JP2006258041A - ガスタービン燃焼器およびその着火方法 - Google Patents

Abstract

【課題】低ＮＯ_x 化燃焼と高い燃焼効率とを維持しながら、簡単な構成によって着火性能の向上を図ることができるガスタービン燃焼器およびその着火方法を提供する。
【解決手段】パイロット燃料噴射弁４とメイン燃料噴射弁７Ａ，７Ｂとを有する燃料ノズル２Ａ，２Ｂを備えたガスタービン燃焼器１において、イグナイタ８の直近に配置される燃料ノズル２Ａが、少なくともイグナイタ８による着火時にメイン燃料噴射弁７Ａの空気流路２４内の所定位置から燃料Ｆを噴射してイグナイタ８付近に可燃混合気帯Ｓ３を形成する局所燃料噴射孔１９ａを備えている。
【選択図】 図２

Description

本発明は、主として、着火を含む少なくとも低出力領域で燃料を噴射させる拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁の外周に、低ＮＯｘ化を目的とした中・高出力領域でのみ燃料を噴射させて予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁が同軸状の配置で設けられて、航空用および発電のような産業用の用途に用いられるガスタービン燃焼器およびそのガスタービン燃焼器を効果的に着火させる方法に関するものである。

従来、航空用や発電などの産業用のガスタービン燃焼器として、拡散燃焼方式の燃焼器が広く採用されている。この燃焼器では、燃料ノズルと燃焼器ライナ冷却空気孔から空気が流入するだけではなく、燃料ノズルの下流に配置される希釈空気孔からも空気が流入する。この燃焼器は、拡散燃料ノズルから噴射された燃料と燃焼器に流入する上述の空気のうちの一部とが拡散・混合しながら燃焼するようにしたものである。燃料ノズルから流入しなかった残りの空気は、燃焼器の下流に配置される希釈空気孔から燃焼器内に流入して燃焼用および高温ガスの希釈用として使用され、燃焼器出口においてエンジンサイクルで要求されるガス温度まで低下させるように作用する。この燃焼器では、燃料ノズルによって燃料と空気とを混合して生成される混合気が不均一であって、その混合気濃度が空間的に異なり、局所的に形成される燃料濃度の濃い可燃混合気がイグナイタ先端に到達するように燃料噴射弁の噴霧角度やイグナイタの位置が設定されて、容易に着火するように図られており、特に着火性能の点で優れている。また、低出力時にも吹き消えが起こり難く、保炎性能の点でも優れているという利点がある。

ところが、前記拡散燃焼方式による燃焼器の場合には、混合気濃度が空間的に不均一であることから、高い火炎温度の領域が存在し、特に高出力時においてＮＯ_x ( 窒素酸化物) が多量に生成される。このように多量のＮＯ_x を排出するのは、大気汚染などの環境保全の観点から好ましくなく、ガスタービンエンジンには、排ガス組成に関しての近年の厳しい環境基準に対し適合させていく必要が出てきている。

ＮＯ_X の削減を図るためには、火炎温度の低下を実現する必要がある。そのためには、燃料と空気をより均一に混合させることと、目標とする低ＮＯ_x レベルに対応して燃料を希薄に混合した燃料希薄混合気を生成して燃焼させることが必要となる。このような低ＮＯ_x 化を実現できるガスタービンの燃焼方式として、希薄予混合燃焼方式がある。この希薄予混合燃焼方式は、予め燃料と空気とをより均一、かつ燃料希薄な状態に混合させてから低ＮＯ_x 燃焼させるようにしたものである。

前記希薄予混合燃焼方式では、ＮＯ_x 排出量の最も多い最高出力時において、燃料ノズルにおいて形成される混合気の当量比を希薄となるように燃焼器空気量配分の設計を実施すれば、低ＮＯｘ化が可能となる。しかし、低ＮＯｘ化を実現するためには、最高出力時において、前記混合気の当量比を０．７程度よりも希薄に設定する必要があり、この場合、航空用ガスタービン燃焼器の典型的なアイドル条件では、当量比が０．２〜０．３程度の燃料が希薄過ぎる混合気となる。このような条件では、燃料ノズルおよび燃焼器へ流入する圧縮空気の温度が低いこともあり、燃焼効率の低下や吹き消えといった現象が生じてしまう。すなわち、前記希薄予混合燃焼方式の場合のように燃料ノズルにおいて大量の空気と燃料とを均一に混合することは、高出力時における低ＮＯ_x 化を図る場合に有利となるが、低・中出力時での燃焼安定性が低下して吹き消えが発生したり燃焼効率が低下したりする課題がある。

そこで、近年では、上述した拡散燃焼方式および予混合燃焼方式のがそれぞれ有する問題を解消するための燃料噴射ノズルの一つとして、ハイブリッド燃料噴射ノズルと称されるものが提案されている。このハイブリッド燃料噴射ノズルは、拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁の外周に予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁を同軸状の配置で合体させたものである。内側に配置されたパイロット燃料噴射弁は、燃料と比較的少量の空気とを混合した濃い可燃混合気を生成し、一方、外側に配置されたメイン燃料噴射弁は、燃料と比較的大量の空気とを混合した希薄な可燃混合気を生成する。このメイン燃料噴射弁は、中・高出力領域でのみ作動される。

前記ハイブリット燃料噴射ノズルを有する燃焼器では、低出力条件において、パイロット燃料噴射弁のみから燃料を噴射させて、この噴射させた燃料と混合する空気をパイロット燃料噴射弁を通過する空気のみに限定することで、燃料の比較的濃い混合気を局所的に生成して、低出力条件での火炎安定性および燃料効率の向上を図っている。一方、高出力条件においては、パイロットおよびメインの両燃料噴射弁から燃料を噴射させることにより、混合気を希薄にして、燃焼の安定化と低ＮＯ_x 化を図っている。中間出力条件では、燃料噴射ノズルを燃焼効率や吹き消え範囲を考慮した適切な当量比範囲で燃焼させるように、エンジン出力条件（燃焼器入口温度と圧力）に応じて、燃料を噴射するメイン燃料噴射弁の数をステージングにより変更している。これにより、前記ハイブリッド燃料噴射ノズルを用いれば、広いエンジン作動範囲にわたって火炎の安定性が保たれ、かつ高出力条件での低ＮＯ_x 化が可能となる。

但し、前記ハイブリッド燃料噴射弁では始動着火時や再着火時などの低出力条件においては、外側のメイン燃料噴射弁から燃料が噴射されないので、メイン燃料噴射弁を通過した空気により燃焼室の内周壁付近に空気層が形成される。この空気層はパイロット燃料噴射弁によって生成された可燃混合気がイグナイタ付近に到達するのを妨げる。一方、パイロット燃料噴射弁から噴射された燃料粒のうちの比較的サイズの大きな燃料粒は、慣性力が大きいため、前記空気層を貫通してイグナイタ先端付近まで到達する可能性もある。しかし、それらがメイン空気層と混合して可燃レベルまでの濃さに到達するためには、パイロット燃料噴射弁から大量の燃料を噴射する必要があり、好ましくない。また、燃焼により発生する排気ガス特性を良好にするためには、パイロット燃料噴射弁からの混合気中に含まれる燃料粒を原則的に小さくする必要があるため、前記空気層を貫通するようなサイズの大きな燃料粒の存在は好ましくない。

そのため、燃料ノズルを着火させるのに、イグナイタのスパークエネルギーを、燃焼室内の前記空気層を通過させて、パイロット燃料噴射弁から供給される可燃混合気まで到達させることが必要となる。このような着火の課題の解消を図った燃焼器として、イグナイタを燃焼室内の径方向に沿って進退自在に設けたものが提案されている（例えば、特許文献１参照）。

前記燃焼器では、低出力条件時にイグナイタを燃焼室内に対し径方向内方に向け進出させて、イグナイタの先端をパイロット燃料噴射弁から供給される可燃混合気に近接させることにより、着火性能の向上を図るとともに、着火後にイグナイ夕を燃焼室の径方向外方に向け後退させることにより、イグナイタの先端を火炎から離間させて、火炎に曝されることに起因するイグナイ夕先端の破損や流れ場の乱れの発生などを防止するようにしている。
特開２０００−１８０５１号公報

しかしながら、上述の可動式のイグナイタを備えた燃焼器では、エンジンで最も高温高圧となる厳しい条件の箇所にイグナイタの先端を進退させるので、そのような箇所にイグナイタの進退移動機構を装着することは信頼性に欠ける。また、この燃焼器では、イグナイタの進退移動機構が複雑になるのに伴って、コスト高および重量増を招くから、特に重量に制約のある航空用のガスタービンには好ましくない。

本発明は、前記従来の課題に鑑みてなされたもので、低ＮＯ_X 化燃焼と高い燃焼効率を維持しながら、簡単な構成によって始動着火時または再着火時の着火性能の向上を図ることができるガスタービン燃焼器およびそのガスタービン燃焼器における着化方法を提供することを目的とするものである。

前記目的を達成するために、本発明の第１構成に係るガスタービン燃焼器は、着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有する燃料ノズルを備え、前記燃料ノズルが、少なくとも前記イグナイタによる着火時に前記メイン燃料噴射弁の空気流路内の所定位置から燃料を噴射して前記イグナイタ付近に可燃混合気帯を形成する局所燃料噴射孔を備えている。

この第１構成のガスタービン燃焼器によれば、イグナイタによる始動着火時または吹き消え後の再着火時に、燃焼室内に形成されたパイロット燃料噴射弁によるパイロット可燃混合気領域の外周が、メイン燃料噴射弁から導入された空気によるメイン空気層で覆われているが、局所燃料噴射孔から噴射された燃料により、イグナイタの先端に向けて延びる可燃混合気帯がメイン空気層内に局所的に形成される。したがって、この可燃混合気帯がイグナイタのスパークエネルギにより確実に着火されて火種を形成することができ、さらに、その火種が可燃混合気帯を伝わってパイロット可燃混合気領域を確実に着火することができる。

このように、前記ガスタービン燃焼器は、着火時に、燃焼ノズルの局所燃焼噴射孔から少量の燃料を噴射することでイグナイタの付近に可燃混合気帯を形成するので、燃焼器全体として少量の燃料で着火性能を向上させることができる。したがって、ハイブリッド燃料ノズルが本来有している特性、つまりパイロット燃料噴射弁から常時供給される拡散燃焼用の混合気による安定燃焼性およびメイン燃料噴射弁から供給される予混合燃焼用の燃料希薄な混合気による低ＮＯ_x 燃焼特性を保持した上で、ハイブリッド燃料ノズルが有している課題である着火性能向上を、メイン燃料噴射弁に局所燃料噴射孔を設けるだけの簡単な構成により、実現することができる。

前記第１構成において、内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された前記燃料ノズルとを備えた燃焼器の場合、少なくとも前記イグナイタ直近に配置される前記燃料ノズルに前記局所燃料噴射孔を設けるのが好ましい。この構成によれば、イグナイタの直近に位置する燃料ノズルが生成する可燃混合気帯を通じてパイロット可燃混合気領域が着火されると、そのパイロット可燃混合気領域の火炎が隣接する各燃料ノズルのパイロット可燃混合気領域に次々に伝播していくので、全ての燃料ノズルを確実に着火することができる。

前記局所燃料噴射弁は、前記メイン燃料噴射弁の空気流路における常用の燃料噴射孔の開口位置よりも空気流の下流側の位置に開口していることが好ましい。この構成によれば、常用の燃料噴射孔よりも空気流の下流側の局所燃料噴射孔から空気流路に導入された燃料は、混合距離が短いので、空気と希薄に混合される前の状態で燃焼室内に流入したのち、空気流に乗りながらイグナイタの先端に向かって局所的に延びる可燃混合気帯をメイン空気層内に形成するので、少量の燃料流量であっても、可燃混合気帯を確実に形成することができる。しかも、局所燃料噴射孔から噴射された燃料は、常用の燃料噴射孔から噴射された燃料に対し空気流路内に滞留する時間が短いので、高出力時における逆火や自己着火が発生しにくい。

また、着火完了後の局所燃料噴射孔からの燃料は、定置ガスタービンエンジンなどにおいて燃料パージ用の高圧空気または高圧窒素ガスが使用可能である場合に、これらを使用して十分なパージを行うことにより局所燃料噴射孔の閉塞を防ぐ。また、航空用ガスタービンエンジンなどにおいてパージ空気が使用不可である場合においても、エンジン作動中に局所燃料噴射孔から常に燃料を噴射させておけば、局所燃料噴射孔の閉塞を防ぐことができる。

前記局所燃料噴射孔を備えるのに代えて、前記燃料ノズルにおけるパイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、下流に向かって突出し、かつ燃料を前記イグナイタへ向けて導出する切欠部を有する突起を設けることもできる。この構成によれば、突起の切欠部に到達した燃料は、切欠部を通って径方向外方へ流れ、メイン燃料噴射弁のダクトから燃焼室内に流入した空気と接した時点で、この空気の一部と混合されて可燃混合気が生成され、この可燃混合気が空気流に乗りながらイグナイタの先端に向かって局所的に延びる可燃混合気帯を形成する。したがって、燃焼室内には、着火を含む低出力領域で作動するパイロット燃料噴射弁から噴射される燃料により、イグナイタの先端に向かう可燃混合気帯を確実に形成することができる。

前記切欠部を有する突起を設けた構成において、前記パイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、前記切欠部に連なり、燃料を前記イグナイタへ導出するガイド溝を設けることが好ましい。この構成によれば、突起の先端部に到達した燃料が空気流に押されて燃焼室内の外方に流れ続ける際に、ガイド溝でガイドされることによって分散するのが防止されるので、パイロット燃料噴射弁からの少ない燃料流量でありながらも、所定の濃さの可燃混合気帯を形成できる利点がある。

本発明の第２構成に係るガスタービン燃焼器は、内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備え、前記燃料ノズルが、着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有し、前記イグナイタの直近以外の位置に配置される前記燃料ノズルが、少なくとも前記イグナイタによる着火時に前記メイン燃料噴射弁の空気流路内の所定位置から燃料を噴射して、イグナイタ寄りに隣接する他の燃料ノズルに向かって延びる可燃混合気帯を形成する局所燃料噴射孔を備えている。この構成によれば、イグナイタの直近に位置する燃料ノズルが着火されると、この火炎が、隣接する燃料ノズルから延びる可燃混合気帯に次々に着火されていくので、火炎伝播特性が格段に向上する。

前記第２構成における前記局所燃料噴射孔を備えるのに代えて、前記イグナイタの直近以外の位置に配置される前記燃料ノズルにおけるパイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、下流に向かって突出し、かつ燃料を前記他の燃料ノズルへ向けて導出する切欠部を有する突起を設けることもできる。この構成によれば、イグナイタの直近以外の位置に配置される燃料ノズルにおいて、着火を含む低出力領域で作動するパイロット燃料噴射弁から噴射される燃料により、燃焼室内にイグナイタの先端に向かう可燃混合気帯を確実に形成することができる。

前記切欠部を有する突起を設けた構成において、前記パイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、前記切欠部に連なり、燃料を隣接する他の燃料ノズルへ導出するガイド溝を設けることが好ましい。この構成によれば、イグナイタの直近以外の位置に配置される燃料ノズルにおいて、突起の先端部に到達した燃料が、空気流に押されて燃焼室内の外方に流れ続ける際に、ガイド溝でガイドされることによって分散するのが防止されるので、パイロット燃料噴射弁からの少ない燃料流量でありながらも、所定の濃さの可燃混合気帯を形成できる利点がある。

本発明の第３構成に係るガスタービン燃焼器は、内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備え、少なくとも前記イグナイタ直近に位置する前記燃料ノズルが、常用の燃料噴射部と、その燃料噴射部の外周に配置されたサブ空気通路と、少なくとも前記イグナイタによる着火時に前記サブ空気通路内に燃料を噴射して前記イグナイタ付近に可燃混合気を形成する局所燃料噴射孔とを備えている。

この構成によれば、エンジン出力の増減に対応して燃料噴射のステージング制御を行わないガスタービン燃焼器において、イグナイタによる始動着火時または吹き消え後の再着火時に、イグナイタ直近に位置する燃料ノズルの局所燃料噴射孔からサブ空気通路内に噴射される燃料によって局所的に燃料濃度の濃い可燃混合気帯を形成することができ、イグナイタのスパークエネルギがその可燃混合気帯を伝って可燃混合気領域に到達したときに、可燃混合気領域が着火され、この火炎が隣接する他の燃料ノズルの可燃混合気領域に次々に伝播していくので、全ての燃料ノズルの着火が確実に行われる。

本発明の第４構成に係るガスタービン燃焼器における着火方法は、着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有する燃料ノズルを備えたガスタービン燃焼器において、前記燃料ノズルに、前記メイン燃料噴射弁の空気通路内の所定位置に開口する局所燃料噴射孔を設け、少なくとも前記イグナイタによる着火時に、前記局所燃料噴射孔から燃料を噴射して前記イグナイタ付近に可燃混合気帯を形成するようにしている。この構成によれば、局所燃料噴射孔からメイン燃料噴射弁の空気流路における所定位置に向け局所的に燃料が噴射されて、この燃料により、イグナイタの先端に向けて延びる可燃混合気帯がメイン空気層内に局所的に形成されるから、この可燃混合気帯がイグナイタのスパークエネルギにより確実に着火されて火種を形成することができ、さらに、その火種が可燃混合気帯を伝わってパイロット可燃混合気領域を確実に着火することができる。

本発明の第５構成に係るガスタービン燃焼器における着火方法は、内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備え、前記燃料ノズルが、着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有しているガスタービン燃焼器において、前記イグナイタの直近以外の位置に配置される前記燃料ノズルに、前記メイン燃料噴射弁の空気流路内の所定位置から燃料を噴射する局所燃料噴射孔を設け、少なくとも前記イグナイタによる着火時に、前記局所燃料噴射孔から燃料を噴射して、イグナイタ寄りに隣接する他の燃料ノズルに向かって延びる可燃混合気帯を形成するようにしている。この構成によれば、イグナイタの直近に位置する燃料ノズルが着火されると、この火炎が、隣接する燃料ノズルから延びる可燃混合気帯に次々に着火されていくので、火炎伝播特性が格段に向上する。

本発明の第６構成に係るガスタービン燃焼器における着火方法は、内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備えたガスタービン燃焼器において、少なくとも前記イグナイタ直近に位置する前記燃料ノズルに、常用の燃料噴射部の外周に配置されたサブ空気通路内に燃料を噴射する局所燃料噴射孔を設け、少なくとも前記イグナイタによる着火時に、前記局所燃料噴射孔から燃料を噴射して前記イグナイタ付近に向かって延びる可燃混合気帯を形成するようにした。この構成によれば、エンジン出力の増減に対応して燃料噴射のステージング制御を行わないガスタービン燃焼器において、イグナイタによる始動着火時または吹き消え後の再着火時に、イグナイタ直近に位置する燃料ノズルの局所燃料噴射孔からサブ空気通路内に噴射される燃料によって局所的に燃料濃度の濃い可燃混合気帯を形成することができ、イグナイタのスパークエネルギがその可燃混合気帯を伝って可燃混合気領域に到達したときに、可燃混合気領域が着火され、この火炎が隣接する他の燃料ノズルの可燃混合気領域に次々に伝播していくので、全ての燃料ノズルの着火が確実に行われる。

本発明によれば、始動着火時または再着火時に、イグナイタ付近に向かって、またはイグナイタ寄りに近接する他の燃焼ノズルに向かって可燃混合気帯を形成することにより、着火性能を向上させることができる。

以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら詳述する。
図１は本発明の第１実施形態に係るガスタービン燃焼器１の頭部を示している。この燃焼器１は、ガスタービンの図示しない圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して生成した混合気を燃焼させ、その燃焼により発生する高温高圧の燃焼ガスをタービンに送ってタービンを駆動するもので、複数の燃料ノズル２Ａ，２Ｂが環状に配置されたアニューラ型である。

前記ガスタービン燃焼器１は、内部に燃焼室３ａを形成する環状の燃焼筒３を有し、その燃焼筒３の頂壁３ｂに、燃焼室３ａ内に燃料を供給する燃料供給装置としての前記燃料ノズル２Ａ，２Ｂが、燃焼筒８と同心の単一の円Ｃ上に配置されている。燃焼筒３の外周壁３ｃには、着火を行うための２本のイグナイタ８が、燃焼筒３の周方向においてほぼ９０°離間し、かつ共に燃焼筒３の径方向を向いた配置で設けられている。イグナイタ８の数は１本または３本以上でもよい。各イグナイタ８の先端の直近箇所には、前記燃料ノズル２Ａ，２Ｂのうちの二つの着火用燃料ノズル２Ａが配置されている。この着火用燃料ノズル２Ａとこれ以外の通常型燃料ノズル２Ｂとの相違については後述する。なお、図１では、イグナイタ８の中心線の延長線が着火用燃料ノズル２Ａの中心点を通るように配置された場合を例示しているが、他の部品との干渉などによりイグナイタ８をずらして配置してもよい。

前記燃料ノズル２Ａ，２Ｂは、全出力領域で燃料を噴射して燃焼させる拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁４と、これの外周に同軸状に配置されて中・高出力領域でのみ燃料を噴射して希薄予混合燃焼させる予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁７Ａ，７Ｂとを有している。前記パイロット燃料噴射弁４は、燃料を燃焼室３ａ内に拡散しながら噴射するものであり、一方、メイン燃料噴射弁７Ａ，７Ｂは、予め燃料と空気とを混合して希薄予混合気を作ったのち、その希薄予混合気を前記燃焼室３ａに供給するものである。

図２は図１のII-II 線に沿った拡大断面を示しており、撚焼筒３に対する着火用燃料ノズル２Ａにおけるパイロット燃料噴射弁４およびメイン燃料噴射弁７Ａとイグナイタ８との位置関係を示している。同図において、着火用燃料ノズル２Ａは、ノズル本体９と、このノズル本体９を図示しない燃焼器ハウジング（外筒）に支持するためのステム１０とを備えている。

前記着火用燃料ノズル２Ａの中心部にはパイロット燃料噴射弁４が配設されており、このパイロット燃料噴射弁４は、ステム１０に形成されて外部から燃料Ｆを導入する燃料導入通路１１と、ノズル本体９の軸心上に位置する棒状のセンター部材２７に形成されて前記燃料導入通路１１に連通する燃料供給通路１２と、この燃料供給通路１２の周囲に設けられて前記圧縮機で圧縮された空気Ａがステム１０の両側の空気導入通路２２を通って導入される環状空気ダクト１３とを有している。環状空気ダクト１３における軸方向のほぼ中央部には、空気流に旋回を付与するスワーラ１４が設けられている。スワーラ１４よりも下流側であって環状空気ダクト１３の下流端よりも上流側には、燃料供給通路１２に連通して環状空気ダクト１３に開口する燃料噴射孔１２ａが周方向に等間隔に複数配設されており、これら燃料噴射孔１２ａから環状空気ダクト１３内に導入された燃料Ｆは、スワーラ１４により旋回が与えられた空気Ａと混合しながら燃焼室３ａ内に導入される。

前記パイロット燃料噴射弁４の外周部にはメイン燃料噴射弁７Ａが配設されており、パイロット燃料噴射弁４とメイン燃料噴射弁７Ａは環状の隔壁２８により区画されている。このメイン燃料噴射弁７Ａは、ステム１０に形成されて外部から燃料Ｆを導入する燃料導入通路１７と、隔壁２８内に形成されてノズル本体９の軸心方向に延びて燃料導入通路１７に連通する燃料供給通路１８と、前記パイロット燃料噴射弁４の燃料導入通路１１から分岐してノズル本体９内に延びる局所燃料供給通路１９と、パイロット燃料噴射弁４の環状空気ダクト１３と同軸状の配置で燃料供給通路１８および局所燃料供給通路１９の周囲に形成されて前記空気Ａがステム１０の両側の空気導入通路２３を通って導入される環状空気ダクト２０とを有している。

前記外側の環状空気ダクト２０には、空気流に旋回を付与する１つあるいは内外複数のスワーラ２１（図２では２重スワーラを例示）が設けられており、環状空気ダクト２０におけるスワーラ２１の下流側は、空気Ａと燃料Ｆとを均一、かつ希薄に混合させる予混合通路２４となっている。この予混合通路２４におけるスワーラ２１よりも空気流の下流側には、燃料供給通路１８に連通して予混合通路２４に開口する常用の燃料噴射孔１８ａが周方向に複数配設されている。この常用の燃料噴射孔１８ａは、低ＮＯx 化を目的として、中〜高出力領域で燃料噴射するものである。さらに、前記常用の燃料噴射孔１８ａよりも下流側で、且つイグナイタ８寄りの箇所には、常用の燃料噴射孔１８ａとは連通せず、かつ局所燃料供給通路１９に連通して予混合通路２４に開口する局所燃料噴射孔１９ａが１個あるいは複数個が設けられている。

常用の燃料噴射孔１８ａからは、中出力以上の出力領域において予混合通路２４に燃料Ｆが噴射され、環状空気ダクト２０のスワーラ２１を通過して旋回が付与された空気Ａと、予め均一、かつ希薄に混合されて予混合気とされたのち、燃焼室３ａ内に導入される。一方、着火時においては、常用の燃料噴射孔１８ａから燃料Ｆが噴射されず、局所燃料噴射孔１９ａから予混合通路２４に燃料Ｆが噴射される。すなわち、イグナイタ８直近に配置される燃料ノズル２Ａでは、少なくともイグナイタ８による着火時に、局所燃料噴射孔１９ａからメイン燃料噴射弁７Ａの空気流路である予混合通路２４内の所定位置に燃料Ｆを噴射するようになっている。

前記局所燃料噴射孔１９ａから噴射された燃料Ｆは、環状空気ダクト２０のスワーラ２１を通過して旋回が付与された空気Ａのうち、局所燃料噴射孔１９ａの近辺に存在する空気と混合して、局所的に可燃混合気を形成する。この実施形態では、前記可燃混合気をイグナイタ８の先端に到達させるために、燃料噴射孔１９ａの最適な軸方向位置および円周方向位置を、予混合通路２４の空気の速度場に応じて設定しており、これについての詳細は後述する。なお、前記局所燃料供給通路１９は、前記隔壁２８内に設けているが、前記環状の予混合通路２４の外周のシュラウド１６内に局所燃料供給通路１９を設けて、局所燃料噴射孔１９ａを、シュラウド１６から予混合通路２４内の所定位置に燃料Ｆを噴射する形状としてもよい。

他方、通常型燃料ノズル２Ｂは、図３に示すように、前記着火用燃料ノズル２Ａとほぼ同様な構造であって、相違するのは、着火用燃料ノズル２Ａから局所燃料供給通路１９および局所燃料噴射孔１９ａのみを除外した構成のメイン燃料ノズル噴射弁７Ｂを有している点だけであり、パイロット燃料噴射ノズル４は着火用燃料ノズル２Ａにおけるそれと同一である。

なお、上述したパイロット燃料噴射弁４およびメイン燃料噴射弁７Ａ，７Ｂは一例を示したものであり、上述した構成に限るものではない。本発明においてパイロット燃料噴射弁とは、メイン燃料噴射弁に対して同軸内側に配置され、低出力領域のみ、または低出力領域を含む全エンジン出力領域において燃料を噴射して燃焼させ、低出力領域における燃焼効率の維持および火炎の安定性を維持する役割を担った燃料噴射弁の総称である。一方、本発明においてメイン燃料噴射弁とは、環状の隔壁２８により区間されるパイロット燃料噴射弁４に対して同軸外周に配置され、中・高出力領域の条件で燃料を噴射して燃焼させ、低ＮＯ_x 化を目的とした希薄燃焼の役割を担った燃料噴射弁の総称である。

図４は前記ガスタービン燃焼器１の燃料供給系統を示すブロック構成図である。燃料調整器２６は、燃料Ｆを供給すべき燃料ノズル２Ａ，２Ｂのパイロット燃料噴射ノズル４およびメイン燃料噴射ノズル７Ａ，７Ｂを選択するための複数の電磁三方弁と、アクチュエータにより調整された弁開度に応じて設定流量の燃料Ｆを前記選択されたパイロット燃料噴射弁４およびメイン燃料噴射ノズル７Ａ，７Ｂに対し供給する複数の燃料コントロール弁とを内蔵している。燃料コントローラ２９は、ガスタービンエンジンの負荷に応じて、燃料調整器２６の電磁三方弁を開閉制御する。

前記燃料供給系統における燃料Ｆの供給制御を具体的に説明すると、始動着火時や再着火時などの低出力領域では、各燃料ノズル２Ａ，２Ｂの各々のパイロット燃料噴射弁４への燃料導入通路１１にのみ燃料タンク２５から設定流量の燃料Ｆが供給され、中・高出力領域では、パイロット燃料噴射弁４への燃料導入通路１１に燃料Ｆを供給するのに加えて、メイン燃料噴射弁７Ａ，７Ｂへの燃料導入通路１７にも燃料タンク２５から設定流量の燃料Ｆが供給されるようになっている。なお、図２の各空気導入通路２２，２３には、ガスタービンの負荷に拘わらず常に圧縮空気Ａが導入されるが、パイロット燃料噴射弁４には比較的少量の空気Ａが導入され、かつメイン燃料噴射弁７Ａ，７Ｂには比較的大量の空気Ａが導入される。

つぎに、前記構成としたガスタービン燃焼器１の動作についで説明する。ガスタービンの始動着火時は、図４の燃料コントローラ２９が低出力領域に対応して燃料調整器２６の所定の電磁三方弁を開閉制御することにより、各燃料ノズル２Ａ，２Ｂにおけるパイロット燃料噴射弁４ヘの燃料導入通路１１にのみ燃料Ｆが供給される。この燃料Ｆは、図３に示すように、燃料供給通路１２を経て燃料噴射孔１２ａから環状空気ダクト１３内へ噴射され、スワーラ１４を通った旋回空気流により拡散されながら燃焼室３ａ内に導入されて、パイロット可燃混合気領域Ｓ１を形成する。このパイロット可燃混合気領域Ｓ１の外周は、メイン燃料噴射弁７Ａの環状空気ダクト２０から予混合通路２４を通って燃焼室３ａ内に流入した空気Ａによるメイン空気層Ｓ２で覆われる。

このとき、図２に示すイグナイタ８の先端近傍、つまり直近に配設されている着火用ハイブリッド燃料ノズル２Ａでは、パイロット燃料噴射弁４の燃料導入通路１１に導入された燃料Ｆの一部が局所燃料供給通路１９を通って局所燃料噴射孔１９ａから噴射されて予混合通路２４に導入される。この局所燃料噴射孔１９ａは、メイン燃料噴射弁７Ａの常用の燃料噴射孔１８ａよりも空気流の下流側に設けられているから、予混合距離が短いので、局所燃料噴射孔１９ａから噴射された燃料Ｆは、予混合通路２４内で、圧縮空気Ａと希薄に混合される前の状態の可燃混合気を局所的に形成する。この可燃混合気は予混合通路２４から燃焼室３ａ内に導入される。

図２のＶ方向から見た背面図である図５に明示するように、可燃混合気は、スワーラ２１を通過した圧縮空気Ａによる旋回空気流の流れに乗りながらイグナイタ８の付近に向かって、この例ではイグナイタ８の先端に向かって、局所的に延びる可燃混合気帯Ｓ３を形成する。ここで、前記局所燃料噴射孔１９ａは、着火用燃料ノズル２Ａの中心からイグナイタ８の先端に向かう径方向Ｐに対し、図５に矢印Ｑで示す旋回空気流の旋回方向とは反対方向に偏位した箇所に形成されており、これにより、旋回空気流に流されながらイグナイタ８の先端に向かう可燃混合気帯Ｓ３を形成できるように設定されている。図２に示す可燃混合気帯Ｓ３が形成されていない領域にはメイン空気層Ｓ２が形成される。前記局所燃料噴射孔１９ａは、メイン燃料噴射弁７Ａの予混合通路２４の旋回空気流や逆火および自着火の発生防止なども考慮して、メイン燃料噴射弁７Ａの周方向および軸方向における最適位置に設定される。

前記可燃混合気帯Ｓ３はイグナイタ８の点火によるスパークエネルギにより着火して燃焼し、これにより初期火種が形成される. この火種が可燃混合気帯Ｓ３を伝って、図２に示す内側のパイロット可燃混合気領域Ｓ１に到達したときに、パイロット可燃混合気領域Ｓ１が着火される。パイロット可燃混合気領域Ｓ１は、燃料Ｆと圧縮空気Ａとが燃焼室３ａ内に流入したのちに混合して形成されているから、その混合が不均一であって、燃料Ｆの濃い部分と薄い部分とが混在しており、燃料Ｆの濃い部分が速やかに着火するので、着火が容易、かつ確実に行われる。これにより、着火用燃料ノズル２Ａからの混合気に対する着火が完了する。

図３に示す通常型燃料ノズル２Ｂでは、低出力領域、特に始動着火時においてパイロット燃料噴射弁４のみに燃料Ｆが供給されるのに対し、図２に示す着火用燃料ノズル２Ａでは、パイロット燃料噴射弁４に供給される燃料Ｆの一部を、燃料供給通路１９に導いて局所燃料噴射孔１９ａから予混合通路２４内の出口近傍箇所に導入させることにより、着火を妨げるメイン空気層Ｓ２中に局所的に可燃混合気帯Ｓ３を形成して、この可燃混合気帯Ｓ３を介してパイロット可燃混合気領域Ｓ１の混合気を確実に着火できるように図っている。なお、着火用の燃料供給通路１９は、パイロット用の燃料供給通路１１から分岐させずに、ステム１０内に独立して設けてもよい。

図３に示す通常型燃料ノズル２Ｂでは、図２の局所燃料噴射孔１９ａを有する着火用燃料供給通路１９を備えていないことから、図３の燃焼室３ａ内に、パイロット可燃混合気領域Ｓ１とこれの外周を覆うメイン空気層Ｓ２が形成され、、可燃混合気帯Ｓ３が形成されない。しかしながら、図６に示すように、上述の動作により先に着火した二つの着火用燃料ノズル２Ａによる火炎が、隣接する通常型燃料ノズル２Ｂのパイロット燃料噴射弁４により形成されたパイロット可燃混合気領域Ｓ１ (図３）に次々に伝播して、全ての燃料ノズル２Ａ，２Ｂの着火が完了する。なお、吹き消え後の再着火も上述した始動時の着火と同様のプロセスで行われる。

中・高出力領域では、図４の燃料コントローラ２９が燃料調整気２６の所要の電磁三方弁を開弁させる制御を行うことにより、前記パイロット燃料噴射弁４への燃料導入通路１１に加えて、メイン燃料噴射弁７Ａ，７Ｂにも燃料Ｆが供給される。この燃料Ｆは、図２および図３の燃料導入通路１７から燃料供給通路１８を経て、常用の燃料噴射孔１８ａから予混合通路２４内に導入され、この予混合通路２４内を通過するまでの間に、スワーラ２１を通過して旋回を付与された圧縮空気Ａと十分に混合されて、均一で、かつ希薄な混合気となって燃焼室３ａ内に導入され、希薄燃焼が行われて低ＮＯ_x 化が図られる。

ここで、図２の着火用ハイブリッド燃料ノズル２Ａは、全出力領域において局所燃料噴射孔１９ａから燃料Ｆを予混合通路２４に導出するから、中・高出力領域では、均一に混合した希薄混合気にさらに燃料が局所的に導入されるので、ＮＯｘ排出量が増加することになる。しかしながら、この種のアニュラー型燃焼器１に搭載する燃料ノズル２Ａ，２Ｂの本数は、通常、合計１２〜３０個であって、そのうちのイグナイタの個数分（図１では２個）の燃料ノズル２Ａのみを着火用とするだけであるから、燃焼器１全体として見た場合には、局所的に導入される燃料の量は極僅かであり、ＮＯ_x 排出値の増加量も僅かとなる。この僅かなＮＯ_x の増加も許容されない場合の対策としては、中および高出力条件にて局所燃料噴射孔１９ａから噴射される燃料流量を考慮の上、メインの常用燃料噴射孔１８ａの円周上配置を不等間隔に調整することにより、より均一な混合気の形成が可能である。したがって、この実施形態における局所燃料噴射孔１９ａを有する着火性能向上機構を用いれば、ハイブリッド燃料ノズルの本来の特性である低ＮＯ_x 特性を維持しつつ、従来において欠点であった着火特性を格段に向上させることができる。なお、中・高出力領域で、パイロット燃料噴射弁４および局所燃料噴射孔１９ａからの燃料Ｆの噴射を停止してもよい。

また、前記燃焼器１は、従来から使用されている図３の通常型燃料ノズル２Ｂを、図２に示す局所燃料噴射孔１９ａを備えた着火用燃料ノズル２Ａに改良または取り替えるだけでよく、エンジンのメカニカルなインターフェースを変更する必要がなく、燃料システムやイグニションシステムも変更する必要がないので、開発期間を短縮でき、生産性が高く、製造コストも低く抑えたまま、着火性能を向上させることができる。

図７は本発明の第２実施形態に係るガスタービン燃焼器１５の頭部における始動時の着火プロセスを示す概略正面図である。このガスタービン燃焼器１５では、図２に示した局所燃料噴射孔１９ａを有する局所燃料供給通路１９を備えた着火向上機構を、第１実施形態と同様にイグナイタ８直近の着火用燃料ノズル２Ａに設けるのに加えて、他の全ての燃料ノズル２Ｃにも設けたものである。但し、着火用以外の燃料ノズル２Ｃでは、この局所燃料噴射孔１９ａから噴射された燃料Ｆが予混合通路２４を流れる空気Ａの一部と混合して形成される可燃混合気が、イグナイタ８に近い側に隣接する他の通常型燃料ノズル２Ｃまたは着火用燃料ノズル２Ａに向かって延びながら可燃燃焼気帯Ｓ６を形成するように、局所燃料噴射孔１９ａの配設位置が設定されている。これにより、イグナイタ８による着火用燃料ノズル２Ａへの着火が確実に行われると同時に、他の全ての通常型燃料ノズル２Ｃへの火炎伝搬が迅速、かつ確実に行われる。

図８は本発明の第３実施形態に係るガスタービン燃焼器の断面図、図９は図８のIX方向から見た背面図である。これらの図において、図２および図５と同一若しくは相当する部分には同一の符号を付して、重複する説明を省略する。図８に示す燃焼器３０の燃料ノズル２Ｄは、図２の燃料供給通路１９および局所燃料噴射孔１９ａを構えた着火用燃料ノズル２Ａではなく、従来と同様のパイロット燃料噴射弁４とメイン燃料噴射弁７Ｂを有する図３の通常型燃料ノズル２Ｂを基本とし、そのパイロット燃料噴射弁４における環状空気ダクト１３の下流端に、図８に示すように、下流に向かって、つまり燃焼室３ａ内に向かって突出するほぼ環状の突起３１を設けるとともに、図９に示すように、突起３１に、環状空気ダクト１３を流動してきた燃料Ｆをイグナイタ８に向けて導出できる位置に切欠部３２およびガイド片３３を設けている。燃焼器３０のその他の構成は第１実施形態と同様である。

つぎに、前記構成としたガスタービン燃焼器３０の動作についで説明する。ガスタービンの始動着火時および低出力領域では、図４の燃料コントローラ２９による燃料調整器２６への制御により、各燃料ノズル２Ｄにおけるパイロット燃料噴射弁４への燃料導入通路１１にのみ燃料Ｆが供給され、中・高出力領域では、燃料導入通路１１とメイン燃料噴射弁７Ｂの燃料導入通路１７の両方に燃料Ｆが供給される。図８のパイロット燃料噴射弁４の燃料供給通路１２の先端近傍箇所には、噴霧角度の広い燃料噴射孔１２ａが周方向に複数配設されており、この燃料噴射孔１２ａから環状空気ダクト１３内に導出された燃料Ｆの一部は、環状空気ダクト１３を形成する隔壁２８の内周面２８ａに付着するが、内周面２８ａに付着しなかった大部分の燃料Ｆは、スワーラ１４を通過して旋回を付与された圧縮空気Ａにより、拡散されながら燃焼窒３ａに流入して、燃焼室３ａ内にパイロット可燃混合気領域Ｓ１を形成する。このパイロット可燃混合気領域Ｓ１の外周が、メイン燃料噴射弁７Ｂの環状空気ダクト２０から予混合通路２４を通って燃焼室３１ａ内に流入した圧縮空気Ａによるメイン空気層Ｓ２で覆われる。

一方、隔壁２８の内周面２８ａに付着した燃料Ｆは、環状空気ダクト１３内のパイロット用の圧縮空気Ａによる気流に押されて前記内周壁２８ａに沿って下流側に流れていき、その下流端に達した燃料Ｆの大部分が、突起３１から離れて圧縮空気Ａと混合することにより、パイロット可燃混合気領域Ｓ１の一部を形成する。残りの燃料Ｆは、突起３１の切欠部３２に到達したときに、前記内周面２８ａから切欠部３２を通過して径方向外方へ流れ、メイン燃料噴射弁７Ｂの予混合通路２４から燃焼室３ａ内に流入するメインの圧縮空気Ａと接した時点で、この圧縮空気Ａの一部と混合されて可燃混合気が生成される。

前記可燃混合気は、メインの圧縮空気Ａによる旋回空気流の流れに乗りながらイグナイタ８の先端に向かって局所的に延びる可燃混合気帯Ｓ４を形成する。切欠部３２は、燃料ノズル２Ｄにおけるこれの中心からイグナイタ８の先端に向かう径方向Ｐに対し、図９に矢印で示す旋回空気流Ｑの旋回方向とは反対方向に偏位した箇所に配設されており、ガイド片３３は切欠部３２の前記反対方向の側部を覆う形となっている。これにより、イグナイタ８の先端に向かう可燃混合気帯Ｓ４を形成できるように設定されている。この可燃混合気帯Ｓ４が形成された後の着火プロセスは、第１実施形態と同様であるので、その説明を省略する。

この第３実施形態の燃焼器３０においても、第１実施形態と同様に、始動着火時または再着火時に、図８のパイロット燃料噴射弁４に常時供給される燃料Ｆの一部により、イグナイタ８の先端に延びる可燃混合器帯Ｓ４を形成して、パイロット可燃混合気領域Ｓ１の混合気を確実に着火できるので、着火性能の向上を図ることができる。また、中・高出力領域では、メイン燃料噴射弁７Ｂから供給される希薄な混合気によって低ＮＯ_x 化燃焼が行われる。

前記燃焼器３０の燃料ノズル２Ｄは、既存の通常型燃料ノズル２Ｂ（図３）に対し、パイロット燃料噴射弁４の環状空気ダクト１３の下流端に、切欠部３２とガイド片３３とを有する突起３１を設ける改良を加えるだけでよく、しかも、この改良は少なくともイグナイタ８の先端に近接する二つの燃料ノズルに対し実施するだけでよいから、コスト増大を抑制できる利点がある。さらに、第１実施形態の燃焼器１では全出力領域においてメイン燃料噴射弁７Ａの局所燃料噴射孔１９（図２）から燃料Ｆが噴射されるのに比べて、この第３実施形態の燃焼器３０では、中・高出力領域においてはメイン燃料噴射弁７Ｂの予混合通路２４からのみ燃料Ｆが導出されるだけであるから、ＮＯ_x 量を増大させない。

図１０は本発明の第４実施形態に係るガスタービン燃焼器３０を示す断面図、図１１は図１０のXI方向から見た背面図である。図１０および図１１において、図８および図９と同一若しくは相当する部分には同一の符号を付して、重複する説明を省略する。この燃焼器３０では、第３実施形態の燃料ノズルに対し、図１０のパイロット燃料噴射弁４における環状空気ダクト１３の下流端に、図１１に示すように、切欠部３２に連なり、かつ燃料Ｆをイグナイタ８に向け導出する形状のガイド溝３４を設けている。

したがって、この燃焼器３０では、第３実施形態で説明したと同様の効果が得られるのに加えて、突起３１の切欠部３２に到達した燃料Ｆが、切欠部３２を通過した後、ガイド溝３４によって径方向に導かれることによって、周方向の分散が抑制されるので、第３実施形態の場合よりも濃い燃料Ｆによる可燃混合器帯Ｓ５を形成できる利点がある。

図１２は本発明の第５実施形態に係るガスタービン燃焼器３７を示すイグナイタ８付近の箇所の縦断面図であり、図１３はそのガスタービン燃焼器３７のイグナイタ８から離間した箇所の縦断面図である。この実施形態では、上述した第１ないし第４実施形態において例示したハイブリット燃料ノズル２Ａ，２Ｂとは異なる燃料ノズル３８Ａ，３８Ｂ、つまりエンジン出力の増減に対応して図４の燃料コントローラ２９による燃料噴射のステージング制御を行わない燃料ノズル３８Ａ，３８Ｂを備えたガスタービン燃焼器３７を対象としたものである。換言すれば、前記燃料ノズル３８Ａ，３８Ｂは、パイロット燃料噴射弁とメイン燃料噴射弁との区別を有しない常用の燃料噴射部を有したものである。

この実施形態の燃焼器３７においても、第１実施形態と同様に、内部に環状の燃焼室３ａを形成する燃焼筒３を有し、燃焼室３ａ内に、周方向に並んで複数の着火用燃料ノズル３８Ａおよび非着火用燃料ノズル３８Ｂが等間隔に配設されている。図１２の燃料ノズル３８Ａはイグナイタ８の直近に配置されて着火用として機能するものであり、図１３の燃料ノズル３８Ｂはイグナイタ８から離間した位置に配置された通常型のものである。

図１２の着火用の燃料ノズル３８Ａは、ノズル本体３９と、このノズル本体３９を図示しない燃焼器ハウジンク（外筒）に支持するためのステム４０とを備えている。ステム４０には、外部から燃料Ｆを導入する燃料導入通路４１および局所燃料導入通路４２が設けられている。この燃焼器３７には、ステム４０の側方からノズル本体３９の中心部を貫通して燃焼室３ａ内に開口するメイン通気通路４８と、ノズル本体３９の外周に設けられて圧縮空気Ａの一部を燃焼室３ａ内に導入するサブ空気通路４９とが設けられており、メイン通気通路４８およびサブ空気通路４９には、空気に旋回を付与するスワーラ５０，５１がそれぞれ配設されている。前記燃料導入通路４１に供給された燃料Ｆは、ノズル本体３９のメイン空気通路４８の外周に形成された燃料供給通路４３に導かれて、スワーラ４４を通過する際に旋回が付与されたのち、常用の燃料噴射口４７から燃焼室３ａに噴射される。他方、ノズル本体３９における燃料供給通路４３の外周寄りでイグナイタ８に近い部分には局所燃料供給通路５２が形成されている。

メイン空気通路４８の外周に配置された燃料噴射口４７から燃焼室３ａに噴射される燃料Ｆは、薄い液膜状に噴射されて、各スワーラ５０，５１により旋回が与えられた空気Ａと円周上で均一に混合しながら、燃焼室３ａ内に可燃混合気領域Ｓ７を形成する。ステム４０の燃料供給通路４２に供給された燃料Ｆは、局所燃料供給通路５２に導かれて、その出口である局所燃料噴射孔５２ａからサブ空気通路４９内に噴射される。このサブ空気通路４９内に噴射された燃料Ｆは、スワーラ５１により旋回を与えられた空気Ａと混合して、前記可燃混合気領域Ｓ７内における局所燃料噴射孔５２ａからイグナイ８付近に至る領域、この例ではイグナイタ８の先端部に至る領域に、局所的に濃い可燃混合気帯Ｓ８を形成する。前記局所燃料噴射孔５２ａの配設位置は、これから噴射される燃料Ｆとスワーラ５１からの空気Ａとで形成される前記可燃混合気帯Ｓ８がイグナイタ先端部に到達する位置に設定されている。

図１３に示す非着火用の燃料ノズル３８Ｂは、前記着火用の燃料ノズル３８Ａとほぼ同様な構造であって、相違するのは、着火用の燃料ノズル３８Ａが有している局所燃料導入通路４２および局所燃料供給通路５２を備えていない構成のみである。

前記構成のガスタービン燃焼器３７の動作について説明する。図１２および図１３において、ガスタービン燃焼器３７の始動着火時は、両燃料ノズル３８Ａ，３８Ｂの燃料導入通路４１に燃料Ｆが供給されて、前記可燃混合気領域Ｓ７が形成されるとともに、図１２の着火用燃料ノズル３８Ａの局所燃料導入通路４２にも燃料Ｆが供給され、前記可燃混合気領域Ｓ７に加え、局所的に濃い可燃混合気帯Ｓ８が形成される。

前記の局所的に濃い可燃混合気帯Ｓ８は、イグナイタ８により着火されて容易に火種を形成し、その火種が可燃混合気帯Ｓ８を伝って、可燃混合気領域Ｓ７に到達したときに、可燃混合気領域Ｓ７が着火される。これにより、着火用の燃料ノズル３８Ａからの可燃混合気に対する着火が完了する。図１３の非着火用の燃料ノズル３８Ｂは、全作動領域において燃料導入通路４１にみに燃料Ｆが供給されるのに対し、図１２の着火用の燃料ノズル３８Ａでは、サブ空気通路４９にも局所燃料噴射孔５２ａから燃料を追加して噴射させることにより、イグナイタ８付近に局所的に濃い可燃混合気帯Ｓ８を形成して、この可燃混合気帯Ｓ８を介して可燃混合気領域Ｓ７の混合気を着火するように図っている。着火用の燃料ノズル３８Ａの着火後は、これの火炎が隣接する非着火用の燃料ノズル３８Ｂの可燃混合気領域Ｓ７の可燃混合気に次々に伝播して、全ての燃料ノズル３８Ａ，３８Ｂの着火が完了する。なお、吹き消え後の再着火も上述した始動時の着火と同様のプロセスで行われる。

前記燃焼器３７では、環状の燃焼室３ａ内に、通常、１０〜３０個の燃料ノズル３８Ａ，３８Ｂが搭載され、そのうちのイグナイタ８の直近の１または２個の燃料ノズル３８Ａのみを着火用とするだけであるから、燃焼器３７全体として見た場合には、局所燃料噴射孔５２ａから噴射される燃料は極僅かとなる。したがって、この種の既存の燃焼器に対し大きな変更をすることなく着火特性のみを向上させたい場合には、本発明の着火性能向上機構を用いれば、既存の燃料ノズルを再開発することなく、イグナイタ直近に配置される燃料ノズルのみに本発明の着火向上機構を付加することにより、従来の燃焼特性をほぼ維持しつつ、着火特性を向上させることができる。また、従来から使用されている非着火用の燃料ノズル３８Ｂを、図１２に示す着火用燃料噴射孔５２ａが設けられた着火用燃料供給通路５２が設けられた着火用燃料ノズル３８Ａに改良または取り替えるだけでよいので、エンジンの燃料システムのインターフェースを変更する必要ななく、開発期間を短縮でき、生産性が高く、製造コストも低く抑えることができる。

前記各実施形態では、いずれも燃焼筒３の内部に形成された環状の燃焼室３ａ内にその周方向に複数の燃料ノズルを配置するアニューラ型の燃焼器を例示して説明したが、本発明は、アニューラ型の燃焼器に限らず、ガスタービンのほぼ径方向に突出して設けられる単筒型燃焼器にも適用することが可能であり、その場合においても、イグナイタ付近に可燃混合気帯を形成することにより、上述した効果と同様の効果を得ることができる。

本発明の第１実施形態に係るガスタービン燃焼器を示す概略正面図である。 図１のII−II線に沿った拡大縦断面図である。 図１のIII −III 線に沿った拡大縦断面図である。 同上のガスタービン燃焼器の燃料供給系統を示すブロック構成図である。 図２のＶ方向から見た背面図である。 同上のガスタージン燃焼器の始動時における着火プロセスを示す概略正面図である。 本発明の第２実施形態に係るガスタービン燃焼器の始動時における着火プロセスを示す概略正面図である。 本発明の第３実施形態に係るガスタービン燃焼器を示す縦断面図である。 図８のIX方向から見た背面図である。 本発明の第４実施形態に係るガスタービン燃焼器を示す縦断面図である。 図１０のXI方向から見た背面図である。 本発明の第５実施形態に係るガスタービン燃焼器を示すイグナイタ付近の縦断面図である。 同上のガスタービン燃焼器のイグナイタから離間した箇所の縦断面図である。

符号の説明

１，３０，，３７ ガスタービン燃焼器
２Ａ〜２Ｄ，３８Ａ，３８Ｂ 燃料ノズル
３ 燃焼筒
３ａ 燃焼室
４ パイロット燃料噴射弁
７Ａ，７Ｂ メイン燃料噴射弁
８ イグナイタ
１２ａ 燃料噴射孔
１３ 環状空気ダクト（パイロット燃料噴射弁のダクト）
１８ａ 常用の燃料噴射孔
１９ａ 局所燃料噴射弁
２４ 予混合通路（メイン燃料噴射弁の空気流路）
３１ 突起
３２ 切欠部
３３ ガイド片
３４ ガイド溝
４７ 常用の燃料噴射口（常用の燃料噴射部）
４９ サブ空気通路
５２ａ 局所燃料噴射孔
Ｓ３，Ｓ４，Ｓ６，Ｓ８ 可燃混合気帯

Claims (12)

1. 着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有する燃料ノズルを備えたガスタービン燃焼器であって、
   前記燃料ノズルが、少なくとも前記イグナイタによる着火時に前記メイン燃料噴射弁の空気流路内の所定位置から燃料を噴射して前記イグナイタ付近に可燃混合気帯を形成する局所燃料噴射孔を備えているガスタービン燃焼器。
2. 請求項１において、内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された前記燃料ノズルとを備え、
   少なくとも前記イグナイタ直近に配置される前記燃料ノズルが、前記局所燃料噴射孔を有しているガスタービン燃焼器。
3. 請求項１または２において、前記局所燃料噴射弁が、前記メイン燃料噴射弁の空気流路における常用の燃料噴射孔の開口位置よりも空気流の下流側の位置に開口しているガスタービン燃焼器。
4. 請求項１または２において、前記局所燃料噴射孔を備えるのに代えて、前記イグナイタの直近に配置される前記燃料ノズルにおけるパイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、下流に向かって突出し、かつ燃料を前記イグナイタへ向けて導出する切欠部を有する突起が設けられているガスタービン燃焼器。
5. 請求項４において、前記パイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、前記切欠部に連なり、燃料を前記イグナイタへ導出するガイド溝が設けられているガスタービン燃焼器。
6. 内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備えたガスタービン燃焼器であって、
   前記燃料ノズルが、着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有し、
   前記イグナイタの直近以外の位置に配置される前記燃料ノズルが、少なくとも前記イグナイタによる着火時に前記メイン燃料噴射弁の空気流路内の所定位置から燃料を噴射して、前記イグナイタ寄りに隣接する他の燃料ノズルに向かって延びる可燃混合気帯を形成する局所燃料噴射孔を備えているガスタビーン燃焼器。
7. 請求項６において、前記局所燃料噴射孔を備えるのに代えて、前記イグナイタの直近以外の位置に配置される前記燃料ノズルにおけるパイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、下流に向かって突出し、かつ燃料を前記他の燃料ノズルへ向けて導出する切欠部を有する突起が設けられているガスタビーン燃焼器。
8. 請求項７において、前記パイロット燃料噴射弁のダクトの下流端に、前記切欠部に連なり、燃料を前記他の燃料ノズルへへ導出するガイド溝が設けられているガスタービン燃焼器。
9. 内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備えたガスタービン燃焼器であって、
   少なくとも前記イグナイタ直近に位置する前記燃料ノズルが、常用の燃料噴射部と、その燃料噴射部の外周に配置されたサブ空気通路と、少なくとも前記イグナイタによる着火時に前記サブ空気通路内に燃料を噴射して前記イグナイタ付近に向かって延びる可燃混合気帯を形成する局所燃料噴射孔とを備えているガスタビーン燃焼器。
10. 着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有する燃料ノズルを備えたガスタービン燃焼器における着火方法であって、
    前記燃料ノズルに、前記メイン燃料噴射弁の空気通路内の所定位置に開口する局所燃料噴射孔を設け、
    少なくとも前記イグナイタによる着火時に、前記局所燃料噴射孔から燃料を噴射して前記イグナイタ付近に可燃混合気帯を形成するようにしたガスタービン燃焼器における着火方法。
11. 内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備え、前記燃料ノズルが、着火も含む少なくとも低出力領域で作動する拡散燃焼用のパイロット燃料噴射弁とその外周に同軸状に配置されて中・高出力領域で作動する予混合燃焼用のメイン燃料噴射弁とを有しているガスタービン燃焼器における着火方法であって、
    前記イグナイタの直近以外の位置に配置される前記燃料ノズルに、前記メイン燃料噴射弁の空気流路内の所定位置から燃料を噴射する局所燃料噴射孔を設け、
    少なくとも前記イグナイタによる着火時に、前記局所燃料噴射孔から燃料を噴射して、前記イグナイタ寄りに隣接する他の燃料ノズルに向かって延びる可燃混合気帯を形成するようにしたガスタビーン燃焼器における着火方法。
12. 内部に環状の燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼室内にその周方向に並んで複数配置された燃料ノズルと、イグナイタとを備えたガスタービン燃焼器における着火方法であって、
    少なくとも前記イグナイタ直近に位置する前記燃料ノズルに、常用の燃料噴射部の外周に配置されたサブ空気通路内に燃料を噴射する局所燃料噴射孔を設け、
    少なくとも前記イグナイタによる着火時に、前記局所燃料噴射孔から燃料を噴射して前記イグナイタ付近に可燃混合気を形成するようにしたガスタービン燃焼器における着火方法。
    

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