JP6297262B2 - ノズル及びガスタービン燃焼器、ガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、例えば、パイロットノズル、このパイロット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はパイロットノズルが組み込まれ、メイン燃焼バーナ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燃焼器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、例えば、下記特許文献１、２に記載されたものがある。

特開２００９−１６８３９７号公報 特開２０１０−１５９７５７号公報

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による燃焼を、パイロットノズルから噴射された燃料及び空気により安定化している。この燃焼場は、例えば、燃焼器の運転状態によりその形成位置が変動する。燃焼を安定化させるパイロットノズルは燃焼場に近い位置に設置されることから、燃焼場が変動した場合、その影響を受けやすく、焼損等のおそれを有する。

本発明は、上述した課題を解決するものであり、ノズルの損傷を抑制することができるノズル、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、ノズル本体と、前記ノズル本体の先端部に周方向に所定間隔をあけて設けられて燃料を噴射可能な複数の燃料噴射ノズルと、前記ノズル本体の先端部に前記燃料噴射ノズルより内側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第１空気噴射ノズルと、前記ノズル本体の先端部に前記燃料噴射ノズルより外側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第２空気噴射ノズルと、前記第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整可能な空気量調整装置と、を有することを特徴とするものである。

従って、燃料噴射ノズルが燃料を噴射し、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気噴射ノズルが噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズルは、第１空気噴射ノズルからの空気により適正に冷却される。このとき、空気量調整装置が第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整するため、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、ノズルの先端部の損傷を抑制することができる。

本発明のノズルでは、前記空気量調整装置を制御可能な制御装置が設けられ、前記制御装置は、前記燃料噴射ノズルからの燃料噴射量の増加に伴って前記空気量調整装置により空気噴射量を増加させることを特徴としている。

従って、制御装置は、燃料噴射ノズルからの燃料噴射量が増加すると、空気量調整装置により空気噴射量を増加させるため、ノズル本体の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができる。

本発明のノズルでは、前記空気量調整装置を制御可能な制御装置と、前記ノズル本体の先端部の温度を計測または推定する温度計測推定装置が設けられ、前記制御装置は、前記温度計測推定装置により計測または推定された温度の上昇に伴って前記空気量調整装置により空気噴射量を増加させることを特徴としている。

従って、制御装置は、温度計測推定装置により計測または推定された温度が上昇すると、空気量調整装置により空気噴射量を増加させるため、ノズル本体の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができる。

本発明のノズルでは、前記第１空気噴射ノズルから噴射さ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ることを特徴としている。

従って、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に噴射する空気は、旋回力付与装置により旋回力が付与されるため、この旋回噴射空気は、貫通力が高められることとなり、少ない空気量でノズル近傍の温度上昇を抑制することができる。

本発明のノズルでは、前記第１空気噴射ノズルから噴射される空気に燃料を付与する燃料付与装置が設けられることを特徴としている。

従って、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に噴射する空気は、燃料付与装置により燃料が付与されるため、燃焼場での燃焼を安定させることができる。

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、前記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、を有す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、前記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、前記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、前記パイロットノズルとして前記ノズルが適用される、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、燃料噴射ノズルが燃料を噴射し、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気噴射ノズルが噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズルは、第１空気ノズルからの空気により適正に冷却される。このとき、空気量調整装置が第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整するため、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、ノズルの先端部の損傷を抑制することができる。

また、本発明のガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機と、前記圧縮機で圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器と、前記燃焼器で発生した燃焼ガスにより回転動力を得るタービンと、を有するガスタービンにおいて、前記燃焼器として前記ガスタービン燃焼器が適用される、ことを特徴とするものである。

従って、燃焼器のパイロット燃焼バーナにて、燃料噴射ノズルが燃料を噴射し、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気噴射ノズルが噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズルは、第１空気ノズルからの空気により適正に冷却される。このとき、空気量調整装置が第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整するため、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、ノズルの先端部の損傷を抑制することができ、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、燃料噴射ノズルと、燃料噴射ノズルより内側に設けられる第１空気噴射ノズルと、燃料噴射ノズルより外側に設けられる第２空気噴射ノズルと、第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整可能な空気量調整装置とを設けるので、ノズルの損傷を抑制することができる。

図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図３のＩ−Ｉ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図３のII−II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断面図である。 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断面図である。

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図３のＩ−Ｉ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図３のII−II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（ガスタービン燃焼器）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、内側に所定間隔をあけて燃焼器内筒（燃焼筒）４２が配置され、この燃焼器内筒４２の先端部に燃焼器尾筒（燃焼筒）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、内部の中心部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、燃焼器尾筒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により締結されている。また、燃焼器外筒４１は、外筒蓋部５２の内側にトップハット部５４が嵌合し、複数の締結ボルト５５により締結されている。燃焼器内筒４２は、燃焼器外筒４１の内側に所定の間隔をあけて配置されており、トップハット部５４の内面と燃焼器内筒４２の外面との間に円筒形状をなす空気通路５６が形成されている。そして、空気通路５６は、一端部が圧縮機で圧縮された圧縮空気の供給通路５７に連通し、他端部が燃焼器内筒４２のおける基端部側に連通している。この燃焼器内筒４２は、基端部側に拡径部４２ａが形成されることで、空気通路５６は、ベルマウス形状をなしている。

燃焼器内筒４２は、中心部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５８と、パイロットコーン５８の内部に配置されたパイロットノズル５９と、パイロットノズル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、メイン燃焼バーナ４５は、バーナ筒６１と、バーナ筒６１の内部に配置されたメインノズル６２と、メインノズル６２の外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）６３とから構成されている。

そして、トップハット部５４は、燃料ポート６４，６５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５９の燃料ポート６４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６２の燃料ポート６５に連結されている。

従って、図５及び図６に示すように、高温・高圧の圧縮空気は、供給通路５７から空気通路５６に流れ込み、この空気通路５６から燃焼器内筒４２内に流れ込む。そして、この燃焼器内筒４２内にて、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し、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、燃焼器内筒４２内にて、圧縮空気がパイロット燃焼バーナ４４から噴射された燃料と混合し、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５９について詳細に説明する。このパイロットノズル５９の先端部において、図１から図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６４（図６参照）に連通する一方、先端部側が閉塞されている。そして、ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が同心上に配置されている。

このノズル本体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。スリーブ７３は、燃料通路７２の外側に位置して複数の第１空気通路７４が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて設けられると共に、この複数の第１空気通路７４の外側に複数の第２空気通路７５が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて設けられている。そして、第２空気通路７５は、先端部側に旋回翼（スワラーベーン）７６が設けられている。

そして、複数の第１空気通路７４は、基端部が空気供給通路７７を介して空気供給源７８に連結され、空気供給通路７７に流量調整弁（空気量調整装置）７９が設けられている。そして、複数の第１空気通路７４は、先端部の噴射開口（第１空気噴射ノズル）７４ａがノズル本体７１の円錐部７１ｂ内側に開放されている。そのため、第１空気通路７４に供給された圧縮空気を噴射開口７４ａからノズル本体７１の前方の内側に向かって噴出することができる。この場合、空気供給源７８は、例えば、タービン車室２６（図４参照）であり、このタービン車室２６から抽気した圧縮空気が空気供給通路７７を介して各第１空気通路７４に送られる。

また、複数の第２空気通路７５は、基端部が空気通路５６（図６参照）に連通する一方、先端部の噴射開口（第２空気噴射ノズル）７５ａがノズル本体７１の円錐部７１ｂ外側に開放されている。そのため、第２空気通路７５に供給された圧縮空気を噴射開口７５ａからノズル本体７１の前方の外側に向かって噴出することができる。

ノズル本体７１は、円錐部７１ｂ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は、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、先端部が燃焼器内筒４２内に開放されている。

そのため、パイロットノズル５９は、ノズル本体７１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を形成することで、ノズル本体７１の前方に燃料を噴射可能となっている。また、パイロットノズル５９は、ノズル本体７１の外側にスリーブ７３を配置すると共に、複数の第１空気通路７４を周方向に所定間隔をあけて設けることで、ノズル本体７１の前方であって、燃料噴射ノズル８１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。更に、パイロットノズル５９は、複数の第２空気通路７５を周方向に所定間隔をあけて設けると共に、噴射開口７４ａがノズル本体７１内側に向けられることで、ノズル本体７１の前方であって、燃料噴射ノズル８１からの噴射燃料の内側に向けて空気を噴射可能となっている。

上述したように、第１空気通路７４は、基端部が空気供給通路７７を介して空気供給源７８に連結され、空気供給通路７７に流量調整弁７９が設けられている。制御装置９１は、この流量調整弁７９をガスタービンの運転状態に応じて制御することで、空気供給通路７７から第１空気通路７４を介して噴射開口７４ａから噴射される空気量を調整することができる。即ち、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁７９の開度を大きくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量を増加させることができる。また、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁７９の開度を小さくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量を減少させることができる。

本実施例では、ノズル本体７１の先端部にその温度を計測する温度センサ（温度計測推定装置）９２が設けられている。制御装置９１は、この温度センサ９２により計測された温度の上昇に伴って、流量調整弁７９の開度を大きくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を増加させる。一方、制御装置９１は、この温度センサ９２により計測された温度の低下に伴って、流量調整弁７９の開度を小さくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を減少させる。この場合、ノズル本体７１が焼損を受けにくい適正温度領域が設定されており、制御装置９１は、温度センサ９２による計測温度がこの適正温度領域より上昇したら、流量調整弁７９の開度を大きく変更する一方、計測温度が適正温度領域より低下したら、流量調整弁７９の開度を小さく変更する。

また、ノズル本体７１の先端部にその温度を計測する温度センサ９２を設けずに、ガスタービンの運転状態に対応する各種のパラメータに基づいてノズル本体７１の先端部の温度を推定するようにしてもよい。制御装置９１は、常時、ガスタービン運転データ９３が入力されており、例えば、負荷、燃料量（メイン燃料量、パイロット燃料量）、空気量、タービン回転数などに基づいてノズル本体７１の先端部の温度を推定することができる。

また、制御装置９１は、燃料噴射ノズル８１からのパイロット燃料噴射量の増加に伴って、流量調整弁７９の開度を大きくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を増加させる。一方、制御装置９１は、パイロット燃料噴射量の低下に伴って、流量調整弁７９の開度を小さくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を減少させる。この場合、ノズル本体７１が焼損を受けにくい適正パイロット燃料噴射量が設定されており、制御装置９１は、パイロット燃料噴射量がこの適正パイロット燃料噴射量領域より増加したら、流量調整弁７９の開度を大きく変更する一方、パイロット燃料噴射量が適正パイロット燃料噴射量領域より減少したら、流量調整弁７９の開度を小さく変更する。

なお、制御装置９１が流量調整弁７９の開度を調整するパラメータは、ノズル本体７１の先端部の温度やパイロット燃料噴射量に限るものではない。例えば、ガスタービン運転データ９３としての負荷、メイン燃料とパイロット燃料との燃料比率、タービン回転数などとしてもよい。

以下、実施例１のパイロット燃焼バーナ４４（パイロットノズル５９）の作用について説明する。

パイロットノズル５９にて、図１から図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、第１空気通路７４を通る空気は、混合気Ｆの内側に冷却空気Ａ１として噴射されることとなり、この冷却空気Ａ１により燃料噴射ノズル８１が冷却される。また、第２空気通路７５を通る空気は、旋回翼７６により旋回流となり、混合気Ｆの外側に冷却空気Ａ２として噴射される。

このとき、温度センサ９２がノズル本体７１の先端部の温度を計測し、計測結果を制御装置９１に出力している。そのため、制御装置９１は、温度センサ９２により計測された温度に応じて流量調整弁７９の開度を調整し、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を調整する。即ち、制御装置９１は、温度センサ９２による計測温度が適正温度領域より上昇したら、流量調整弁７９の開度を大きく変更する一方、計測温度が適正温度領域より低下したら、流量調整弁７９の開度を小さく変更する。

そのため、ノズル本体７１の先端部の温度が高くなったら、第１空気通路７４から噴射される冷却空気Ａ１の噴射量を増加することで、この増加した冷却空気Ａ１によりノズル本体７１の前方に発生する燃焼場の位置を遠ざけることができる。その結果、燃焼場による燃料噴射ノズル８１の焼損が抑制される。

このように実施例１のパイロットノズルにあっては、ノズル本体７１と、ノズル本体７１の先端部に周方向に所定間隔をあけて設けられて燃料を噴射可能な複数の燃料噴射ノズル８１と、ノズル本体７１の先端部に燃料噴射ノズル８１より内側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第１空気通路７４と、ノズル本体７１の先端部に燃料噴射ノズル８１より外側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第２空気通路７５と、第１空気通路７４から噴射される空気量を調整可能な流量調整弁７９とを設けている。

従って、燃料噴射ノズル８１が燃料を噴射し、第１空気通路７４が噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気通路７５が噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズル８１は、第１空気通路７４からの空気により適正に冷却される。このとき、流量調整弁７９が第１空気通路７４から噴射される空気量を調整するため、ノズル本体７１の近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、燃料噴射ノズル８１への煤の堆積や損傷を抑制することができる。

実施例１のパイロットノズルでは、流量調整弁７９を制御可能な制御装置９１が設けられ、制御装置９１は、燃料噴射ノズル８１からの燃料噴射量の増加に伴って流量調整弁７９により空気噴射量を増加させている。従って、ノズル本体７１の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、燃料噴射ノズル８１の温度上昇を抑制することができる。

実施例１のパイロットノズルでは、流量調整弁７９を制御可能な制御装置９１と、ノズル本体７１の先端部の温度を計測する温度センサ９２が設けられ、制御装置９１は、温度センサ９２により計測された温度の上昇に伴って流量調整弁７９により空気噴射量を増加させている。従って、ノズル本体７１の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、燃料噴射ノズル８１の温度上昇を抑制することができる。

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とを有して構成している。従って、パイロット燃焼バーナ４４にて、燃料噴射ノズル８１が燃料を噴射し、第１空気通路７４が噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気通路７５が噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズル８１は、第１空気通路７４からの空気により適正に冷却される。このとき、流量調整弁７９が第１空気通路７４から噴射される空気量を調整するため、ノズル本体７１の近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、燃料噴射ノズル８１の損傷を抑制することができ、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。

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断面図である。なお、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７に示すように、ノズル本体７１は、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が形成されている。また、ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が配置されており、スリーブ７３は、燃料通路７２の外側に位置して複数の第１空気通路７４が周方向に所定間隔をあけて設けられると共に、この複数の第１空気通路７４の外側に複数の第２空気通路７５が周方向に所定間隔をあけて設けられている。そして、第１空気通路７４は、先端部側に旋回力付与装置としての旋回翼１０１が設けられ、第２空気通路７５は、先端部側に旋回翼７６が設けられている。

また、ノズル本体７１は、先端部に複数のノズルチップ８０が周方向に所定間隔をあけて固定され、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が設けられ、各燃料噴射ノズル８１は、基端部が燃料通路７２に連通し、先端部が燃焼器内筒４２内に開放されている。一方、複数の第１空気通路７４は、先端部に複数の噴射開口７４ａが形成され、複数の第２空気通路７５は、先端部に複数の噴射開口７５ａが形成されている。

従って、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、第１空気通路７４を通る空気は、旋回翼１０１により旋回流となり、混合気Ｆの内側に冷却空気Ａ１として噴射されることとなり、この冷却空気Ａ１により燃料噴射ノズル８１が冷却される。また、第２空気通路７５を通る空気は、旋回翼７６により旋回流となり、混合気Ｆの外側に冷却空気Ａ２として噴射される。

このとき、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、燃焼場での燃焼を安定化させることが可能となり、燃料噴射ノズル８１の温度上昇が抑制される。

このように実施例２のパイロットノズルにあっては、第１空気噴射通路７４から噴射される空気に旋回力を付与する旋回翼１０１置を設けている。従って、第１空気通路７４から噴射される空気は、旋回噴射空気となるため、この旋回噴射空気は、貫通力が高められることとなり、少ない空気量で燃料噴射ノズル８１を適正に冷却して温度上昇を抑制することができる。

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断面図である。なお、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８に示すように、ノズル本体７１は、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が形成されている。また、ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が配置されており、スリーブ７３は、燃料通路７２の外側に位置して複数の第１空気通路７４が周方向に所定間隔をあけて設けられると共に、この複数の第１空気通路７４の外側に複数の第２空気通路７５が周方向に所定間隔をあけて設けられている。

また、ノズル本体７１は、先端部に複数のノズルチップ８０が周方向に所定間隔をあけて固定され、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が設けられ、各燃料噴射ノズル８１は、基端部が燃料通路７２に連通し、先端部が燃焼器内筒４２内に開放されている。一方、複数の第１空気通路７４は、先端部に複数の噴射開口７４ａが形成され、複数の第２空気通路７５は、先端部に複数の噴射開口７５ａが形成されている。

そして、複数の第１空気通路７４は、基端部が空気供給通路７７を介して空気供給源７８に連結され、空気供給通路７７に流量調整弁７９が設けられている。また、複数の第１空気通路７４（空気供給通路７７）は、燃料供給通路（燃料付与装置）１１１を介して燃料供給源１１２に連結され、燃料供給通路１１１に流量調整弁（燃料量調整装置）１１３が設けられている。

制御装置９１は、この流量調整弁１１３をガスタービンの運転状態に応じて制御することで、空気供給通路７７から第１空気通路７４を介して噴射開口７４ａから噴射される空気に対して燃料を付与することができると共に、その燃料付与量を調整することができる。即ち、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁１１３の開度を大きくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量に対する燃料量を増加させることができる。また、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁１１３の開度を小さくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量に対する燃料量を減少させることができる。

従って、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、第１空気通路７４を通る空気は、混合気Ｆの内側に冷却空気Ａ１として噴射されることとなり、この冷却空気Ａ１により燃料噴射ノズル８１が冷却される。また、第２空気通路７５を通る空気は、旋回翼７６により旋回流となり、混合気Ｆの外側に冷却空気Ａ２として噴射される。

このとき、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁１１３の開度を調整することで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量に対する燃料量を増減することで、第１空気通路７４から混合気Ｆの内側に噴射された冷却空気Ａ１は、燃料噴射ノズル８１を冷却した後、混合気と混合して燃焼することとなり、この燃焼を安定させることができる。

このように実施例３のパイロットノズルにあっては、第１空気通路７４から噴射される空気に燃料を付与する燃料供給通路１１１を設けている。従って、第１空気通路７４から噴射される空気は、燃料供給通路１１１からの燃料が付与されるため、燃焼場での燃焼を安定させることができる。

なお、上述した実施例にて、空気量調整装置を流量調整弁７９としたが、この構成に限定されるものではなく、例えば、オリフィスなどであってもよい。また、空気供給源７８をタービン車室２６とし、このタービン車室２６から抽気した圧縮空気を空気供給通路７７から第１空気通路７４に送るように構成したが、この構成に限定されるものではなく、例えば、圧縮機１２からの圧縮空気であってもよい。

また、上述した各実施例にて、燃料は、天然ガスに限らず、油であってもよく、燃料として油を適用した場合であっても、第１空気通路７４から噴射される空気により燃焼場の位置を調整し、燃焼を安定させることができる。

また、上述した実施例では、本発明のノズルをパイロットノズルに適用して説明したが、この構成に限らず、燃料噴射ノズルと２個の空気噴射ノズルを有するものであれば、いずれのノズルにも適用することができる。

１１ 圧縮機
１２ 燃焼器（ガスタービン燃焼器）
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（燃焼筒）
４４ パイロット燃焼バーナ
４５ メイン燃焼バーナ
５４ トップハット部
５８ パイロットコーン
５９ パイロットノズル
６２ メインノズル
７１ ノズル本体
７２ 燃料通路
７３ スリーブ
７４ 第１空気通路
７４ａ 噴射開口（第１空気噴射ノズル）
７５ 第２空気通路
７５ａ 噴射開口（第２空気噴射ノズル）
７６ 旋回翼
７７ 空気供給通路
７８ 空気供給源
７９ 流量調整弁（空気量調整装置）
８０ ノズルチップ
８１ 燃料噴射ノズル
９１ 制御装置
９２ 温度センサ（温度計測推定装置）
１０１ 旋回翼（旋回力付与装置）
１１１ 燃料供給通路（燃料付与装置）
１１２ 燃料供給源
１１３ 流量調整弁（燃料量調整装置）

Claims (7)

1. ノズル本体と、
   前記ノズル本体の先端部に周方向に所定間隔をあけて設けられて燃料を噴射可能な複数の燃料噴射ノズルと、
   前記ノズル本体の先端部に前記燃料噴射ノズルより内側に周方向に所定間隔をあけて設けられてノズル本体の内側に向けられた噴射開口から空気を前方の内側に向かって噴射可能な複数の第１空気噴射ノズルと、
   前記ノズル本体の先端部に前記燃料噴射ノズルより外側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を前方で前記第１空気噴射ノズルから噴射された空気より外側に向かって噴射可能な複数の第２空気噴射ノズルと、
   前記燃料噴射ノズルから燃料を噴射すると共に前記第１空気噴射ノズルから空気を噴射するときに前記第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整可能な空気量調整装置と、
   を有し、
   前記第１空気噴射ノズル及び前記第２空気噴射ノズルから噴射された空気は、ガスタービン圧縮機から抽気した圧縮空気であり、
   前記空気量調整装置は、前記ノズル本体の先端部の温度の上昇に伴って空気噴射量を増加させる、
   ことを特徴とするノズル。
2. 前記空気量調整装置を制御可能な制御装置が設けられ、前記制御装置は、前記燃料噴射ノズルからの燃料噴射量の増加に伴って前記空気量調整装置により空気噴射量を増加させることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
3. 前記空気量調整装置を制御可能な制御装置と、前記ノズル本体の先端部の温度を計測または推定する温度計測推定装置が設けられ、前記制御装置は、前記温度計測推定装置により計測または推定された温度の上昇に伴って前記空気量調整装置により空気噴射量を増加させることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
4. 前記第１空気噴射ノズルから噴射さ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ることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一つに記載のノズル。
5. 前記第１空気噴射ノズルから噴射される空気に燃料を付与する燃料付与装置が設けられることを特徴とする請求項１から請求項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、
   前記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、
   を有す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、
   前記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、
   前記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、
   前記パイロットノズルとして前記請求項１から前記請求項５のいずれか一つに記載のノズルが適用される、
   ことを特徴とするガスタービン燃焼器。
7. 空気を圧縮する圧縮機と、
   前記圧縮機で圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器と、
   前記燃焼器で発生した燃焼ガスにより回転動力を得るタービンと、
   を有するガスタービンにおいて、
   前記燃焼器として前記請求項６のガスタービン燃焼器が適用される、
   ことを特徴とするガスタービン。
   

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