JP2003035417A - ガスタービン燃焼器のパイロットノズル - Google Patents
ガスタービン燃焼器のパイロットノズルInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
- F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
-
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
Abstract
(57)【要約】
【課題】 保炎効果を向上させるガスタービン燃焼器の
パイロットノズルを提供すること。 【解決手段】 パイロットノズル１の内部には、軸に平
行に配設されたガス燃料流路２が先端部３において、斜
め外側に曲げられて設けられる。これによってパイロッ
トノズル１は、斜め前方に拡散燃料を噴射し、火炎４を
形成させる。燃料噴射口出口には、上方から見た図Ａか
らわかるように、中心部に円柱状の分流体５が設けられ
る。燃料の燃焼に伴う燃焼ガスは、前記分流体５を避け
るように噴出した燃料流れにより、矢印６のように燃料
噴射口出口付近に循環する。これにより、火炎の根元が
安定し、上流から流れて来る空気による火炎の吹き消し
を防止できる。
パイロットノズルを提供すること。 【解決手段】 パイロットノズル１の内部には、軸に平
行に配設されたガス燃料流路２が先端部３において、斜
め外側に曲げられて設けられる。これによってパイロッ
トノズル１は、斜め前方に拡散燃料を噴射し、火炎４を
形成させる。燃料噴射口出口には、上方から見た図Ａか
らわかるように、中心部に円柱状の分流体５が設けられ
る。燃料の燃焼に伴う燃焼ガスは、前記分流体５を避け
るように噴出した燃料流れにより、矢印６のように燃料
噴射口出口付近に循環する。これにより、火炎の根元が
安定し、上流から流れて来る空気による火炎の吹き消し
を防止できる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、保炎効果を向上
させるガスタービン燃焼器のパイロットノズルに関し、
さらに詳しくは、燃焼器内の燃焼に伴う燃焼ガスの循環
を利用して保炎効果を向上させるガスタービン燃焼器の
パイロットノズルに関する。
させるガスタービン燃焼器のパイロットノズルに関し、
さらに詳しくは、燃焼器内の燃焼に伴う燃焼ガスの循環
を利用して保炎効果を向上させるガスタービン燃焼器の
パイロットノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】図８は、従来のガスタービン燃焼器のパ
イロットノズルを示す外観図である。同図は、油燃料８
１とガス燃料８２の２種類の燃料を噴射するデュアル形
のパイロットノズル８３を示している。油燃料８１は、
パイロットノズル８３の軸心部を流路とし、先端から拡
散噴射される。一方、ガス燃料８２は、軸心の周りを周
方向に複数、例えば８箇所設けられた燃料流路８４を流
れ、パイロットノズル８３の斜め前方に拡散噴射され
る。パイロットノズル８３の周りには、パイロットスワ
ラー８５を通過することによって旋回流となったパイロ
ット空気が流れ、上記燃料と共に火炎をつくる。
イロットノズルを示す外観図である。同図は、油燃料８
１とガス燃料８２の２種類の燃料を噴射するデュアル形
のパイロットノズル８３を示している。油燃料８１は、
パイロットノズル８３の軸心部を流路とし、先端から拡
散噴射される。一方、ガス燃料８２は、軸心の周りを周
方向に複数、例えば８箇所設けられた燃料流路８４を流
れ、パイロットノズル８３の斜め前方に拡散噴射され
る。パイロットノズル８３の周りには、パイロットスワ
ラー８５を通過することによって旋回流となったパイロ
ット空気が流れ、上記燃料と共に火炎をつくる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記従
来のガスタービン燃焼器のパイロットノズル８３では、
燃料の消費量が多く、これをできるだけ抑制したいとい
う要望があった。メインノズルによる燃料の燃焼は燃焼
室における主燃焼となるので、メインノズルから噴射さ
れる燃料を抑制するのは適当でない。一方、パイロット
ノズル８３から噴射されるガス燃料８２による火炎は、
メインノズルから噴射される燃料の着火を補助するとい
う性質を有するものである。この性質から、保炎効果を
向上できれば、パイロットノズル８３の役割を損なうこ
となく、消費燃料を抑制することができる。
来のガスタービン燃焼器のパイロットノズル８３では、
燃料の消費量が多く、これをできるだけ抑制したいとい
う要望があった。メインノズルによる燃料の燃焼は燃焼
室における主燃焼となるので、メインノズルから噴射さ
れる燃料を抑制するのは適当でない。一方、パイロット
ノズル８３から噴射されるガス燃料８２による火炎は、
メインノズルから噴射される燃料の着火を補助するとい
う性質を有するものである。この性質から、保炎効果を
向上できれば、パイロットノズル８３の役割を損なうこ
となく、消費燃料を抑制することができる。
【０００４】そこで、この発明は、上記に鑑みてなされ
たものであって、燃焼器内の燃焼に伴う燃焼ガスの循環
を利用して保炎効果を向上させるガスタービン燃焼器の
パイロットノズルを提供することを目的とする。
たものであって、燃焼器内の燃焼に伴う燃焼ガスの循環
を利用して保炎効果を向上させるガスタービン燃焼器の
パイロットノズルを提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上述の目的を達成するた
めに、請求項１にかかるガスタービン燃焼器のパイロッ
トノズルは、燃焼器内のメインノズル近傍で、斜め前方
に燃料を拡散噴射することによって火炎を保持し、前記
メインノズルから噴射される燃料の着火を補助するガス
タービン燃焼器のパイロットノズルにおいて、燃料噴射
口出口に燃料の燃焼に伴う燃焼ガスを循環させる形状を
有するようにしたものである。
めに、請求項１にかかるガスタービン燃焼器のパイロッ
トノズルは、燃焼器内のメインノズル近傍で、斜め前方
に燃料を拡散噴射することによって火炎を保持し、前記
メインノズルから噴射される燃料の着火を補助するガス
タービン燃焼器のパイロットノズルにおいて、燃料噴射
口出口に燃料の燃焼に伴う燃焼ガスを循環させる形状を
有するようにしたものである。
【０００６】パイロットノズルから噴射される燃料は空
気と反応して火炎をつくる。この火炎の周りには、燃焼
に伴う燃焼ガスが発生する。この燃焼ガスが、燃料噴射
口の出口、すなわち火炎の根元となる部分に循環すると
火炎が安定し、上流から流れて来る空気による火炎の吹
き消しを防止する。
気と反応して火炎をつくる。この火炎の周りには、燃焼
に伴う燃焼ガスが発生する。この燃焼ガスが、燃料噴射
口の出口、すなわち火炎の根元となる部分に循環すると
火炎が安定し、上流から流れて来る空気による火炎の吹
き消しを防止する。
【０００７】また、請求項２にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズルは、請求項１にかかるガスタービ
ン燃焼器のパイロットノズルにおいて、前記構造を、噴
射口出口の燃料流路の中心に燃料の流れを分ける分流体
を設けるようにしたものである。
器のパイロットノズルは、請求項１にかかるガスタービ
ン燃焼器のパイロットノズルにおいて、前記構造を、噴
射口出口の燃料流路の中心に燃料の流れを分ける分流体
を設けるようにしたものである。
【０００８】噴射口出口の燃料流路の中心に燃料の流れ
を分ける分流体があると、燃料はそれを避けるように分
かれて流れる。そして、噴射口から噴出した燃料は空気
に触れて火炎をつくるとともに、その周りには、上記分
流体による狭い通路から急に解放されたことによって生
じる燃焼ガスが循環するようになる。この循環は、パイ
ロットノズルの下流から上流に流れる空気による火炎の
吹き消しを防止する。なお、上記分流体は、円柱、楕円
柱、角柱でもよく、また、噴射口出口に設けた平板のよ
うなものでもよい。
を分ける分流体があると、燃料はそれを避けるように分
かれて流れる。そして、噴射口から噴出した燃料は空気
に触れて火炎をつくるとともに、その周りには、上記分
流体による狭い通路から急に解放されたことによって生
じる燃焼ガスが循環するようになる。この循環は、パイ
ロットノズルの下流から上流に流れる空気による火炎の
吹き消しを防止する。なお、上記分流体は、円柱、楕円
柱、角柱でもよく、また、噴射口出口に設けた平板のよ
うなものでもよい。
【０００９】また、請求項３にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズルは、請求項１にかかるガスタービ
ン燃焼器のパイロットノズルにおいて、前記構造を、前
記パイロットノズル側面であって、空気流れに対する前
記噴射口の下流側にキャビティを設けるようにしたもの
である。
器のパイロットノズルは、請求項１にかかるガスタービ
ン燃焼器のパイロットノズルにおいて、前記構造を、前
記パイロットノズル側面であって、空気流れに対する前
記噴射口の下流側にキャビティを設けるようにしたもの
である。
【００１０】燃焼ガスは、火炎周りに生じるが、火炎の
根元付近にキャビティがあると、そこに燃焼ガスが流れ
込み、循環する。この循環によってできる渦は、火炎の
根元を安定化させ、パイロットノズル上流から流れてく
る空気による吹き消しを防止する役目を果たす。なお、
キャビティの大きさ、形状、くぼみ深さは、燃焼ガスの
循環を考慮して適当な大きさが選択されるのが好まし
い。
根元付近にキャビティがあると、そこに燃焼ガスが流れ
込み、循環する。この循環によってできる渦は、火炎の
根元を安定化させ、パイロットノズル上流から流れてく
る空気による吹き消しを防止する役目を果たす。なお、
キャビティの大きさ、形状、くぼみ深さは、燃焼ガスの
循環を考慮して適当な大きさが選択されるのが好まし
い。
【００１１】また、請求項４にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズルは、燃料供給源からパイロットノ
ズル軸と平行に設けられた燃料流路を内部に有するとと
もに、先端部から燃料を噴射し、メインノズルから噴射
される燃料の着火を補助するガスタービン燃焼器のパイ
ロットノズルにおいて、前記燃料流路を先端部で軸心方
向に内向させて設けるようにしたものである。
器のパイロットノズルは、燃料供給源からパイロットノ
ズル軸と平行に設けられた燃料流路を内部に有するとと
もに、先端部から燃料を噴射し、メインノズルから噴射
される燃料の着火を補助するガスタービン燃焼器のパイ
ロットノズルにおいて、前記燃料流路を先端部で軸心方
向に内向させて設けるようにしたものである。
【００１２】この発明では、先端部までパイロットノズ
ル軸に平行に設けられた燃料流路を当該先端部で軸心方
向に内向させて設けるので、燃料はパイロットノズルの
軸心方向に噴射され、火炎が生じる。この軸心方向に
は、メインノズルからの火炎が引き起こす燃焼に伴う高
温ガスが燃焼器内側から外側に向かい循環している。こ
のことを考慮して、相対的に低温であるパイロットノズ
ル側方にではなく、相対的に高温の前記循環ガス流動方
向に合わせて火炎をつくることによって、火炎を保持し
やすくなる。なお、燃料流路を軸心方向に内向させると
ともに、周方向に向かって横向させ、循環ガスに対する
噴射方向を最適にするのが好ましい。
ル軸に平行に設けられた燃料流路を当該先端部で軸心方
向に内向させて設けるので、燃料はパイロットノズルの
軸心方向に噴射され、火炎が生じる。この軸心方向に
は、メインノズルからの火炎が引き起こす燃焼に伴う高
温ガスが燃焼器内側から外側に向かい循環している。こ
のことを考慮して、相対的に低温であるパイロットノズ
ル側方にではなく、相対的に高温の前記循環ガス流動方
向に合わせて火炎をつくることによって、火炎を保持し
やすくなる。なお、燃料流路を軸心方向に内向させると
ともに、周方向に向かって横向させ、循環ガスに対する
噴射方向を最適にするのが好ましい。
【００１３】
【発明の実施の形態】以下、この発明につき図面を参照
しつつ詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこ
の発明が限定されるものではない。
しつつ詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこ
の発明が限定されるものではない。
【００１４】（実施の形態１）図１は、実施の形態１に
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズル先端部を
示す横断面図である。同図（ａ）は、円柱状の分流体を
火炎の根元にあたる部分である噴射口出口に設けたとき
を示し、（ｂ）は、中心部に円形平板を当該噴出口に設
けたときを示す。同図（ａ）において、パイロットノズ
ル１の周囲にはパイロット空気が流れている。パイロッ
トノズル１の内部には、当該パイロットノズル１の軸に
平行に配設されたガス燃料流路２が先端部３において、
斜め外側に曲げられて設けられる。
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズル先端部を
示す横断面図である。同図（ａ）は、円柱状の分流体を
火炎の根元にあたる部分である噴射口出口に設けたとき
を示し、（ｂ）は、中心部に円形平板を当該噴出口に設
けたときを示す。同図（ａ）において、パイロットノズ
ル１の周囲にはパイロット空気が流れている。パイロッ
トノズル１の内部には、当該パイロットノズル１の軸に
平行に配設されたガス燃料流路２が先端部３において、
斜め外側に曲げられて設けられる。
【００１５】これによってパイロットノズル１は、斜め
前方に拡散燃料を噴射し、火炎４を形成させる。燃料噴
射口出口には、上方から見た図Ａからわかるように、中
心部に円柱状の分流体５が設けられる。燃料の燃焼に伴
う燃焼ガスは、前記分流体５を避けるように噴出した燃
料流れにより、矢印６のように燃料噴射口出口に循環す
る。これにより、火炎４の根元が安定し、上流から流れ
て来る空気による火炎の吹き消しを防止できる。
前方に拡散燃料を噴射し、火炎４を形成させる。燃料噴
射口出口には、上方から見た図Ａからわかるように、中
心部に円柱状の分流体５が設けられる。燃料の燃焼に伴
う燃焼ガスは、前記分流体５を避けるように噴出した燃
料流れにより、矢印６のように燃料噴射口出口に循環す
る。これにより、火炎４の根元が安定し、上流から流れ
て来る空気による火炎の吹き消しを防止できる。
【００１６】同図（ｂ）は、上記の円柱状の分流体５の
代わりに中心部に円形平板を設けた分流体７を燃料噴射
口出口に嵌合させる場合を示している。上方から見た図
Ｂからわかるように、分流体７中心部の円形平板は、嵌
合されるリング体の四方から支持される。これによって
も、燃料は、中央の円形平板部分を避けるように流れ、
噴射口出口での燃焼に伴う燃焼ガスが矢印８のように循
環するようになる。なお、分流体７は、この他にも楕円
柱、角柱のようなものでもよい。このようにすれば、パ
イロットノズルから発生する火炎の保炎性を向上させる
ことができる。また、保炎性が上がるので、燃料節約に
も寄与させることができる。
代わりに中心部に円形平板を設けた分流体７を燃料噴射
口出口に嵌合させる場合を示している。上方から見た図
Ｂからわかるように、分流体７中心部の円形平板は、嵌
合されるリング体の四方から支持される。これによって
も、燃料は、中央の円形平板部分を避けるように流れ、
噴射口出口での燃焼に伴う燃焼ガスが矢印８のように循
環するようになる。なお、分流体７は、この他にも楕円
柱、角柱のようなものでもよい。このようにすれば、パ
イロットノズルから発生する火炎の保炎性を向上させる
ことができる。また、保炎性が上がるので、燃料節約に
も寄与させることができる。
【００１７】（実施の形態２）図２は、実施の形態２に
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。パイロットノズル１１周りのパイロット
空気、およびガス燃料流路１２は上記実施の形態１と同
様なので説明を省略する。このパイロットノズル１１
は、当該パイロットノズル１１側面であって、パイロッ
ト空気流れに対する噴射口１３の下流側にキャビティ１
４を設けたものである。上方から見た図Ｃからも分かる
ように、キャビティ１４は、噴射口１３の下流側に部分
的に設けられたくぼみで形成されている。
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。パイロットノズル１１周りのパイロット
空気、およびガス燃料流路１２は上記実施の形態１と同
様なので説明を省略する。このパイロットノズル１１
は、当該パイロットノズル１１側面であって、パイロッ
ト空気流れに対する噴射口１３の下流側にキャビティ１
４を設けたものである。上方から見た図Ｃからも分かる
ように、キャビティ１４は、噴射口１３の下流側に部分
的に設けられたくぼみで形成されている。
【００１８】燃焼ガスは、火炎周りに生じるが、火炎の
根元付近にキャビティ１４があると、矢印１５に示すよ
うに、当該キャビティ１４に燃焼ガスが流れ込み、循環
する。この循環によってできる渦は、火炎の根元を安定
化させ、パイロットノズル１１上流から流れてくる空気
による吹き消しを防止する役目を果たす。なお、キャビ
ティ１４は、切削加工や放電加工で容易に加工でき、図
に示した形状・大きさ、くぼみ深さに限るものではな
く、燃料ガス等が循環しやすい適当な形状が選択され
る。火炎の保炎性が向上すれば、従来よりも少ない燃料
でメインノズルからの燃料燃焼を補助できるので、燃料
節約にも寄与させることができる。
根元付近にキャビティ１４があると、矢印１５に示すよ
うに、当該キャビティ１４に燃焼ガスが流れ込み、循環
する。この循環によってできる渦は、火炎の根元を安定
化させ、パイロットノズル１１上流から流れてくる空気
による吹き消しを防止する役目を果たす。なお、キャビ
ティ１４は、切削加工や放電加工で容易に加工でき、図
に示した形状・大きさ、くぼみ深さに限るものではな
く、燃料ガス等が循環しやすい適当な形状が選択され
る。火炎の保炎性が向上すれば、従来よりも少ない燃料
でメインノズルからの燃料燃焼を補助できるので、燃料
節約にも寄与させることができる。
【００１９】（実施の形態３）図３は、実施の形態３に
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル２１は、噴射口出
口２３における燃料流路２２の口径Ｄｍを深座ぐり状に
広げたものである。噴射口出口２３において、急激に口
径を広げるとそこに燃料の燃焼に伴う燃焼ガスが矢印２
４のように循環するようになる。この循環によって生じ
る渦は火炎の根元に渦巻き、上流からの空気による火炎
の吹き消しを防止する。なお、広げる口径は、燃焼ガス
が循環しやすくなるように適当な大きさ、深さが選択さ
れる。
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル２１は、噴射口出
口２３における燃料流路２２の口径Ｄｍを深座ぐり状に
広げたものである。噴射口出口２３において、急激に口
径を広げるとそこに燃料の燃焼に伴う燃焼ガスが矢印２
４のように循環するようになる。この循環によって生じ
る渦は火炎の根元に渦巻き、上流からの空気による火炎
の吹き消しを防止する。なお、広げる口径は、燃焼ガス
が循環しやすくなるように適当な大きさ、深さが選択さ
れる。
【００２０】このような構成は、加工が施しやすく、か
つ、燃焼ガスが循環する渦を形成しやすくすることがで
きる。また、パイロット空気が直接火炎根元に吹き付け
ることもないので、パイロットノズル２１から発生する
拡散火炎２５の保炎性を向上させることができる。ま
た、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与する。
つ、燃焼ガスが循環する渦を形成しやすくすることがで
きる。また、パイロット空気が直接火炎根元に吹き付け
ることもないので、パイロットノズル２１から発生する
拡散火炎２５の保炎性を向上させることができる。ま
た、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与する。
【００２１】（実施の形態４）図４は、実施の形態４に
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル３１は、上流側か
らのパイロット空気の流れを遮るようにＵ字状壁３２で
噴射口３３を囲むことを特徴とする。Ｕ字状壁３２は、
パイロットノズル３１の上流側からの空気を遮るだけで
なく、矢印３４のように、その内側に燃焼ガスが循環す
ることによる渦を形成させる。このような構成にして
も、燃焼ガスが渦を形成し、パイロットノズル３１から
発生する拡散火炎の保炎性を向上させることができる。
また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与させるこ
とができる。
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル３１は、上流側か
らのパイロット空気の流れを遮るようにＵ字状壁３２で
噴射口３３を囲むことを特徴とする。Ｕ字状壁３２は、
パイロットノズル３１の上流側からの空気を遮るだけで
なく、矢印３４のように、その内側に燃焼ガスが循環す
ることによる渦を形成させる。このような構成にして
も、燃焼ガスが渦を形成し、パイロットノズル３１から
発生する拡散火炎の保炎性を向上させることができる。
また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与させるこ
とができる。
【００２２】（実施の形態５）図５は、実施の形態５に
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル４１は、噴射口４
２を囲むように突出した筒体４３を当該パイロットノズ
ル４１の側面に設けたものである。筒体４３は、パイロ
ットノズル４１の上流側から流れてくるパイロット空気
を遮り、その内側には燃焼ガスの渦４４を形成させる。
なお、噴射口４２出口から遠くなる側の筒体４３端部
は、渦をより安定して循環させるため、および巻き込む
空気の影響を避けるために内側方向に折り返す形状４５
としてもよい。また、筒体４３の側部には適度な量、方
向で空気を送り入れるための空気孔４６を設けてもよ
い。
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル４１は、噴射口４
２を囲むように突出した筒体４３を当該パイロットノズ
ル４１の側面に設けたものである。筒体４３は、パイロ
ットノズル４１の上流側から流れてくるパイロット空気
を遮り、その内側には燃焼ガスの渦４４を形成させる。
なお、噴射口４２出口から遠くなる側の筒体４３端部
は、渦をより安定して循環させるため、および巻き込む
空気の影響を避けるために内側方向に折り返す形状４５
としてもよい。また、筒体４３の側部には適度な量、方
向で空気を送り入れるための空気孔４６を設けてもよ
い。
【００２３】このような構成にしても、上記実施の形態
１〜４と同様に燃焼ガスが渦を形成し、パイロットノズ
ルから発生する拡散火炎の保炎性を向上させることがで
きる。また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与さ
せることができる。
１〜４と同様に燃焼ガスが渦を形成し、パイロットノズ
ルから発生する拡散火炎の保炎性を向上させることがで
きる。また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与さ
せることができる。
【００２４】（実施の形態６）図６は、実施の形態６に
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル５１は、燃料の燃
焼に伴う燃焼ガスと空気との混合気を循環させる形状と
して、パイロット空気流れに対する噴射口５２出口の上
流部から流れ来る当該空気を前記噴射口５２出口から遠
ざける傾斜面５３を有する。また、当該傾斜面５３の内
側であって前記噴射口５２出口に燃焼ガスが循環する懐
（ふところ）部５４を有することを特徴とする。
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル５１は、燃料の燃
焼に伴う燃焼ガスと空気との混合気を循環させる形状と
して、パイロット空気流れに対する噴射口５２出口の上
流部から流れ来る当該空気を前記噴射口５２出口から遠
ざける傾斜面５３を有する。また、当該傾斜面５３の内
側であって前記噴射口５２出口に燃焼ガスが循環する懐
（ふところ）部５４を有することを特徴とする。
【００２５】パイロット空気は、パイロットノズル５１
の根元から先端の方向にかけて流れる。この空気流れに
対して噴射口５２出口の上流部から前記噴射口５２出口
にかけて傾斜面５３が存在すると、前記空気は、前記噴
射口５２出口から遠ざかる方向に流れる。これによっ
て、噴射口５２出口に形成される火炎の根元が空気によ
って吹き消されなくなる。
の根元から先端の方向にかけて流れる。この空気流れに
対して噴射口５２出口の上流部から前記噴射口５２出口
にかけて傾斜面５３が存在すると、前記空気は、前記噴
射口５２出口から遠ざかる方向に流れる。これによっ
て、噴射口５２出口に形成される火炎の根元が空気によ
って吹き消されなくなる。
【００２６】一方、前記傾斜面５３の内側であって前記
噴射口５２出口に燃焼ガスが循環する懐部５４を有する
ようにすると、矢印５５のように燃焼ガスがそこに循環
し、火炎が安定する。なお、傾斜面５３は平面である必
要はなく、緩やかな曲面にしてもよい。また、傾斜面５
３の傾斜角度ａ、懐部形成角度ｂは燃焼ガスが効率よく
循環するように適当に選択することが好ましい。
噴射口５２出口に燃焼ガスが循環する懐部５４を有する
ようにすると、矢印５５のように燃焼ガスがそこに循環
し、火炎が安定する。なお、傾斜面５３は平面である必
要はなく、緩やかな曲面にしてもよい。また、傾斜面５
３の傾斜角度ａ、懐部形成角度ｂは燃焼ガスが効率よく
循環するように適当に選択することが好ましい。
【００２７】このような構成にしても、上記実施の形態
１〜５と同様に燃焼ガスが渦を形成し、パイロットノズ
ルから発生する拡散火炎の保炎性を向上させることがで
きる。また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与さ
せることができる。
１〜５と同様に燃焼ガスが渦を形成し、パイロットノズ
ルから発生する拡散火炎の保炎性を向上させることがで
きる。また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与さ
せることができる。
【００２８】（実施の形態７）図７は、実施の形態７に
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル６１は、燃料供給
源から軸と平行に設けられた燃料流路６２を内部に有す
るものを基礎としている。そして、前記燃料流路６２を
先端部で軸心６３方向に内向させて設けることを特徴と
する。
かかるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを示す横
断面図である。このパイロットノズル６１は、燃料供給
源から軸と平行に設けられた燃料流路６２を内部に有す
るものを基礎としている。そして、前記燃料流路６２を
先端部で軸心６３方向に内向させて設けることを特徴と
する。
【００２９】この発明では、軸心６３に平行に設けられ
た燃料流路６２を上記のように設けるので、燃料はパイ
ロットノズル６１の軸心６３方向に噴射され、火炎６４
が生じる。この軸心６３方向には、メインノズルからの
火炎６４が引き起こす燃焼に伴う高温ガスが燃焼器内側
から外側に向かい循環６５している。したがって、この
高温循環ガスの流動方向に合わせて火炎６４をつくるこ
とによって、火炎を保持しやすくなる。
た燃料流路６２を上記のように設けるので、燃料はパイ
ロットノズル６１の軸心６３方向に噴射され、火炎６４
が生じる。この軸心６３方向には、メインノズルからの
火炎６４が引き起こす燃焼に伴う高温ガスが燃焼器内側
から外側に向かい循環６５している。したがって、この
高温循環ガスの流動方向に合わせて火炎６４をつくるこ
とによって、火炎を保持しやすくなる。
【００３０】なお、燃料流路６２を軸心６３方向に内向
させると共に、周方向に向かって横向させ、循環ガスに
対する噴射方向を最適にするのが好ましい。具体的に
は、内向角α、横向角θの角度を最適に設計する。ただ
し、先端部の燃料流路６２は同図に示すように必ずしも
屈折していなければならないものではなく、曲線の曲率
を最適にして内向させてもいい。
させると共に、周方向に向かって横向させ、循環ガスに
対する噴射方向を最適にするのが好ましい。具体的に
は、内向角α、横向角θの角度を最適に設計する。ただ
し、先端部の燃料流路６２は同図に示すように必ずしも
屈折していなければならないものではなく、曲線の曲率
を最適にして内向させてもいい。
【００３１】このような構成にすれば、相対的に低温で
あるパイロットノズル側方に燃料を噴射させるよりも、
上記実施の形態１〜６と同様に、パイロットノズルから
発生する拡散火炎の保炎性を向上させることができる。
また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与させるこ
とができる。
あるパイロットノズル側方に燃料を噴射させるよりも、
上記実施の形態１〜６と同様に、パイロットノズルから
発生する拡散火炎の保炎性を向上させることができる。
また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与させるこ
とができる。
【００３２】
【発明の効果】以上説明したように、この発明にかかる
ガスタービン燃焼器のパイロットノズル（請求項１）に
よれば、燃料噴射口の出口付近で燃料の燃焼に伴う燃焼
ガスが循環する形状を有するようにしたので、パイロッ
トノズルから発生する火炎の保炎性を向上させることが
できる。また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与
する。
ガスタービン燃焼器のパイロットノズル（請求項１）に
よれば、燃料噴射口の出口付近で燃料の燃焼に伴う燃焼
ガスが循環する形状を有するようにしたので、パイロッ
トノズルから発生する火炎の保炎性を向上させることが
できる。また、保炎性が上がるので、燃料節約にも寄与
する。
【００３３】また、この発明にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズル（請求項２）によれば、噴射口出
口の燃料流路の中心に燃料の流れを分ける分流体を設け
たので、火炎の根元で燃料の燃焼に伴う燃焼ガスが循環
し、パイロットノズルから発生する拡散火炎の保炎性を
向上させることができる。また、保炎性が上がるので、
燃料節約にも寄与する。
器のパイロットノズル（請求項２）によれば、噴射口出
口の燃料流路の中心に燃料の流れを分ける分流体を設け
たので、火炎の根元で燃料の燃焼に伴う燃焼ガスが循環
し、パイロットノズルから発生する拡散火炎の保炎性を
向上させることができる。また、保炎性が上がるので、
燃料節約にも寄与する。
【００３４】また、この発明にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズル（請求項３）によれば、パイロッ
トノズル側面にある噴射口出口の下流側にキャビティを
設けたので、燃焼ガスがキャビティで循環するようにな
り、パイロットノズルから発生する拡散火炎の保炎性を
向上させることができる。また、保炎性が上がるので、
燃料節約にも寄与する。
器のパイロットノズル（請求項３）によれば、パイロッ
トノズル側面にある噴射口出口の下流側にキャビティを
設けたので、燃焼ガスがキャビティで循環するようにな
り、パイロットノズルから発生する拡散火炎の保炎性を
向上させることができる。また、保炎性が上がるので、
燃料節約にも寄与する。
【００３５】また、この発明にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズル（請求項４）によれば、燃料流路
を先端部で軸心方向に内向させて設けるようにしたの
で、高温循環ガス中に燃料を噴射することができ、それ
によって生じる火炎の保炎性を向上させることができ
る。また、保炎性が向上するので、燃料の節約にも寄与
する。
器のパイロットノズル（請求項４）によれば、燃料流路
を先端部で軸心方向に内向させて設けるようにしたの
で、高温循環ガス中に燃料を噴射することができ、それ
によって生じる火炎の保炎性を向上させることができ
る。また、保炎性が向上するので、燃料の節約にも寄与
する。
【図１】実施の形態１にかかるパイロットノズルを示す
横断面であり、（ａ）は円柱状の分流体を設けた場合で
あり、（ｂ）は、円形平板を分流体とした場合である。
横断面であり、（ａ）は円柱状の分流体を設けた場合で
あり、（ｂ）は、円形平板を分流体とした場合である。
【図２】実施の形態２にかかるパイロットノズルを示す
横断面図である。
横断面図である。
【図３】実施の形態３にかかるパイロットノズルを示す
横断面図である。
横断面図である。
【図４】実施の形態４にかかるパイロットノズルを示す
横断面図である。
横断面図である。
【図５】実施の形態５にかかるパイロットノズルを示す
横断面図である。
横断面図である。
【図６】実施の形態６にかかるパイロットノズルを示す
横断面図である。
横断面図である。
【図７】実施の形態７にかかるパイロットノズルを示す
横断面図である。
横断面図である。
【図８】従来のガスタービン燃焼器のパイロットノズル
を示す構成図である。
を示す構成図である。
１、１１，２１、３１、４１、５１、６１、８３ パイ
ロットノズル ５、７ 分流体 １３、３３、４２、５２ 噴射口 １４ キャビティ ３２ Ｕ字状壁 ４３ 筒体 ５３ 傾斜面 ５４ 懐部 ａ 傾斜角度 ｂ 懐部形成角度 ６３ 軸心 α 内向角 θ 横向角 ８２ ガス燃料
ロットノズル ５、７ 分流体 １３、３３、４２、５２ 噴射口 １４ キャビティ ３２ Ｕ字状壁 ４３ 筒体 ５３ 傾斜面 ５４ 懐部 ａ 傾斜角度 ｂ 懐部形成角度 ６３ 軸心 α 内向角 θ 横向角 ８２ ガス燃料
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 稲田 満
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂研究所内
(72)発明者 萬代 重実
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂研究所内
(72)発明者 谷村 聡
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂製作所内
(72)発明者 田中 克則
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂製作所内
(72)発明者 西田 幸一
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂製作所内
Claims (4)
- 【請求項１】 燃焼器内のメインノズル近傍で、斜め前
方に燃料を拡散噴射することによって火炎を保持し、前
記メインノズルから噴射される燃料の着火を補助するガ
スタービン燃焼器のパイロットノズルにおいて、燃料噴
射口出口に燃料の燃焼に伴う燃焼ガスを循環させる構造
を有することを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロ
ットノズル。 - 【請求項２】 前記構造は、噴射口出口の燃料流路の中
心に燃料の流れを分ける分流体を設けることを特徴とす
る請求項１に記載のガスタービン燃焼器のパイロットノ
ズル。 - 【請求項３】 前記構造は、前記パイロットノズル側面
であって、空気流れに対する前記噴射口の下流側にキャ
ビティを設けたことを特徴とする請求項１に記載のガス
タービン燃焼器のパイロットノズル。 - 【請求項４】 燃料供給源からパイロットノズル軸と平
行に設けられた燃料流路を内部に有するとともに、先端
部から燃料を噴射し、メインノズルから噴射される燃料
の着火を補助するガスタービン燃焼器のパイロットノズ
ルにおいて、前記燃料流路を先端部で軸心方向に内向さ
せて設けることを特徴とするガスタービン燃焼器のパイ
ロットノズル。
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001223208A JP2003035417A (ja) | 2001-07-24 | 2001-07-24 | ガスタービン燃焼器のパイロットノズル |
| CA002614624A CA2614624C (en) | 2001-07-24 | 2002-07-23 | Pilot nozzle of gas turbine combustor |
| US10/200,165 US6668557B2 (en) | 2001-07-24 | 2002-07-23 | Pilot nozzle of gas turbine combustor |
| CA002394694A CA2394694C (en) | 2001-07-24 | 2002-07-23 | Pilot nozzle of gas turbine combustor |
| EP02016292.1A EP1279897B1 (en) | 2001-07-24 | 2002-07-23 | Pilot nozzle of gas turbine combustor |
| CN02140766.5A CN1232760C (zh) | 2001-07-24 | 2002-07-24 | 燃气轮机燃烧器的导向喷嘴 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001223208A JP2003035417A (ja) | 2001-07-24 | 2001-07-24 | ガスタービン燃焼器のパイロットノズル |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003035417A true JP2003035417A (ja) | 2003-02-07 |
Family
ID=19056577
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001223208A Withdrawn JP2003035417A (ja) | 2001-07-24 | 2001-07-24 | ガスタービン燃焼器のパイロットノズル |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6668557B2 (ja) |
| EP (1) | EP1279897B1 (ja) |
| JP (1) | JP2003035417A (ja) |
| CN (1) | CN1232760C (ja) |
| CA (1) | CA2394694C (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008122065A (ja) * | 2006-11-10 | 2008-05-29 | General Electric Co <Ge> | 予混合装置内での混合を強化するための高膨張燃料噴射スロットジェット及び方法 |
| JP2010185652A (ja) * | 2009-02-12 | 2010-08-26 | General Electric Co <Ge> | ガス・タービン燃焼器用の燃料噴射 |
| US10570820B2 (en) | 2013-11-29 | 2020-02-25 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Nozzle, combustion apparatus, and gas turbine |
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|---|---|---|---|---|
| DE102005062079A1 (de) * | 2005-12-22 | 2007-07-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Magervormischbrenner mit einer Zerstäuberlippe |
| EP2085698A1 (de) * | 2008-02-01 | 2009-08-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Pilotierung eines Strahlbrenners mit einem,,Trapped Vortex'' Piloten |
| US8397515B2 (en) * | 2009-04-30 | 2013-03-19 | General Electric Company | Fuel nozzle flashback detection |
| US20120048971A1 (en) * | 2010-08-30 | 2012-03-01 | General Electric Company | Multipurpose gas turbine combustor secondary fuel nozzle flange |
| US20140157785A1 (en) * | 2012-12-06 | 2014-06-12 | General Electric Company | Fuel supply system for gas turbine |
| EP2743581A1 (en) | 2012-12-11 | 2014-06-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Air directed fuel injection |
| GB201806020D0 (en) | 2018-02-23 | 2018-05-30 | Rolls Royce | Conduit |
| US10948189B2 (en) * | 2018-12-17 | 2021-03-16 | Raytheon Technologies Corporation | Enhancement for fuel spray breakup |
| KR102164618B1 (ko) * | 2019-06-11 | 2020-10-12 | 두산중공업 주식회사 | 연료 매니폴드를 가지는 스월러 및 이를 포함하는 연소기와 가스터빈 |
| EP4341097A1 (en) | 2021-05-17 | 2024-03-27 | Greentech Composites Llc | Polymeric articles having dye sublimation printed images and method to form them |
| WO2023038856A1 (en) | 2021-09-08 | 2023-03-16 | Greentech Composites Llc | Non-polar thermoplastic composite having a dye sublimation printed image and method to form them |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2102398A5 (ja) * | 1970-04-30 | 1972-04-07 | Gaz De France | |
| US4821512A (en) * | 1987-05-05 | 1989-04-18 | United Technologies Corporation | Piloting igniter for supersonic combustor |
| JP3335713B2 (ja) * | 1993-06-28 | 2002-10-21 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼器 |
| DE4446611A1 (de) * | 1994-12-24 | 1996-06-27 | Abb Management Ag | Brennkammer |
| EP0728989B1 (en) | 1995-01-13 | 2001-11-28 | European Gas Turbines Limited | Gas turbine engine combustor |
| US5857339A (en) * | 1995-05-23 | 1999-01-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Combustor flame stabilizing structure |
| US5588825A (en) * | 1995-12-13 | 1996-12-31 | Governers Of The University Of Alberta | Lean premixed fuel burner |
| US5836163A (en) * | 1996-11-13 | 1998-11-17 | Solar Turbines Incorporated | Liquid pilot fuel injection method and apparatus for a gas turbine engine dual fuel injector |
| JPH1162622A (ja) * | 1997-08-22 | 1999-03-05 | Toshiba Corp | 石炭ガス化複合発電設備およびその運転方法 |
| JP3457907B2 (ja) | 1998-12-24 | 2003-10-20 | 三菱重工業株式会社 | デュアルフュエルノズル |
| IT1313547B1 (it) | 1999-09-23 | 2002-07-24 | Nuovo Pignone Spa | Camera di premiscelamento per turbine a gas |
| JP2003028425A (ja) * | 2001-07-17 | 2003-01-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 予混合燃焼器のパイロットバーナー、予混合燃焼器、およびガスタービン |
-
2001
- 2001-07-24 JP JP2001223208A patent/JP2003035417A/ja not_active Withdrawn
-
2002
- 2002-07-23 US US10/200,165 patent/US6668557B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-07-23 CA CA002394694A patent/CA2394694C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-07-23 EP EP02016292.1A patent/EP1279897B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-07-24 CN CN02140766.5A patent/CN1232760C/zh not_active Expired - Fee Related
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|---|---|
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| CA2394694C (en) | 2008-04-15 |
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| US6668557B2 (en) | 2003-12-30 |
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