に備えているが、本実施例では、デュアル焚ガスタービンとしても、液体燃料用の噴射孔１３３を備えるだけであるので、ノズル構造を簡素化することができる。
つまり、液体燃料用の構成としては、噴射孔１３３を設けるだけでよく、この噴射孔１３３から噴射した液体燃料を翼面に吹き付けるだけで、特別な液体燃料用ノズル構造がなくても、液体燃料の微粒化及び蒸発を行うことができるのである。

本実施例では、周方向に関して、各旋回翼１３０の内周側と燃料ノズル１１０とが接する線と、噴射孔１３３との間の距離を、１０ｍｍ以内にしている。このため、噴射孔１３３から噴射された液体燃料は、吹き出し後なるべく速やかに、翼腹面１３２ａに吹き付けられる。つまり、空間中を液柱状態となった液体燃料が噴射されていく距離を最小にしている。このため液柱状態となった液体燃料が空気通路１１０の空間中に噴射されても、空気通路１１０を流通する空気Ａ（ａ）の気流流れに与える影響を最小化することができる。

＜噴射孔の変形例＞
上述した例では、翼腹面１３２ａに液体燃料を噴射する噴射孔１３３を燃料ノズル１１０に備えたが、各旋回翼１３０の各翼背面１３２ｂに液体燃料を噴射する噴射孔を燃料ノズル１１０に備えるようにしてもよい。
このように、翼背面１３２ｂに液体燃料を噴射した場合には、特に翼背面１３２ｂに沿い巻き上がる内周側からの空気の２次流れ渦により、翼面に薄膜状に広がった液体燃料の微粒化、蒸発化を促進することができる。

もちろん、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに液体燃料を噴射する噴射孔１３３と、翼背面１３２ｂに液体燃料を噴射する噴射孔を、両方とも備えるようにしてもよい。

更に、翼面に液体燃料を噴射する噴射孔１３３を備えると共に、図８及び図９に示すように、旋回翼１３０の後縁を、ジグザグに形成するようにしてもよい。
このように旋回翼１３０の後縁をジグザグに形成すると、翼後縁において乱流（小さな渦空気流）が発生し、ガス化した燃料と空気ａとの混合や予蒸発を促進することができる。

次に本発明の実施例２を説明する。なお、実施例１と同様な構成部分については説明を省略し、実施例２に独特な部分について説明をする。

図１０に示すように、実施例２では、各旋回翼１３０の前縁に向けて液体燃料を噴射する複数の噴射孔１３３ａを、燃料ノズル１１０に備えている。この実施例２では、噴射孔１３３ａから噴射されて旋回翼１３０の前縁に吹き付けられた液体燃料は、翼前縁に当たる気流（圧縮空気Ａ）の境界層の急峻な速度勾配による剪断力により微粒化して蒸発するため、予蒸発を促進することができる。

次に本発明の実施例３を説明する。なお、実施例１と同様な構成部分については説明を省略し、実施例３に独特な部分について説明をする。

図１１に示すように、実施例３では、各旋回翼１３０の後縁に凹面となった吹き付け面を形成しておく。そして、各旋回翼１３０の後縁に向けて液体燃料を噴射する複数の噴射孔１３３ｂを、燃料ノズル１１０に備えている。この実施例３では、旋回翼１３０の後縁付近の高速な空気流により液体燃料を微粒化して蒸発するため、予蒸発を促進することができる。

次に本発明の実施例４を説明する。なお、実施例１と同様な構成部分については説明を省略し、実施例４に独特な部分について説明をする。

図１２及び図１３に示すように、実施例４では、翼腹面１３２ａ側に段差１３４を形成している。この段差１３４は、翼腹面１３２ａの面に対して、翼背面１３２ｂ側に窪んでおり、この段差の深さ（窪み）は０．３〜１．０ｍｍ、即ち、境界層の厚さに相当する深さとしている。しかも、この段差１３４は内周側から外周側に向かうに従い、前縁側から後縁側に向かって次第に湾曲している。

この実施例４では、燃料ノズル１１０に形成した噴射孔１３３ｃは、段差１３４に向かって液体燃料を噴射する。噴射された液体燃料は段差１３４に沿って吹き上がって、翼面にて広がって薄膜化し蒸発する。
このように段差１３４に沿って液体燃料が吹き上がるため、液体燃料の吹き出し速度が高くても、液体燃料が旋回翼１３０の外周側を越えて翼の外側にまで飛び出してしまうことを防止することができる。また、段差１３４により液体燃料が広がる範囲を限定（特定）することができるため、予蒸発量や下流での濃度分布をコントロールすることができる。
更に、段差１３４の深さは、境界層の厚さに相当する深さとしているため、空気通路１１１に流れる空気Ａ（ａ）に悪影響を及ぼすことはない。

次に本発明の実施例５を説明する。なお、実施例１と同様な構成部分については説明を省略し、実施例５に独特な部分について説明をする。

図１４及び図１５に示すように、実施例５では、燃料ノズル１１０の外周面に、旋回翼１３０のみならずスプリッタ翼１４０も備えられている。このスプリッタ翼１４０は、燃料ノズル１１０の周方向に関して隣接する旋回翼１３０，１３０の間に位置しており、燃料ノズル１１０の軸方向に沿い伸びている。換言すると、燃料ノズル１１０の周方向に関して、旋回翼１３０とスプリッタ翼１４０とが交互に配置されている。このスプリッタ翼１４０は、圧縮空気Ａの流れを整流するものである。

実施例５では、スプリッタ翼１４０の翼面に向けて液体燃料を噴射する噴射孔１３３ｄを、燃料ノズル１１０に備えている。このため、噴射孔１３３ｄから噴射された液体燃料は、スプリッタ翼１４０の翼面にて広がって薄膜化し蒸発する。

また、各旋回翼１３０には、ガス燃料を噴射するガス燃料用の噴射孔１５０が形成されている。このガス燃料用の噴射孔１５０には、燃料ノズル１１０及び旋回翼１３０に形成したガス燃料通路（図示省略）を介してガス燃料が供給され、供給されたガス燃料が噴射孔１５０から噴射される。

実施例５では、旋回翼１３０に備えた噴射孔１５０からガス燃料を噴出し、噴射孔１３３ｄから液体燃料を噴射させてスプリッタ翼１４０の翼面にて薄膜化して蒸発させるため、デュアル焚をしても、ガス燃料と液体燃料との干渉を最小限にすることができ良好な燃焼を図ることができる。また、スプリッタ翼１４０があるため、圧縮空気Ａの気流流れを整えることができる。

次に本発明の実施例６を説明する。なお、実施例１と同様な構成部分については説明を省略し、実施例６に独特な部分について説明をする。

図１６（ａ）に示すように、実施例６では、燃料ノズル１１０の軸方向に関して、分割した前側の旋回翼１３０ａと後側の旋回翼１３０ｂとで、１つの旋回翼としての機能を果たしている。そして、燃料ノズル１１０のうち、二分割された翼１３０ａ，１３０ｂの間の位置に、液体燃料用の噴射孔１３３ｅを備えている。この噴射孔１３３ｅは、後側の旋回翼１３０ｂの前縁に液体燃料を吹き付けるものである。このように液体燃料は、二分割された翼１３０ａ，１３０ｂの間の位置から噴射されるため、高速な空気に当たることなく、旋回翼１３０ｂの前縁に吹き付けられる。吹き付けられた液体燃料は、旋回翼１３０ｂの前縁から翼腹面及び翼背面に広がり、高速な圧縮空気Ａによる剪断効果により予蒸発が促進され、微粒化してガス化する。

また、前側の旋回翼１３０ａには、ガス燃料を吹き出す噴射孔１５０ａを備え、デュアル焚ができるようにしている。

なお、図１６（ｂ）に示すように、前側の旋回翼１３０ａの後縁を、細くするようにしても良い。

次に本発明の実施例７を説明する。なお、実施例１と同様な構成部分については説明を省略し、実施例７に独特な部分について説明をする。

実施例７では、図１７および図１８に示すように、燃料ノズル１１０の前側において、燃料ノズル１１０の外周面との間に空間をとってこの燃料ノズル１１０の外周面を囲む状態で、リング状の吹き付け部材１６０を配置している。各旋回翼１３０の前縁側部分は、吹き付け部材１６０に食い込む状態となっている。

また、燃料ノズル１１０には、吹き付け部材１６０の内周面に向けて液体燃料を吹き付ける噴射孔１３３ｆを備えている。また、各旋回翼１３０には、ガス燃料を噴射する噴射孔１５０ｂを備えている。

実施例７では、噴射孔１３３ｆから噴射された液体燃料が、吹き付け部材１６０の内周面に吹き付けられて薄膜化して微粒化し蒸発する。このとき、燃料ノズル１１０の外周面と吹き付け部材１６０の内周面との距離（半径方向距離）を適切に設定することにより、下流における燃料濃度の分布をコントロールすることができる。
またガス燃料は吹き付け部材１６０よりも外周側で噴射し、液体燃料は吹き付け部材１６０の内周面で微粒化・蒸発させるため、ガス燃料と液体燃料の干渉を防止で、良好な燃焼を図ることができる。

なお、図１７では、吹き付け部材１６０を、燃料ノズル１１０の軸方向に関して前縁側部分（上流側）に配置したが、燃料ノズル１１０の中央部分や、後縁側部分（下流側）に配置するようにしてもよい。

吹き付け部材１６０を、燃料ノズル１１０の軸方向に関して後縁側部分（下流側）に配置した場合には、噴射孔１５０ｂから噴射されるガス燃料に作用する圧縮空気Ａの気流乱れの発生をより少なくすることができる。

＜旋回翼の変形例＞
なお、上述した各実施例では、旋回翼１３０は、図２に示すように、旋回翼１３０の平均反り線に対して旋回翼１３０の後縁で接する接線と、燃料ノズル１１０の軸方向に沿う軸線とでなす角度が、旋回翼１３０の後縁の内周側では０〜１０度になっており、旋回翼１３０の後縁の外周側では、２５〜３５度になっている。
本願発明は上記の状態となっているものに限らず、旋回翼１３０の平均反り線に対して旋回翼１３０の後縁で接する接線と、燃料ノズル１１０の軸方向に沿う軸線とでなす角度を、旋回翼１３０の後縁の内周側と外周側とで同じにした旋回翼となっているものにも適用することができることは言うまでもない。

本発明の実施例１に係る、ガスタービンの燃焼バーナーを示す構成図。 実施例１に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す斜視図。 実施例１に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を上流側から示す構成図。 実施例１に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を下流側から示す構成図。 旋回翼の湾曲状態を示す説明図。 旋回翼高さと空気流速との関係を示す特性図。 燃料濃度分布と旋回翼の外周側の角度との関係を示す特性図。 実施例１の変形例を示す構成図。 実施例１の変形例を示す斜視図。 本発明の実施例２に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す斜視図。 本発明の実施例３に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す斜視図。 本発明の実施例４に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す斜視図。 本発明の実施例４に係る燃焼バーナーの旋回翼を示す断面図。 本発明の実施例５に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す斜視図。 本発明の実施例５に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す正面図。 本発明の実施例６に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す斜視図。 本発明の実施例７に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す斜視図。 本発明の実施例７に係る燃焼バーナーの燃料ノズル及び旋回翼を示す正面図。 従来のガスタービンを示す構成図。

符号の説明

１００ 予混合燃焼バーナー
１１０ 燃料ノズル
１１１ 空気通路
１２０ バーナー筒
１２１ クリアランス
１３０ 旋回筒
１３１ クリアランス設定用リブ
１３２ａ 翼腹面
１３２ｂ 翼背面
１３３，１３３ａ〜１３３ｆ 液体燃料用の噴射孔
１３４ 段差
１４０ スプリッタ翼
１５０，１５０ａ，１５０ｂ ガス燃料用の噴射孔
１６０ 吹き付け部材
２００ パイロット燃焼バーナー
Ａ 圧縮空気
ａ 旋回空気流

Claims (12)

1. 燃料ノズルと、
   前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
   前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
   を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
   前記燃料ノズルには、前記旋回翼の翼面に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
2. 請求項１において、前記噴射孔は、前記旋回翼の翼腹面に向けて液体燃料を噴射することを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
3. 請求項１において、前記噴射孔は、前記旋回翼の翼背面に向けて液体燃料を噴射することを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
4. 請求項２または請求項３において、
   前記旋回翼の内周側と前記燃料ノズルとが接する線と、前記噴射孔との間の周方向距離が１０ｍｍ以内となっていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
5. 請求項１において、前記噴射孔は、前記旋回翼の前縁に向けて液体燃料を噴射することを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
6. 請求項１において、前記噴射孔は、前記旋回翼の後縁に向けて液体燃料を噴射することを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
7. 請求項１乃至請求項６の何れか一項において、
   前記旋回翼の後縁をジグザグに形成していることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
8. 燃料ノズルと、
   前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
   前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
   を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
   前記旋回翼の翼腹面には、翼背面側に窪みつつ、内周側から外周側に向かうに従い前縁側から後縁側に向かって次第に湾曲している段部が形成されており、
   前記燃料ノズルには、前記旋回翼の翼腹面の前記段部に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
9. 燃料ノズルと、
   前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
   前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
   を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
   前記燃料ノズルの外周面には、燃料ノズルの周方向に関して隣接する旋回翼の間に位置して、燃料ノズルの軸方向に伸びているスプリッタ翼を備え、
   前記燃料ノズルには、前記スプリッタ翼の翼面に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
10. 燃料ノズルと、
    前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置されており、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
    前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置されており、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
    を有するガスタービンの燃焼バーナーであって、
    前記各旋回翼は、燃料ノズルの軸方向に関して前側と後側に分割されており、
    前記燃料ノズルの外周面のうち、分割された前側の旋回翼と後側の旋回翼との間の位置には、後側の旋回翼の前縁に向けて液体燃料を噴射する噴射孔が形成されていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
11. 請求項１乃至請求項１０のいずれか一項において、
    前記旋回翼の平均反り線に対して前記旋回翼の後縁で接する接線と、前記燃料ノズルの軸方向に沿う軸線とでなす角度が、前記旋回翼の後縁の内周側では０〜１０度になっており、前記旋回翼の後縁の外周側では２５〜３５度になっていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。
12. 請求項１乃至請求項１１のいずれか一項において、
    前記旋回翼または前記燃料ノズルには、ガス燃料を噴射するガス燃料用噴射孔が備えられていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナー。

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