WO2012096024A1 - 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 - Google Patents

Abstract

　簡易かつコストを抑えて先端部を冷却することが可能な燃料ノズル、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を提供する。内筒（５）と、内筒（５）の先端周辺の外周に同心円状に設けられて、内筒（５）の先端部を囲むバーナ筒（２）と、バーナ筒（２）と内筒（５）との間であって、燃焼空気が流通する空気流路（４）と、内筒（５）の軸中心位置に形成され、内筒（５）の軸方向に延在する空間部（８）と、内筒（５）の周方向に略等間隔に複数設けられて、先端部から流体を噴射する内部流路（９）と、内筒（５）の先端部よりも上流側に設けられて、内筒（５）の外壁から半径方向内側に向かって延在して空間部（８）に連通する少なくとも１つの連通部（１０）と、を備え、空間部（８）には、空気流路（４）に導かれる燃焼空気の一部を連通部（１０）から導いて、空間部（８）の先端部から燃焼空気を導出する。

Description

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

　本発明は、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に関して、特に、油とガスとを切り替えて使用するデュアル方式の燃料ノズルの冷却に関するものである。

　ガスタービンのガスタービン燃焼器は、油燃料、ガス燃料、燃焼空気が流通されて、ガス燃料と油燃料とを切り替えて燃料を燃焼するものがある。ガスタービン燃焼器において燃料が燃焼することによって生じる高温の燃焼ガスは、ガスタービンに流通されてガスタービンを駆動する。燃焼開始の際には、ガスタービン燃焼器の軸心に配置されて燃料ノズルに油燃料またはガス燃料を流通して、点火するようになっているものがある。

　ここで、燃料ノズルは、略円筒状の燃料ノズル本体の軸方向がガスタービン燃焼器内の空気流れ方向になるように、ガスタービン燃焼器内に配置されている。略円筒状の燃料ノズル本体には、その円周方向に略均等間隔にガス燃料通路が設けられている。また、燃料ノズル本体の外周を覆っている外筒と、燃料ノズル本体の外周壁との間には、環状に形成された空気流路が設けられている。

　このように形成されている燃料ノズルは、空気流路から流入した空気が燃料ノズルの先端部の周辺に設けられている空気噴射口から燃料ノズル本体の軸中心に向かって略斜め内向きに空気を噴射してガスタービン燃焼器内に空気を流出する。

　ガス燃料通路から燃料ノズルの先端部へと流れたガス燃料は、先端部の周辺に設けられているガス噴射口から燃料ノズル本体の軸中心よりも略斜め外向きに噴射される。

　油燃料は、略円筒状の燃料ノズル本体の内壁によって形成されている円筒形の空間部に収容される油燃料ノズルを経て、油燃料ノズルの先端部の中心に設けられている噴射口からガスタービン燃焼器内に噴射される。

　このように、空気とガス燃料または油燃料とが燃料ノズルの先端部からガスタービン燃焼器内に噴射されて燃焼することにより点火することとなる。

　燃料ノズルの先端部は、空気流路から導かれる高温の空気が噴射されるとともに、空気流路よりも燃料ノズルの軸中心に設けられているガス燃料通路から空気よりも低温のガス燃料が噴射されることとなる。そのため、ガス燃料流路と空気流路とによって挟まれている燃料ノズル本体の外周側（空気流路側）と内周側（ガス燃料流路側）との温度差が大きくなり、熱伸び差が生じて燃料ノズルの先端部の溶接部にクラックが生じることがある。

　ガス燃料のみを使用する際には、油燃料ノズルを取り外して用いることとなる。そのため、油燃料ノズルを取り外すことによって生じる燃料ノズルの軸方向中心線に沿った円筒形の空間部は、高温の燃焼ガスにさらされることとなる。空間部に侵入した高温の燃焼ガスよって燃料ノズルの先端部の溶接部にクラックが生じるのを防止するため、空間部を燃料ノズルの先端部から封止するキャップが設けられる。このキャップは、高温の燃焼ガスにさらされるため冷却する必要がある（例えば、特許文献１）。

　このような燃料ノズルの先端部に設けられるキャップの冷却方法として、外部空気系統から空気をキャップへと導いて冷却する方法がある。
　特許文献２には、ガスタービンに設けられる圧縮機によって圧縮された空気を燃料ノズルの空間部へと偏向させて導き、空間部からキャップの先端面に設けたしみ出し穴を経て空気を燃料ノズルの先端部からしみ出させることによってキャップを冷却することが開示されている。

特開平１０－２０５７５７号公報 特開２００２－７１１３５号公報

　しかしながら、外部空気系統から空気をキャップへと導いて冷却する場合には、外部空気を導入する配管等が煩雑となるという問題があった。
　特許文献２に開示されている発明は、ガス燃料のみを使用する際には、油燃料ノズルを取り外し、その後、燃料ノズルの先端部に冷却用の空気流路を設けたキャップを設ける必要があるためコストがかかるという問題があった。

　本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、簡易、かつ、コストを抑えて燃料ノズルの先端部を冷却することが可能な燃料ノズル、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を提供することを目的とする。

　本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
　本発明の一態様に係る燃料ノズルは、内筒と、該内筒の先端周辺の外周に同心円状に設けられて、該内筒の先端部を囲むバーナ筒と、該バーナ筒と前記内筒との間であって、燃焼空気が流通する空気流路と、前記内筒の軸中心位置に形成され、前記内筒の軸方向に延在する空間部と、前記内筒の周方向に略等間隔に複数設けられて、先端部から流体を噴射する内部流路と、前記内筒の先端部よりも上流側に設けられて、該内筒の外壁から半径方向内側に向かって延在して前記空間部に連通する少なくとも１つの連通部と、を備え、前記空間部には、前記空気流路に導かれる前記燃焼空気の一部を前記連通部から導いて、前記空間部の先端部から前記燃焼空気を導出する。

　ガス燃料と油燃料とを切り替えて使用するデュアル方式の燃料ノズルの場合、ガスタービンの圧縮機から抽気された高温の燃焼空気が空気流路に流通され、空気流路の内側に設けられるガス燃料流路（内部流路）には燃焼空気よりも低温のガス燃料（流体）が流通する。そのため、空気流路とガス燃料流路とによって挟まれる内筒は、空気流路側である外壁側とガス燃料流路側である内壁側との温度差が大きくなり、内筒の外壁側と内壁側との間に熱伸び差が生じて、燃料ノズルの先端部の内筒の外壁側と内壁側との間を接合する溶接部に熱応力が加わって、溶接部にクラックが生じやすくなる。

　そこで、上記態様では、空気流路に導かれる燃焼空気の一部を導いて、内筒に設けられる空間部の先端部から燃焼空気を導出することとした。空間部の先端部から導出する燃焼空気は、フィルム冷却効果によって燃料ノズルの先端部を冷却する。これにより、空間部に燃焼空気を導く連通部を内筒に設けるだけの単純な構造によって、燃料ノズル単体での冷却が可能となる。そのため、燃料ノズル先端部の改造や冷却のための新装備が不要となる。したがって、燃料ノズルを冷却するためのコストを抑えることができる。

　上記態様に係る燃料ノズルは、前記空気流路の軸方向の途中位置に設けられて前記燃焼空気に旋回力を付与して旋回空気流にする旋回翼を備え、前記連通部は、前記旋回翼の上流側に設けられることとしてもよい。

　燃焼空気の流れに対してバーナ筒の内部に設けられる旋回翼よりも上流側に、空間部へと燃焼空気の一部を導く連通部を設けることとした。旋回翼の前後では、差圧が大きくなるため、この差圧を利用して燃料ノズルの空間部に燃焼空気を導くことができる。したがって、燃料ノズルの冷却を効率的に行うことができる。

　上記態様に係る燃料ノズルは、前記連通部の少なくとも１つの延在方向に直交する断面形状は、前記内筒の軸方向に長軸を有することとしてもよい。

　連通部の内筒から空間部に向かう延在方向に直交する断面形状が内筒の軸方向に長軸を有するように設けることとした。これにより、連通部の断面形状を大きくした場合であっても、連通部とガス燃料流路（内部流路）とが干渉することなく空間部に導く燃焼空気量を増加させることができる。したがって、燃料ノズルの冷却をより効率的に行うことができる。

　上記態様に係る燃料ノズルは、前記連通部は、前記内筒の軸方向に複数有することとしてもよい。

　連通部を内筒の軸方向に複数設けることにより、空間部に導く燃焼空気量を増加させることができる。したがって、燃料ノズルの冷却をより効率的に行うことができる。

　上記態様に係る燃料ノズルは、前記内部流路と前記空間部とに挟まれるように前記内筒に設けられて、該内筒の軸方向に向かって延在する環状の戻り燃焼空気流路と、該戻り燃焼空気流路と前記空気流路との間を接続する複数の接続部と、を備え、前記空間部の先端に該空間部に連通する複数の孔を有する多孔板を設け、前記戻り燃焼空気流路の先端に該戻り燃焼空気流路を閉塞する閉塞物を設けることとしてもよい。

　内部流路と空間部とに挟まれる内筒には、戻り燃焼空気流路を設けて、この戻り燃焼空気流路を複数の接続部を介して空気流路に接続することとした。戻り燃焼空気流路の先端に閉塞物を設けて戻り燃焼空気流路を閉塞し、空間部の先端に空間部と連通する複数の孔を有する多孔板を設けることとした。これにより、空間部を流通した燃焼空気が多孔板から導出されて、閉塞物に衝突して戻り燃焼空気流路へと導かれる。戻り燃焼空気流路へと導かれた燃焼空気は、接続部を介して空気流路へと導かれることとなる。そのため、燃料ノズルの先端部を多孔板から閉塞物に衝突する燃焼空気によって冷却した後に、冷却した燃焼空気を空気流路へと戻すことができる。したがって、燃料ノズルの先端部の冷却をおこなうと共に、冷却によって燃料ノズルから噴射される燃料濃度が濃くなることを抑制することができる。
　多孔板の孔径は直径１ｍｍとすることが好ましい。

　空間部の先端に多孔板を設け、戻り燃焼空気流路の先端に閉塞物を設けるだけの構造であるため、燃料ノズルを冷却するためのコストを抑えることができる。

　上記態様に係る燃料ノズルは、前記空間部の先端に複数の微孔を有する微孔板を設けることとしてもよい。

　複数の微孔を有する微孔板を空間部の先端に設けることとした。これにより、空間部から微孔板に設けられる微孔を通過した燃焼空気が燃料ノズルの先端部からしみ出すこととなる。そのため、微孔板からしみ出す燃焼空気は、燃料ノズルの先端部にフィルム効果を及ぼすこととなる。したがって、空間部の先端に微孔板を設ける簡易な構造によって、燃料ノズルの先端部の冷却を行うことができる。
　微孔板の孔径は直径１ｍｍとすることが好ましい。

　本発明の一態様に係るガスタービン燃焼器は、上記のいずれかに記載の燃料ノズルを備えている。

　冷却をするための構造が簡易でかつコストを抑えた燃料ノズルを用いることとした。したがって、安価かつ容易にガスタービン燃焼器の損傷の発生を低減することができる。

　本発明の一態様に係るガスタービンは、上記に記載のガスタービン燃焼器を備えている。

　安価かつ容易に損傷の発生を低減することが可能なガスタービン燃焼器を用いることとした。したがって、ガス燃料のみを用いる際にガスタービンに生じる損傷を容易かつ安価に低減することができる。

　本発明に係る燃料ノズルによれば、内筒の軸中心位置に設けられる空間部に空気流路に導かれる燃焼空気の一部を導いて、空間部の先端部から燃焼空気を導出することとした。空間部の先端部から導出する燃焼空気は、フィルム冷却効果によって燃料ノズルの先端部を冷却する。これにより、単純な構造によって、燃料ノズル単体での冷却が可能となる。そのため、燃料ノズル先端部の改造や冷却のための新装備が不要となる。したがって、燃料ノズルを冷却するためのコストを抑えることができる。

本発明の第１実施形態に係る燃焼器のパイロットノズルの縦断面概略構成図である。 本発明の第１実施形態に係る燃焼器のパイロットノズルであり、図１Ａに示すＡ－Ａ部の横断面図である。 本発明の第３実施形態に係る燃焼器のパイロットノズルの縦断面概略構成図である。 本発明の第３実施形態に係る燃焼器のパイロットノズルであり、図２Ａに示すＢ－Ｂ部の横断面図である。 本発明の第３実施形態に係る燃焼器のパイロットノズルであり、図２Ａに示すＣ－Ｃ部の横断面図である。 図２Ａに示すパイロットノズルの先端部の部分拡大概略図である。 本発明の第４実施形態に係る燃焼器のパイロットノズルの縦断面概略構成図である。 本発明の第４実施形態に係る燃焼器のパイロットノズルであり、図４Ａに示すＤ－Ｄ部の横断面図である。 図４Ａに示すパイロットノズルの先端部の拡大概略図である。

［第１実施形態］
　以下、本発明の第１実施形態に係るガスタービンの燃料ノズルとして、特にパイロットノズルについて、図１Ａおよび図１Ｂを参照しながら説明する。
　図１Ａおよび図１Ｂは本実施形態に係る燃焼器に設けられるパイロットノズルであり、図１Ａは、縦断面概略構成図を示し、図１Ｂは、図１Ａに示すＡ－Ａ部の横断面図を示している。

　本実施形態のパイロットノズル（燃料ノズル）１を備えているガスタービン燃焼器（以下、「燃焼器」という。）を具備しているガスタービン（図示せず）は、燃焼器（図示せず）のほか、圧縮機（図示せず）と、タービン（図示せず）とを備えている。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燃焼空気と、燃焼器に流通された燃料とを混合させて、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流通してタービンを回転駆動させている。

　燃焼器は、燃焼器ケーシング（図示せず）に環状に複数個配置されている。燃焼器ケーシングとガスタービンケーシング（図示せず）には、圧縮された燃焼空気が充満して車室（図示せず）を形成する。車室には、圧縮機により圧縮された燃焼空気が導入される。導入された燃焼空気は、燃焼器の上流部に設けられている空気流入口（図示せず）から、燃焼器の内部に入る。燃焼器の内部では、燃料ノズル（図示せず）から流通された燃料と燃焼空気と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（図示せず）を通ってタービン室（図示せず）側へ流通され、タービンロータ（図示せず）を回転させる。

　燃焼器は、複数本のメインノズル（図示せず）と、１本のパイロットノズル１とを有している。
　複数本のメインノズルは、燃焼器の内部で、かつ、パイロットノズル１の周囲を囲むように配置されている。メインノズルから噴射された燃料は、燃焼空気と予混合され、燃焼器本体（図示せず）の内部で燃焼する。

　パイロットノズル１は内筒５と、内筒５の先端周辺の外周に同心円状に設けられて、内筒５の先端部を囲むバーナ筒２と、旋回翼３とを主たる要素として構成されている。
　バーナ筒２が内筒５の先端周辺の外周に同心円状に設けられて、内筒５の先端部を囲むように配置されていることにより、バーナ筒２と内筒５との間には、環状の空気流路４が形成されることとなる。この空気流路４には、その上流側から下流側に向かって、圧縮機によって圧縮された燃焼空気が流通する。

　旋回翼３は、パイロットノズル１の外壁面から放射状に、かつ、空気流路４の軸方向の途中位置に複数枚配置されている。各旋回翼３は、空気流路４を流通する圧縮された燃焼空気に旋回力を付与して、この燃焼空気を旋回空気流にするものである。

　パイロットノズル１は、内筒５と、内筒５の先端周辺の外周に同心円状に設けられて、内筒５の先端部を囲んでいる外筒６と、外筒６と内筒５との間であって、燃焼空気が流通する燃焼空気流路７と、内筒５の軸中心位置に設けられて、内筒５の軸方向に延在している空間部８（図１Ｂ参照）と、内筒５の周方向に略等間隔に複数設けられているガス燃料流路（内部流路）９と、内筒５の外壁から半径方向内側に向かって延在して空間部８に連通している複数（少なくとも１つ）の連通部１０とを主に備えている。

　外筒６は、内筒５に対して同心円状で、かつ、その基端部（図１Ａにおいて右側の端部）が、内筒５の先端部（図１Ａにおいて右側の端部）を囲繞する状態で配置されている。このため、内筒５の外壁面と外筒６の内壁面との間には、環状の燃焼空気流路７が形成され、この燃焼空気流路７には、その上流側（図１Ａにおいて左側）から下流側（図１Ａにおいて右側）に向かって圧縮された燃焼空気が流通する。

　外筒６は、その外周に外筒６と同心円状にバーナ筒２が設けられており、外筒６の外壁面とバーナ筒２の内壁面との間には、環状の空気流路４が形成されている。空気流路４の軸方向の途中位置であって旋回翼３の上流側には、燃焼空気流路７へと燃焼空気を導入する導入口７ａが開口している。

　内筒５は、その先端部近傍の外周を外筒６によって囲繞されている。内筒５は、その軸中心位置に油燃料用ノズル１１が挿入される円筒形の空間部８が形成されている。内筒５の軸中心位置に設けられている空間部８は、内筒５の軸方向に延在するように形成されている。

　内筒５には、図１Ｂに示すように、空間部８を中心として周方向に略等間隔になるようにガス燃料（流体）が流通するガス燃料流路９が複数（例えば、８個）設けられている。このガス燃料流路９は、空間部８と同様に内筒５の軸方向に延在するように形成されている。

　ガス燃料は、内筒５の先端部に穿設されているガス燃料噴射孔９ａから図１Ａの塗り潰した矢印で示すように、斜め外向きに噴射される。ガス燃料噴射孔９ａから噴射されたガス燃料は、燃焼空気流路７を通過して燃焼空気流路７の先端部に穿設されている燃焼空気噴射孔（図示せず）から斜め内向きに噴射された燃焼空気（図１Ａの白抜きの矢印で示す）および空気流路４からの燃焼空気と混合されて燃焼器本体内で燃焼することとなる。

　油燃料用ノズル１１は、その先端部に設けられている油燃料噴射孔（図示せず）から内筒５の先端部を囲繞している外筒６に設けられている噴射孔６ａを経て、図１Ａの２点鎖線の白抜きの矢印で示すように油燃料を燃焼器本体内部へと噴射するものである。パイロットノズル１をガス専焼用として使用する場合（ガス燃料のみを噴射する際）には、内筒５の軸中心位置に設けられている空間部８にダミーノズル１２が挿入される。
　内筒５の先端部と油燃料用ノズル１１の先端部およびダミーノズル１２の先端部との間には所定の隙間が形成されており、この隙間を通って空気が流通するようになっている。

　圧縮機によって圧縮された燃焼空気は、燃焼器の空気流入口から燃焼器の内部に導かれて、その一部が連通部１０から空間部８に油燃料用ノズル１１が挿入されることにより形成される環状流路１３へと導かれ、残りの燃焼空気が空気流路４へと導かれる。連通部１０から環状流路１３へと導かれた燃焼空気は、パイロットノズル１の先端部の噴射孔６ａから噴射される。空気流路４の軸方向の途中位置には、旋回翼３が設けられているため、旋回翼３の上流側と下流側とでは燃焼空気に差圧が生じる。すなわち、旋回翼３の下流側が上流側に比べて圧力が高くなる。そのため、圧縮された燃焼空気は、空気流路４から燃焼空気流路７の導入口７ａおよび連通部１０を介して環状流路１３へと導かれ易くなる。

　内筒５の先端部と油燃料用ノズル１１の先端部との間には所定のすきまが形成されているので、環状流路１３に導かれた燃焼空気は、図１Ａの二点鎖線で塗りつぶした矢印で示すように、上流から下流へと向かって内筒５の延在方向を通過する。このように、環状流路１３を通過した燃焼空気は、パイロットノズル１の先端部に設けられている噴射孔６ａからフィルム状にパイロットノズル１外へと噴射される。

　パイロットノズル１をガス専焼用として使用する場合においても、内筒５の軸中心位置に設けられている空間部８にダミーノズル１２が挿入されることによって、内筒５の内壁とダミーノズル１２との間には、環状の環状流路１３が形成されることとなる。

　このような構成のパイロットノズル１をガス専焼用として使用する場合の流れについて、図１Ａおよび図１Ｂを用いて説明する。
　内筒５の軸中心部に設けられている空間部８に挿入されている油燃料用ノズル１１を取り除く。油燃料用ノズル１１が取り除かれた空間部８に、ダミーノズル１２を挿入する。ダミーノズル１２は、その先端部から油燃料が噴射されない構造となっている。このようなダミーノズル１２の外壁と内筒５の内壁との間には、環状流路１３が形成されることとなる。

　ダミーノズル１２を有しているパイロットノズル１がガス専焼用として用いられる際には、ガス燃料流路９から導かれたガス燃料と、燃焼空気噴射孔を経た燃焼空気とがパイロットノズル１から噴射される。すなわち、ガス燃料流路９から導かれたガス燃料は、ガス燃料噴射孔９ａから噴射され、燃焼空気流路７を流通して燃焼空気噴射孔から噴射した燃焼空気および空気流路４からの燃焼空気と混合されて燃焼する。

　空間部８に油燃料用ノズル１１が挿入されている場合と同様に、連通部１０から環状流路１３へと導かれた燃焼空気は、パイロットノズル１の先端部の噴射孔６ａから噴射される。

　内筒５の先端部とダミーノズル１２の先端部との間には所定のすきまが形成されているので、環状流路１３に導かれた燃焼空気は、図１Ａの二点鎖線で塗りつぶした矢印で示すように、上流から下流へと向かって内筒５の延在方向を通過する。環状流路１３を通過した燃焼空気は、パイロットノズル１の先端部に設けられている噴射孔６ａからフィルム状にパイロットノズル１外へと噴射される。

　環状流路１３を通過して噴射孔６ａから円筒状のフィルム空気（燃焼空気層）が噴射されることによって、パイロットノズル１の先端部はフィルム空気に覆われることになるので、パイロットノズル１の先端部の高温化を防止してパイロットノズル１の先端部を冷却することができる。

　連通部１０から環状流路１３に導かれる燃焼空気量は、燃焼空気流路７を通過する燃焼空気量に比べて少量である。

　以上説明したように、本実施形態に係るパイロットノズル１、これを備えている燃焼器およびこれを備えているガスタービンによれば、以下の作用効果を奏する。
　パイロットノズル（燃料ノズル）１をガス専焼用として使用する場合（ガス燃料（流体）のみを噴射する場合）であっても、燃焼空気流路７に導かれる燃焼空気の一部を導いて、内筒５に設けられている空間部８にダミーノズル１２が挿入されることにより形成される環状流路１３の先端部から燃焼空気を導出することとした。環状流路１３の先端部から導出する燃焼空気は、フィルム冷却効果によってパイロットノズル１の先端部を冷却する。これにより、環状流路１３に燃焼空気を導く連通部１０を内筒５に設けるだけの単純な構造によって、パイロットノズル１単体での冷却が可能となる。そのため、パイロットノズル１先端部の改造や冷却のための新装備が不要となる。したがって、パイロットノズル１を冷却するためのコストを抑えることができる。

　燃焼空気の流れに対してバーナ筒２に設けられている旋回翼３よりも上流側に空間部８へと燃焼空気の一部を導く連通部１０を設けることとした。旋回翼３の前後では、差圧が大きくなるため、この差圧を利用してパイロットノズル１の空間部８に燃焼空気を導くことができる。したがって、パイロットノズル１の冷却を効率的に行うことができる。
　パイロットノズル１において、旋回翼３にも燃料を供給し、旋回翼３の表面から燃焼空気中に燃料を噴射することもできる。

　冷却をするための構造が簡易でかつコストを抑えたパイロットノズル１を用いることとした。したがって、安価かつ容易に燃焼器（ガスタービン燃焼器）の損傷の発生を低減することができる。

　安価かつ容易に損傷の発生を低減することが可能な燃焼器（図示せず）を用いることとした。したがって、ガス専焼用として使用する際にガスタービン（図示せず）に生じる損傷を容易かつ安価に低減することができる。

［第２実施形態］
　本実施形態のパイロットノズル、これを備えた燃焼器およびこれを備えたガスタービンは、連通部の断面形状が異なる点で、第１実施形態と相違しその他は同様である。したがって、同一の構成およびガス専焼用として使用する際の流れについては、その説明を省略する。

　各（少なくとも１つの）連通部は、その延在方向に直交する断面形状が内筒の軸方向に長軸を有している楕円形状とされている。すなわち、連通部の断面形状の長軸は、内筒に形成されているガス燃料流路の延在方向と同じ方向とされることとなる。

　以上説明したように、本実施形態に係るパイロットノズル、これを備えている燃焼器およびこれを備えているガスタービンによれば、以下の作用効果を奏する。
　連通部の内筒から空間部に向かう連通部の延在方向に直交する断面形状を内筒の軸方向に長軸を有して長くなっている楕円形状にすることとした。これにより、連通部の断面形状を大きくした場合であっても、連通部とガス燃料流路（内部流路）とが干渉することなく空間部に導く燃焼空気量を増加させることができる。したがって、パイロットノズル（燃料ノズル）の冷却をより効率的に行うことができる。

　本実施形態では、連通部の断面形状を楕円形状として説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、長方形など内筒の軸方向に長軸を有している形状であれば良い。
　連通部を内筒の軸方向に長軸を有する形状とするのではなく、連通部の総断面積を確保するために、連通部を内筒の軸方向に複数設けても良く、また、これらを併用しても良い。
　連通部を内筒の軸方向に複数設けた場合には、空間部に導く燃焼空気量をさらに増加させることができるので、パイロットノズルの冷却をより一層効率的に行うことができる。

［第３実施形態］
　本実施形態のパイロットノズル、これを備えた燃焼器およびこれを備えたガスタービンは、空間部とガス燃料流路との間の内筒に環状の戻り燃焼空気流路を備える点で、第１実施形態と相違しその他は同様である。したがって、同一の構成およびガス専焼用として使用する際の流れについては、同一の符号を付してその説明を省略する。
　図２Ａから図２Ｃは、本実施形態に係る燃焼器に設けられるパイロットノズルであり、図２Ａは、縦断面概略構成図を示し、図２Ｂは、図２Ａに示すＢ－Ｂ部の横断面図を示し、図２Ｃは、図２Ａに示すＣ－Ｃ部の横断面図を示している。また、図３は、図２Ａに示したパイロットノズルの先端部の部分拡大概略図を示している。

　図２Ａに示すように、パイロットノズル（燃料ノズル）２０は、各ガス燃料流路（内部流路）９と空間部８とに挟まれるように内筒５に設けられており、内筒５の軸方向に向かって延在する環状の戻り燃焼空気流路２１と、戻り燃焼空気流路２１と燃焼空気流路７との間を接続している複数（例えば８つ）の接続部２２とを有している。

　戻り燃焼空気流路２１は、内筒５の先端部の近傍の各ガス燃料流路９と空間部８と間の内筒５に形成されており、図２Ｃに示すように環状の流路を形成している。戻り燃焼空気流路２１は、空間部８の先端において空間部８と連通している。

　接続部２２は、戻り燃焼空気流路２１と燃焼空気流路７との間を内筒５の半径方向に向かって接続している。接続部２２によって、戻り燃焼空気流路２１と燃焼空気流路７とが連通することとなる。各接続部２２は、図２Ｃに示すように、内筒５の周方向にガス燃料流路９間に交互に設けられており、各接続部２２と各ガス燃料流路９とは交わらない構造となっている。

　このような構成のパイロットノズル２０をガス専焼用として使用する（ガス燃料（流体）のみを噴射する）場合には、内筒５の軸中心部に設けられている空間部８にダミーノズル１２を挿入し、図３に示すように、空間部８にダミーノズル１２を挿入することにより形成される環状流路１３の先端に環状流路１３に連通する複数の孔２３ａを有しているインピンジ板（多孔板）２３を設け、戻り燃焼空気流路２１の先端に戻り燃焼空気流路２１を閉塞する閉塞板（閉塞物）２４を設ける。

　環状流路１３の先端にインピンジ板２３を設けることによって、連通孔１０（図２Ａ参照）から環状流路１３を経た燃焼空気がインピンジ板２３に設けられている複数の孔２３ａから導出される。このインピンジ板２３の複数の孔２３ａから導出された燃焼空気は、戻り燃焼空気流路２１の先端を閉塞している閉塞板２４に衝突する。これによって、パイロットノズル２０の先端が冷却されることとなる。
　インピンジ板２３に設けられる孔２３ａは直径１ｍｍとするのが好ましい。

　インピンジ板２３の複数の孔２３ａから導出された燃焼空気は、閉塞板２４に衝突することによって、その流れ方向が転向させられる。転向した燃焼空気は、戻り燃焼空気流路２１へと導かれる。戻り燃焼空気流路２１内の燃焼空気は、内筒５の先端部から内筒５の基端部側（図２Ａおよび図３の右側から左側）へと導かれて、各接続部２２を経て燃焼空気流路７へと導出される。

　各接続部２２を経て燃焼空気流路７に導出された燃焼空気は、導入口７ａから燃焼空気流路７に導かれた燃焼空気と合流する。合流した燃焼空気は、燃焼空気流路７の下流側に穿設されている燃焼空気噴射孔（図示せず）から噴射されて、ガス燃料噴射孔９ａから噴射されたガス燃料と混合されて燃料ガスとなる。

　以上説明したように、本実施形態に係るパイロットノズル２０、これを備えている燃焼器およびこれを備えているガスタービン（図示せず）によれば、以下の作用効果を奏する。
　ガス燃料流路（内部流路）９と空間部８とに挟まれている内筒５には、戻り燃焼空気流路２１を設けて、この戻り燃焼空気流路２１を複数（例えば８つ）の接続部２２を介して燃焼空気流路７に接続することとした。戻り燃焼空気流路２１の先端に閉塞板（閉塞物）２４を設けて戻り燃焼空気流路２１を閉塞し、空間部８にダミーノズル１２を挿入することにより形成される環状流路１３の先端に環状流路１３と連通する複数の孔２３ａを有しているインピンジ板（多孔板）２３を設けることとした。これにより、環状流路１３を流通した燃焼空気がインピンジ板２３から導出されて、閉塞板２４に衝突して戻り燃焼空気流路２１へと導かれる。さらに、戻り燃焼空気流路２１へと導かれた燃焼空気は、接続部２２を介して燃焼空気流路７へと導かれることとなる。そのため、パイロットノズル（燃料ノズル）２０の先端部をインピンジ板２３から閉塞板２４に衝突した燃焼空気によって冷却した後に、冷却した燃焼空気を燃焼空気流路７へと戻すことができる。したがって、パイロットノズル２０の先端部の冷却をおこなうと共に、冷却によってパイロットノズル２０から噴射される燃料濃度が濃くなることを抑制することができる。

　環状流路１３の先端にインピンジ板２３を設け、戻り燃焼空気流路２１の先端に閉塞板２４を設けるだけの構造であるため、パイロットノズル２０を冷却するためのコストを抑えることができる。

［第４実施形態］
　本実施形態のパイロットノズル、これを備えた燃焼器およびこれを備えたガスタービンは、内筒の先端に微孔板を設ける点で、第１実施形態と相違しその他は同様である。したがって、同一の構成およびガス専焼用として使用する際の流れについては、同一の符号を付してその説明を省略する。
　図４Ａおよび図４Ｂは、本実施形態に係る燃焼器に設けられるパイロットノズルであり、図４Ａは、縦断面概略構成図を示し、図４Ｂは、図４Ａに示すＤ－Ｄ部の横断面図を示している。図５は、図４Ａに示したパイロットノズルの先端部の拡大概略図を示している。

　パイロットノズル（燃料ノズル）３０をガス専焼用として使用する（ガス燃料（流体）のみを噴射する）場合には、空間部８にダミーノズル１２を挿入することにより形成される環状流路１３の先端に、図５に示すように複数の微孔３１ａを有している微孔板３１を設ける。
　微孔板３１に設けられる微孔３１ａは直径１ｍｍとするのが好ましい。

　微孔板３１に設けられている複数の微孔３１ａにより、内筒５とダミーノズル１２との間に形成されている環状流路１３から導かれた燃料空気が、パイロットノズル３０の先端部から染み出してパイロットノズル３０の先端部をフィルム冷却効果により冷却する。

　以上説明したように、本実施形態に係るパイロットノズル３０、これを備えている燃焼器およびこれを備えているガスタービンによれば、以下の作用効果を奏する。
　複数の微孔３１ａを有している微孔板３１を空間部８にダミーノズル１２を挿入することにより形成される環状流路１３の先端に設けることとした。これにより、環状流路１３から微孔板３１に設けられている微孔３１ａを通過した燃焼空気がパイロットノズル（燃料ノズル）３０の先端部からしみ出すこととなる。そのため、微孔板３１からしみ出す燃焼空気は、パイロットノズル３０の先端部にフィルム効果を及ぼすこととなる。したがって、環状流路１３の先端に微孔板３１を設ける簡易な構造によって、パイロットノズル３０の先端部の冷却を行うことができる。

　本発明は上述した実施形態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で各種変更・変形が可能である。
　例えば、上記実施形態では、ガス燃料流路９にはガス燃料が流れ、油燃料用ノズル１１には、油燃料が流れるとして説明したが、状況に応じて、他の燃料、蒸気、水あるいはパージ空気などの流体を流すことが可能である。また、油燃料用ノズル１１に代えて、付加的なガス燃料用ノズルを取り付けることも可能である。

１、２０、３０　パイロットノズル（燃料ノズル）
２　バーナ筒
３　旋回翼
４　空気流路
５　内筒
６　外筒
８　空間部
９　ガス燃料流路（内部流路）
１０　連通部
２１　戻り燃焼空気流路
２２　接続部
２３　多孔板
２３ａ　孔
２４　閉塞板（閉塞物）
３１　微孔板
３１ａ　微孔

Claims (8)

1. 　内筒と、
   　該内筒の先端周辺の外周に同心円状に設けられて、該内筒の先端部を囲むバーナ筒と、
   　該バーナ筒と前記内筒との間であって、燃焼空気が流通する空気流路と、
   　前記内筒の軸中心位置に形成され、前記内筒の軸方向に延在する空間部と、
   　前記内筒の周方向に略等間隔に複数設けられて、先端部から流体を噴射する内部流路と、
   　前記内筒の先端部よりも上流側に設けられて、該内筒の外壁から半径方向内側に向かって延在して前記空間部に連通する少なくとも１つの連通部と、を備え、
   　前記空間部には、前記空気流路に導かれる前記燃焼空気の一部を前記連通部から導いて、前記空間部の先端部から前記燃焼空気を導出する燃料ノズル。
2. 　前記空気流路の軸方向の途中位置に設けられて前記燃焼空気に旋回力を付与して旋回空気流にする旋回翼を備え、
   　前記連通部は、前記旋回翼の上流側に設けられる請求項１に記載の燃料ノズル。
3. 　前記連通部の少なくとも１つの延在方向に直交する断面形状は、前記内筒の軸方向に長軸を有する請求項１または請求項２に記載の燃料ノズル。
4. 　前記連通部は、前記内筒の軸方向に複数有する請求項１から請求項３のいずれかに記載の燃料ノズル。
5. 　前記内部流路と前記空間部とに挟まれるように前記内筒に設けられて、該内筒の軸方向に向かって延在する環状の戻り燃焼空気流路と、
   　該戻り燃焼空気流路と前記空気流路との間を接続する複数の接続部と、を備え、
   　前記空間部の先端に該空間部に連通する複数の孔を有する多孔板を設け、前記戻り燃焼空気流路の先端に該戻り燃焼空気流路を閉塞する閉塞物を設けることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれかに記載の燃料ノズル。
6. 　前記空間部の先端に複数の微孔を有する微孔板を設ける請求項１から請求項４のいずれかに記載の燃料ノズル。
7. 　請求項１から請求項６のいずれかに記載の燃料ノズルを備えたガスタービン燃焼器。
8. 　請求項７に記載のガスタービン燃焼器を備えたガスタービン。

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