JP2006112670A

JP2006112670A - Liquid fuel nozzle

Info

Publication number: JP2006112670A
Application number: JP2004298258A
Authority: JP
Inventors: Atsushi Moriwaki; 敦森脇; Masatoyo Oota; 将豊太田
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2004-10-12
Filing date: 2004-10-12
Publication date: 2006-04-27

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To achieve NOx reduction by disturbing a nozzle surface laminar flow, and promoting the diffusion atomization of liquid fuel particles. <P>SOLUTION: The downstream side of the fuel nozzle 1 arranged on the inner side of a mixing vessel 2 passed through with an air flow is arranged in the downstream side of a swirler 6. The fuel nozzle 1 forms a squirt hole injecting liquid fuel. The squirt hole has a surface flow formation suppressing property suppressing the formation of a surface flow along the nozzle surface of the fuel nozzle of a liquid fuel injection flow injected from the squirt hole. The surface flow formation suppressing property corresponds to a surface characteristic of the nozzle surface, and an injection characteristic of the liquid fuel flow. The surface characteristic and the injection characteristic increase a relative speed of the air flow and the liquid fuel flow. These characteristic are necessary for a relative speed of the air flow and the liquid fuel flow. The NOx reduction is achieved by disturbing the nozzle surface laminar flow, and promoting the diffusion atomization of the liquid fuel particles. <P>COPYRIGHT: (C)2006,JPO&NCIPI

Description

本発明は、タービン燃焼器に関し、特に、ガスタービンに利用されるタービン燃焼器に関する。 The present invention relates to a turbine combustor, and more particularly to a turbine combustor used for a gas turbine.

ガスタービンは、軸流高温ガスの運動エネルギーをタービンの機械的回転エネルギーに変換する機械である。このようなエネルギーの変換効率の向上と機械的安定性のために、燃料・空気の混合性能と火炎の安定性とが要求される。混合性能の向上のために、特許文献１に示されるように、予混合ノズルが設けられている。気体液体両用のデュアル燃料ノズルを開示する特許文献２は、低ノックス化に限界があることを記述している。同文献２によれば、低ノックス化の限界の原因は、所定濃度の均一な予混合気の形成が十分でないことにある。特許文献３は、低ノックス化のために、混合比率の制御を提唱している。 A gas turbine is a machine that converts the kinetic energy of an axial hot gas into the mechanical rotational energy of the turbine. In order to improve the energy conversion efficiency and mechanical stability, fuel / air mixing performance and flame stability are required. In order to improve the mixing performance, as shown in Patent Document 1, a premixing nozzle is provided. Patent Document 2 that discloses a dual fuel nozzle for both gas and liquid describes that there is a limit to the reduction in knock. According to the literature 2, the cause of the lowering of the knocking is that the formation of a uniform premixed gas having a predetermined concentration is not sufficient. Patent Document 3 proposes control of the mixing ratio in order to reduce the knock.

混合性能の向上のためには、液体燃料の微粒化が重要である。微粒化程度が進めば液体燃料粒流の表面積は極端に大きくなって、その気化が顕著に進み、結果的に液体燃料と燃焼用空気の混合が飛躍的に改善される。 In order to improve mixing performance, atomization of liquid fuel is important. As the degree of atomization progresses, the surface area of the liquid fuel particle flow becomes extremely large, and the vaporization thereof proceeds remarkably. As a result, the mixing of the liquid fuel and the combustion air is dramatically improved.

図１５は、油燃料ノズルの混合性能の向上を阻む流体力学的な原因を解析的に示している。混合管１０１の軸心線領域に油噴射ノズル１０２が配置されている。油噴射ノズル１０２を同心的に囲むように混合管１０１の内側に旋回羽根１０３が配置されている。旋回羽根１０３は、空気流１０４に旋回を与える羽根（例示：固定羽根又は静翼）である。微粒化過程は、下記の３段階のステップで実行される。
ステップ１：
ノズル先端部位の液体燃料噴射孔から噴出する燃料粒流の大部分は、旋回羽根１０３の後流側（下流側）の空気流１０５に乗らずに、油噴射ノズル１０２の円滑な流線面であるノズル表面１０６の押し付けられてノズル表面に沿って流れる。
ステップ２：
ノズル表面１０６に沿って流れる燃料粒流は、ノズル先端領域Ｐで集束的に衝突して微粒化する。このように微粒化する微粒化流の大部分１０７は、空気流１０５に乗らずに散乱的に直進して混合管１０１の延長部分である延長管１０８に衝突する。
ステップ３：
延長管１０８に衝突した後に延長管面に沿って流れる微粒化流１０９は、延長管出口１１０で再微粒化される。 FIG. 15 analytically shows the hydrodynamic cause that hinders the improvement of the mixing performance of the oil fuel nozzle. An oil injection nozzle 102 is disposed in the axial center line region of the mixing tube 101. A swirl vane 103 is arranged inside the mixing tube 101 so as to surround the oil injection nozzle 102 concentrically. The swirl blade 103 is a blade (for example, a fixed blade or a stationary blade) that swirls the air flow 104. The atomization process is performed in the following three steps.
Step 1:
Most of the fuel particle flow ejected from the liquid fuel injection hole at the nozzle tip portion does not ride on the air flow 105 on the downstream side (downstream side) of the swirl vane 103, but on the smooth streamline surface of the oil injection nozzle 102. A nozzle surface 106 is pressed and flows along the nozzle surface.
Step 2:
The fuel particle flow flowing along the nozzle surface 106 converges and atomizes in the nozzle tip region P. Most of the atomized flow 107 that atomizes in this way does not ride on the air flow 105 but travels straightly in a scattered manner and collides with an extension tube 108 that is an extension of the mixing tube 101.
Step 3:
The atomized flow 109 flowing along the surface of the extension pipe after colliding with the extension pipe 108 is re-atomized at the extension pipe outlet 110.

このような過程の微粒化による液滴の粒径は満足できるほどには小さくない。大部分１０７の流線は拡散的でなので、大部分１０７と空気流１０５の混合性能は満足できるほどには十分ではなく、燃料濃度の空間的均一度が低く、低ノックス化は不十分である。このような不十分さの原因は、３ステップのうちのステップ１にあると概ね断定的に推定され得る。 The particle size of the droplets due to atomization in such a process is not small enough to be satisfactory. Since most of the streamlines 107 are diffusive, the mixing performance of the majority 107 and the airflow 105 is not satisfactory enough, the spatial uniformity of the fuel concentration is low, and low knoxing is insufficient. . The cause of such an insufficiency can be roughly presumed to be in step 1 of the 3 steps.

ステップ１のノズル表面流の円滑性を崩すことにより、低ノックス化を実現する技術の確立が求められる。 Establishment of a technique for realizing low knocking by breaking the smoothness of the nozzle surface flow in step 1 is required.

Ｕ．Ｓ．Ｐａｔ．Ｎｏ．６，６７５，５８１Ｂ１U. S. Pat. No. 6,675,581 B1 特開２００３−７４８５５号JP 2003-74855 A 特開２００３−３４３８３８号JP 2003-343838 A

本発明の課題は、ノズル表面層流を乱して液体燃料粒の微粒拡散化を促進することにより低ノックス化を実現する技術を確立するタービン燃焼器を提供することにある。 The subject of this invention is providing the turbine combustor which establishes the technique which implement | achieves a low knock by disturbing a nozzle surface laminar flow and accelerating | stimulating the fine particle diffusion of a liquid fuel particle.

本発明によるタービン燃焼器は、空気流が通される混合容器（２）の内側に配置される燃料ノズル（１）と、混合容器の内側に配置される旋回翼（６）と、その他の構造部位とから構成されている。燃料ノズル（１）の下流側部位は旋回翼（６）より下流側に配置されている。燃料ノズル（１）は液体燃料を噴射する噴出口を形成している。噴出口は、噴出口から噴出する液体燃料噴出流を燃料ノズルのノズル表面に沿う表面流の形成を抑制する表面流形成抑制物性を有している。その表面流形成抑制物性はノズル表面の表面特性と液体燃料流の噴出特性とに対応している。表面特性と噴出特性は、空気流と液体燃料流の相対速度を高速化する特性のために必要である。 A turbine combustor according to the present invention includes a fuel nozzle (1) disposed inside a mixing vessel (2) through which an air flow is passed, a swirl vane (6) disposed inside the mixing vessel, and other structures. It consists of parts. The downstream part of the fuel nozzle (1) is disposed downstream of the swirl vane (6). The fuel nozzle (1) forms a jet outlet for injecting liquid fuel. The jet port has a surface flow formation suppression property that suppresses the formation of a surface flow along the nozzle surface of the fuel nozzle in the liquid fuel jet flow jetted from the jet port. The surface flow formation suppression physical properties correspond to the surface characteristics of the nozzle surface and the ejection characteristics of the liquid fuel flow. Surface characteristics and jetting characteristics are necessary for speeding up the relative velocity of air and liquid fuel flows.

噴出口の形状又は位置は、表面特性と噴出特性との相乗作用である表面流形成抑制を規定する。表面流形成の抑制は、空気流と液体燃料流の相対速度を高速化する。その高速化は、層流の乱れと拡散を促進し、燃料粒の微粒化を促進して、結果的に低ノックス化を実現する。 The shape or position of the spout defines the suppression of surface flow formation, which is a synergistic action between the surface characteristics and the spout characteristics. Suppression of surface flow formation increases the relative velocity of the air flow and the liquid fuel flow. The increase in speed promotes turbulence and diffusion of laminar flow, promotes atomization of fuel particles, and consequently achieves low knock.

具体的には図１の参照下で詳述されるように、表面特性は下流側部位（４）の表面形状が先細りに形成されることにより実現され、噴出特性は液体燃料噴出流の向きが噴出口の近傍領域で空気流に対して概ね逆向きであることにより実現される。 Specifically, as described in detail below with reference to FIG. 1, the surface characteristics are realized by forming the surface shape of the downstream portion (4) to be tapered, and the ejection characteristics are determined by the direction of the liquid fuel ejection flow. This is realized by the fact that the air flow is almost opposite to the air flow in the region near the jet outlet.

又は、具体的には図２の参照下で詳述されるように、表面特性は、下流側部位の表面形状が拡開面（５’）として形成されることにより実現され、噴出特性は液体燃料噴出流が既述の近傍領域で拡開面の内側で拡開面に沿って拡がることにより実現される。 Or, specifically, as described in detail below with reference to FIG. 2, the surface characteristic is realized by forming the surface shape of the downstream portion as an expanded surface (5 ′), and the ejection characteristic is liquid. The fuel jet flow is realized by expanding along the expanded surface inside the expanded surface in the vicinity region described above.

又は、具体的には図３の参照下で詳述されるように、表面特性は、下流側部位の下流側端面が液体燃料ノズルの軸心線に概ね直交する端面形状として形成されることにより実現され、噴出特性は液体燃料噴出流が放射方向成分を有し噴出口の近傍領域に一致する循環流域で空気流と液体燃料噴出流は概ね直交することにより実現される。 Or, specifically, as described in detail below with reference to FIG. 3, the surface characteristics are obtained by forming the downstream end surface of the downstream portion as an end surface shape that is substantially orthogonal to the axial center line of the liquid fuel nozzle. The ejection characteristics are realized by the fact that the liquid fuel jet flow has a radial component, and the air flow and the liquid fuel jet flow are almost orthogonal in the circulation flow region that coincides with the region near the jet outlet.

又は、具体的には図４の参照下で詳述されるように、表面特性は下流側部位の下流側端面が軸心線に概ね直交する端面形状として形成されることにより実現され、噴出特性は液体燃料噴出流の噴出方向が近傍領域で概ね放射方向であり、且つ、噴出口の近傍領域で液体燃料ノズルの軸心線に概ね直交する方向であることにより実現される。 Alternatively, as specifically described below with reference to FIG. 4, the surface characteristics are realized by forming the downstream end face of the downstream portion as an end face shape that is substantially orthogonal to the axial center line. Is realized when the jet direction of the liquid fuel jet flow is substantially radial in the vicinity region and in a direction substantially perpendicular to the axial line of the liquid fuel nozzle in the vicinity region of the jet outlet.

又は、具体的には図５，６の参照下で詳述されるように、表面特性は下流側部位の表面形状が先細りに形成されることにより実現され、噴出特性は液体燃料噴出流の向きが噴出口の近傍領域のノズル表面の空気流の層流に対して概ね直交していることにより実現される。 Or, specifically, as described in detail below with reference to FIGS. 5 and 6, the surface characteristics are realized by forming the surface shape of the downstream portion to be tapered, and the ejection characteristics are the direction of the liquid fuel ejection flow. Is realized by being substantially orthogonal to the laminar flow of the air flow on the nozzle surface in the vicinity of the nozzle.

又は、具体的には図７の参照下で詳述されるように、表面特性は下流側部位の表面形状が先細りに形成されることにより実現され、噴出特性は噴出口で噴出しノズル表面に沿って流れる液体燃料噴出流の層流がノズル表面に形成される突起（２３）によりノズル表面から剥離されることにより実現される。 Or, specifically, as described in detail below with reference to FIG. 7, the surface characteristics are realized by forming the surface shape of the downstream portion to be tapered, and the ejection characteristics are formed on the surface of the ejection nozzle at the ejection port. The laminar flow of the liquid fuel jet flowing along is separated from the nozzle surface by the protrusion (23) formed on the nozzle surface.

又は、具体的には図８の参照下で詳述されるように、突起は放射方向に延びる円盤（２３’）として形成されることにより実現される。更には、図９の参照下で詳述されるように、円盤には上流側から下流側に貫通する穴が開けられることにより実現される。 Alternatively, as specifically described below with reference to FIG. 8, the protrusion is realized by being formed as a radially extending disk (23 '). Further, as will be described in detail with reference to FIG. 9, the disk is realized by making a hole penetrating from the upstream side to the downstream side.

又は、具体的には図１０の参照下で詳述されるように、表面特性は下流側部位の表面形状が先細りに形成されることにより実現され、噴出特性は噴出口（２８）がノズル表面から半径方向外側に離隔する高さ位置で開口していることにより実現される。更に具体的には、図１１の参照下で詳述されるように、噴出口（２８）はノズル表面から立ち上がる柱状体の半径方向外側面で開口し、柱状体（２７）は翼形状に形成されることにより実現される。 Or, specifically, as described in detail below with reference to FIG. 10, the surface characteristics are realized by forming the surface shape of the downstream portion in a tapered shape, and the ejection characteristics are formed on the nozzle surface of the nozzle (28). This is realized by opening at a height position separated from the outside in the radial direction. More specifically, as will be described in detail with reference to FIG. 11, the ejection port (28) opens at the radially outer surface of the columnar body rising from the nozzle surface, and the columnar body (27) is formed in a wing shape. Is realized.

又は、具体的には図１２の参照下で詳述されるように、表面特性は下流側部位の表面形状が拡開面（５’）として形成されることにより実現され、噴出特性は液体燃料噴出流がノズル表面で噴出しその近傍領域で拡開面に沿って拡がることにより実現される。 Or, specifically, as described in detail below with reference to FIG. 12, the surface characteristics are realized by forming the surface shape of the downstream portion as an expanded surface (5 ′), and the ejection characteristics are liquid fuel. The jet flow is realized by jetting on the nozzle surface and spreading along the spreading surface in the vicinity region.

又は、具体的には図１３の参照下で詳述されるように、表面特性は下流側部位の下流側端面が液体燃料ノズルの軸心線に概ね直交する端面形状として形成されることにより実現され、噴出特性は液体燃料噴出流が放射方向成分を有していることにより効果的に実現される。液体燃料ノズルは液体燃料ノズルの軸心線領域に配置される空気噴出管（３６）を構成し、空気噴出管は液体燃料噴出流の中心線領域に軸心線方向に空気流を噴出する。 Or, specifically, as described in detail below with reference to FIG. 13, the surface characteristics are realized by forming the downstream end face of the downstream portion as an end face shape substantially orthogonal to the axial center line of the liquid fuel nozzle. The ejection characteristics are effectively realized by the liquid fuel ejection flow having a radial component. The liquid fuel nozzle constitutes an air ejection pipe (36) disposed in the axial center line region of the liquid fuel nozzle, and the air ejection pipe ejects an air flow in the axial direction in the center line area of the liquid fuel ejection flow.

本発明によるタービン燃焼器は、微粒化の手段がノズル表面と噴出口の噴出特性とにより簡易に構成され、微粒化の促進効果が大きい。 In the turbine combustor according to the present invention, the atomization means is simply configured by the nozzle surface and the ejection characteristics of the ejection port, and the effect of promoting atomization is great.

本発明によるタービン燃焼器の実施の最良の形態は、図に対応して、詳細に記述される。液体燃料噴射ノズル１は、図１に示されるように、混合管２の中に、特に、混合管２の軸心線領域に固定的に配置される。液体燃料噴射ノズル１は、本体部分３と先端流線面部分（滑らかな先細り部分）４とから形成されている。先端流線面部分４は、本体部分３の下流側で本体部分３に連続して位置し本体部分３に一体化している。本体部分３の軸心線と先端流線面部分４の軸心線は、混合管２の軸心線に概ね一致している。先端流線面部分４の外側表面であるノズル面５はその軸心線に対して線対称に形成されている。ノズル面５は、円錐面のような先細り流線形状面として形状化されている。旋回羽根（旋回静翼）６は、混合管２の内側面（例示：円筒面）に固着されている。旋回羽根６は、導入空気流７に対して旋回を与える。旋回羽根６は、先端流線面部分４より上流側に位置し、且つ、本体部分３の先頭側部位より上流側に位置している。 The best mode of implementation of the turbine combustor according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings. As shown in FIG. 1, the liquid fuel injection nozzle 1 is fixedly disposed in the mixing tube 2, particularly in the axial center line region of the mixing tube 2. The liquid fuel injection nozzle 1 is formed of a main body portion 3 and a tip streamline surface portion (smooth tapered portion) 4. The front streamline surface portion 4 is located continuously with the main body portion 3 on the downstream side of the main body portion 3 and is integrated with the main body portion 3. The axial center line of the main body portion 3 and the axial center line of the front stream line surface portion 4 substantially coincide with the axial center line of the mixing tube 2. The nozzle surface 5, which is the outer surface of the front streamline surface portion 4, is formed symmetrically with respect to the axial line. The nozzle surface 5 is shaped as a tapered streamline shape surface such as a conical surface. The swirl vane (swirling vane) 6 is fixed to the inner surface (example: cylindrical surface) of the mixing tube 2. The swirl vanes 6 give swirl to the introduced air flow 7. The swirl vane 6 is located on the upstream side of the tip streamline surface portion 4 and is located on the upstream side of the head portion of the main body portion 3.

液体燃料噴射ノズル１と混合管２と旋回羽根６は、空気と燃料液体を混合させる混合構造を構成している。液体燃料噴射ノズル１から噴射される液体燃料粒流を空気流に対して拡散する拡散機構が混合機構に追加される。拡散機構は、逆噴射機構と、表面流攪乱機構と、剥離機構と、表面流生成阻止機構と、表面流層薄膜化機構とに分別される。これらの多様な機構は、相対速度高速化又は相対速度最大化の物性を共通に有している。以下に記述される実施の複数の形態は、これらの機構のいずれかに属するが、それらの１つのみに属することはない。後述されるように、拡散機構は、表面流形成抑制物性を有し、表面流形成抑制物性はノズル表面の表面形状と液体燃料流の噴出特性とに対応し、且つ、表面流形成抑制物性は、噴出口の近傍領域で空気流と液体燃料流の相対速度を最大化する特性を有している。 The liquid fuel injection nozzle 1, the mixing tube 2, and the swirl vane 6 constitute a mixing structure that mixes air and fuel liquid. A diffusion mechanism for diffusing the liquid fuel particle flow injected from the liquid fuel injection nozzle 1 with respect to the air flow is added to the mixing mechanism. The diffusion mechanism is classified into a reverse injection mechanism, a surface flow disturbance mechanism, a separation mechanism, a surface flow generation prevention mechanism, and a surface flow layer thinning mechanism. These various mechanisms have the common physical property of relative speed acceleration or relative speed maximization. Embodiments described below belong to any of these mechanisms, but do not belong to only one of them. As will be described later, the diffusion mechanism has surface flow formation suppression physical properties, the surface flow formation suppression physical properties correspond to the surface shape of the nozzle surface and the ejection characteristics of the liquid fuel flow, and the surface flow formation suppression physical properties are In the vicinity of the jet outlet, the air flow and the liquid fuel flow have the characteristic of maximizing the relative velocity.

逆噴射機構：
図１は、逆噴射機構の実施の形態を示している。本形態は、斜軸噴射口列として提供されている。斜軸噴射口列は、複数の斜軸噴射口８が先端流線面部分４の周囲で同一円周上に配列されている。斜軸噴射口８は、楕円又は長楕円に形状化されている。楕円の長軸線は、先端流線面部分４の軸心線に対して平行ではなく傾斜している。先端流線面部分４の内部空間の先頭部位の高圧化液体燃料が楕円口から噴射する際には、液体燃料は、ベクトルＡで示されるように、楕円の長軸心線方向に、且つ、空気流の軸心線前方方向に逆向きである成分を有して逆噴射的に噴射される。このような逆噴射方向Ａは、旋回羽根６により旋回が与えられている旋回性空気流の空気流ベクトル又は空気流方向Ｂに対して正反対に調整されている。その調整は、旋回羽根６の捻れの程度と斜軸噴射口８の長軸の傾斜角度に対応して設計されている。本形態では、先端流線面部分４の先頭端は閉じられていることが好ましい。方向Ａと方向Ｂが正反対である場合に、空気流と液体燃料噴射流の相対速度が最大化される。空気流と液体燃料噴射流は正面衝突的に激しく散乱し、その拡散率が最大化され、液体燃料の微粒化が最大に促進される。 Reverse injection mechanism:
FIG. 1 shows an embodiment of a reverse injection mechanism. This embodiment is provided as an oblique axis nozzle array. In the oblique axis nozzle array, a plurality of oblique axis nozzles 8 are arranged on the same circumference around the tip streamline surface portion 4. The oblique axis injection port 8 is shaped into an ellipse or an ellipse. The major axis of the ellipse is not parallel to the axis of the front streamline surface portion 4 but is inclined. When the high-pressure liquid fuel at the head portion of the internal space of the front streamline surface portion 4 is injected from the elliptical port, the liquid fuel is in the direction of the long axis of the ellipse, as indicated by the vector A, and It is injected in a reverse injection manner with a component that is opposite in the forward direction of the axial center line of the air flow. Such a reverse injection direction A is adjusted to be opposite to the air flow vector or the air flow direction B of the swirl air flow swirled by the swirl vanes 6. The adjustment is designed corresponding to the degree of twist of the swirl vane 6 and the inclination angle of the long axis of the oblique axis injection port 8. In this embodiment, it is preferable that the leading end of the front streamline surface portion 4 is closed. When the direction A and the direction B are opposite, the relative velocity of the air flow and the liquid fuel injection flow is maximized. The air flow and the liquid fuel injection flow are scattered violently in a frontal collision, the diffusivity is maximized, and the atomization of the liquid fuel is promoted to the maximum.

図２は、逆噴射機構又は不完全逆噴射機構の他の実施の形態を示している。本形態は、拡開ノズルとして提供されている。本形態の液体燃料噴射ノズル１は、本体部分３と先端拡開面部分４’とから形成されている。先端拡開面部分４’は、本体部分３の下流側で本体部分３に連続して位置し本体部分３に一体化している。旋回羽根６の下流側の空気流９は、混合管２の内周面と先端拡開面部分５’の拡開面とで挟まれて高速化するが、先端拡開面部分４’の拡開口１１から噴射される燃料流１２は低速化していて、相対流速は低速化されている。相対速度の低速化が微粒化することは、既述の通りである。 FIG. 2 shows another embodiment of the reverse injection mechanism or the incomplete reverse injection mechanism. This form is provided as an expansion nozzle. The liquid fuel injection nozzle 1 of this embodiment is formed of a main body portion 3 and a tip widening surface portion 4 '. The tip widening surface portion 4 ′ is located continuously with the main body portion 3 on the downstream side of the main body portion 3 and integrated with the main body portion 3. The air flow 9 on the downstream side of the swirl vane 6 is sandwiched between the inner peripheral surface of the mixing tube 2 and the expanded surface of the tip expanded surface portion 5 ′, and the speed is increased. The fuel flow 12 injected from the opening 11 is reduced in speed, and the relative flow velocity is reduced. As described above, the decrease in the relative speed causes the atomization.

図３は、逆噴射機構の更に他の実施の形態を示している。本形態は、平坦面ノズルとして提供されている。本形態の液体燃料噴射ノズル１は、既述の本体部分３はそのままであるが、既述の先端流線面部分４はなく、又は、既述の先端拡開面部分４’は削除されている。液体燃料噴射ノズル１の先端部位は、円錐形状でもなく拡開面形状でもなく、軸心線に直交する平面形状の平板（例示：円板）１３として提供されている。複数の噴射口は、円板１３に分散的に与えられている。ノズル先端形状が流線面に形成されずにある程度の面積を有する円板１３として形成される場合には、空気流の円滑性が失われて、循環流１４が旋回羽根６と円板１３との間に形成される。円板１３の噴射口から噴出される燃料流１５は、循環流１４に直交する。こような直交性又は交叉性は、相対速度を高速化し、微粒化を促進する。液体燃料噴射ノズル１の先端部位は、図４に示されるように、図３の円板１３に代えられて蓋１３’として提供されている。本体部分３の先端面と円板１３’の裏面（後端面、上流側面）との間に、噴射口列１６が形成されている。噴射口列１６の複数の噴射口からそれぞれに噴射される燃料流１７はそれぞれに、空気流（既述の循環流）の軸方向流部分に概ね直交している。微粒化の促進は、図３の微粒化促進に概ね同等である。 FIG. 3 shows still another embodiment of the reverse injection mechanism. This form is provided as a flat surface nozzle. In the liquid fuel injection nozzle 1 of the present embodiment, the main body portion 3 described above is left as it is, but the above-described tip streamline surface portion 4 is not provided, or the above-described tip widened surface portion 4 ′ is deleted. Yes. The tip portion of the liquid fuel injection nozzle 1 is provided as a flat plate (example: disc) 13 having a flat shape perpendicular to the axial center line, not a conical shape or an expanded surface shape. The plurality of injection ports are distributed to the disk 13 in a distributed manner. When the tip shape of the nozzle is not formed on the streamline surface but is formed as a disk 13 having a certain area, the smoothness of the air flow is lost, and the circulating flow 14 is formed between the swirl blade 6 and the disk 13. Formed between. The fuel flow 15 ejected from the injection port of the disk 13 is orthogonal to the circulation flow 14. Such orthogonality or crossover speed increases the relative speed and promotes atomization. As shown in FIG. 4, the tip portion of the liquid fuel injection nozzle 1 is provided as a lid 13 ′ in place of the disk 13 in FIG. 3. An injection port array 16 is formed between the front end surface of the main body portion 3 and the back surface (rear end surface, upstream side surface) of the disk 13 ′. The fuel flow 17 injected from each of the plurality of injection ports of the injection port array 16 is substantially orthogonal to the axial flow portion of the air flow (the above-described circulation flow). The promotion of atomization is generally equivalent to the promotion of atomization in FIG.

表面流攪乱機構：
図５は、表面流攪乱機構の実施の形態を示している。先端流線面部分４の円錐面状周面に同一円周上で、複数の法線方向噴射口１８から形成される噴射口列が提供されている。複数の法線方向噴射口１８には、それぞれに向付け管１９が対応している。法線方向噴射口１８は、向付け管１９の開口として形成されている。向付け管１９の一部分は、返し２１として形状化されている。返し２１の返し面は、軸心線に概ね直交している。軸心線に対して傾斜する向付け管１９に導入される空気流２２は、遠心方向に向き付けられ、更に返し２１で反射的により遠心方向に向き付けられて、先端流線面部分４のノズル面（円錐面）からそれの法線方向に噴出する。このように噴出する噴出燃料流は、法線方向噴射口１８より上流側の空気表層流（空気表面流）に貫通し、法線方向噴射口１８より下流側で先端流線面部分４の表面に沿う流れを乱し、法線方向噴射口１８より下流側で表層流の形成を阻害する。表面流形成阻止は、本発明の課題の直接的解決である。図６に示されるように、向付け管１９を逆向きに形成することができる。 Surface flow disturbance mechanism:
FIG. 5 shows an embodiment of the surface flow disturbance mechanism. An injection port array formed from a plurality of normal direction injection ports 18 is provided on the same circumferential surface as the conical surface of the tip streamline surface portion 4. A directing tube 19 corresponds to each of the plurality of normal direction injection ports 18. The normal direction injection port 18 is formed as an opening of the directing tube 19. A portion of the directing tube 19 is shaped as a barb 21. The return surface of the return 21 is substantially orthogonal to the axial center line. The air flow 22 introduced into the directing tube 19 inclined with respect to the axial center line is directed in the centrifugal direction, and is further directed toward the centrifugal direction in a reflective manner by the return 21. It ejects from the nozzle surface (conical surface) in the normal direction. The jetted fuel flow thus ejected penetrates the air surface layer flow (air surface flow) upstream from the normal direction injection port 18, and the surface of the tip streamline surface portion 4 downstream from the normal direction injection port 18. Is disturbed, and the formation of the surface layer flow is inhibited on the downstream side of the normal direction injection port 18. Prevention of surface flow formation is a direct solution to the problem of the present invention. As shown in FIG. 6, the directing tube 19 can be formed in the reverse direction.

剥離機構：
図７は、剥離機構の実施の形態を示している。先端流線面部分４は、既述の通り流線面形状に形成されている。液体燃料噴射ノズル１が本体部分３と先端流線面部分４とから形成されている点は、既述の通りである。先端流線面部分４に先端流線面部分４の外側面で離散突起列環又は連続突起環２３が形成されている。連続突起環２３より上流側に配置されている燃料噴射口（図示されず）から噴出して本体部分３に沿って流れる表層燃料流２４は、連続突起環２３により剥離される。剥離される燃料粒流は微粒化され、更に、空気流に貫通して更に微粒化される。このような剥離は、連続突起環２３より下流側で表層流の生成を阻止する。図８に示されるように、連続突起環２３に代えられて、突起高さがより高い円盤状突起２３’が有効である。表層流２４の表層流れが阻止され、且つ、空気流２５の表層流れが阻止され、半径方向分散（拡散）が促進され、剥離効果が相乗的に有効である。図９に示されるように、円盤状突起２３’に多数の貫通孔２６を開ける（円盤状突起２３’を中空化し円盤状突起２３’に多数の穴を開ける）ことにより、空気流と燃料流の流れに抵抗を与える円盤状突起２３’の圧損を低減することができる。 Peeling mechanism:
FIG. 7 shows an embodiment of the peeling mechanism. The tip streamline surface portion 4 is formed in a streamline surface shape as described above. The point that the liquid fuel injection nozzle 1 is formed from the main body portion 3 and the tip streamline surface portion 4 is as described above. A discrete projection row ring or a continuous projection ring 23 is formed on the distal streamline surface portion 4 on the outer surface of the distal streamline surface portion 4. A surface fuel flow 24 that is ejected from a fuel injection port (not shown) disposed upstream of the continuous projection ring 23 and flows along the main body portion 3 is separated by the continuous projection ring 23. The fuel particle flow to be separated is atomized and further penetrated into the air flow and further atomized. Such separation prevents generation of a surface flow on the downstream side of the continuous projection ring 23. As shown in FIG. 8, a disk-like protrusion 23 ′ having a higher protrusion height is effective in place of the continuous protrusion ring 23. The surface flow of the surface flow 24 is blocked, and the surface flow of the air flow 25 is blocked, the radial dispersion (diffusion) is promoted, and the peeling effect is synergistically effective. As shown in FIG. 9, by making a large number of through holes 26 in the disk-shaped protrusion 23 ′ (by hollowing the disk-shaped protrusion 23 ′ and opening a large number of holes in the disk-shaped protrusion 23 ′), the air flow and the fuel flow It is possible to reduce the pressure loss of the disk-like protrusion 23 ′ that gives resistance to the flow of the liquid.

表面流生成阻止機構：
図１０は、表面流生成阻止機構の実施の形態を示している。液体燃料噴射ノズル１が本体部分３と先端流線面部分４とから形成されている点は、既述の通りである。本形態では、本体部分３に本体部分３の外周面で複数の柱状突起２７を含む柱状突起列が１円周上に形成されている。柱状突起２７として、円柱突起が例示されている。柱状突起２７の内部は空洞（図示されず）に形成され、その空洞は本体部分３の内部の燃料供給路に接続し、且つ、その空洞は噴出口２８を介して液体燃料噴射ノズル１を囲む空気流路２９に接続している。噴出口２８は、柱状突起２７の高さ方向端面（半径方向外側端面領域）で開口している。噴出口２８と本体部分３との間の距離（高さ幅）Ｄ１は、混合管２の内面と本体部分３の周面との間の距離（最短距離）で定義される空気流路幅Ｄ２の３分の１又はそれより広いことが重要である。高さ幅Ｄ１が小さ過ぎる場合には、噴出口２８から噴出する燃料流は先端流線面部分４の表面に再接近して再層流化し、高さ幅Ｄ１が大き過ぎる場合には、空気流の圧損が大きくなり過ぎる。柱状突起２７は、先端流線面部分４の表面の表面燃料流の形成を阻止することができる。 Surface flow generation prevention mechanism:
FIG. 10 shows an embodiment of the surface flow generation preventing mechanism. The point that the liquid fuel injection nozzle 1 is formed from the main body portion 3 and the tip streamline surface portion 4 is as described above. In this embodiment, a columnar projection row including a plurality of columnar projections 27 is formed on the circumference of the main body portion 3 on the outer peripheral surface of the main body portion 3. As the columnar protrusion 27, a cylindrical protrusion is illustrated. The inside of the columnar protrusion 27 is formed as a cavity (not shown), and the cavity is connected to the fuel supply path inside the main body portion 3, and the cavity surrounds the liquid fuel injection nozzle 1 via the jet port 28. The air channel 29 is connected. The ejection port 28 is open at the height direction end face (radially outer end face region) of the columnar protrusion 27. The distance (height width) D1 between the jet port 28 and the main body portion 3 is an air flow path width D2 defined by the distance (shortest distance) between the inner surface of the mixing tube 2 and the peripheral surface of the main body portion 3. It is important that it is one third or wider. When the height width D1 is too small, the fuel flow ejected from the ejection port 28 reapproaches to the surface of the front streamline surface portion 4 to relaminate, and when the height width D1 is too large, The flow pressure drop is too great. The columnar protrusion 27 can prevent the formation of the surface fuel flow on the surface of the front end streamline surface portion 4.

図１１は、既述の柱状突起２７の変形を示している。本形態の柱状突起２７は、翼形状に形成されている。その柱状突起２７の翼面３１は、軸心線方向空気流を非軸心線方向流に変える翼面形状に形成されている。このような翼面化は、空気流の圧損を軽減することができる。 FIG. 11 shows a modification of the columnar protrusion 27 described above. The columnar protrusion 27 of this embodiment is formed in a wing shape. The blade surface 31 of the columnar protrusion 27 is formed in a blade surface shape that changes the axial air flow in the axial direction to the non-axial air flow. Such blade formation can reduce the pressure loss of the air flow.

表面流層薄膜化機構：
図１２は、表面流層薄膜化機構の実施の形態を示している。液体燃料噴射ノズル１が本体部分３と既述の先端拡開面部分４’とから形成されている点は、図２の形態の液体燃料噴射ノズル１に同じである。本体部分３の外周面に複数の噴出口３２を含む噴出口列が同一円周上で形成されている。噴出口３２は、旋回羽根６の中心面上に配置され、又は、その中心面より下流側であり、特には旋回羽根６より直ぐ下流側で配置されている。噴出口３２から噴出する表面燃料層流３３の有効層厚は、先端拡開面部分４’の拡開面（既述の先端拡開面部分）５’で薄くなる。層厚が低減した表面燃料層流３３が拡開口（ノズル先端縁）１１を離れて再微粒化する際に、その離脱時の初期粒径は顕著に小さくなって全表面積が顕著に大きくなり、且つ、より小さい粒径の燃料粒は空気流に乗りやすくなって、液粒の気化が顕著に促進される。 Surface flow layer thinning mechanism:
FIG. 12 shows an embodiment of the surface fluidized layer thinning mechanism. The liquid fuel injection nozzle 1 is formed from the main body portion 3 and the above-described tip widened surface portion 4 ′, which is the same as the liquid fuel injection nozzle 1 in the form of FIG. Outlet rows including a plurality of outlets 32 are formed on the outer circumference of the main body portion 3 on the same circumference. The spout 32 is disposed on the center plane of the swirl vane 6 or on the downstream side of the center plane, and in particular, on the downstream side immediately after the swirl vane 6. The effective layer thickness of the surface fuel laminar flow 33 ejected from the ejection port 32 is reduced at the widened surface (the aforementioned widened tip portion) 5 ′ of the widened tip portion 4 ′. When the surface fuel laminar flow 33 with a reduced layer thickness leaves the widened opening (nozzle tip edge) 11 and re-atomizes, the initial particle size at the time of separation becomes remarkably small and the total surface area becomes remarkably large. In addition, the fuel particles having a smaller particle diameter can easily get on the air flow, and the vaporization of the liquid particles is remarkably promoted.

その他の改善：
図１３は、循環流域３４が生成される図３の形態の改善を示している。複数本の燃料供給管３５は、液体燃料噴射ノズル１の軸心線のまわりで同一円周上に配列されている。単一の空気供給管３６は、液体燃料噴射ノズル１の軸心線上に配列されている。空気供給管３６の先端開口である噴出口３７は円板１３に開けられている。複数の燃料供給管３５のそれぞれの先頭部位は、半径方向外側に向く成分を有して軸心線から放射方向に向いている。噴出口３７から噴出する空気流３９は、軸心線方向に向いている。噴出口３８から噴出する燃料流４１は、放射方向成分を有して空気本流に交叉的に合流する。循環流域３４に向かって噴出する空気流３９は、フラッシュバックを防止することができ、その結果として混合が促進される。複数の燃料供給管３５のそれぞれの先頭部位を同一方向に軸心線に対して傾斜させることにより、図１４に示されるように、複数の燃料流４１を含む燃料流の全体に旋回性を与えることができる。燃料流４１と空気流３９の相対的回転により、混合が更に促進される。 Other improvements:
FIG. 13 shows an improvement of the configuration of FIG. 3 in which a circulating basin 34 is generated. The plurality of fuel supply pipes 35 are arranged on the same circumference around the axial center line of the liquid fuel injection nozzle 1. The single air supply pipe 36 is arranged on the axial center line of the liquid fuel injection nozzle 1. A spout 37 that is a front end opening of the air supply pipe 36 is opened in the disk 13. Each head portion of the plurality of fuel supply pipes 35 has a component facing outward in the radial direction and is directed radially from the axis. The air flow 39 ejected from the ejection port 37 is directed in the axial direction. The fuel flow 41 ejected from the ejection port 38 has a radial component and intersects with the main air flow. The air flow 39 ejected toward the circulation basin 34 can prevent flashback, and as a result, mixing is promoted. By tilting the head portions of the plurality of fuel supply pipes 35 in the same direction with respect to the axial center line, the entire fuel flow including the plurality of fuel flows 41 is swirled as shown in FIG. be able to. The relative rotation of the fuel stream 41 and the air stream 39 further promotes mixing.

相対速度高速化：
相対速度の高速化は、それの最大化が最も好ましいことは当然である。その最大化は、噴出口から噴出する液体燃料流の噴出口位置の初期速度の絶対値の最大化ではない。その絶対値が同じである場合に、その初期速度のベクトルの向きにより相対速度（ベクトル）の絶対値の高速化又は最大化が行われる。
図１の相対速度の高速化：
両速度ベクトルの向きが正反対である場合に、相対速度が最大化される。
図２の相対速度の高速化：
液体燃料流９は高速化され、且つ、燃料流１２は低速化される。
図３の相対速度の高速化：
循環流に対して燃料流１５の速度が概ね最大化される。
図４の相対速度の高速化：
直交化により、相対速度が高速化される。
図５の相対速度の高速化：
直交化により、相対速度が高速化される。
図６の相対速度の高速化：
直交化により、相対速度が高速化される。
図７の相対速度の高速化：
剥離による拡散により平均流速が高速化される。
図８の相対速度の高速化：
制動と拡散により平均流速が高速化される。
図９の相対速度の高速化：
制動と拡散により平均流速が高速化される。
図１０の相対速度の高速化：
層流と空気流は同速化が促進されるが、空気流と燃料流とが層流領域から離隔し、空気流速度ベクトルに対して燃料噴射流の初期半径方向成分が零化されることにより、高速化が達成される。
図１１の相対速度の高速化：
図１０の高速化は、旋回性能の付加により、更に高速化が促進される。
図１２の相対速度の高速化：
剥離効果に対応する攪乱により、平均流速が高速化される。
図１３の相対速度の高速化：
循環流の防止は高速化のためではないが、高速化効果は失われない。 Increased relative speed:
Of course, it is most preferable to maximize the relative speed. The maximization is not the maximization of the absolute value of the initial velocity at the jet nozzle position of the liquid fuel flow jetted from the jet nozzle. When the absolute values are the same, the absolute value of the relative velocity (vector) is increased or maximized depending on the direction of the vector of the initial velocity.
Increased relative speed in Figure 1:
The relative velocity is maximized when the directions of both velocity vectors are opposite.
Increased relative speed in Figure 2:
The liquid fuel stream 9 is sped up and the fuel stream 12 is sped down.
Increased relative speed in Figure 3:
The speed of the fuel flow 15 is generally maximized relative to the circulating flow.
Increased relative speed in Figure 4:
The relative speed is increased by orthogonalization.
Increased relative speed in FIG. 5:
The relative speed is increased by orthogonalization.
Increased relative speed in FIG. 6:
The relative speed is increased by orthogonalization.
Increased relative speed in FIG. 7:
The average flow rate is increased by diffusion due to peeling.
Increased relative speed in FIG. 8:
Average velocity is increased by braking and diffusion.
Increased relative speed in FIG. 9:
Average velocity is increased by braking and diffusion.
Increased relative speed in FIG. 10:
Laminar flow and air flow are promoted at the same speed, but the air flow and fuel flow are separated from the laminar flow region, and the initial radial component of the fuel injection flow is nullified with respect to the air flow velocity vector. As a result, high speed is achieved.
Increased relative speed in FIG. 11:
The speed increase in FIG. 10 is further promoted by the addition of turning performance.
Increased relative speed in FIG. 12:
Due to the disturbance corresponding to the peeling effect, the average flow velocity is increased.
Increased relative speed in FIG. 13:
Although the prevention of the circulation flow is not for speeding up, the speeding up effect is not lost.

図１は、本発明の実施の形態を示す断面図である。FIG. 1 is a cross-sectional view showing an embodiment of the present invention. 図２は、本発明の実施の他の形態を示す断面図である。FIG. 2 is a cross-sectional view showing another embodiment of the present invention. 図３は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 3 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図４は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 4 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図５は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 5 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図６は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 6 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図７は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 7 is a cross-sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図８は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 8 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図９は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 9 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図１０は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 10 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図１１は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 11 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図１２は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 12 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図１３は、本発明の実施の更に他の形態を示す断面図である。FIG. 13 is a sectional view showing still another embodiment of the present invention. 図１４は、図１３の一部の側面図である。FIG. 14 is a side view of a part of FIG. 図１５は、公知の技術を示す断面図である。FIG. 15 is a cross-sectional view showing a known technique.

Explanation of symbols

１…燃料ノズル
２…混合容器
４…下流側部位
５’…拡開面
６…旋回翼
２３…突起
２３’…円盤
２７…柱状体
２８…噴出口
３６…空気噴出管 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Fuel nozzle 2 ... Mixing container 4 ... Downstream part 5 '... Expanding surface 6 ... Swirling blade 23 ... Protrusion 23' ... Disk 27 ... Columnar body 28 ... Jet port 36 ... Air jet pipe

Claims

A mixing vessel through which an air stream is passed;
A fuel nozzle disposed inside the mixing vessel;
A swirl vane disposed inside the mixing vessel,
The downstream part of the fuel nozzle is disposed downstream of the swirl vane,
The fuel nozzle includes a jet port for injecting liquid fuel,
The jet outlet has a surface flow formation suppression property that suppresses the formation of a surface flow along the nozzle surface of the fuel nozzle, and the surface flow formation suppression property is a surface characteristic of the nozzle surface and a jet characteristic of the liquid fuel flow. And the surface characteristic and the ejection characteristic include a characteristic of increasing a relative velocity between the air flow and the liquid fuel flow.

The surface characteristic is that the surface shape of the downstream portion is tapered, and the ejection characteristic is such that the direction of the liquid fuel ejection flow is substantially opposite to the air flow in a region near the ejection port. The turbine combustor of claim 1.

The surface characteristic is that the surface shape of the downstream portion is formed as an expanded surface, and the ejection characteristic is that the liquid fuel jet flow is along the expanded surface inside the expanded surface in the vicinity region. The turbine combustor according to claim 1, wherein the expansion is performed.

The surface characteristic is that the downstream end face of the downstream portion is formed as an end face shape substantially perpendicular to the axial center line of the liquid fuel nozzle, and the jet characteristic is that the liquid fuel jet flow has a radial component. The turbine combustor according to claim 1, wherein the air flow and the liquid fuel jet flow are substantially orthogonal to each other in a circulation flow region that coincides with the vicinity region.

The surface characteristic is that the downstream end face of the downstream part is formed as an end face shape that is substantially perpendicular to the axial center line, and the jet characteristic is that the jet direction of the liquid fuel jet flow is generally radial in the vicinity region. The turbine combustor according to claim 1, wherein the turbine combustor is in a direction substantially perpendicular to the axial center line of the liquid fuel nozzle in the vicinity region.

The surface characteristic is that the surface shape of the downstream portion is tapered, and the jet characteristic is such that the direction of the liquid fuel jet flow is relative to the laminar flow of the air flow on the nozzle surface in the vicinity region. The turbine combustor according to claim 1, wherein the turbine combustor is substantially orthogonal.

The surface characteristic is that the surface shape of the downstream portion is formed to be tapered, and the jet characteristic is that the laminar flow of the liquid fuel jet flow that is jetted at the jet port and flows along the nozzle surface is the nozzle surface. The turbine combustor according to claim 1, wherein the turbine combustor is peeled off from the nozzle surface by a protrusion formed on the nozzle.

The turbine combustor according to claim 7, wherein the protrusion is formed as a disk extending in a radial direction.

The turbine combustor according to claim 8, wherein a hole penetrating from the upstream side to the downstream side is formed in the disk.

The surface characteristic is that the surface shape of the downstream portion is tapered, and the ejection characteristic is that the ejection port is opened at a height position spaced radially outward from the nozzle surface. The turbine combustor of claim 1.

The turbine combustor according to claim 10, wherein the ejection port opens at a radially outer surface of a columnar body rising from the nozzle surface, and the columnar body is formed in a blade shape.

The surface characteristic is that the surface shape of the downstream portion is formed as an expanded surface, and the ejection characteristic is that the liquid fuel ejection flow is ejected on the nozzle surface along the expanded surface in the vicinity region. The turbine combustor according to claim 1, wherein the turbine combustor is spread.

The surface characteristic is that the downstream end face of the downstream portion is formed as an end face shape substantially perpendicular to the axial center line of the liquid fuel nozzle, and the jet characteristic is that the liquid fuel jet flow has a radial component. Is that
The liquid fuel nozzle further includes an air jet pipe disposed in an axial center line region of the liquid fuel nozzle, and the air jet pipe jets an air flow in an axial direction in a center line region of the liquid fuel jet flow. The turbine combustor of claim 1.