JP2005195284A

JP2005195284A - Fuel nozzle for gas turbine, combuster for gas turbine and combustion method of combuster for gas turbine

Info

Publication number: JP2005195284A
Application number: JP2004003507A
Authority: JP
Inventors: Masatoyo Oota; 将豊太田; Kuniaki Aoyama; 邦明青山; Koichi Nishida; 幸一西田; Kotaro Miyauchi; 宏太郎宮内; Sosuke Nakamura; 聡介中村; Teruya Tachibana; 輝也橘; Shigemi Bandai; 重實萬代
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2004-01-08
Filing date: 2004-01-08
Publication date: 2005-07-21

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a combuster for a gas turbine, preventing flash-back phenomenon in combustion, and supplying stable combustion in all operation regions extending from a low-load combustion to a high-load combustion, a fuel nozzle thereof, and a combustion method thereof. SOLUTION: This fuel nozzle 30 for the gas turbine includes: a fuel supply pipe 31 disposed along an air current; and a swirler 32 disposed in the periphery of the fuel supply pipe 31 to apply swirl force to the air current. The fuel supply pipe 31 supplies fuel 41, 51 into the air current. The fuel supply pipe 31 includes: an air inlet part 60 for taking some of the air current into the inside of the fuel supply pipe 31; an air release hole 62 formed at the downstream side tip part of the fuel supply pipe 31; and an air pipe 63 connecting the air inlet part 60 and the air release hole 62. The air taken into the inside of the fuel supply pipe 31 from the air inlet part 60 is released from the air release hole 62 through the air pipe 63. The released air 74, 75 prevents stagnation of swirl in the downstream area of the fuel supply pipe 31. COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI

Description

本発明は、ガスタービン用燃焼器に関し、特にガス燃料・液体燃料を燃焼させるデュアル燃料焚き燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法に関する。 The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a dual fuel-fired combustor that combusts gas fuel and liquid fuel, a fuel nozzle thereof, and a combustion method thereof.

一般的なガスタービンは、圧縮機、燃焼器及びタービンを備え、圧縮機とタービンとは互いに主軸で連結されている。燃焼器は、圧縮機によって圧縮された気体を燃焼させ、高温高圧ガスをタービンへ送り出す。燃焼器においてガス燃料だけでなく液体燃料（油）を用いて燃焼を行うことができるデュアル燃料（dual fuel）焚き燃焼器が知られている。このようなデュアル燃料焚き燃焼器として、例えば、特許文献１は、簡素化された燃料供給系統を有する燃焼器を開示している。 A general gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine, and the compressor and the turbine are connected to each other by a main shaft. The combustor burns the gas compressed by the compressor, and sends high-temperature high-pressure gas to the turbine. 2. Description of the Related Art There is known a dual fuel-fired combustor that can burn not only gas fuel but also liquid fuel (oil) in the combustor. As such a dual fuel-fired combustor, for example, Patent Document 1 discloses a combustor having a simplified fuel supply system.

ガスタービンにおいて高効率の出力を得るためには、燃焼器において高温で燃料を燃焼させることが重要である。しかし、この場合、発生する窒素酸化物（ＮＯｘ）濃度が高くなる。ＮＯｘの発生を抑制するためには、燃料と空気を良く混合させた後に、その混合気を燃焼室に供給すること重要である。つまり、燃料と空気を良く混合させ、局所的な燃料高密度領域をなくすことが重要である。このような方式は、予混合方式と呼ばれる。予混合方式において用いられる予混合燃料ノズルは、燃焼室の上流に設けられた流路（プレミキサー）において燃料と空気を良く混合させ、その混合気を燃焼室に供給する。 In order to obtain highly efficient output in a gas turbine, it is important to burn fuel at a high temperature in a combustor. However, in this case, the generated nitrogen oxide (NOx) concentration becomes high. In order to suppress the generation of NOx, it is important to mix the fuel and air well and then supply the mixture to the combustion chamber. In other words, it is important to mix the fuel and air well and eliminate the local high-density region of the fuel. Such a method is called a premixing method. The premixed fuel nozzle used in the premixing system mixes fuel and air well in a flow path (premixer) provided upstream of the combustion chamber, and supplies the mixture to the combustion chamber.

図１は、特許文献２に開示された予混合方式の燃料ノズル（メインノズル）の構成を示す概略図である。図１において、メインノズル１００は、空気流に沿って配置された燃料供給管１０１と、その燃料供給管１０１の周囲に配置されたメインスワラ１０２を有する。メインスワラ１０２によって、空気流に旋回力が与えられ、その結果、旋回空気流が生成される。この燃料供給管１０１の内部には、図示されない燃料供給部からメイン燃料（ガス燃料１０５、液体燃料１０７）が供給される。図１に示されるように、燃料供給管１０１はガス燃料噴出部１０３を有し、ガス燃料１０５は、ガス燃料噴出部１０３に設けられたガス燃料孔１０４から空気流中に放出される。また、液体燃料１０７は、液体燃料孔１０６から空気流中に放出される。 FIG. 1 is a schematic diagram showing a configuration of a premixing type fuel nozzle (main nozzle) disclosed in Patent Document 2. As shown in FIG. In FIG. 1, the main nozzle 100 includes a fuel supply pipe 101 arranged along the air flow, and a main swirler 102 arranged around the fuel supply pipe 101. The main swirler 102 imparts a swirl force to the air flow, and as a result, a swirl air flow is generated. The main fuel (gas fuel 105 and liquid fuel 107) is supplied into the fuel supply pipe 101 from a fuel supply unit (not shown). As shown in FIG. 1, the fuel supply pipe 101 has a gas fuel ejection part 103, and the gas fuel 105 is discharged into an air stream from a gas fuel hole 104 provided in the gas fuel ejection part 103. Further, the liquid fuel 107 is discharged from the liquid fuel hole 106 into the air flow.

図１において、ガス燃料孔１０４から放出されたガス燃料１０５と空気流は、スワラ１０２を通して旋回力が与えられる。これにより、ガス燃料１０５と空気がよく混合した旋回混合気が生成される。一方、液体燃料１０７は、液体燃料孔１０６から旋回混合気へ霧状に放出される。液体燃料１０７の粒は蒸発し、その燃料蒸気は旋回混合気と良く混合し、その結果、予混合気が生成される。このようにして生成された予混合気（premixed fuel-air）は、燃焼器の燃焼室に送られ燃焼する。このような構成により、ＮＯｘの発生が抑制される。燃焼器における高負荷燃焼時に発生する、ＮＯｘの更なる低減が望まれている。一方、低負荷燃焼時に燃焼せずに残る、未燃の炭化水素（UHC;unburned hydrocarbons）のような未燃成分の低減が望まれている。 In FIG. 1, the gas fuel 105 and the air flow released from the gas fuel hole 104 are given a turning force through the swirler 102. As a result, a swirling air-fuel mixture in which the gas fuel 105 and air are well mixed is generated. On the other hand, the liquid fuel 107 is discharged from the liquid fuel hole 106 into the swirling mixture in the form of a mist. The particles of liquid fuel 107 evaporate and the fuel vapor mixes well with the swirling mixture, resulting in the production of a premixed mixture. The premixed fuel-air generated in this way is sent to the combustion chamber of the combustor and burned. With such a configuration, generation of NOx is suppressed. Further reduction of NOx generated during high load combustion in a combustor is desired. On the other hand, it is desired to reduce unburned components such as unburned hydrocarbons (UHC) that remain without being burned during low-load combustion.

また、このような構成のメインノズル１００において、燃料供給管１０１の先端部１０１ａの下流側（燃焼室側）に、渦１１０がしばしば形成される。この渦（よどみ）１１０は、周囲よりガス流速の低い領域に対応する。この渦１１０は、燃焼室からメインノズル１００の方へ火炎が侵入する現象、つまり逆火（フラッシュバック）の原因となる。最悪の場合、フラッシュバック現象により、メインノズル１００や燃焼器ライナが焼損するという被害が引き起こされる。燃焼器における燃焼において、フラッシュバック現象を防止することができる技術が望まれている。 Further, in the main nozzle 100 having such a configuration, a vortex 110 is often formed on the downstream side (combustion chamber side) of the tip 101a of the fuel supply pipe 101. This vortex (stagnation) 110 corresponds to a region where the gas flow velocity is lower than the surroundings. The vortex 110 causes a phenomenon in which a flame enters the main nozzle 100 from the combustion chamber, that is, a flashback. In the worst case, the flashback phenomenon causes the main nozzle 100 and the combustor liner to burn out. A technique capable of preventing the flashback phenomenon in combustion in a combustor is desired.

従来の他の燃焼器の構成例として、特許文献３に開示された燃焼器の構成が挙げられる。特許文献３による燃焼器は、内筒と外筒との間に形成される空気通路内にメイン燃料を供給するトップハット燃料供給部を更に有する。このトップハット燃料供給部は、固定オリフィスを介して空気通路と連通しており、メインノズルに供給されるメイン燃料の量は、この固定オリフィスの開度により適正な量に調整される。これにより、負荷の変動に対応して、適性な燃焼が実現される。 As a configuration example of another conventional combustor, a configuration of a combustor disclosed in Patent Document 3 can be given. The combustor according to Patent Document 3 further includes a top hat fuel supply unit that supplies main fuel into an air passage formed between the inner cylinder and the outer cylinder. The top hat fuel supply unit communicates with the air passage through a fixed orifice, and the amount of main fuel supplied to the main nozzle is adjusted to an appropriate amount by the opening of the fixed orifice. Thereby, suitable combustion is realized corresponding to the fluctuation of the load.

特開平１１−９４２５５号公報JP-A-11-94255 特開２００２−３１３４３号公報JP 2002-31343 A 特開２００１−１４１２４３号公報JP 2001-141243 A

本発明の目的は、低負荷燃焼から高負荷燃焼まで全ての運転領域にわたって、安定した燃焼を供給することができるガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法を提供することにある。 An object of the present invention is to provide a combustor for a gas turbine, a fuel nozzle thereof, and a combustion method thereof capable of supplying stable combustion over all operating regions from low load combustion to high load combustion.

本発明の他の目的は、燃焼時のフラッシュバック現象を防止することができるガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法を提供することにある。 Another object of the present invention is to provide a combustor for a gas turbine, a fuel nozzle thereof, and a combustion method thereof capable of preventing a flashback phenomenon during combustion.

本発明の更に他の目的は、燃焼時に発生するＮＯｘの量を低減することができるガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法を提供することにある。 Still another object of the present invention is to provide a gas turbine combustor, a fuel nozzle thereof, and a combustion method thereof capable of reducing the amount of NOx generated during combustion.

本発明の更に他の目的は、燃焼時に残る未燃成分の量を低減することができるガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法を提供することにある。 Still another object of the present invention is to provide a combustor for a gas turbine, a fuel nozzle thereof, and a combustion method thereof capable of reducing the amount of unburned components remaining during combustion.

以下に、［発明を実施するための最良の形態］で使用される番号・符号を用いて、［課題を解決するための手段］を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明を実施するための最良の形態］との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、［特許請求の範囲］に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。 [Means for Solving the Problems] will be described below using the numbers and symbols used in [Best Mode for Carrying Out the Invention]. These numbers and symbols are added in parentheses in order to clarify the correspondence between the description of [Claims] and [Best Mode for Carrying Out the Invention]. However, these numbers and symbols should not be used for the interpretation of the technical scope of the invention described in [Claims].

本発明によるガスタービン用燃料ノズル（３０）は、空気流に沿って配置される燃料供給管（３１）と、燃料供給管（３１）の周囲に配置され、空気流に旋回力を与えるスワラ（３２）とを備える。燃料供給管（３１）は、空気流中に燃料（４１、５１）を供給する。また、燃料供給管（３１）は、空気流の一部を燃料供給管（３１）内部に取り込む空気導入部（６０）と、燃料供給管（３１）の下流側先端部に形成された空気放出孔（６２）と、空気導入部（６０）と空気放出孔（６２）を繋ぐ空気管（６３）とを備える。この空気導入部（６０）から燃料供給管（３１）内部に取り込まれた空気は、空気管（６３）を通して空気放出孔（６２）から放出される。放出された空気（７４、７５）は、燃料供給管（３１）下流領域における渦（よどみ）の形成を防止する。これにより、フラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。 A fuel nozzle (30) for a gas turbine according to the present invention includes a fuel supply pipe (31) arranged along an air flow, and a swirler (31) arranged around the fuel supply pipe (31) to give a turning force to the air flow. 32). The fuel supply pipe (31) supplies fuel (41, 51) into the air flow. The fuel supply pipe (31) includes an air introduction part (60) for taking a part of the air flow into the fuel supply pipe (31), and an air discharge formed at the downstream end of the fuel supply pipe (31). A hole (62) and an air pipe (63) connecting the air introduction part (60) and the air discharge hole (62) are provided. The air taken into the fuel supply pipe (31) from the air introduction part (60) is discharged from the air discharge hole (62) through the air pipe (63). The released air (74, 75) prevents the formation of vortices (stagnation) in the downstream region of the fuel supply pipe (31). This prevents the flashback phenomenon and provides stable combustion.

本発明のガスタービン用燃料ノズル（３０）において、燃料供給管（３１）は、空気流中に液体燃料（４１）を供給する液体燃料供給部（４２）と、空気流中にガス燃料（５１）を供給するガス燃料供給部（５０）とを更に備える。ここで、液体燃料供給部（４２）は、空気流に関してスワラ（３２）の下流に形成される。また、ガス燃料供給部（５０）は、スワラ（３２）の上流に形成される。 In the gas turbine fuel nozzle (30) of the present invention, the fuel supply pipe (31) includes a liquid fuel supply unit (42) for supplying the liquid fuel (41) in the air flow, and a gas fuel (51 And a gas fuel supply unit (50) for supplying the gas. Here, the liquid fuel supply (42) is formed downstream of the swirler (32) with respect to the air flow. The gas fuel supply unit (50) is formed upstream of the swirler (32).

このようなガスタービン用燃料ノズル（３０）において、空気導入部（６０）は、ガス燃料供給部（５０）の上流に形成されてもよい。また、空気導入部（６０）は、ガス燃料供給部（５０）の下流、且つ、スワラ（３２）の上流に形成されてもよい。あるいは、空気導入部（６０）は、ガスタービン燃焼器（１０）が収納される車室内の空気を導入するように、燃料供給管（３１）の上流側端部に形成されてもよい。 In such a gas turbine fuel nozzle (30), the air introduction part (60) may be formed upstream of the gas fuel supply part (50). The air introduction part (60) may be formed downstream of the gas fuel supply part (50) and upstream of the swirler (32). Alternatively, the air introduction part (60) may be formed at the upstream end of the fuel supply pipe (31) so as to introduce the air in the vehicle compartment in which the gas turbine combustor (10) is housed.

また、本発明のガスタービン用燃料ノズル（３０）において、スワラ（３２）と燃料供給管（３１）の間に隙間（３５）ができるように、スワラ（３２）は、燃料供給管（３１）から距離をもって配置されてもよい。この時、空気流（７１）は、スワラ（３２）により旋回力を与えられた旋回空気流（７３）と、隙間（３５）を通り抜けるスイープ空気流（７４）とに分かれる。このスイープ空気流（７４）により、フラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。 Further, in the gas turbine fuel nozzle (30) of the present invention, the swirler (32) is provided with a fuel supply pipe (31) so that a gap (35) is formed between the swirler (32) and the fuel supply pipe (31). May be arranged at a distance from. At this time, the air flow (71) is divided into a swirling air flow (73) given a swirling force by the swirler (32) and a sweep air flow (74) passing through the gap (35). This sweep air flow (74) prevents flashback and provides stable combustion.

また、本発明のガスタービン用燃料ノズル（３０）は、燃料供給管（３１）の周囲に、燃料供給管（３１）とほぼ同心に配置されたスワラハブ（３３）を更に備えてもよい。この時、スワラ（３２）は、スワラハブ（３３）の外周に固定される。そして、前述のスイープ空気流（７４）は、燃料供給管（３１）とスワラハブ（３３）との間に形成される隙間（３５）を流れる。このスイープ空気流（７４）により、フラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。ここで、スワラハブ（３３）の上流側端は、ガス燃料供給部（５０）の上流に位置すると好ましい。また、スワラハブ（３３）の空気流の下流側端は、液体燃料供給部（４２）の上流に位置すると好ましい。 The fuel nozzle (30) for a gas turbine of the present invention may further include a swirler hub (33) disposed substantially concentrically with the fuel supply pipe (31) around the fuel supply pipe (31). At this time, the swirler (32) is fixed to the outer periphery of the swirler hub (33). The aforementioned sweep air flow (74) flows through a gap (35) formed between the fuel supply pipe (31) and the swirler hub (33). This sweep air flow (74) prevents flashback and provides stable combustion. Here, it is preferable that the upstream end of the swirler hub (33) is located upstream of the gas fuel supply section (50). Further, it is preferable that the downstream end of the air flow of the swirler hub (33) is located upstream of the liquid fuel supply section (42).

本発明によるガスタービン用燃焼器（１０）は、筐体（１１、１２）と、筐体（１１、１２）の中心軸（Ｘ）上に配置されたパイロットノズル（２０）と、パイロットノズル（２０）の周囲に配置された上記の燃料ノズル（３０）と、燃焼室（１４）を備える。燃焼室（１４）は、パイロットノズル（２０）及び燃料ノズル（３０）の下流に位置する。このようなガスタービン用燃焼器（１０）においては、フラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。 A gas turbine combustor (10) according to the present invention includes a casing (11, 12), a pilot nozzle (20) disposed on a central axis (X) of the casing (11, 12), a pilot nozzle ( 20) and the fuel nozzle (30) disposed around the combustion chamber (14). The combustion chamber (14) is located downstream of the pilot nozzle (20) and the fuel nozzle (30). In such a gas turbine combustor (10), the flashback phenomenon is prevented and stable combustion is provided.

本発明によるガスタービン用燃焼器（１０）は、空気流に沿って配置された燃料ノズル（２０、３０、５５）と、燃料ノズル（２０、３０、５５）に接続された燃料供給部（９０）とを備える。燃料ノズル（２０、３０、５５）は、複数の種類の燃料（４１、５１、５７、８２、８４、８６、９６）を空気流中にそれぞれ供給する複数の燃料供給ライン（ＭＯ、ＭＧ、ＰＧ、ＰＷ、ＰＯ、ＭＷ）を備える。複数の燃料供給ライン（ＭＯ、ＭＧ、ＰＧ、ＰＷ、ＰＷ、ＰＯ、ＭＷ）の各々は、燃料供給部（９０）に接続される。また、燃料供給部（９０）は、制御部（９１）と切換部（９２）を備える。制御部（９１）は、複数の燃料供給ライン（ＭＯ、ＭＧ、ＰＧ、ＰＷ、ＰＷ、ＰＯ、ＭＷ）のそれぞれに供給する燃料の量を制御する。切換部（９２）は、複数の燃料供給ライン（ＭＯ、ＭＧ、ＰＧ、ＰＷ、ＰＷ、ＰＯ、ＭＷ）のそれぞれに供給する燃料の種類（４１、５１、５７、８２、８４、８６、９６）を切り換える。つまり、切換部（９２）は、ある燃料供給ラインに供給する物質を、運転モードに応じてガス燃料、液体燃料、水の中から適宜選択し、選択した物質をその燃料供給ラインに供給する。 A gas turbine combustor (10) according to the present invention includes a fuel nozzle (20, 30, 55) arranged along an air flow, and a fuel supply unit (90) connected to the fuel nozzle (20, 30, 55). ). The fuel nozzles (20, 30, 55) are provided with a plurality of fuel supply lines (MO, MG, PG) for supplying a plurality of types of fuel (41, 51, 57, 82, 84, 86, 96), respectively, into the air flow. , PW, PO, MW). Each of the plurality of fuel supply lines (MO, MG, PG, PW, PW, PO, MW) is connected to the fuel supply unit (90). The fuel supply unit (90) includes a control unit (91) and a switching unit (92). The control unit (91) controls the amount of fuel supplied to each of the plurality of fuel supply lines (MO, MG, PG, PW, PW, PO, MW). The switching unit (92) is a type of fuel (41, 51, 57, 82, 84, 86, 96) supplied to each of a plurality of fuel supply lines (MO, MG, PG, PW, PW, PO, MW). Switch. That is, the switching unit (92) appropriately selects a substance to be supplied to a certain fuel supply line from gas fuel, liquid fuel, and water according to the operation mode, and supplies the selected substance to the fuel supply line.

具体的には、燃料ノズルは、空気流に沿って配置されたパイロットノズル（２０）と、パイロットノズル（２０）の周囲に配置されたメインノズル（３０）とを備える。パイロットノズル（２０）は、少なくともガス燃料（８２）を供給することができる第一パイロット燃料供給ライン（ＰＧ）と、少なくとも液体燃料（８６）を供給することができる第二パイロット燃料供給ライン（ＰＯ）と、少なくとも水（８４）を供給することができるパイロット水供給ライン（ＰＷ）とを備える。また、メインノズル（２０）は、少なくともガス燃料（５１）を供給することができる第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）と、少なくとも液体燃料（４１）を供給することができる第二メイン燃料供給ライン（ＭＯ）とを備える。切換部（９２）は、ガス燃料、液体燃料及び水のいずれかを選択し、上記複数の燃料供給ライン（ＭＧ、ＭＯ、ＰＧ、ＰＯ、ＰＷ）のそれぞれに供給する。 Specifically, the fuel nozzle includes a pilot nozzle (20) arranged along the air flow, and a main nozzle (30) arranged around the pilot nozzle (20). The pilot nozzle (20) has a first pilot fuel supply line (PG) that can supply at least gas fuel (82) and a second pilot fuel supply line (PO) that can supply at least liquid fuel (86). ) And a pilot water supply line (PW) capable of supplying at least water (84). The main nozzle (20) has a first main fuel supply line (MG) that can supply at least gas fuel (51) and a second main fuel supply line that can supply at least liquid fuel (41). (MO). The switching unit (92) selects any one of gas fuel, liquid fuel, and water and supplies each of the plurality of fuel supply lines (MG, MO, PG, PO, PW).

ガス燃料（５１）を用いて燃焼を行う「ガス焚き」の場合、切換部（９２）は、第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）だけでなく第二メイン燃料供給ライン（ＭＯ）にも、ガス燃料（５１）を供給する。または、切換部（９２）は、第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）だけでなくパイロット水供給ライン（ＰＷ）にも、ガス燃料（５１）を供給する。これにより、低負荷燃焼時に残る未燃成分の量を低減することが可能となる。また、燃焼器（１０）において安定した燃焼が実現される。 In the case of “gas burning” in which combustion is performed using the gas fuel (51), the switching unit (92) supplies gas not only to the first main fuel supply line (MG) but also to the second main fuel supply line (MO). Supply fuel (51). Alternatively, the switching unit (92) supplies the gas fuel (51) not only to the first main fuel supply line (MG) but also to the pilot water supply line (PW). This makes it possible to reduce the amount of unburned components remaining during low load combustion. Further, stable combustion is realized in the combustor (10).

液体燃料（４１）を用いて燃焼を行う「油焚き」の場合、切換部（９２）は、第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）に水を供給する。または、切換部（９２）は、第一パイロット燃料供給ライン（ＰＧ）に水を供給する。あるいは、切換部（９２）は、第三メイン燃料供給ライン（ＴＧ）に水を供給する。この第三メイン燃料供給ライン（ＴＧ）は、メインノズル（３０）の上流に配置されたトップハットガス供給部（５５）が有する燃料供給ラインであり、燃料供給部（９０）に接続される。そして、この第三メイン燃料供給ライン（ＴＧ）は、少なくともガス燃料（５１）を空気流中に供給できるように形成されている。これらの構成により、液体燃料（４１）の貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器（１０）において安定した燃焼が実現される。また、油焚き時の火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 In the case of “oil burning” in which combustion is performed using the liquid fuel (41), the switching unit (92) supplies water to the first main fuel supply line (MG). Alternatively, the switching unit (92) supplies water to the first pilot fuel supply line (PG). Alternatively, the switching unit (92) supplies water to the third main fuel supply line (TG). The third main fuel supply line (TG) is a fuel supply line included in the top hat gas supply unit (55) disposed upstream of the main nozzle (30), and is connected to the fuel supply unit (90). And this 3rd main fuel supply line (TG) is formed so that at least gaseous fuel (51) can be supplied in an air flow. With these configurations, the penetrating force of the liquid fuel (41) is always kept constant, and stable combustion is realized in the combustor (10). In addition, the flame temperature during oiling is suppressed, and the amount of NOx generated during combustion is reduced.

本発明のガスタービン用燃焼器（１０）において、第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）は、第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）と、第二ガス燃料供給ライン（ＭＧ２）とを含んでもよい。ガス燃料（５１）を用いて燃焼を行う「ガス焚き」の場合、制御部（９１）は、所望の燃焼出力に応じて、第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）及び第二ガス燃料供給ライン（ＭＧ２）に供給するガス燃料（５１）の量を制御する。 In the gas turbine combustor (10) of the present invention, the first main fuel supply line (MG) may include a first gas fuel supply line (MG1) and a second gas fuel supply line (MG2). In the case of “gas burning” in which combustion is performed using the gas fuel (51), the control unit (91) determines the first gas fuel supply line (MG1) and the second gas fuel supply line ( The amount of gas fuel (51) supplied to MG2) is controlled.

例えば、第二ガス燃料供給ライン（ＭＧ２）から空気流中にガス燃料（５１ｂ）が供給される位置は、第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）から空気流中にガス燃料（５１ａ）が供給される位置よりもメインノズル（３０）から離れている。このような構成において、制御部（９１）は、低負荷燃焼時には第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）にガス燃料（５１）を供給し、高負荷燃焼時には第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）及び第二ガス燃料供給ライン（ＭＧ２）にガス燃料を供給する。 For example, the position where the gas fuel (51b) is supplied from the second gas fuel supply line (MG2) into the air flow is the position where the gas fuel (51a) is supplied from the first gas fuel supply line (MG1) to the air flow. It is farther from the main nozzle (30) than the position where it is. In such a configuration, the controller (91) supplies the gas fuel (51) to the first gas fuel supply line (MG1) at the time of low load combustion, and the first gas fuel supply line (MG1) and at the time of high load combustion. Gas fuel is supplied to the second gas fuel supply line (MG2).

あるいは、第二ガス燃料供給ライン（ＭＧ２）から空気流中にガス燃料（５１）が供給される位置は、第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）から空気流中にガス燃料（５１）が供給される位置よりもパイロットノズル（２０）に近い。このような構成において、制御部）（９１）は、低負荷燃焼時には第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）にガス燃料（５１）を供給し、高負荷燃焼時には第一ガス燃料供給ライン（ＭＧ１）及び第二ガス燃料供給ライン（ＭＧ２）にガス燃料（５１）を供給する。これらにより、低負荷燃焼時には未燃成分の量を低減させ、高負荷燃焼時には十分な出力を得ることが可能となる。つまり、低負荷燃焼から高負荷燃焼まで全ての運転領域にわたって、安定した燃焼が供給される。 Alternatively, the gas fuel (51) is supplied from the second gas fuel supply line (MG2) into the air flow at the position where the gas fuel (51) is supplied from the first gas fuel supply line (MG1) to the air flow. Is closer to the pilot nozzle (20) than In such a configuration, the control unit (91) supplies the gas fuel (51) to the first gas fuel supply line (MG1) during low load combustion, and the first gas fuel supply line (MG1) during high load combustion. The gas fuel (51) is supplied to the second gas fuel supply line (MG2). As a result, the amount of unburned components can be reduced during low load combustion, and sufficient output can be obtained during high load combustion. That is, stable combustion is supplied over the entire operation region from low load combustion to high load combustion.

本発明のガスタービン用燃焼器（１０）において、メインノズル（３０）は、燃料供給部（９０）に接続されたメイン水供給ライン（ＭＷ）を更に備える。液体燃料（４１）を用いて燃焼を行う「油焚き」の場合、このメイン水供給ライン（ＭＷ）は、第二メイン燃料供給ライン（ＭＯ）にではなく、空気流に対して水（９６）を供給するように形成される。例えば、メイン水供給ライン（ＭＷ）は、スワラ（３２）に接続され、スワラ（３２）を介して空気流に水（９６）を供給する。ここで、スワラ（３２）は、第二メイン燃料供給ライン（ＭＯ）が液体燃料（４１）を空気流中に供給する位置の上流に設置される。これにより、液体燃料（４１）の貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器（１０）において安定した燃焼が実現される。また、油焚き時の火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 In the gas turbine combustor (10) of the present invention, the main nozzle (30) further includes a main water supply line (MW) connected to the fuel supply unit (90). In the case of “oil burning” in which combustion is performed using liquid fuel (41), this main water supply line (MW) is not the second main fuel supply line (MO), but water (96) against the air flow. Formed to supply. For example, the main water supply line (MW) is connected to the swirler (32) and supplies water (96) to the air stream via the swirler (32). Here, the swirler (32) is installed upstream of the position where the second main fuel supply line (MO) supplies the liquid fuel (41) into the air flow. Thereby, the penetration force of liquid fuel (41) is always kept constant, and stable combustion is realized in the combustor (10). In addition, the flame temperature during oiling is suppressed, and the amount of NOx generated during combustion is reduced.

本発明のガスタービン用燃焼器（１０）において、第二メイン燃料供給ライン（ＭＯ）は、第一液体燃料供給ライン（ＭＯ１）と、第二液体燃料供給ライン（ＭＯ２）とを含む。また、メインノズル（３０）は、燃料供給部（９０）と第一液体燃料供給ライン（ＭＯ１）に接続されたメイン水供給ライン（ＭＷ）を更に備える。液体燃料（４１）を用いて燃焼を行う「油焚き」の場合、メイン水供給ライン（ＭＷ）は、第一液体燃料供給ライン（ＭＯ１）に供給される液体燃料（４１）に水を添加する。第一液体燃料供給ライン（ＭＯ１）は、液体燃料（４１）と水の混合燃料（４１ａ）を空気流中に供給する。第二液体燃料供給ライン（ＭＯ２）は、液体燃料（４１ｂ）を空気流中に供給する。ここで、第一液体燃料供給ライン（ＭＯ１）が混合燃料（４１ａ）を空気流中に供給する位置は、第二液体燃料供給ライン（ＭＯ２）が液体燃料（４１ｂ）を空気流中に供給する位置より上流側にある。これにより、液体燃料（４１）の貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器（１０）において安定した燃焼が実現される。また、油焚き時の火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 In the gas turbine combustor (10) of the present invention, the second main fuel supply line (MO) includes a first liquid fuel supply line (MO1) and a second liquid fuel supply line (MO2). The main nozzle (30) further includes a main water supply line (MW) connected to the fuel supply unit (90) and the first liquid fuel supply line (MO1). In the case of “oil burning” in which combustion is performed using the liquid fuel (41), the main water supply line (MW) adds water to the liquid fuel (41) supplied to the first liquid fuel supply line (MO1). . The first liquid fuel supply line (MO1) supplies a mixed fuel (41a) of liquid fuel (41) and water into the air flow. The second liquid fuel supply line (MO2) supplies the liquid fuel (41b) into the air flow. Here, the position where the first liquid fuel supply line (MO1) supplies the mixed fuel (41a) into the air flow is the position where the second liquid fuel supply line (MO2) supplies the liquid fuel (41b) into the air flow. It is upstream from the position. Thereby, the penetration force of liquid fuel (41) is always kept constant, and stable combustion is realized in the combustor (10). In addition, the flame temperature during oiling is suppressed, and the amount of NOx generated during combustion is reduced.

本発明に係るガスタービン用燃焼器の燃焼方法は、上記のようなガスタービン用燃焼器における燃焼方法である。その燃焼方法によれば、ガス燃料（５１）を用いて燃焼を行う「ガス焚き」の場合、液体燃料（４１）や水を供給できるライン（ＭＯ、ＰＷ）にもガス燃料（５１）が供給され、液体燃料（４１）を用いて燃焼を行う「油焚き」の場合、第二メイン燃料供給ライン（ＭＯ）の代わりに、ガス燃料（５１）を供給できるライン（ＭＧ、ＰＧ）に水が供給される。 The combustion method for a gas turbine combustor according to the present invention is a combustion method in the gas turbine combustor as described above. According to the combustion method, in the case of “gas burning” in which combustion is performed using gas fuel (51), gas fuel (51) is also supplied to liquid fuel (41) and lines (MO, PW) through which water can be supplied. In the case of “oil burning” in which combustion is performed using liquid fuel (41), water is supplied to lines (MG, PG) that can supply gas fuel (51) instead of the second main fuel supply line (MO). Supplied.

例えば、ガス燃料（５１）を用いて燃焼を行う「ガス焚き」の場合、第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）だけでなく第二メイン燃料供給ライン（ＭＯ）にも、ガス燃料（５１）が供給される。あるいは、第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）だけでなくパイロット水供給ライン（ＰＷ）にも、ガス燃料（５１）が供給される。また、液体燃料（４１）を用いて燃焼を行う「油焚き」の場合、第一メイン燃料供給ライン（ＭＧ）に水が供給される。あるいは、第一パイロット燃料供給ライン（ＰＧ）に水が供給される。 For example, in the case of “gas burning” in which combustion is performed using gas fuel (51), gas fuel (51) is not only in the first main fuel supply line (MG) but also in the second main fuel supply line (MO). Supplied. Alternatively, the gas fuel (51) is supplied not only to the first main fuel supply line (MG) but also to the pilot water supply line (PW). In the case of “oil burning” in which combustion is performed using the liquid fuel (41), water is supplied to the first main fuel supply line (MG). Alternatively, water is supplied to the first pilot fuel supply line (PG).

本発明のガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法によれば、低負荷燃焼から高負荷燃焼まで全ての運転領域にわたって、安定した燃焼が供給される。 According to the combustor for a gas turbine, the fuel nozzle, and the combustion method of the present invention, stable combustion is supplied over the entire operation region from low load combustion to high load combustion.

本発明のガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法によれば、燃焼時のフラッシュバック現象が防止される。 According to the combustor for a gas turbine, the fuel nozzle, and the combustion method of the present invention, the flashback phenomenon at the time of combustion is prevented.

本発明のガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法によれば、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 According to the combustor for a gas turbine, the fuel nozzle, and the combustion method of the present invention, the amount of NOx generated during combustion is reduced.

本発明のガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法によれば、燃焼時に残る未燃成分の量が低減される。 According to the combustor for a gas turbine, the fuel nozzle, and the combustion method of the present invention, the amount of unburned components remaining at the time of combustion is reduced.

まず、図２を参照して、本発明に係るガスタービン用燃焼器の概略的な構成を説明する。図２に示されるように、燃焼器１０は、内側に配置される筐体１１（以下、内筒１１と参照される）と、外側に配置される筐体１２（以下、外筒１２と参照される）を備える。ここで、内筒１１と外筒１２の中心軸は一致しており、その中心軸は軸Ｘと参照される。内筒１１と外筒１２の間に形成される空気通路１５には、圧縮器からの圧縮された空気（白抜矢印で示される）が導入され、その空気流は内筒１１へ流れ込む。内筒１１には、空気流に燃料を供給する燃料ノズル１３と、燃料と混合された可燃空気が燃焼する燃焼室１４が形成される。この燃料は、ガス燃料あるいは液体燃料であり、本発明における燃焼器１０は、デュアル燃料焚き燃焼器である。また、本明細書において、その空気流に沿った上流域・下流域は、単に「上流」「下流」と参照される。例えば、燃焼室１４は、燃料ノズル１３の下流に位置している。 First, with reference to FIG. 2, the schematic structure of the combustor for gas turbines which concerns on this invention is demonstrated. As shown in FIG. 2, the combustor 10 includes a casing 11 (hereinafter referred to as an inner cylinder 11) disposed inside and a casing 12 (hereinafter referred to as an outer cylinder 12) disposed outside. Provided). Here, the central axes of the inner cylinder 11 and the outer cylinder 12 coincide with each other, and the central axis is referred to as the axis X. Compressed air (indicated by white arrows) from the compressor is introduced into the air passage 15 formed between the inner cylinder 11 and the outer cylinder 12, and the air flow flows into the inner cylinder 11. The inner cylinder 11 is formed with a fuel nozzle 13 that supplies fuel to the air flow, and a combustion chamber 14 in which combustible air mixed with the fuel burns. This fuel is gas fuel or liquid fuel, and the combustor 10 in the present invention is a dual fuel-fired combustor. Further, in this specification, the upstream region and the downstream region along the air flow are simply referred to as “upstream” and “downstream”. For example, the combustion chamber 14 is located downstream of the fuel nozzle 13.

燃料ノズル１３は、空気流に沿って軸Ｘ上に配置されたパイロットノズル２０と、そのパイロットノズル２０の周囲に配置された複数のメインノズル３０から構成される。パイロットノズル２０は、空気流に沿って軸Ｘ上に配置されたパイロット燃料供給管２１と、そのパイロット燃料供給管２１の周囲に配置されたパイロットスワラ２２を備える。このパイロットスワラ２２は、通過する空気流に旋回力を与え、旋回空気流を発生させる。パイロット燃料供給管２１内には、パイロット燃料が導入され、そのパイロット燃料はパイロットノズル２０から燃焼室１４へ噴射される。旋回空気流と混合したパイロット燃料は、燃焼室１４で燃焼する。このようなパイロットノズル２０による火炎は、後述のメインノズル３０による燃焼の火種として用いられる。 The fuel nozzle 13 includes a pilot nozzle 20 disposed on the axis X along the air flow, and a plurality of main nozzles 30 disposed around the pilot nozzle 20. The pilot nozzle 20 includes a pilot fuel supply pipe 21 arranged on the axis X along the air flow, and a pilot swirler 22 arranged around the pilot fuel supply pipe 21. The pilot swirler 22 applies a swirl force to the passing air flow and generates a swirl air flow. Pilot fuel is introduced into the pilot fuel supply pipe 21, and the pilot fuel is injected from the pilot nozzle 20 into the combustion chamber 14. The pilot fuel mixed with the swirling air stream burns in the combustion chamber 14. Such a flame by the pilot nozzle 20 is used as a fire type for combustion by the main nozzle 30 described later.

複数のメインノズル３０は、例えば、パイロットノズル２０の周囲に配置された８組のメインノズル３０から構成される。各々のメインノズル３０は、空気流に沿って配置されたメイン燃料供給管３１と、そのメイン燃料供給管３１の周囲に配置されたメインスワラ３２を備える。このメインスワラ３２は、通過する空気流に旋回力を与え、旋回空気流を発生させる。メイン燃料供給管３１には、メイン燃料（メイン液体燃料４１及びメインガス燃料５１）が導入される。また、メイン燃料供給管３１は、ガス燃料供給部５０を有し、後述されるようにメインガス燃料５１は、ガス燃料供給部５０に設けられたガス燃料孔５２から空気流中に放出される。メイン燃料と（旋回）空気流は、メイン燃料供給管３１の先端周辺に形成された予混合室（プレミキサー）３４において混合され、予混合気として燃焼室１４へ送られる。 The plurality of main nozzles 30 are composed of, for example, eight sets of main nozzles 30 arranged around the pilot nozzle 20. Each main nozzle 30 includes a main fuel supply pipe 31 arranged along the air flow, and a main swirler 32 arranged around the main fuel supply pipe 31. The main swirler 32 applies a turning force to the passing air flow to generate a turning air flow. The main fuel (the main liquid fuel 41 and the main gas fuel 51) is introduced into the main fuel supply pipe 31. The main fuel supply pipe 31 has a gas fuel supply unit 50, and as will be described later, the main gas fuel 51 is discharged from a gas fuel hole 52 provided in the gas fuel supply unit 50 into the air flow. . The main fuel and the (swirl) air flow are mixed in a premixing chamber (premixer) 34 formed around the tip of the main fuel supply pipe 31 and sent to the combustion chamber 14 as a premixed gas.

また、本発明における燃焼器１０は、トップハット燃料供給部５５を更に備えてもよい（特許文献３を参照）。このトップハット燃料供給部５５は、メインノズル３０のガス燃料供給部５０の上流に形成される。具体的には、このトップハット燃料供給部５５は、空気通路１５を形成する壁面に形成される。また、トップハット燃料供給部５５は、固定オリフィスを介して空気通路１５と連通しており、この固定オリフィスの開度により適正な量のメインガス燃料５１を空気流に供給する。 The combustor 10 according to the present invention may further include a top hat fuel supply unit 55 (see Patent Document 3). The top hat fuel supply unit 55 is formed upstream of the gas fuel supply unit 50 of the main nozzle 30. Specifically, the top hat fuel supply unit 55 is formed on a wall surface that forms the air passage 15. The top hat fuel supply unit 55 communicates with the air passage 15 through a fixed orifice, and supplies an appropriate amount of main gas fuel 51 to the air flow depending on the opening of the fixed orifice.

以下、添付図面を参照して、本発明によるガスタービン用燃焼器、その燃料ノズル、及びその燃焼方法について説明する。尚、本明細書において、特に指定がない限り、「空気」は、「純粋な空気」だけではなく燃料等が混合した「混合気」も意味する。 Hereinafter, a gas turbine combustor, a fuel nozzle thereof, and a combustion method thereof will be described with reference to the accompanying drawings. In this specification, unless otherwise specified, “air” means not only “pure air” but also “air mixture” in which fuel or the like is mixed.

（第一の実施の形態）
図３は、本発明の第一の実施の形態に係る燃料ノズルの構成を示す概略図であり、図２に示されたメインノズル３０の詳細な構成を示す。メインノズル３０は、メイン燃料供給管３１と、そのメイン燃料供給管３１の周囲に配置されたメインスワラ３２を備える。メイン燃料供給管３１は、燃焼室１４側の端部に、尖鋭な形状の先端部３１ａを有する。 (First embodiment)
FIG. 3 is a schematic diagram showing the configuration of the fuel nozzle according to the first embodiment of the present invention, and shows the detailed configuration of the main nozzle 30 shown in FIG. The main nozzle 30 includes a main fuel supply pipe 31 and a main swirler 32 disposed around the main fuel supply pipe 31. The main fuel supply pipe 31 has a sharp tip 31a at the end on the combustion chamber 14 side.

メイン燃料供給管３１には、メイン液体燃料４１及びメインガス燃料５１が導入される。メイン燃料供給管３１の先端部３１ａには液体燃料孔４２が形成され、メイン液体燃料４１はこの液体燃料孔（液体燃料供給部）４２から空気流中に供給される。また、メイン燃料供給管３１は、空気流中へ突出したガス燃料供給部５０を有し、メインガス燃料５１は、ガス燃料供給部５０に設けられたガス燃料孔５２から空気流中に供給される。このガス燃料供給部５０は、空気流に対する障害とならないように平板で形成されている。また、図３に示されるように、そのガス燃料供給部５０は、メインスワラ３２の上流に形成され、その液体燃料孔４２は、メインスワラ３２の下流に形成されると好適である。これにより、メイン液体燃料４１及びメインガス燃料５１は、空気流とよく混合される。なお、液体燃料孔４２は、放出されるメイン液体燃料４１がメインスワラ３２と衝突しない範囲で、メインスワラ３２に対向する位置に形成されてもよい。 A main liquid fuel 41 and a main gas fuel 51 are introduced into the main fuel supply pipe 31. A liquid fuel hole 42 is formed at the tip 31a of the main fuel supply pipe 31, and the main liquid fuel 41 is supplied from the liquid fuel hole (liquid fuel supply part) 42 into the air flow. The main fuel supply pipe 31 has a gas fuel supply unit 50 protruding into the air flow, and the main gas fuel 51 is supplied into the air flow from a gas fuel hole 52 provided in the gas fuel supply unit 50. The The gas fuel supply unit 50 is formed as a flat plate so as not to be an obstacle to the air flow. As shown in FIG. 3, the gas fuel supply unit 50 is preferably formed upstream of the main swirler 32, and the liquid fuel hole 42 is preferably formed downstream of the main swirler 32. Thereby, the main liquid fuel 41 and the main gas fuel 51 are well mixed with the air flow. The liquid fuel hole 42 may be formed at a position facing the main swirler 32 as long as the discharged main liquid fuel 41 does not collide with the main swirler 32.

本実施の形態において、メインスワラ３２は、メイン燃料供給管３１から距離をもって配置される。これにより、空気が通り抜けることができる隙間３５が、メイン燃料供給管３１とメインスワラ３２の間に形成される。例えば、図３に示されるように、メイン燃料供給管３１は、他の部分より径の小さいストレート部３１ｂを有し、このストレート部３１ｂとメインスワラ３２の間に隙間３５が形成される。 In the present embodiment, the main swirler 32 is arranged at a distance from the main fuel supply pipe 31. As a result, a gap 35 through which air can pass is formed between the main fuel supply pipe 31 and the main swirler 32. For example, as shown in FIG. 3, the main fuel supply pipe 31 has a straight portion 31 b having a smaller diameter than other portions, and a gap 35 is formed between the straight portion 31 b and the main swirler 32.

以上のような構成において、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１は、ガス燃料孔５２からのメインガス燃料５１と混合し、燃料混合気７２となる。燃料混合気７２は、メインスワラ３２を通して旋回力を与えられた旋回混合気７３と、隙間３５を通リ抜けメイン燃料供給管３１の外壁に沿って流れるスイープ混合気７４とに分かれる。このスイープ混合気７４は、メイン燃料供給管３１の先端部３１ａの下流（燃焼室１４側）に発生する渦（よどみ）を消し去る効果を有する。つまり、メインスワラ３２により旋回力が与えられなかったスイープ混合気７４によって、周囲よりガス流速の低い渦領域の発生が抑止される。従って、燃焼室１４からメインノズル３０の方へ火炎が侵入するフラッシュバック現象が防止される。また、フラッシュバックによりメインノズル３０や内筒（ライナ）１１が焼損することが防止される。 In the configuration as described above, the air 71 flowing around the main nozzle 30 is mixed with the main gas fuel 51 from the gas fuel hole 52 to become a fuel mixture 72. The fuel mixture 72 is divided into a swirling mixture 73 given a turning force through the main swirler 32 and a sweep mixture 74 that passes through the gap 35 and flows along the outer wall of the main fuel supply pipe 31. This sweep air-fuel mixture 74 has the effect of eliminating vortices (stagnation) generated downstream (on the combustion chamber 14 side) of the tip 31a of the main fuel supply pipe 31. That is, the swirl mixture 74 to which no turning force is applied by the main swirler 32 suppresses the generation of a vortex region having a gas flow velocity lower than that of the surroundings. Therefore, a flashback phenomenon in which a flame enters from the combustion chamber 14 toward the main nozzle 30 is prevented. Further, the main nozzle 30 and the inner cylinder (liner) 11 are prevented from being burned out by the flashback.

なお、メイン液体燃料４１は、液体燃料孔４２から旋回混合気７３へ霧状に放出される。メイン液体燃料４１の粒は蒸発し、その燃料蒸気は、予混合室３４において旋回混合気７３と良く混合される。これにより、局所的な燃料高密度領域がない均一な予混合気（premixed fuel-air）が生成される。この予混合気は、燃焼器１０の燃焼室１４に送られ燃焼する。この予混合気は、燃焼時に発生するＮＯｘの低減に寄与する。 The main liquid fuel 41 is discharged from the liquid fuel hole 42 into the swirling mixture 73 in the form of a mist. The particles of the main liquid fuel 41 evaporate, and the fuel vapor is well mixed with the swirling mixture 73 in the premixing chamber 34. This produces a uniform premixed fuel-air without local high density fuel areas. This premixed gas is sent to the combustion chamber 14 of the combustor 10 and combusted. This premixed gas contributes to the reduction of NOx generated during combustion.

以上に説明されたように、第一の実施の形態に係るメインノズル３０及び燃焼器１０によれば、渦領域の発生及びフラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。また、安定した燃焼により、燃焼時に発生するＮＯｘの量が更に低減される。 As described above, according to the main nozzle 30 and the combustor 10 according to the first embodiment, the generation of the vortex region and the flashback phenomenon are prevented, and stable combustion is provided. Further, the stable combustion further reduces the amount of NOx generated during combustion.

（第二の実施の形態）
図４Ａは、本発明の第二の実施の形態に係る燃料ノズルの構成例を示す概略図であり、図２に示されたメインノズル３０の詳細な構成を示す。図４Ａにおいて、図３で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。 (Second embodiment)
FIG. 4A is a schematic diagram showing a configuration example of the fuel nozzle according to the second embodiment of the present invention, and shows a detailed configuration of the main nozzle 30 shown in FIG. 4A, the same members as those shown in FIG. 3 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate.

本実施の形態に係るメインノズル３０において、メインスワラ３２は、メイン燃料供給管３１に隣接して設置される。すなわち、図３で示されたような隙間３５は、メイン燃料供給管３１とメインスワラ３２の間に存在しない。その代わり、本実施の形態において、空気流が通ることができる空気管６３がメイン燃料供給管３１内部に配設される。図４Ａにおいて、この空気管６３の入口としての空気導入部６０が、メイン燃料供給管３１表面のうち、ガス燃料供給部５０より上流側の所定の位置に形成される。また、この空気管６３の出口としての空気放出孔６２が、メイン燃料供給管３１の先端部（燃焼室１４の方向）に形成される。つまり、空気管６３は、空気導入部６０と空気放出孔６２を繋ぐように形成される。 In the main nozzle 30 according to the present embodiment, the main swirler 32 is installed adjacent to the main fuel supply pipe 31. That is, the gap 35 as shown in FIG. 3 does not exist between the main fuel supply pipe 31 and the main swirler 32. Instead, in the present embodiment, an air pipe 63 through which an air flow can pass is disposed inside the main fuel supply pipe 31. In FIG. 4A, an air introduction part 60 as an inlet of the air pipe 63 is formed at a predetermined position on the upstream side of the gas fuel supply part 50 on the surface of the main fuel supply pipe 31. In addition, an air discharge hole 62 as an outlet of the air pipe 63 is formed at the tip of the main fuel supply pipe 31 (in the direction of the combustion chamber 14). That is, the air pipe 63 is formed so as to connect the air introduction part 60 and the air discharge hole 62.

図４Ｂは、図４Ａ中の線Ａ−Ａ’で指示された位置におけるメイン燃料供給管３１の断面を示す図である。図４Ｂにおいて、メイン燃料供給管３１の円周に沿って略等間隔に、４つの空気導入部６０が形成されている。それぞれの空気導入部６０から延びる通路は、空気管６３に繋がっている。メイン液体燃料４１が流れるメイン液体燃料管４３、及びメインガス燃料５１が流れるメインガス燃料管５３は、空気管６３と干渉しないようにメイン燃料供給管３１内部に形成されている。図４Ｂにおいて、隣接する空気導入部６０から延びる２本の通路の間に、メイン液体燃料管４３とメインガス燃料管５３がそれぞれ1本ずつ配設されている。尚、メイン液体燃料管４３及びメインガス燃料管５３は、それぞれ液体燃料孔４２及びガス燃料孔５２に繋がる。 FIG. 4B is a diagram showing a cross section of the main fuel supply pipe 31 at the position indicated by the line A-A ′ in FIG. 4A. In FIG. 4B, four air introduction portions 60 are formed at substantially equal intervals along the circumference of the main fuel supply pipe 31. The passages extending from the respective air introduction portions 60 are connected to the air pipe 63. The main liquid fuel pipe 43 through which the main liquid fuel 41 flows and the main gas fuel pipe 53 through which the main gas fuel 51 flows are formed inside the main fuel supply pipe 31 so as not to interfere with the air pipe 63. In FIG. 4B, one main liquid fuel pipe 43 and one main gas fuel pipe 53 are disposed between two passages extending from the adjacent air introduction portions 60. The main liquid fuel pipe 43 and the main gas fuel pipe 53 are connected to the liquid fuel hole 42 and the gas fuel hole 52, respectively.

以上のような構成において、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１の一部は、空気導入部６０からメイン燃料供給管３１内部に取り込まれる。この取り込まれた空気は、空気管６３を通して空気放出孔６２からスイープ空気７５として放出される。このスイープ空気７５は、メイン燃料供給管３１の下流に発生する渦を消し去る効果を有する。つまり、スイープ空気７５が、メイン燃料供給管３１の先端部下流に供給されることによって、渦領域の発生が抑止される。これにより、フラッシュバック現象が防止される。また、以上のような構成は、メイン燃料供給管３１の下流に純粋な空気を供給できる点で優れている。 In the configuration as described above, a part of the air 71 flowing around the main nozzle 30 is taken into the main fuel supply pipe 31 from the air introduction unit 60. The taken-in air is discharged as sweep air 75 from the air discharge hole 62 through the air pipe 63. The sweep air 75 has an effect of eliminating vortices generated downstream of the main fuel supply pipe 31. That is, when the sweep air 75 is supplied downstream of the tip end portion of the main fuel supply pipe 31, the generation of the vortex region is suppressed. This prevents the flashback phenomenon. The above configuration is excellent in that pure air can be supplied downstream of the main fuel supply pipe 31.

図５Ａは、本発明の第二の実施の形態に係る燃料ノズルの他の構成例を示す概略図であり、図２に示されたメインノズル３０の詳細な構成を示す。図５Ａにおいて、図３及び図４Ａで示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。図５Ａに示されたメインノズル３０おいて、空気管６３の入口としての空気導入部６０は、メイン燃料供給管３１表面のうち、ガス燃料供給部５０より下流側かつメインスワラ３２の上流側の所定の位置に形成される。また、この空気管６３の出口としての空気放出孔６２が、メイン燃料供給管３１の先端部に形成される。 FIG. 5A is a schematic diagram showing another configuration example of the fuel nozzle according to the second embodiment of the present invention, and shows a detailed configuration of the main nozzle 30 shown in FIG. 5A, the same members as those shown in FIGS. 3 and 4A are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is omitted as appropriate. In the main nozzle 30 shown in FIG. 5A, the air introduction part 60 as an inlet of the air pipe 63 is a predetermined part on the downstream side of the gas fuel supply part 50 and the upstream side of the main swirler 32 on the surface of the main fuel supply pipe 31. It is formed at the position. In addition, an air discharge hole 62 as an outlet of the air pipe 63 is formed at the tip of the main fuel supply pipe 31.

図５Ｂは、図５Ａ中の線Ｂ−Ｂ’で指示された位置におけるメイン燃料供給管３１の断面を示す図である。図５Ｂにおいて、メイン燃料供給管３１の円周に沿って略等間隔に、４つの空気導入部６０が形成されている。それぞれの空気導入部６０から延びる通路は、空気管６３に繋がっている。また、隣接する空気導入部６０から延びる２本の通路の間に、メイン液体燃料４１が流れるメイン液体燃料管４３が配設されている。この時、空気管６３と液体燃料管４３をそれぞれ干渉しないように形成することができ、またメイン燃料供給管３１の構造が簡易になる点で優れている。 FIG. 5B is a diagram showing a cross section of the main fuel supply pipe 31 at the position indicated by the line B-B ′ in FIG. 5A. In FIG. 5B, four air introduction portions 60 are formed at substantially equal intervals along the circumference of the main fuel supply pipe 31. The passages extending from the respective air introduction portions 60 are connected to the air pipe 63. A main liquid fuel pipe 43 through which the main liquid fuel 41 flows is disposed between two passages extending from the adjacent air introduction portions 60. At this time, the air pipe 63 and the liquid fuel pipe 43 can be formed so as not to interfere with each other, and the structure of the main fuel supply pipe 31 is simplified.

以上のような構成において、メインガス燃料５１と混合した燃料混合気７２の一部は、空気導入部６０からメイン燃料供給管３１内部に取り込まれる。この取り込まれた空気（燃料混合気）は、空気管６３を通して空気放出孔６２からスイープ混合気７４として放出される。このスイープ混合気７４は、メイン燃料供給管３１の下流に発生する渦を消し去る効果を有する。つまり、スイープ混合気７４が、メイン燃料供給管３１の先端部下流に供給されることによって、渦領域の発生が抑止される。これにより、フラッシュバック現象が防止される。 In the above configuration, a part of the fuel mixture 72 mixed with the main gas fuel 51 is taken into the main fuel supply pipe 31 from the air introduction unit 60. The taken-in air (fuel mixture) is discharged as a sweep mixture 74 from the air discharge hole 62 through the air pipe 63. This sweep air-fuel mixture 74 has the effect of eliminating vortices generated downstream of the main fuel supply pipe 31. In other words, the swirl gas mixture 74 is supplied downstream of the tip end portion of the main fuel supply pipe 31, thereby suppressing the generation of the vortex region. This prevents the flashback phenomenon.

図６は、本発明の第二の実施の形態に係る燃料ノズルの更に他の構成例を示す概略図であり、図２に示されたメインノズル３０の詳細な構成を示す。図６において、図３及び図４Ａで示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。図６に示されたメインノズル３０おいて、空気管６３の入口としての空気導入部６０は、ガスタービン車室内の空気を空気管６３に導入できるように形成される。例えば、図６に示されるように、空気導入部６０は、メイン燃料供給管３１の上流側端部に形成され、空気導入パイプ６４に接続される。この空気導入パイプ６４は、燃焼器１０が格納されたガスタービン車室（図示されない）に接続される。また、空気管６３の出口としての空気放出孔６２が、メイン燃料供給管３１の先端部に形成される。 FIG. 6 is a schematic view showing still another configuration example of the fuel nozzle according to the second embodiment of the present invention, and shows a detailed configuration of the main nozzle 30 shown in FIG. In FIG. 6, the same members as those shown in FIGS. 3 and 4A are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate. In the main nozzle 30 shown in FIG. 6, an air introduction portion 60 as an inlet of the air pipe 63 is formed so that air in the gas turbine casing can be introduced into the air pipe 63. For example, as shown in FIG. 6, the air introduction part 60 is formed at the upstream end of the main fuel supply pipe 31 and connected to the air introduction pipe 64. The air introduction pipe 64 is connected to a gas turbine casing (not shown) in which the combustor 10 is stored. In addition, an air discharge hole 62 as an outlet of the air pipe 63 is formed at the tip of the main fuel supply pipe 31.

以上のような構成において、ガスタービン車室内の空気は、空気導入部６０からメイン燃料供給管３１内部に取り込まれ、空気放出孔６２からスイープ空気７５として放出される。このスイープ空気７５は、メイン燃料供給管３１の下流に発生する渦を消し去る効果を有する。つまり、スイープ空気７５が、メイン燃料供給管３１の先端部下流に供給されることによって、渦領域の発生が抑止される。これにより、フラッシュバック現象が防止される。また、以上のような構成は、メイン燃料供給管３１の下流に純粋な空気を供給できる点で優れている。更に、燃焼器１０における圧損分の空気を供給できる点で優れている。 In the configuration as described above, the air in the gas turbine cabin is taken into the main fuel supply pipe 31 from the air introduction portion 60 and is discharged as the sweep air 75 from the air discharge hole 62. The sweep air 75 has an effect of eliminating vortices generated downstream of the main fuel supply pipe 31. That is, when the sweep air 75 is supplied downstream of the tip end portion of the main fuel supply pipe 31, the generation of the vortex region is suppressed. This prevents the flashback phenomenon. The above configuration is excellent in that pure air can be supplied downstream of the main fuel supply pipe 31. Furthermore, it is excellent in that air corresponding to the pressure loss in the combustor 10 can be supplied.

なお、図４Ａから図６において、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１は、ガス燃料孔５２からのメインガス燃料５１と混合し、燃料混合気７２となる。燃料混合気７２は、メインスワラ３２を通して旋回力を与えられ、旋回混合気７３が生成される。メイン液体燃料４１は、液体燃料孔４２から旋回混合気７３へ霧状に放出され、予混合室３４において旋回混合気７３と良く混合される。これにより、局所的な燃料高密度領域がない均一な予混合気が生成される。この予混合気は、燃焼器１０の燃焼室１４に送られ燃焼する。この予混合気は、燃焼時に発生するＮＯｘの低減に寄与する。 In FIG. 4A to FIG. 6, the air 71 flowing around the main nozzle 30 is mixed with the main gas fuel 51 from the gas fuel hole 52 to become a fuel mixture 72. The fuel mixture 72 is given a turning force through the main swirler 32, and a turning mixture 73 is generated. The main liquid fuel 41 is discharged in a mist form from the liquid fuel hole 42 to the swirling mixture 73 and is well mixed with the swirling mixture 73 in the premixing chamber 34. Thereby, a uniform premixed gas without a local high-density region of fuel is generated. This premixed gas is sent to the combustion chamber 14 of the combustor 10 and combusted. This premixed gas contributes to the reduction of NOx generated during combustion.

以上に説明されたように、第二の実施の形態に係るメインノズル３０及び燃焼器１０によれば、渦領域の発生及びフラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。また、安定した燃焼により、燃焼時に発生するＮＯｘの量が更に低減される。 As described above, according to the main nozzle 30 and the combustor 10 according to the second embodiment, the generation of the vortex region and the flashback phenomenon are prevented, and stable combustion is provided. Further, the stable combustion further reduces the amount of NOx generated during combustion.

（第三の実施の形態）
図７は、本発明の第三の実施の形態に係る燃料ノズルの構成を示す概略図であり、図２に示されたメインノズル３０の詳細な構成を示す。本実施の形態に係るメインノズル３０は、第一の実施の形態で示された構成（図３参照）及び第二の実施の形態で示された構成（図４Ａ、図５Ａ、図６参照）とを備える。図７において、図３、図４Ａ、図５Ａ、図６で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。 (Third embodiment)
FIG. 7 is a schematic diagram showing the configuration of the fuel nozzle according to the third embodiment of the present invention, and shows the detailed configuration of the main nozzle 30 shown in FIG. The main nozzle 30 according to the present embodiment has the configuration shown in the first embodiment (see FIG. 3) and the configuration shown in the second embodiment (see FIGS. 4A, 5A, and 6). With. In FIG. 7, the same members as those shown in FIGS. 3, 4A, 5A, and 6 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate.

本実施の形態において、メインスワラ３２は、メイン燃料供給管３１から距離をもって配置される。これにより、空気が通り抜けることができる隙間３５が、メイン燃料供給管３１とメインスワラ３２の間に形成される。例えば、図７に示されるように、メイン燃料供給管３１は、他の部分より径の小さいストレート部３１ｂを有し、このストレート部３１ｂとメインスワラ３２の間に隙間３５が形成される。 In the present embodiment, the main swirler 32 is arranged at a distance from the main fuel supply pipe 31. As a result, a gap 35 through which air can pass is formed between the main fuel supply pipe 31 and the main swirler 32. For example, as shown in FIG. 7, the main fuel supply pipe 31 has a straight portion 31 b having a smaller diameter than other portions, and a gap 35 is formed between the straight portion 31 b and the main swirler 32.

また、本実施の形態において、空気流が通ることができる空気管６３がメイン燃料供給管３１内部に配設される。図７において、図４Ａに示されるように、空気管６３の入口としての空気導入部６０が、メイン燃料供給管３１表面のうち、ガス燃料供給部５０より上流側の所定の位置に形成される。また、この空気管６３の出口としての空気放出孔６２が、メイン燃料供給管３１の先端部（燃焼室１４の方向）に形成される。つまり、空気管６３は、空気導入部６０と空気放出孔６２を繋ぐように形成される。 In the present embodiment, an air pipe 63 through which an air flow can pass is disposed inside the main fuel supply pipe 31. In FIG. 7, as shown in FIG. 4A, the air introduction part 60 as the inlet of the air pipe 63 is formed at a predetermined position upstream of the gas fuel supply part 50 on the surface of the main fuel supply pipe 31. . In addition, an air discharge hole 62 as an outlet of the air pipe 63 is formed at the tip of the main fuel supply pipe 31 (in the direction of the combustion chamber 14). That is, the air pipe 63 is formed so as to connect the air introduction part 60 and the air discharge hole 62.

以上のような構成において、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１は、ガス燃料孔５２からのメインガス燃料５１と混合し、燃料混合気７２となる。燃料混合気７２は、メインスワラ３２を通して旋回力を与えられた旋回混合気７３と、隙間３５を通リ抜けメイン燃料供給管３１の外壁に沿って流れるスイープ混合気７４とに分かれる。更に、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１の一部は、空気導入部６０からメイン燃料供給管３１内部に取り込まれる。この取り込まれた空気は、空気管６３を通して空気放出孔６２からスイープ空気７５として放出される。このスイープ混合気７４及びスイープ空気７５は、メイン燃料供給管３１の下流に発生する渦を消し去る効果を有する。つまり、スイープ混合気７４及びスイープ空気７５が、メイン燃料供給管３１の先端部下流に供給されることによって、渦領域の発生が抑止される。 In the configuration as described above, the air 71 flowing around the main nozzle 30 is mixed with the main gas fuel 51 from the gas fuel hole 52 to become a fuel mixture 72. The fuel mixture 72 is divided into a swirling mixture 73 given a turning force through the main swirler 32 and a sweep mixture 74 that passes through the gap 35 and flows along the outer wall of the main fuel supply pipe 31. Further, a part of the air 71 flowing around the main nozzle 30 is taken into the main fuel supply pipe 31 from the air introduction part 60. The taken-in air is discharged as sweep air 75 from the air discharge hole 62 through the air pipe 63. The sweep mixture 74 and the sweep air 75 have an effect of eliminating vortices generated downstream of the main fuel supply pipe 31. That is, the swirl mixture 74 and the sweep air 75 are supplied to the downstream of the tip of the main fuel supply pipe 31, thereby suppressing the generation of the vortex region.

空気導入部６０は、図５Ａに示されるように、メイン燃料供給管３１表面のうち、ガス燃料供給部５０より下流側かつメインスワラ３２の上流側の所定の位置に形成されてもよい。また、空気導入部６０は、図６に示されるように、ガスタービン車室内の空気を空気管６３に導入できるように形成される。このような場合にも、上記と同様な効果が得られる。 As shown in FIG. 5A, the air introduction unit 60 may be formed in a predetermined position on the surface of the main fuel supply pipe 31 on the downstream side of the gas fuel supply unit 50 and the upstream side of the main swirler 32. Moreover, the air introduction part 60 is formed so that the air in a gas turbine vehicle interior can be introduce | transduced into the air pipe 63, as FIG. 6 shows. Even in such a case, the same effect as described above can be obtained.

以上に説明されたように、第一の実施の形態に係るメインノズル３０及び燃焼器１０によれば、渦領域の発生及びフラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。従って、燃焼室１４からメインノズル３０の方へ火炎が侵入するフラッシュバック現象が防止される。また、フラッシュバックによりメインノズル３０や内筒（ライナ）１１が焼損することが防止される。また、安定した燃焼により、燃焼時に発生するＮＯｘの量が更に低減される。 As described above, according to the main nozzle 30 and the combustor 10 according to the first embodiment, the generation of the vortex region and the flashback phenomenon are prevented, and stable combustion is provided. Therefore, a flashback phenomenon in which a flame enters from the combustion chamber 14 toward the main nozzle 30 is prevented. Further, the main nozzle 30 and the inner cylinder (liner) 11 are prevented from being burned out by the flashback. Further, the stable combustion further reduces the amount of NOx generated during combustion.

（第四の実施の形態）
図８は、本発明の第四の実施の形態に係る燃料ノズルの構成例を示す概略図であり、図２に示されたメインノズル３０の詳細な構成を示す。図８に示された構成は、後述のメインスワラハブ３３を除いて、図３に示された構成と同様である。従って、この図８において、図３で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。本実施の形態に係るメインノズル３０は、メイン燃料供給管３１とほぼ同心に配置されたメインスワラハブ３３を備える。また、メインスワラ３２は、メインスワラハブ３３の外周に接触するように固定される。これにより、空気が通り抜けることができる隙間３５が、メイン燃料供給管３１とメインスワラハブ３３の間に形成される。 (Fourth embodiment)
FIG. 8 is a schematic view showing a configuration example of a fuel nozzle according to the fourth embodiment of the present invention, and shows a detailed configuration of the main nozzle 30 shown in FIG. The configuration shown in FIG. 8 is the same as the configuration shown in FIG. 3 except for a main swirler hub 33 described later. Therefore, in FIG. 8, the same members as those shown in FIG. 3 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate. The main nozzle 30 according to the present embodiment includes a main swirler hub 33 disposed substantially concentrically with the main fuel supply pipe 31. The main swirler 32 is fixed so as to contact the outer periphery of the main swirler hub 33. Thus, a gap 35 through which air can pass is formed between the main fuel supply pipe 31 and the main swirler hub 33.

以上のような構成において、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１の一部は、メイン燃料供給管３１とメインスワラハブ３３との間に形成される隙間３５に流れ込む。隙間３５に流れ込んだ空気７１は、メイン燃料供給管３１の外壁に沿って流れるスイープ空気７５として、メイン燃料供給管３１下流に供給される。このスイープ空気７５は、メイン燃料供給管３１の下流に発生する渦を消し去る効果を有する。 In the configuration as described above, a part of the air 71 flowing around the main nozzle 30 flows into the gap 35 formed between the main fuel supply pipe 31 and the main swirler hub 33. The air 71 flowing into the gap 35 is supplied downstream of the main fuel supply pipe 31 as sweep air 75 flowing along the outer wall of the main fuel supply pipe 31. The sweep air 75 has an effect of eliminating vortices generated downstream of the main fuel supply pipe 31.

また、図９は、本実施の形態に係る燃料ノズルの他の構成例を示す概略図であり、図２に示されたメインノズル３０の詳細な構成を示す。図９に示された構成は、メインスワラハブ３３を除いて、図４Ａに示された構成と同様である。従って、この図９において、図４Ａで示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。図９において、空気管６３がメイン燃料供給管３１内部に配設される。また、空気導入部６０が、メイン燃料供給管３１表面のうち、ガス燃料供給部５０より上流側の所定の位置に形成される。空気放出孔６２は、メイン燃料供給管３１の先端部に形成される。更に、図８に示された構成と同様に、メインノズル３０は、メイン燃料供給管３１とほぼ同心に配置されたメインスワラハブ３３を備える。また、メインスワラ３２は、メインスワラハブ３３の外周に接触するように固定される。これにより、空気が通り抜けることができる隙間３５が、メイン燃料供給管３１とメインスワラ３２の間に形成される。 FIG. 9 is a schematic view showing another configuration example of the fuel nozzle according to the present embodiment, and shows a detailed configuration of the main nozzle 30 shown in FIG. The configuration shown in FIG. 9 is the same as the configuration shown in FIG. 4A except for the main swirler hub 33. Therefore, in FIG. 9, the same members as those shown in FIG. 4A are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate. In FIG. 9, an air pipe 63 is disposed inside the main fuel supply pipe 31. Further, the air introduction part 60 is formed at a predetermined position upstream of the gas fuel supply part 50 in the surface of the main fuel supply pipe 31. The air discharge hole 62 is formed at the tip of the main fuel supply pipe 31. Further, similarly to the configuration shown in FIG. 8, the main nozzle 30 includes a main swirler hub 33 disposed substantially concentrically with the main fuel supply pipe 31. The main swirler 32 is fixed so as to contact the outer periphery of the main swirler hub 33. As a result, a gap 35 through which air can pass is formed between the main fuel supply pipe 31 and the main swirler 32.

以上のような構成において、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１の一部は、メイン燃料供給管３１とメインスワラハブ３３との間に形成される隙間３５に流れ込む。隙間３５に流れ込んだ空気７１は、メイン燃料供給管３１の外壁に沿って流れるスイープ空気７５として、メイン燃料供給管３１下流に供給される。更に、メインノズル３０の周囲に流れ込んだ空気７１の一部は、空気導入部６０からメイン燃料供給管３１内部に取り込まれる。この取り込まれた空気は、空気管６３を通して空気放出孔６２からスイープ空気７５として放出される。これらスイープ空気７５は、メイン燃料供給管３１の下流に発生する渦を消し去る効果を有する。つまり、スイープ空気７５が、メイン燃料供給管３１の先端部下流に供給されることによって、渦領域の発生が効果的に抑止される。 In the configuration as described above, a part of the air 71 flowing around the main nozzle 30 flows into the gap 35 formed between the main fuel supply pipe 31 and the main swirler hub 33. The air 71 flowing into the gap 35 is supplied downstream of the main fuel supply pipe 31 as sweep air 75 flowing along the outer wall of the main fuel supply pipe 31. Further, a part of the air 71 flowing around the main nozzle 30 is taken into the main fuel supply pipe 31 from the air introduction part 60. The taken-in air is discharged as sweep air 75 from the air discharge hole 62 through the air pipe 63. These sweep airs 75 have the effect of erasing vortices generated downstream of the main fuel supply pipe 31. That is, when the sweep air 75 is supplied downstream of the front end portion of the main fuel supply pipe 31, the generation of the vortex region is effectively suppressed.

図８及び図９において、メインスワラハブ３３の上流側端は、ガス燃料供給部５０の上流に位置すると好適である。これにより、メイン燃料供給管３１の下流に純粋な空気であるスイープ空気７５を供給することが可能となる。つまり、より効果的に渦を除去することが可能となる。また、メインスワラハブ３３の下流側端は、液体燃料孔（液体燃料供給部）４２より上流に位置すると好適である。これにより、メインスワラハブ３３に妨げられることなく、液体燃料孔４２からメイン液体燃料４１が噴射される。また、メインスワラハブ３３の下流側端は、メインスワラ３２の下流側端と一致してもよい。これによりメインノズル３０の構成は簡易になる。 8 and 9, the upstream end of the main swirler hub 33 is preferably located upstream of the gas fuel supply unit 50. As a result, it is possible to supply the sweep air 75 that is pure air downstream of the main fuel supply pipe 31. That is, it becomes possible to remove vortices more effectively. The downstream end of the main swirler hub 33 is preferably located upstream of the liquid fuel hole (liquid fuel supply part) 42. Thereby, the main liquid fuel 41 is injected from the liquid fuel hole 42 without being obstructed by the main swirler hub 33. Further, the downstream end of the main swirler hub 33 may coincide with the downstream end of the main swirler 32. Thereby, the configuration of the main nozzle 30 is simplified.

以上に説明されたように、第四の実施の形態に係るメインノズル３０及び燃焼器１０によれば、渦領域の発生及びフラッシュバック現象が防止され、安定した燃焼が提供される。従って、燃焼室１４からメインノズル３０の方へ火炎が侵入するフラッシュバック現象が防止される。また、フラッシュバックによりメインノズル３０や内筒（ライナ）１１が焼損することが防止される。また、安定した燃焼により、燃焼時に発生するＮＯｘの量が更に低減される。 As described above, according to the main nozzle 30 and the combustor 10 according to the fourth embodiment, the generation of the vortex region and the flashback phenomenon are prevented, and stable combustion is provided. Therefore, a flashback phenomenon in which a flame enters from the combustion chamber 14 toward the main nozzle 30 is prevented. Further, the main nozzle 30 and the inner cylinder (liner) 11 are prevented from being burned out by the flashback. Further, the stable combustion further reduces the amount of NOx generated during combustion.

（第五の実施の形態）
図１０は、本発明の第五の実施の形態に係る燃焼器１０の構成を示す概略図であり、図２に示されたデュアル燃料焚きの燃焼器１０における燃料供給系統の構成を詳細に示す。図１０では、図２における軸Ｘに関して片側の構成のみが示される。また、図１０において、図２で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。 (Fifth embodiment)
FIG. 10 is a schematic diagram showing the configuration of the combustor 10 according to the fifth embodiment of the present invention, and shows the configuration of the fuel supply system in the dual fuel-fired combustor 10 shown in FIG. 2 in detail. . In FIG. 10, only the configuration on one side with respect to the axis X in FIG. 2 is shown. In FIG. 10, the same members as those shown in FIG. 2 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate.

燃焼器１０は、内筒１１と外筒１２を備える。内筒１１には、パイロットノズル２０とメインノズル３０、及び燃焼室１４が形成される。また、内筒１１と外筒１２の間の領域に形成される空気通路１５には、トップハット燃料供給部５５が設置される。これら燃料ノズル（パイロットノズル２０、メインノズル３０及びトップハット燃料供給部５５）のそれぞれは、後述されるように、1本あるいは複数の燃料供給ラインを備える。各々の燃料供給ラインには、ガス燃料、液体燃料、水のいずれかが供給され、これにより空気流中に燃料や水が供給される。尚、パイロットノズル２０の下流には、循環域が形成される。この循環域により、パイロットノズル２０の下流に発生する火炎は安定化される。 The combustor 10 includes an inner cylinder 11 and an outer cylinder 12. A pilot nozzle 20, a main nozzle 30, and a combustion chamber 14 are formed in the inner cylinder 11. A top hat fuel supply unit 55 is installed in the air passage 15 formed in a region between the inner cylinder 11 and the outer cylinder 12. Each of these fuel nozzles (pilot nozzle 20, main nozzle 30, and top hat fuel supply unit 55) includes one or a plurality of fuel supply lines, as will be described later. Each fuel supply line is supplied with either gas fuel, liquid fuel, or water, whereby fuel or water is supplied into the air flow. A circulation region is formed downstream of the pilot nozzle 20. The flame generated downstream of the pilot nozzle 20 is stabilized by this circulation region.

また、燃焼器１０は、燃料ノズル（燃料供給ライン）に接続された燃料供給部９０を備える。この燃料供給部９０は、各々の燃料供給ラインにガス燃料、液体燃料、及び水のいずれかを供給する。また、燃料供給部９０は、制御部９１と切換部９２を備える。制御部９１は、それぞれの燃料供給ラインに供給する燃料や水の量を制御する。切換部９２は、それぞれの燃料供給ラインに供給する物質の種類を切り換える。つまり、切換部９２は、ある燃料供給ラインに供給する物質を、運転モードに応じてガス燃料、液体燃料、水の中から適宜選択し、選択した物質をその燃料供給ラインに供給する。 The combustor 10 includes a fuel supply unit 90 connected to a fuel nozzle (fuel supply line). The fuel supply unit 90 supplies gas fuel, liquid fuel, or water to each fuel supply line. The fuel supply unit 90 includes a control unit 91 and a switching unit 92. The control unit 91 controls the amount of fuel and water supplied to each fuel supply line. The switching unit 92 switches the type of substance supplied to each fuel supply line. That is, the switching unit 92 appropriately selects a substance to be supplied to a certain fuel supply line from gas fuel, liquid fuel, and water according to the operation mode, and supplies the selected substance to the fuel supply line.

パイロットノズル２０は、パイロットガス燃料ラインＰＧ、パイロット液体燃料ラインＰＯ、及びパイロット水ラインＰＷを備える。パイロットガス燃料ラインＰＧは、燃料供給部９０とパイロットガス燃料孔８１を繋ぐ。パイロット液体燃料ラインＰＯは、燃料供給部９０とパイロット液体燃料孔８５を繋ぐ。パイロット水ラインＰＷは、燃料供給部９０とパイロット水供給孔８３を繋ぐ。本来、パイロットガス燃料ラインＰＧ、パイロット燃料供給ラインＰＯ、パイロット水ラインＰＷは、図１０に示されるように、それぞれパイロットガス燃料８２、パイロット液体燃料８６、パイロット水８４を燃焼室１４に供給する。しかしながら、本実施の形態において、これら複数のラインＰＧ、ＰＯ、ＰＷのそれぞれに供給される物質は、上述の切換部９２によって変更され得る。 The pilot nozzle 20 includes a pilot gas fuel line PG, a pilot liquid fuel line PO, and a pilot water line PW. The pilot gas fuel line PG connects the fuel supply unit 90 and the pilot gas fuel hole 81. The pilot liquid fuel line PO connects the fuel supply unit 90 and the pilot liquid fuel hole 85. The pilot water line PW connects the fuel supply unit 90 and the pilot water supply hole 83. Originally, the pilot gas fuel line PG, the pilot fuel supply line PO, and the pilot water line PW supply pilot gas fuel 82, pilot liquid fuel 86, and pilot water 84 to the combustion chamber 14, respectively, as shown in FIG. However, in the present embodiment, the substance supplied to each of the plurality of lines PG, PO, and PW can be changed by the switching unit 92 described above.

メインノズル３０は、メインガス燃料ラインＭＧ、メイン液体燃料ラインＭＯ、及びメイン水ラインＰＷを備える。メインガス燃料ラインＭＧは、燃料供給部９０とガス燃料孔５２（ガス燃料供給部５０）を繋ぐ。メイン液体燃料ラインＭＯは、燃料供給部９０と液体燃料孔４２を繋ぐ。メイン水ラインＰＷは、燃料供給部９０とメイン液体燃料ラインＭＯを繋ぎ、メイン液体燃料ラインＭＯを流れる物質に水を供給する。本来、メインガス燃料ラインＭＧ及びメイン液体燃料ラインＭＯは、図１０に示されるように、それぞれメインガス燃料５１及びメイン液体燃料４１を空気流中や予混合室３４に供給する。しかしながら、本実施の形態において、これら複数のラインＭＧ、ＭＯのそれぞれに供給される物質は、上述の切換部９２によって変更され得る。 The main nozzle 30 includes a main gas fuel line MG, a main liquid fuel line MO, and a main water line PW. The main gas fuel line MG connects the fuel supply unit 90 and the gas fuel hole 52 (gas fuel supply unit 50). The main liquid fuel line MO connects the fuel supply unit 90 and the liquid fuel hole 42. The main water line PW connects the fuel supply unit 90 and the main liquid fuel line MO, and supplies water to substances flowing through the main liquid fuel line MO. Originally, the main gas fuel line MG and the main liquid fuel line MO supply the main gas fuel 51 and the main liquid fuel 41 to the premixing chamber 34 in the air flow, as shown in FIG. However, in the present embodiment, the substance supplied to each of the plurality of lines MG, MO can be changed by the switching unit 92 described above.

トップハット燃料供給部５５は、トップハットガスラインＴＧを備える。トップハットガスラインＴＧは、燃料供給部９０とトップハット燃料孔５６を繋ぐ。本来、トップハットガスラインＴＧは、図１０に示されるように、トップハットガス５７を空気通路１５に供給する。しかしながら、本実施の形態において、トップハットガスラインＴＧに供給される物質は、上述の切換部９２によって変更され得る。 The top hat fuel supply unit 55 includes a top hat gas line TG. The top hat gas line TG connects the fuel supply unit 90 and the top hat fuel hole 56. Originally, the top hat gas line TG supplies the top hat gas 57 to the air passage 15 as shown in FIG. However, in the present embodiment, the substance supplied to the top hat gas line TG can be changed by the switching unit 92 described above.

以上のような構成において、「ガス燃料」を用いて低負荷燃焼を行う方法を説明する。ガス燃料を用いて燃焼を行う（ガス焚き）時、メイン液体燃料ラインＭＯにメイン液体燃料４１を供給する必要はない。従って、本実施の形態において、切換部９２は、メイン液体燃料ラインＭＯに供給する物質を、メインガス燃料５１に切り換える。つまり、切換部９２によって、メインガス燃料ラインＭＧだけでなくメイン液体燃料ラインＭＯにも、メインガス燃料５１が供給される。一般に、低負荷燃焼時には燃料の密度が全体的に低いため、燃焼せずに残る未燃成分の量が多くなる。しかしながら、上記のように、あえて燃料の均一性（分散）を悪くして局所的な燃料の密度をやや高くすることによって、投入した燃料を燃やし尽くすことが可能となる。すなわち、未燃成分の量が減少する。 A method of performing low-load combustion using “gas fuel” in the above configuration will be described. When combustion is performed using gas fuel (gas burning), it is not necessary to supply the main liquid fuel 41 to the main liquid fuel line MO. Therefore, in the present embodiment, the switching unit 92 switches the material supplied to the main liquid fuel line MO to the main gas fuel 51. That is, the main gas fuel 51 is supplied not only to the main gas fuel line MG but also to the main liquid fuel line MO by the switching unit 92. Generally, during low load combustion, the density of the fuel is generally low, so that the amount of unburned components remaining without burning increases. However, as described above, it is possible to burn out the injected fuel by degrading the uniformity (dispersion) of the fuel and slightly increasing the local fuel density. That is, the amount of unburned components decreases.

あるいは、ガス焚き時、パイロット水ラインＰＷにパイロット水８４を供給する必要はない。従って、切換部９２は、パイロット水ラインＰＷに供給する物質を、メインガス燃料５１に切り換える。つまり、切換部９２によって、メインガス燃料ラインＭＧだけでなくパイロット水ラインＰＷにも、メインガス燃料５１が供給される。その結果、パイロットノズル２０の下流に形成される高温ガス循環域に、メインガス燃料５１が噴射され、燃焼効率が向上する。これにより、未燃成分の量が減少する。 Alternatively, it is not necessary to supply the pilot water 84 to the pilot water line PW during gas burning. Therefore, the switching unit 92 switches the substance supplied to the pilot water line PW to the main gas fuel 51. That is, the main gas fuel 51 is supplied not only to the main gas fuel line MG but also to the pilot water line PW by the switching unit 92. As a result, the main gas fuel 51 is injected into the high-temperature gas circulation region formed downstream of the pilot nozzle 20 and the combustion efficiency is improved. This reduces the amount of unburned components.

以上に説明されたように、第五の実施の形態に係る燃焼器１０及び燃焼方法によれば、低負荷燃焼時に残る未燃成分の量を低減することが可能となる。また、これにより燃焼器１０における安定した燃焼が実現される。更に、上記の方法は、従来のガスタービン燃焼器における燃料供給ラインの構成を変更することなく実現できる点において優れる。 As described above, according to the combustor 10 and the combustion method according to the fifth embodiment, it is possible to reduce the amount of unburned components remaining during low-load combustion. This also realizes stable combustion in the combustor 10. Further, the above method is excellent in that it can be realized without changing the configuration of the fuel supply line in the conventional gas turbine combustor.

（第六の実施の形態）
図１１は、本発明の第六の実施の形態に係る燃焼器の燃料供給系統の構成例を示す概略図である。図１１においては、メインノズル３０に対する燃料供給系統の構成が示され、パイロットノズル２０に対する構成の図示は省略されている。また、図１１において、図１０で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。 (Sixth embodiment)
FIG. 11 is a schematic diagram illustrating a configuration example of a fuel supply system of a combustor according to a sixth embodiment of the present invention. In FIG. 11, the configuration of the fuel supply system for the main nozzle 30 is shown, and the configuration for the pilot nozzle 20 is not shown. In FIG. 11, the same members as those shown in FIG. 10 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate.

本実施の形態において、メインノズル３０は、ガス燃料ラインとして第一メインガス燃料ラインＭＧ１及び第二メインガス燃料ラインＭＧ２を備える。第一及び第二メインガス燃料ラインＭＧ１、ＭＧ２のそれぞれは、ガス燃料孔５２ａ及びガス燃料孔５２ｂのそれぞれと燃料供給部９０を繋ぐ。メインガス燃料ラインＭＧ１は、ガス燃料孔５２ａから、メインガス燃料５１ａを空気流中に供給する。メインガス燃料ラインＭＧ２は、ガス燃料孔５２ｂから、メインガス燃料５１ｂを空気流中に供給する。ここで、図１１に示されるように、ガス燃料孔５２ｂは、ガス燃料孔５２ａよりもメイン燃料供給管３１から離れた位置に設置されている。つまり、第二メインガス燃料ラインＭＧ２から空気流中にメインガス燃料５１ｂが供給される位置は、第一メインガス燃料ラインＭＧ１から空気流中にメインガス燃料５１ａが供給される位置よりも、メインノズル３０から離れている。また、燃料供給部９０は、燃料供給ラインに供給する燃料の量を制御する制御部９１を備える。 In the present embodiment, the main nozzle 30 includes a first main gas fuel line MG1 and a second main gas fuel line MG2 as gas fuel lines. Each of the first and second main gas fuel lines MG1 and MG2 connects the fuel supply section 90 to each of the gas fuel holes 52a and the gas fuel holes 52b. The main gas fuel line MG1 supplies the main gas fuel 51a into the air flow from the gas fuel hole 52a. The main gas fuel line MG2 supplies the main gas fuel 51b into the air flow from the gas fuel hole 52b. Here, as shown in FIG. 11, the gas fuel hole 52b is installed at a position farther from the main fuel supply pipe 31 than the gas fuel hole 52a. That is, the position where the main gas fuel 51b is supplied from the second main gas fuel line MG2 into the airflow is more main than the position where the main gas fuel 51a is supplied from the first main gas fuel line MG1 into the airflow. It is away from the nozzle 30. The fuel supply unit 90 includes a control unit 91 that controls the amount of fuel supplied to the fuel supply line.

以上のような構成において、「ガス燃料」を用いて燃焼を行う（ガス焚き）方法を説明する。すなわち、制御部９１は、所望の燃焼出力に応じて、第一メインガス燃料ラインＭＧ１及び第二メインガス燃料ラインＭＧ２に供給するガス燃料の量を制御する。例えば、制御部９１は、低負荷燃焼時には第一メインガス燃料ラインＭＧ１にのみガス燃料（メインガス燃料５１ａ）を供給する。一方、高負荷燃焼時には、制御部９１は、第一及び第二メインガス燃料ラインＭＧ１、ＭＧ２の両方にガス燃料（メインガス燃料５１ａ、５１ｂ）を供給する。このように、燃焼負荷に応じて、空気流とガス燃料の混合比を調整することによって、低負荷燃焼時には未燃成分の量を減少させ、高負荷燃焼時には十分な出力を得ることが可能となる。 A method of performing combustion (gas burning) using “gas fuel” in the above configuration will be described. That is, the control unit 91 controls the amount of gas fuel supplied to the first main gas fuel line MG1 and the second main gas fuel line MG2 according to a desired combustion output. For example, the control unit 91 supplies gas fuel (main gas fuel 51a) only to the first main gas fuel line MG1 during low load combustion. On the other hand, at the time of high load combustion, the control unit 91 supplies gas fuel (main gas fuel 51a, 51b) to both the first and second main gas fuel lines MG1, MG2. In this way, by adjusting the mixing ratio of air flow and gas fuel according to the combustion load, it is possible to reduce the amount of unburned components during low load combustion and to obtain sufficient output during high load combustion. Become.

また、図１２は、本発明の第六の実施の形態に係る燃焼器の燃料供給系統の他の構成例を示す概略図である。図１２においては、メインノズル３０に対する燃料供給系統の構成が示され、パイロットノズル２０に対する構成の図示は省略されている。また、図１２において、図１０で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。 FIG. 12 is a schematic view showing another configuration example of the fuel supply system of the combustor according to the sixth embodiment of the present invention. In FIG. 12, the configuration of the fuel supply system for the main nozzle 30 is shown, and the configuration for the pilot nozzle 20 is not shown. In FIG. 12, the same members as those shown in FIG. 10 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate.

図１１に示された構成と同様に、図１２において、メインノズル３０は、ガス燃料ラインとして第一メインガス燃料ラインＭＧ１及び第二メインガス燃料ラインＭＧ２を備える。ここで、第一メインガス燃料ラインＭＧ１は、パイロットノズル２０（紙面に向かって下方側）から離れた側のガス燃料供給部５０Ａと燃料供給部９０を繋ぐ。一方、第二メインガス燃料ラインＭＧ２は、パイロットノズル２０に近い側のガス燃料供給部５０Ｂと燃料供給部９０を繋ぐ。つまり、第二メインガス燃料ラインＭＧ２から空気流中にメインガス燃料５１が供給される位置は、第一メインガス燃料ラインＭＧ１から空気流中にメインガス燃料５１が供給される位置よりも、パイロットノズル２０に近い。 Similar to the configuration shown in FIG. 11, in FIG. 12, the main nozzle 30 includes a first main gas fuel line MG1 and a second main gas fuel line MG2 as gas fuel lines. Here, the first main gas fuel line MG1 connects the gas fuel supply unit 50A and the fuel supply unit 90 on the side away from the pilot nozzle 20 (downward toward the paper surface). On the other hand, the second main gas fuel line MG 2 connects the gas fuel supply unit 50 B and the fuel supply unit 90 on the side close to the pilot nozzle 20. That is, the position where the main gas fuel 51 is supplied from the second main gas fuel line MG2 into the air flow is more pilot than the position where the main gas fuel 51 is supplied from the first main gas fuel line MG1 into the air flow. Close to nozzle 20.

以上のような構成において、「ガス燃料」を用いて燃焼を行う（ガス焚き）方法を説明する。すなわち、制御部９１は、所望の燃焼出力に応じて、第一メインガス燃料ラインＭＧ１及び第二メインガス燃料ラインＭＧ２に供給するガス燃料の量を制御する。例えば、制御部９１は、低負荷燃焼時には第一メインガス燃料ラインＭＧ１にのみメインガス燃料５１を供給する。一方、高負荷燃焼時には、制御部９１は、第一及び第二メインガス燃料ラインＭＧ１、ＭＧ２の両方にメインガス燃料５１を供給する。このように、燃焼負荷に応じて、空気流とガス燃料の混合比を調整することによって、低負荷燃焼時には未燃成分の量を減少させ、高負荷燃焼時には十分な出力を得ることが可能となる。 A method of performing combustion (gas burning) using “gas fuel” in the above configuration will be described. That is, the control unit 91 controls the amount of gas fuel supplied to the first main gas fuel line MG1 and the second main gas fuel line MG2 according to a desired combustion output. For example, the control unit 91 supplies the main gas fuel 51 only to the first main gas fuel line MG1 during low load combustion. On the other hand, at the time of high load combustion, the controller 91 supplies the main gas fuel 51 to both the first and second main gas fuel lines MG1 and MG2. In this way, by adjusting the mixing ratio of air flow and gas fuel according to the combustion load, it is possible to reduce the amount of unburned components during low load combustion and to obtain sufficient output during high load combustion. Become.

一般的に、空気流・ガス流は、メインスワラ３２を通過するとメイン燃料供給管の方へ偏向する。すなわち、ガス燃料供給部５０Ａからのメインガス燃料５１と空気の混合気は、メインスワラ３２を通過して、パイロットノズル２０（紙面に向かって下方側）の方向へ向かう。一方、ガス燃料供給部５０Ｂからのメインガス燃料５１と空気の混合気は、メインスワラ３２を通過して、パイロットノズル２０から離れる方向へ向かう。従って、低負荷燃焼時には、パイロットノズル２０から離れた側のガス燃料供給部５０Ａのみにメインガス燃料５１を供給し、燃焼が起きやすくすることが好適である。 Generally, the air flow / gas flow is deflected toward the main fuel supply pipe when passing through the main swirler 32. That is, the mixture of the main gas fuel 51 and the air from the gas fuel supply unit 50A passes through the main swirler 32 and travels in the direction of the pilot nozzle 20 (downward toward the paper surface). On the other hand, the mixture of the main gas fuel 51 and air from the gas fuel supply unit 50 B passes through the main swirler 32 and travels away from the pilot nozzle 20. Therefore, at the time of low load combustion, it is preferable to supply the main gas fuel 51 only to the gas fuel supply unit 50A on the side away from the pilot nozzle 20 to facilitate combustion.

以上に説明されたように、第六の実施の形態に係る燃焼器１０及び燃焼方法によれば、低負荷燃焼時には未燃成分の量を低減させ、高負荷燃焼時には十分な出力を得ることが可能となる。このように、低負荷燃焼から高負荷燃焼まで全ての運転領域にわたって、安定した燃焼が供給される。 As explained above, according to the combustor 10 and the combustion method according to the sixth embodiment, the amount of unburned components can be reduced during low-load combustion and sufficient output can be obtained during high-load combustion. It becomes possible. Thus, stable combustion is supplied over the entire operation region from low load combustion to high load combustion.

（第七の実施の形態）
前出の図１０を参照して、第七の実施の形態に係るガスタービン燃焼器における燃焼方法を説明する。本実施の形態においては、「液体燃料」を用いて燃焼（油焚き）が行われる。油焚き時、メインガス燃料ラインＭＧにメインガス燃料５１を供給する必要はない。従って、本実施の形態において、切換部９２は、メインガス燃料ラインＭＧに供給する物質を、水に切り換える。逆に、切換部９２は、メイン水ラインＭＷへの水の供給を停止する。これによる効果を以下に説明する。 (Seventh embodiment)
A combustion method in the gas turbine combustor according to the seventh embodiment will be described with reference to FIG. In the present embodiment, combustion (oiling) is performed using “liquid fuel”. When oiling, it is not necessary to supply the main gas fuel 51 to the main gas fuel line MG. Therefore, in the present embodiment, the switching unit 92 switches the material supplied to the main gas fuel line MG to water. Conversely, the switching unit 92 stops supplying water to the main water line MW. The effect of this will be described below.

従来、油焚きを行う場合、火炎温度を下げるために、メイン液体燃料４１には予め水が混合され、水と混合されたメイン液体燃料４１が液体燃料孔４２から噴射されていた。つまり、図１０に示されるように、メイン水ラインＭＷは、メイン液体燃料ラインＭＯに接続され、メイン液体燃料４１は、メイン水ラインＭＷからの水と予め混合されていた。この場合、噴出されたメイン液体燃料４１の空気流に対する「貫通力」が変動してしまう。ここで、「貫通力」とは、メイン液体燃料４１が予混合室３４内でどこまで飛散するかを示す。燃焼の安定化の観点から、この「貫通力」は常時一定であることが望ましい。 Conventionally, when oiling is performed, water is mixed in advance with the main liquid fuel 41 in order to lower the flame temperature, and the main liquid fuel 41 mixed with water is injected from the liquid fuel hole 42. That is, as shown in FIG. 10, the main water line MW is connected to the main liquid fuel line MO, and the main liquid fuel 41 is premixed with the water from the main water line MW. In this case, the “penetrating force” with respect to the air flow of the ejected main liquid fuel 41 varies. Here, the “penetration force” indicates how far the main liquid fuel 41 is scattered in the premixing chamber 34. From the viewpoint of stabilization of combustion, it is desirable that this “penetration force” is always constant.

上記のように、本実施の形態において、メインガス燃料ラインＭＧを介して、水がガス燃料孔５２から空気流中へ直接噴射される。これにより、メイン液体燃料４１は、貫通力が変わることなく、予混合室３４に噴射される。よって、燃焼器１０において安定した燃焼が実現される。また、噴射された水は、メインスワラ３２を通して、予混合室３４においてメイン液体燃料４１と混合される。これにより、火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 As described above, in the present embodiment, water is directly injected from the gas fuel hole 52 into the air stream via the main gas fuel line MG. As a result, the main liquid fuel 41 is injected into the premixing chamber 34 without changing the penetrating force. Therefore, stable combustion is realized in the combustor 10. The injected water is mixed with the main liquid fuel 41 in the premixing chamber 34 through the main swirler 32. This suppresses the flame temperature and reduces the amount of NOx generated during combustion.

あるいは、油焚き時、パイロットガス燃料ラインＰＧにパイロットガス燃料８２を供給する必要はない。従って、切換部９２は、パイロットガス燃料ラインＰＧに供給する物質を、水に切り換える。逆に、切換部９２は、メイン水ラインＭＷへの水の供給を停止する。これにより、メイン液体燃料４１の貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器１０において安定した燃焼が実現される。パイロットガス燃料孔８１からメインノズル３０の方向へ放出された水は、パイロットノズル２０を格納するパイロットコーン２３（図１０参照）と衝突し、微粒化する。これにより、メインノズル３０による火炎の温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 Alternatively, it is not necessary to supply the pilot gas fuel 82 to the pilot gas fuel line PG when oiling. Accordingly, the switching unit 92 switches the material supplied to the pilot gas fuel line PG to water. Conversely, the switching unit 92 stops supplying water to the main water line MW. Thereby, the penetration force of the main liquid fuel 41 is always kept constant, and stable combustion is realized in the combustor 10. The water discharged from the pilot gas fuel hole 81 toward the main nozzle 30 collides with the pilot cone 23 (see FIG. 10) storing the pilot nozzle 20 and atomizes. Thereby, the temperature of the flame by the main nozzle 30 is suppressed, and the amount of NOx generated during combustion is reduced.

あるいは、油焚き時、トップハットガスラインＴＧにトップハットガス５７を供給する必要はない。従って、切換部９２は、トップハットガスラインＴＧに供給する物質を、水に切り換える。逆に、切換部９２は、メイン水ラインＭＷへの水の供給を停止する。これにより、メイン液体燃料４１の貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器１０において安定した燃焼が実現される。また、トップハット燃料孔５６から噴射された水は、メインスワラ３２を通して、予混合室３４においてメイン液体燃料４１と混合される。これにより、火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 Alternatively, it is not necessary to supply the top hat gas 57 to the top hat gas line TG when oiling. Therefore, the switching unit 92 switches the material supplied to the top hat gas line TG to water. Conversely, the switching unit 92 stops supplying water to the main water line MW. Thereby, the penetration force of the main liquid fuel 41 is always kept constant, and stable combustion is realized in the combustor 10. Further, water injected from the top hat fuel hole 56 is mixed with the main liquid fuel 41 in the premixing chamber 34 through the main swirler 32. This suppresses the flame temperature and reduces the amount of NOx generated during combustion.

以上に説明されたように、第七の実施の形態に係る燃焼器１０及び燃焼方法によれば、メイン液体燃料４１の貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器１０における安定した燃焼が実現される。また、油焚き時の火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。更に、上記の方法は、従来のガスタービン燃焼器における燃料供給ラインの構成を変更することなく実現できる点において優れる。 As described above, according to the combustor 10 and the combustion method according to the seventh embodiment, the penetration force of the main liquid fuel 41 is always kept constant, and stable combustion in the combustor 10 is realized. The In addition, the flame temperature during oiling is suppressed, and the amount of NOx generated during combustion is reduced. Further, the above method is excellent in that it can be realized without changing the configuration of the fuel supply line in the conventional gas turbine combustor.

（第八の実施の形態）
図１３Ａ〜１３Ｃは、本発明の第八の実施の形態に係る燃焼器の燃料供給系統の構成例を示す概略図である。図１３Ａ〜１３Ｃにおいては、メインノズル３０に対する燃料供給系統の構成が示され、パイロットノズル２０に対する構成の図示は省略されている。また、図１３Ａ〜１３Ｃにおいて、図１０で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。 (Eighth embodiment)
13A to 13C are schematic diagrams illustrating a configuration example of a fuel supply system of a combustor according to an eighth embodiment of the present invention. 13A to 13C, the configuration of the fuel supply system for the main nozzle 30 is shown, and the configuration for the pilot nozzle 20 is not shown. 13A to 13C, the same members as those shown in FIG. 10 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate.

本実施の形態においては、「液体燃料」を用いた燃焼（油焚き）が行われる。油焚きを行う場合、火炎温度を下げるために水を供給する必要がある。図１３Ａ〜１３Ｃに示されるように、本実施の形態において、メイン水ラインＭＷは、メイン液体燃料ラインＭＯではなく、空気流（予混合室３４あるいは燃焼室１４）に水を供給できるように形成される。つまり、噴出前のメイン液体燃料４１と水が混合されるのではなく、メイン液体燃料ラインＭＯから空気流に噴射された後のメイン液体燃料４１に対して、メイン水ラインＭＷから水が供給される。これにより、メイン液体燃料４１は、「貫通力」が変わることなく予混合室３４に噴射され、燃焼器１０において安定した燃焼が実現される。ここで、「貫通力」とは、メイン液体燃料４１が予混合室３４内でどこまで飛散するかを示す。 In the present embodiment, combustion (oil burning) using “liquid fuel” is performed. In the case of oiling, it is necessary to supply water to lower the flame temperature. As shown in FIGS. 13A to 13C, in the present embodiment, the main water line MW is formed so as to be able to supply water to the air flow (premixing chamber 34 or combustion chamber 14) instead of the main liquid fuel line MO. Is done. That is, the main liquid fuel 41 and water before jetting are not mixed, but water is supplied from the main water line MW to the main liquid fuel 41 after being injected into the air flow from the main liquid fuel line MO. The Thereby, the main liquid fuel 41 is injected into the premixing chamber 34 without changing the “penetration force”, and stable combustion is realized in the combustor 10. Here, the “penetration force” indicates how far the main liquid fuel 41 is scattered in the premixing chamber 34.

例えば、図１３Ａに示されるように、メインスワラ３２が固定されるメインスワラ壁３７に水マニホルド９５が設置される。メイン水ラインＭＷは、燃料供給部９０と水マニホルド９５を繋ぎ、この水マニホルド９５を通して予混合室３４にメイン水９６を投入する。このメイン水９６とメイン液体燃料４１は、予混合室３４において混合する。ここで、メイン液体燃料ラインＭＯから噴出されたメイン液体燃料４１は、メインスワラ壁３７に衝突し、空気流によって微粒化される。このメイン液体燃料４１の微粒化の特性を変化させないように、メイン水９６は、メイン液体燃料４１がメインスワラ壁３７に衝突する位置より上流から投入されることが好適である（図１３Ａ参照）。 For example, as shown in FIG. 13A, a water manifold 95 is installed on the main swirler wall 37 to which the main swirler 32 is fixed. The main water line MW connects the fuel supply unit 90 and the water manifold 95, and feeds the main water 96 into the premixing chamber 34 through the water manifold 95. The main water 96 and the main liquid fuel 41 are mixed in the premixing chamber 34. Here, the main liquid fuel 41 ejected from the main liquid fuel line MO collides with the main swirler wall 37 and is atomized by the air flow. In order not to change the characteristics of atomization of the main liquid fuel 41, the main water 96 is preferably introduced from the upstream side from the position where the main liquid fuel 41 collides with the main swirler wall 37 (see FIG. 13A).

また、図１３Ｂに示されるように、メインスワラ壁３７の下流側端（燃焼室１４と隣接する位置）に、水マニホルド９５が設置されてもよい。メイン水ラインＭＷは、燃料供給部９０と水マニホルド９５を繋ぎ、この水マニホルド９５を通して燃焼室１４にメイン水９６を投入する。このメイン水９６とメイン液体燃料４１は、燃焼室１４において混合する。この場合、投入するメイン水９６の量が増加した場合、そのメイン水９６が予混合室３４内を流れる空気流の運動を妨げることが防止される。また、投入された全てのメイン水９６が燃焼室１４へ供給される点で優れている。 Further, as shown in FIG. 13B, a water manifold 95 may be installed at the downstream end (position adjacent to the combustion chamber 14) of the main swirler wall 37. The main water line MW connects the fuel supply unit 90 and the water manifold 95, and feeds the main water 96 into the combustion chamber 14 through the water manifold 95. The main water 96 and the main liquid fuel 41 are mixed in the combustion chamber 14. In this case, when the amount of the main water 96 to be added increases, the main water 96 is prevented from interfering with the movement of the air flow flowing in the premixing chamber 34. Further, it is excellent in that all the main water 96 supplied is supplied to the combustion chamber 14.

あるいは、図１３Ｃに示されるように、水マニホルド９５は、メインスワラ３２に接続するように設置されてもよい。この時、メイン水ラインＭＷは、燃料供給部９０とメインスワラ３２を繋ぎ、水マニホルド９５を介してメインスワラ３２に水を供給する。メインスワラ３２は水供給孔９７を備え、メイン水９６は、水供給孔９７から予混合室３４へ供給される。このように、メイン水ラインＭＷは、メインスワラ３２を介して空気流にメイン水９６を供給する。この場合、メイン水９６は、最も空気流速が大きいメインスワラ３２領域に投入されるので、投入されたメイン水９６が良く微粒化される点で優れる。 Alternatively, as shown in FIG. 13C, the water manifold 95 may be installed to connect to the main swirler 32. At this time, the main water line MW connects the fuel supply unit 90 and the main swirler 32 and supplies water to the main swirler 32 via the water manifold 95. The main swirler 32 includes a water supply hole 97, and the main water 96 is supplied from the water supply hole 97 to the premixing chamber 34. In this way, the main water line MW supplies the main water 96 to the air flow via the main swirler 32. In this case, the main water 96 is introduced into the main swirler 32 region where the air flow velocity is the highest, and therefore, the main water 96 is excellent in that it is well atomized.

以上に説明されたように、第八の実施の形態に係る燃焼器１０及び燃焼方法によれば、メイン液体燃料４１の貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器１０における安定した燃焼が実現される。また、メイン水９６が投入されることにより油焚き時の火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 As described above, according to the combustor 10 and the combustion method according to the eighth embodiment, the penetration force of the main liquid fuel 41 is always kept constant, and stable combustion in the combustor 10 is realized. The In addition, by introducing the main water 96, the flame temperature during oiling is suppressed, and the amount of NOx generated during combustion is reduced.

（第九の実施の形態）
図１４は、本発明の第九の実施の形態に係る燃焼器の燃料供給系統の構成例を示す概略図である。図１４においては、メインノズル３０に対する燃料供給系統の構成が示され、パイロットノズル２０に対する構成の図示は省略されている。また、図１４において、図１０で示された部材と同一の部材には、同一の符号が付され、その説明は適宜省略される。 (Ninth embodiment)
FIG. 14 is a schematic diagram illustrating a configuration example of a fuel supply system of a combustor according to a ninth embodiment of the present invention. In FIG. 14, the structure of the fuel supply system for the main nozzle 30 is shown, and the illustration of the structure for the pilot nozzle 20 is omitted. In FIG. 14, the same members as those shown in FIG. 10 are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted as appropriate.

本実施の形態に係るメインノズル３０において、メイン液体燃料ラインＭＯは、第一メイン液体燃料ラインＭＯ１及び第二メイン液体燃料ラインＭＯ２に分岐する。第一及び第二メイン液体燃料ラインＭＯ１、ＭＯ２のそれぞれは、液体燃料孔４２ａ及び液体燃料孔４２ｂのそれぞれと燃料供給部９０を繋ぐ。また、図１４に示されるように、メイン水ラインＭＷは、第一メイン液体燃料ラインＭＯ１に接続され、第一メイン液体燃料ラインＭＯ１を流れるメイン液体燃料に水を添加する。 In the main nozzle 30 according to the present embodiment, the main liquid fuel line MO branches into a first main liquid fuel line MO1 and a second main liquid fuel line MO2. Each of the first and second main liquid fuel lines MO1 and MO2 connects the fuel supply section 90 to each of the liquid fuel holes 42a and the liquid fuel holes 42b. As shown in FIG. 14, the main water line MW is connected to the first main liquid fuel line MO1, and adds water to the main liquid fuel flowing through the first main liquid fuel line MO1.

以上のような構成において、「液体燃料」を用いて燃焼を行う（油焚き）方法を説明する。メイン液体燃料ラインＭＯ１は、液体燃料孔４２ａから、水が混入されたメイン液体燃料（混合燃料）４１ａを空気流中（予混合室３４）に供給する。メイン液体燃料ラインＭＯ２は、液体燃料孔４２ｂから、純粋なメイン液体燃料４１ｂを空気流中に供給する。従って、メイン液体燃料ラインＭＯ２により、メイン液体燃料４１ｂは、「貫通力」が変わることなく予混合室３４に噴射される。ここで、「貫通力」とは、メイン液体燃料４１が予混合室３４内でどこまで飛散するかを示す。メイン液体燃料４１ｂの貫通力は常時一定に保たれるため、燃焼器１０において安定した燃焼が実現される。 A method of performing combustion (oil burning) using “liquid fuel” in the above configuration will be described. The main liquid fuel line MO1 supplies the main liquid fuel (mixed fuel) 41a mixed with water into the air flow (premix chamber 34) from the liquid fuel hole 42a. The main liquid fuel line MO2 supplies pure main liquid fuel 41b into the air flow from the liquid fuel hole 42b. Accordingly, the main liquid fuel 41b is injected into the premixing chamber 34 through the main liquid fuel line MO2 without changing the “penetration force”. Here, the “penetration force” indicates how far the main liquid fuel 41 is scattered in the premixing chamber 34. Since the penetration force of the main liquid fuel 41b is always kept constant, stable combustion is realized in the combustor 10.

また、油焚き時に、水が投入されることにより火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。ここで、図１４に示されるように、液体燃料孔４２ｂは、液体燃料孔４２ａよりも上流側に設置されると好適である。つまり、第一メイン液体燃料ラインＭＯ１が混合燃料４１ａを空気流中に供給する位置が、第二メイン液体燃料ラインＭＯ２が液体燃料４１ｂを空気流中に供給する位置よりも上流にあると好ましい。これにより、第一メイン液体燃料ラインＭＯ１からの混合燃料４１ａに含まれる水成分が、第二メイン液体燃料ラインＭＯ２からの液体燃料４１ｂにより良く作用する。 In addition, when the oil is fired, the temperature of the flame is suppressed by introducing water, and the amount of NOx generated during combustion is reduced. Here, as shown in FIG. 14, it is preferable that the liquid fuel hole 42 b be installed on the upstream side of the liquid fuel hole 42 a. That is, it is preferable that the position where the first main liquid fuel line MO1 supplies the mixed fuel 41a in the air flow is upstream from the position where the second main liquid fuel line MO2 supplies the liquid fuel 41b in the air flow. Thereby, the water component contained in the mixed fuel 41a from the first main liquid fuel line MO1 works better on the liquid fuel 41b from the second main liquid fuel line MO2.

以上に説明されたように、第九の実施の形態に係る燃焼器１０及び燃焼方法によれば、メイン液体燃料４１ｂの貫通力は常時一定に保たれ、燃焼器１０における安定した燃焼が実現される。また、混合燃料４１ａに含まれる水成分により油焚き時の火炎温度が抑えられ、燃焼時に発生するＮＯｘの量が低減される。 As described above, according to the combustor 10 and the combustion method according to the ninth embodiment, the penetrating force of the main liquid fuel 41b is always kept constant, and stable combustion in the combustor 10 is realized. The Moreover, the flame temperature at the time of oiling is suppressed by the water component contained in the mixed fuel 41a, and the amount of NOx generated at the time of combustion is reduced.

図１は、従来のガスタービン用燃焼器における燃料ノズルの構成を示す概略図である。FIG. 1 is a schematic diagram showing the configuration of a fuel nozzle in a conventional gas turbine combustor. 図２は、本発明に係るガスタービン用燃焼器の構成を示す概略図である。FIG. 2 is a schematic diagram showing the configuration of the gas turbine combustor according to the present invention. 図３は、本発明の第一の実施の形態に係る燃料ノズルの構成を示す概略図である。FIG. 3 is a schematic diagram showing the configuration of the fuel nozzle according to the first embodiment of the present invention. 図４Ａは、本発明の第二の実施の形態に係る燃料ノズルの構成例を示す概略図である。FIG. 4A is a schematic diagram illustrating a configuration example of a fuel nozzle according to the second embodiment of the present invention. 図４Ｂは、図４Ａ中の線Ａ−Ａ'で指示される位置における燃料ノズルの断面図である。4B is a cross-sectional view of the fuel nozzle at a position indicated by a line AA ′ in FIG. 4A. 図５Ａは、本発明の第二の実施の形態に係る燃料ノズルの他の構成例を示す概略図である。FIG. 5A is a schematic diagram illustrating another configuration example of the fuel nozzle according to the second embodiment of the present invention. 図５Ｂは、図５Ａ中の線Ｂ−Ｂ'で指示される位置における燃料ノズルの断面図である。5B is a cross-sectional view of the fuel nozzle at the position indicated by line BB ′ in FIG. 5A. 図６は、本発明の第二の実施の形態に係る燃料ノズルの更に他の構成例を示す概略図である。FIG. 6 is a schematic view showing still another configuration example of the fuel nozzle according to the second embodiment of the present invention. 図７は、本発明の第三の実施の形態に係る燃料ノズルの構成を示す概略図である。FIG. 7 is a schematic diagram showing the configuration of the fuel nozzle according to the third embodiment of the present invention. 図８は、本発明の第四の実施の形態に係る燃料ノズルの構成例を示す概略図である。FIG. 8 is a schematic diagram showing a configuration example of a fuel nozzle according to the fourth embodiment of the present invention. 図９は、本発明の第四の実施の形態に係る燃料ノズルの他の構成例を示す概略図である。FIG. 9 is a schematic view showing another configuration example of the fuel nozzle according to the fourth embodiment of the present invention. 図１０は、本発明の第五及び第七の実施の形態に係るガスタービン用燃焼器の構成を示す概略図である。FIG. 10 is a schematic view showing a configuration of a gas turbine combustor according to fifth and seventh embodiments of the present invention. 図１１は、本発明の第六の実施の形態に係る燃焼器における燃料供給系統の構成を示す概略図である。FIG. 11 is a schematic diagram showing the configuration of the fuel supply system in the combustor according to the sixth embodiment of the present invention. 図１２は、本発明の第六の実施の形態に係る燃焼器における燃料供給系統の他の構成を示す概略図である。FIG. 12 is a schematic diagram showing another configuration of the fuel supply system in the combustor according to the sixth embodiment of the present invention. 図１３Ａは、本発明の第八の実施の形態に係る燃焼器における燃料供給系統の構成を示す概略図である。FIG. 13A is a schematic diagram illustrating a configuration of a fuel supply system in a combustor according to an eighth embodiment of the present invention. 図１３Ｂは、本発明の第八の実施の形態に係る燃焼器における燃料供給系統の他の構成を示す概略図である。FIG. 13B is a schematic diagram showing another configuration of the fuel supply system in the combustor according to the eighth embodiment of the present invention. 図１３Ｃは、本発明の第八の実施の形態に係る燃焼器における燃料供給系統の更に他の構成を示す概略図である。FIG. 13C is a schematic diagram showing still another configuration of the fuel supply system in the combustor according to the eighth embodiment of the present invention. 図１４は、本発明の第九の実施の形態に係る燃焼器における燃料供給系統の構成例を示す概略図である。FIG. 14 is a schematic diagram illustrating a configuration example of a fuel supply system in a combustor according to a ninth embodiment of the present invention.

Explanation of symbols

１０燃焼器
１１内筒
１２外筒
１３燃料ノズル
１４燃焼室
２０パイロットノズル
３０メインノズル
３１メイン燃料供給管
３２メインスワラ
３４予混合室
３５隙間
４１メイン液体燃料
４２液体燃料孔
５０ガス燃料供給部
５１メインガス燃料
５２ガス燃料孔
６０空気導入部
６２空気放出孔
６３空気管
７１空気
７２燃料混合気
７３旋回混合気
７５スイープ空気
９０燃料供給部
９２切換部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Combustor 11 Inner cylinder 12 Outer cylinder 13 Fuel nozzle 14 Combustion chamber 20 Pilot nozzle 30 Main nozzle 31 Main fuel supply pipe 32 Main swirler 34 Premixing chamber 35 Crevice 41 Main liquid fuel 42 Liquid fuel hole 50 Gas fuel supply part 51 Main gas Fuel 52 Gas fuel hole 60 Air introduction part 62 Air discharge hole 63 Air pipe 71 Air 72 Fuel mixture 73 Swirling mixture 75 Sweep air 90 Fuel supply part 92 Switching part

Claims

A fuel supply pipe disposed along the air flow and supplying fuel into the air flow;
A swirler that is disposed around the fuel supply pipe and that provides a swirling force to the air flow;
The fuel supply pipe is
An air introduction section for taking a part of the air flow into the fuel supply pipe;
An air discharge hole formed at the downstream end of the fuel supply pipe;
An air pipe connecting the air introduction part and the air discharge hole,
Air taken into the fuel supply pipe from the air introduction section is discharged from the air discharge hole through the air pipe.

In claim 1,
The fuel supply pipe is
A liquid fuel supply unit for supplying liquid fuel into the air stream;
A gas fuel supply unit for supplying gas fuel into the air flow,
The liquid fuel supply is formed downstream of the swirler with respect to the air flow;
The gas fuel supply unit is a gas turbine fuel nozzle formed upstream of the swirler.

In claim 2,
The air introduction part is a gas turbine fuel nozzle formed upstream of the gas fuel supply part.

In claim 2,
The air introduction part is a gas turbine fuel nozzle formed downstream of the gas fuel supply part and upstream of the swirler.

In claim 2,
The fuel nozzle for a gas turbine, wherein the air introduction part is formed at an upstream end of the fuel supply pipe so as to introduce air in a vehicle compartment in which the gas turbine combustor is accommodated.

In claims 1 to 5,
The swirler is disposed at a distance from the fuel supply pipe so that a gap is formed between the swirler and the fuel supply pipe.
The gas flow fuel nozzle for a gas turbine, wherein the air flow is divided into a swirl air flow given a swirl force by the swirler and a sweep air flow passing through the gap.

A fuel supply pipe disposed along the air flow and supplying fuel into the air flow;
A swirler that is disposed around the fuel supply pipe and that provides a swirling force to the air flow;
The swirler is disposed at a distance from the fuel supply pipe so that a gap is formed between the swirler and the fuel supply pipe.
The gas flow fuel nozzle for a gas turbine, wherein the air flow is divided into a swirl air flow given a swirl force by the swirler and a sweep air flow passing through the gap.

In claim 6 or 7,
A swirler hub disposed substantially concentrically with the fuel supply pipe around the fuel supply pipe;
The swirler is fixed to the outer periphery of the swirler hub,
The sweep air flow flows in a region between the fuel supply pipe and the swirler hub. Gas turbine fuel nozzle.

In claim 8,
The fuel supply pipe is
A liquid fuel supply unit for supplying liquid fuel into the air stream;
A gas fuel supply unit for supplying gas fuel into the air flow,
The liquid fuel supply is formed downstream of the swirler with respect to the air flow;
The gas fuel supply unit is formed upstream of the swirler,
An upstream end of the swirler hub is located upstream of the gas fuel supply unit. Gas turbine fuel nozzle.

In claim 9,
The downstream end of the swirler hub is located upstream of the liquid fuel supply unit. Gas turbine fuel nozzle.

A housing,
A pilot nozzle disposed on a central axis of the housing;
A fuel nozzle according to claim 1 disposed around the pilot nozzle;
A combustor for a gas turbine, comprising: a pilot chamber and a combustion chamber located downstream of the fuel nozzle.

A fuel nozzle arranged along the air flow;
A fuel supply unit connected to the fuel nozzle,
The fuel nozzle includes a plurality of fuel supply lines that respectively supply a plurality of types of fuel into the air flow,
Each of the plurality of fuel supply lines is connected to the fuel supply unit,
The fuel supply unit
A controller for controlling the amount of fuel supplied to each of the plurality of fuel supply lines;
A gas turbine combustor comprising: a switching unit that switches a type of fuel supplied to each of the plurality of fuel supply lines.

In claim 12,
The fuel nozzle is
A pilot nozzle arranged along the air flow;
A main nozzle disposed around the pilot nozzle,
The pilot nozzle is
A first pilot fuel supply line capable of supplying at least gaseous fuel;
A second pilot fuel supply line capable of supplying at least liquid fuel;
A pilot water supply line capable of supplying at least water as the plurality of fuel supply lines,
The main nozzle is
A first main fuel supply line capable of supplying at least gaseous fuel;
A second main fuel supply line capable of supplying at least liquid fuel as the plurality of fuel supply lines,
The switching unit supplies one of the gas fuel, the liquid fuel, and the water to each of the plurality of fuel supply lines.

In claim 13,
When burning using the gas fuel,
The switching unit supplies the gas fuel not only to the first main fuel supply line but also to the second main fuel supply line.

In claim 13,
When burning using the gas fuel,
The switching unit supplies the gas fuel not only to the first main fuel supply line but also to the pilot water supply line.

In claim 13,
When burning using the liquid fuel,
The switching unit supplies the water to the first main fuel supply line.

In claim 13,
When burning using the liquid fuel,
The switching unit supplies the water to the first pilot fuel supply line. A combustor for a gas turbine.

In claim 13,
A top hat gas supply unit disposed upstream of the main nozzle with respect to the air flow;
The top hat gas supply unit has, as the plurality of fuel supply lines, a third main fuel supply line capable of supplying at least the gas fuel into the air flow,
The third main fuel supply line is connected to the fuel supply unit,
When burning using the liquid fuel,
The switching unit supplies the water to the third main fuel supply line.

In claim 13,
The first main fuel supply line is
A first gas fuel supply line;
A second gas fuel supply line,
When burning using the gas fuel,
The said control part controls the quantity of the said gas fuel supplied to said 1st gas fuel supply line and said 2nd gas fuel supply line according to desired combustion output. The combustor for gas turbines.

In claim 19,
The position where the gas fuel is supplied from the second gas fuel supply line into the air flow is more from the main nozzle than the position where the gas fuel is supplied from the first gas fuel supply line into the air flow. Away,
The control unit supplies the gas fuel to the first gas fuel supply line during low-load combustion, and supplies the gas fuel to the first gas fuel supply line and the second gas fuel supply line during high-load combustion. Gas turbine combustor.

In claim 19,
The position where the gas fuel is supplied into the air flow from the second gas fuel supply line is closer to the pilot nozzle than the position where the gas fuel is supplied from the first gas fuel supply line into the air flow. near,
The control unit supplies the gas fuel to the first gas fuel supply line during low-load combustion, and supplies the gas fuel to the first gas fuel supply line and the second gas fuel supply line during high-load combustion. Gas turbine combustor.

In claim 13,
The main nozzle further includes a main water supply line connected to the fuel supply unit as the plurality of fuel supply lines,
The combustor for a gas turbine, wherein the main water supply line is configured to supply water to the air flow.

In claim 22,
A swirler that is disposed around the main nozzle and that provides a swirling force to the airflow;
The swirler is installed upstream of a position where the second main fuel supply line supplies the liquid fuel into the air stream,
The main water supply line is connected to the swirler, and supplies the water to the air flow via the swirler. A combustor for a gas turbine.

In claim 13,
The second main fuel supply line is
A first liquid fuel supply line;
A second liquid fuel supply line,
The main nozzle further includes a main water supply line connected to the fuel supply unit and the first liquid fuel supply line,
When burning using the liquid fuel,
The main water supply line adds water to the liquid fuel supplied to the first liquid fuel supply line,
The first liquid fuel supply line supplies a mixed fuel of the liquid fuel and the water into the air stream,
The second liquid fuel supply line supplies the liquid fuel into the air flow. Combustor for gas turbine.

In claim 24,
The position where the first liquid fuel supply line supplies the mixed fuel into the air stream is upstream of the position where the second liquid fuel supply line supplies the liquid fuel into the air stream. Combustor.

A pilot nozzle arranged along the air flow;
A main nozzle disposed around the pilot nozzle,
The pilot nozzle is
A first pilot fuel supply line capable of supplying at least gaseous fuel in the air stream;
A second pilot fuel supply line capable of supplying at least liquid fuel in the air stream;
A pilot water supply line capable of supplying at least water in the air flow,
The main nozzle is
A first main fuel supply line capable of supplying at least gaseous fuel in the air stream;
A gas turbine combustor comprising: a second main fuel supply line capable of supplying at least liquid fuel in the air stream;
When burning using the gas fuel,
The gas fuel is also supplied to a line capable of supplying the liquid fuel and the water,
When burning using the liquid fuel,
A combustion method for a combustor for a gas turbine, wherein water is supplied to a line capable of supplying the gas fuel.

In claim 26,
When burning using the gas fuel,
A combustion method for a combustor for a gas turbine, wherein the gas fuel is supplied not only to the first main fuel supply line but also to the second main fuel supply line.

In claim 26,
When burning using the gas fuel,
A combustion method for a combustor for a gas turbine, wherein the gas fuel is supplied not only to the first main fuel supply line but also to the pilot water supply line.

In claim 26,
When burning using the liquid fuel,
A combustion method for a combustor for a gas turbine, wherein the water is supplied to the first main fuel supply line.

In claim 26,
When burning using the liquid fuel,
A combustion method for a combustor for a gas turbine, wherein the water is supplied to the first pilot fuel supply line.