JP2009133517A - 燃焼バーナー - Google Patents

Abstract

【課題】旋回翼の翼面において液体燃料との衝突部分でのコーキングの発生を抑制することができる燃焼バーナーを提供する。
【解決手段】本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａは、燃料ノズル１１０と、燃料ノズル１１０との間に空気通路を形成するバーナー筒と、燃料ノズル１１０の外周面の周方向に沿う複数箇所に、燃料ノズル１１０の軸方向に沿う状態で配置され、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼（スワラーベーン）１３０と、燃料ノズル１１０に旋回翼１３０の翼面に向けて液体燃料を噴射する液体燃料噴射孔１３３Ａとを有する燃焼バーナーであって、液体燃料ＬＦが衝突する旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの衝突部分を冷却する冷却手段として兼用噴射孔１１−１〜１１−３を有する。兼用噴射孔１１−１〜１１−３より噴射された水が翼腹面１３２ａに水膜１５Ａを形成し、燃焼温度を低下させ、コーキングを防止する。
【選択図】図２

Description

本発明は、燃料として液体燃料のみ又は液体燃料とガス燃料とを併用するガスタービンの燃焼バーナーに関する。

発電等に用いられるガスタービンは、圧縮機、燃焼器、タービンを主要部材として構成されている。ガスタービンは複数の燃焼器を有しているものが多く、ガスタービンの燃焼器は、燃焼器ケーシングに環状に複数個配置されている。そして、圧縮機により圧縮された空気と、燃焼器に供給された燃料とが混合されて燃焼する。そして、各々の燃焼器内で燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させる。この燃焼によって生じた高温の燃焼ガスをタービンへ供給してタービンの回転駆動を行っている。

従来のガスタービンの燃焼器の燃焼バーナーの構成の一例を図８に示す。図８に示すように、従来の燃焼バーナー１００Ａは、パイロット燃焼バーナー２００の周囲を囲む状態で、複数個配置されている（図８では、１個のみ示す。）。パイロット燃焼バーナー２００には、図示しないパイロット燃焼ノズルが組み込まれ、燃焼バーナー１００Ａとパイロット燃焼バーナー２００とはガスタービンの内筒の内部に配置されている。この燃焼バーナー１００Ａは、燃料ノズル１１０と、バーナー筒１２０と、旋回翼（スワラーベーン）１３０を主要部材として構成されている（特許文献１、２）。

バーナー筒１２０は、燃料ノズル１１０に対して同心状で且つこの燃料ノズル１１０を囲繞する状態で配置され、燃料ノズル１１０の外周面とバーナー筒１２０の内周面との間に、リング状の空気通路１１１が形成されている。この空気通路１１１には、その上流側（図８中、左側）から下流側（図８中、右側）に向かって、圧縮空気Ａが流通する。また、旋回翼１３０は、燃料ノズル１１０の周方向に沿う複数箇所に配置されて、燃料ノズル１１０の軸方向に沿い伸びて配置されている。また、各旋回翼１３０の外周側端面（チップ）と、バーナー筒１２０の内周面との間には、クリアランス（隙間）１２１が取られ、翼腹面から翼背面に回り込む、空気の漏れ流れが生ずる。この漏れ流れと、圧縮空気Ａとが作用して、渦空気流が発生し、この渦空気流により、燃料ノズル１１０の先端部付近から翼表面に向かって噴射されて蒸発した微粒化した燃料と、圧縮空気Ａとがより効果的に混合され、燃料の均一化が促進される。
尚、図８中、符号１３１はクリアランス設定用リブである。

ここで、ガスタービンの燃料としては、ガス燃料のみならず液体燃料も使用されている。液体燃料を使用する場合には、従来では、液体燃料を液体燃料噴射孔から圧縮空気流に向けて噴射するようにしている。このようにすると、噴射された液体燃料が圧縮空気流により剪断されて微粒化し空気と混合する。そして空気と混合した微粒化した液体燃料が燃焼する。
尚、液体燃料としては、いわゆる、油燃料であるＡ重油、軽油、ジメチルエーテル等がある。

従来の燃焼バーナー１００Ａでは、燃料として液体燃料を用いる場合、燃料ノズル１１０の先端部付近から液体燃料を供給し、各旋回翼１３０によって空気通路１１１を流通する圧縮空気Ａに旋回力を付与して旋回空気流ａとする。そして、スワラー空気の運動量を用いて液体燃料の微粒化を図り、ＮＯ_Xの低減、ススの抑制を図っている。

一方、図８に示すような従来の燃焼バーナー１００Ａでは、液体燃料の微粒化に限界がある上、燃料ノズル１１０内の燃料濃度を均一にすることが非常に困難であった。

それを防ぐため、更に微粒化の促進および燃料濃度の均一化を図った燃焼バーナーが提案されている。図９は、従来の燃焼バーナーの構成の一例を示す概略図であり、図１０は、従来の燃焼バーナーの燃料ノズル部分の斜視図である。図９、１０に示すように、従来の燃焼バーナー１００Ｂは、燃料ノズル１１０表面に空けられた液体燃料噴射孔１３３Ａから液体燃料ＬＦを供給し、液体燃料噴射孔１３３Ａから噴射した液体燃料ＬＦを、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに噴射し、液体燃料ＬＦは翼腹面１３２ａにて広がって薄膜化し、薄膜化した液体燃料ＬＦが高速な空気流により剪断されて微粒化して蒸発させ、微粒化の促進および燃料濃度の均一化を図っている（特許文献３）。

特開平１１−１４０５５号公報 特開２００４−１２０３９号公報 特開２００６−３３６９９７号公報

しかしながら、従来の燃焼バーナー１００Ｂでは、液体燃料ＬＦの使用時には圧縮空気Ａの温度が約４５０℃と高く、圧縮空気Ａにより高温に暖められた旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに液体燃料ＬＦが接触するとコーキングを生じる、という問題がある。

本発明は、前記問題に鑑み、旋回翼の翼面において液体燃料との衝突部分でのコーキングの発生を抑制することができる燃焼バーナーを提供することを目的とする。

上述した課題を解決するための本発明の第１の発明は、燃料ノズルと、前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置され、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置され、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、前記燃料ノズルに設けられ、前記旋回翼の翼面に向けて液体燃料を噴射する液体燃料噴射孔とを有する燃焼バーナーであって、前記液体燃料が衝突する前記翼面の衝突部分を冷却する冷却手段を有することを特徴とする燃焼バーナーにある。

第２の発明は、第１の発明において、前記冷却手段が、前記旋回翼の翼腹面に設けられ、ガス焚き時にはガス燃料を噴射すると共に、前記液体燃料の燃焼時には前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する兼用噴射孔であることを特徴とする燃焼バーナーにある。

第３の発明は、第１の発明において、前記冷却手段が、前記燃料ノズルの前記液体燃料噴射孔の上流側に前記液体燃料噴射孔と同列に配置され、前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する水噴射孔であることを特徴とする燃焼バーナーにある。

第４の発明は、第１の発明において、前記冷却手段が、水と液体燃料とを均一に混ぜた混合燃料を前記液体燃料噴射孔から前記旋回翼の翼腹面に向けて噴射することを特徴とする燃焼バーナーにある。

第５の発明は、第１の発明において、前記冷却手段が、前記旋回翼内部に形成された水冷却流路であることを特徴とする燃焼バーナーにある。

第６の発明は、第１の発明において、前記液体燃料噴射孔が、前記旋回翼の翼腹面に設けられると共に、前記冷却手段が、前記翼腹面の前記液体燃料噴射孔の上流側に設けられ、前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する水噴射孔であることを特徴とする燃焼バーナーにある。

第７の発明は、第１乃至６の何れか一つの発明において、前記液体燃料が、前記旋回翼の翼腹面、翼背面の何れか一方又は両方に向けて液体燃料を噴射することを特徴とする燃焼バーナーにある。

本発明によれば、旋回翼の翼面に衝突した液体燃料が衝突部分を冷却する冷却手段を有しているため、前記旋回翼の翼面において液体燃料との衝突部分の加熱を抑制することができるため、コーキングを防止することができる。

また、冷却手段として、ガス焚き時にはガス燃料を噴射すると共に、前記液体燃料の燃焼時には前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する兼用噴射孔を前記旋回翼の翼腹面に設けているため、前記翼腹面の翼表面上に水膜を形成し、前記液体燃料が衝突する前記翼面の衝突部分を冷却することができる。このため、燃焼温度を低下させることができ、コーキングを防止することができると共に、燃焼場においてＮＯ_Xの低減を図ることができる。

また、冷却手段として、前記燃料ノズルの前記液体燃料噴射孔の上流側に前記液体燃料噴射孔と同列に配置し、前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する水噴射孔を設けているため、前記翼腹面の前記翼表面上に水膜を形成し、前記液体燃料が衝突する前記翼面の衝突部分を冷却し、燃焼温度を下げることができるため、コーキングを防止することができる。

また、冷却手段として、水と液体燃料とを均一に混ぜた混合燃料を前記液体燃料噴射孔から前記旋回翼の翼腹面に向けて噴射し、前記水が先に蒸発し、燃焼温度を下げることできるため、前記旋回翼の翼表面の温度を奪うことができ、コーキングを防止することができる。

また、冷却手段として、前記旋回翼内部に水冷却流路を形成するようにしているため、前記旋回翼の翼表面の温度を低下させ、前記液体燃料が衝突する前記翼面の衝突部分を冷却し、前記旋回翼の加熱を抑制することができるため、より効果的にコーキングを防止することができる。

また、前記液体燃料噴射孔を前記旋回翼の翼腹面に設け、冷却手段として、前記旋回翼の翼腹面の前記液体燃料噴射孔の上流側に前記旋回翼の前記翼腹面に向けて水を噴射する水噴射孔を設けているため、前記翼腹面の翼表面上に水膜を形成し、前記翼腹面の翼表面の温度を低下させることができるため、コーキングを防止することができる。

以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施例における構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。

本発明による実施例１に係る燃焼バーナーについて、図面を参照して説明する。
図１は、本発明の実施例１に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。
図１中、前記図８〜図１０に示した燃焼バーナーと同一構成部材には同一符号を付して重複した説明は省略する。

図１に示すように、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａは、燃料ノズル１１０と、燃料ノズル１１０を囲繞する状態で配置され、燃料ノズル１１０との間に空気通路１１１を形成するバーナー筒１２０と、燃料ノズル１１０の外周面の周方向に沿う複数箇所に、燃料ノズル１１０の軸方向に沿う状態で配置され、空気通路１１１を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼（スワラーベーン）１３０と、燃料ノズル１１０に設けられ、燃料ノズル１１０の旋回翼１３０の翼面に向けて液体燃料ＬＦを噴射する液体燃料噴射孔１３３Ａとを有する燃焼バーナーであって、液体燃料ＬＦが衝突する翼面の衝突部分を冷却する冷却手段を有するものである。
本実施例の冷却手段は、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けられ、ガス燃料ＧＬの燃焼時（ガス焚き時）にはガス燃料ＧＦを噴射すると共に、液体燃料ＬＦの燃焼時（油焚き時）の際には、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて水Ｗを噴射し、ガス燃料噴射用と水噴射用との兼用噴射孔１１−１〜１１−３であり、水噴射用の際には、翼腹面１３２ａを冷却するようにしている（詳細は後述する。）。

バーナー筒１２０は、燃料ノズル１１０に対して同心状で且つこの燃料ノズル１１０を囲繞する状態で配置されている。このため、燃料ノズル１１０の外周面とバーナー筒１２０の内周面との間に、リング状の空気通路１１１が形成される。この空気通路１１１には、その上流側（図１では左側）から下流側（図１では右側）に向かい、圧縮空気Ａが流通する。

旋回翼１３０は、図１に示すように、燃料ノズル１１０の周方向に沿う複数箇所に配置されて、燃料ノズル１１０の軸方向に沿い伸びて配置されている。各旋回翼１３０は、空気通路１１１を流通する圧縮空気Ａに旋回力を付与して、この圧縮空気Ａを旋回空気流ａにするものである。このため、各旋回翼１３０は、圧縮空気Ａを旋回させることができるように、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している（周方向に沿い傾いている）。

即ち、各旋回翼１３０は、
（１）圧縮空気Ａを旋回させることができるように、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している。
（２）軸方向（燃料ノズル１１０の長手方向）に関しては、上流側から下流側に向かうに従い湾曲が大きくなっている。
（３）旋回翼１３０の後縁では、径方向（燃料ノズル１１０の半径方向（放射方向））に関して、内周側よりも外周側に向かうに従い湾曲が大きくなっている。

各旋回翼１３０の外周側端面（チップ）と、バーナー筒１２０の内周面との間には、クリアランス（隙間）１２１が取られている。旋回翼１３０の翼腹面１３２ａ（図２参照）は正圧であり、翼背面１３２ｂ（図２参照）は負圧で、翼背面１３２ｂと翼腹面１３２ａとの間に圧力差がある。このため、クリアランス１２１を通って、翼腹面１３２ａから翼背面１３２ｂに回り込む、空気の漏れ流れが生ずる。この漏れ流れと、空気通路１１１内を軸方向に流通する圧縮空気Ａとが作用して、渦空気流が発生する。この渦空気流により、液体燃料噴射孔１３３Ａから翼腹面１３２ａに向かって噴射されて蒸発し微粒化した燃料と、空気とがより効果的に混合され、ガス燃料ＧＦの均一化が促進される。

更に、各旋回翼１３０の外周側端面（チップ）の前縁側には、クリアランス設定用リブ１３１が固定されている。各クリアランス設定用リブ１３１は、旋回翼１３０が備えられた燃料ノズル１１０をバーナー筒１２０の内部に組みつけた際に、バーナー筒１２０の内周面に緊密に接触する高さ（径方向長さ）となっている。

このため、各旋回翼１３０とバーナー筒１２０との間に形成される各クリアランス１２１の長さ（径方向長さ）は均等になる。また旋回翼１３０が備えられた燃料ノズル１１０をバーナー筒１２０の内部に組みつける際の組つけ作業が容易になる。

燃料ノズル１１０には、翼腹面１３２ａに向けて燃料を噴射して吹き付ける複数の液体燃料噴射孔１３３Ａが形成されている。また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａにおいては、液体燃料噴射孔１３３Ａが、燃料ノズル１１０に設けられている。液体燃料噴射孔１３３Ａの配置位置は、燃料ノズル１１０の外周のうち、各旋回翼１３０の各翼腹面１３２ａに近い位置である。

また、燃料ノズル１１０の内部には液体燃料供給ラインＬ１１が形成されており、液体燃料タンク１２からこの液体燃料供給ラインＬ１１を介して各液体燃料噴射孔１３３Ａに液体燃料ＬＦが供給される。このとき、供給された液体燃料ＬＦの量はバルブＶ₁₁で調整される。

本実施例では、各液体燃料噴射孔１３３Ａから噴射された液体燃料ＬＦが、各旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに吹き付けられるように、液体燃料噴射孔１３３Ａの位置及び向きを設定している。翼腹面１３２ａは、内周側から外周側に向かうに従い（放射方向に向かうに従い）、湾曲が大きくなっているため、各液体燃料噴射孔１３３Ａから半径方向（放射方向）に液体燃料ＬＦを噴射するだけで、翼腹面１３２ａに液体燃料ＬＦが吹き付けられて、翼腹面１３２ａにて液体燃料ＬＦが広がって薄膜化する。

翼腹面１３２ａに広がって薄膜化した液体燃料ＬＦは、高温で且つ高速流となっている圧縮空気Ａ（または旋回空気流ａ）に触れて蒸発する。即ち、翼腹面１３２ａ側での気流境界層の急峻な速度勾配による剪断力により、翼腹面１３２ａに薄膜化して広がった液体燃料ＬＦが剥離・蒸発していく。

また薄膜化した液体燃料ＬＦは、上述したようにして蒸発していくが、蒸発しきらない液体燃料ＬＦは、翼腹面１３２ａにて広がりつつ翼前縁から翼後縁に向かい移動していく。そして、翼後縁に達した薄膜化した液体燃料ＬＦは、高速な圧縮空気Ａ（旋回空気流ａ）により翼後縁から剥離されて微粒化していく。このとき、薄膜化した液体燃料ＬＦの油膜厚は極めて薄いため、微粒化した液体燃料ＬＦの粒径は極めて小さくなり、微細粒径となった液体燃料ＬＦは、旋回空気流ａ（渦空気流を含む）と混合されることにより蒸発が促進される。

よって、翼腹面１３２ａに液体燃料ＬＦを噴射することにより、液体燃料ＬＦを微粒化及び蒸発を促進し、ガス化させることができ、微細粒径となって蒸発した液体燃料ＬＦが空気と混合して燃焼する。このため、良好な燃焼を実行することができる。

また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａにおいては、兼用噴射孔１１−１〜１１−３が、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けられている。そして、ガス焚き時にはガス燃料ＧＦを噴射すると共に、液体燃料ＬＦの燃焼時（油焚き時）の際には、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて水Ｗを噴射するようにしている。

この兼用噴射孔１１−１〜１１−３には、ガス焚き時の際には、ガス燃料タンク１３からガス燃料供給ラインＬ２１〜Ｌ２３を介してガス燃料ＧＦが供給され、供給されたガス燃料ＧＦが兼用噴射孔１１−１〜１１−３から旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて噴射される。供給されたガス燃料ＧＦの量はバルブＶ₂₁〜Ｖ₂₃で調整される。

よって、ガス焚き時に、この噴射孔１１−１〜１１−３からガス燃料ＧＦを噴射すると共に、液体燃料噴射孔１３３Ａから翼腹面１３２ａに向けて液体燃料ＬＦを噴射させることで、ガス燃料ＧＦと液体燃料ＬＦを同時に燃焼させるデュアル焚ガスタービンとすることができる。

また、液体燃料ＬＦのみの燃焼時の際には、水タンク１４から水供給ラインＬ３１〜Ｌ３３を介して水Ｗが供給され、供給された水Ｗが兼用噴射孔１１−１〜１１−３から旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて噴射される。供給された水Ｗの量はバルブＶ₃₁〜Ｖ₃₃で調整される。

ここで、図２は、本発明の実施例１に係る燃焼バーナーの液体燃料ＬＦのみの燃焼時の際の水噴射時の状態を示す斜視図を示す。図２に示すように、液体燃料ＬＦの燃焼時の際には、水タンク１４から水供給ラインＬ３１〜Ｌ３３を介して供給された水Ｗが、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの表面上に水膜１５Ａを形成する。

兼用噴射孔１１−１〜１１−３から噴射され、水膜１５Ａを形成した水Ｗと各液体燃料噴射孔１３３Ａから噴射された液体燃料ＬＦとは混合して翼端より微粒化し、この微粒化した混合燃料１８Ａが空気通路１１１の下流側に飛散する。

よって、油焚き時の際には、兼用噴射孔１１−１〜１１−３より水Ｗを供給し、水膜１５Ａを翼表面上に形成することで、液体燃料ＬＦが衝突する翼腹面１３２ａの衝突部分を冷却することができるため、コーキングを防ぐことができる。

また、水Ｗを供給する水供給孔として兼用噴射孔１１−１〜１１−３を使用することで、燃料ノズル１１０の内部の流路形状の複雑化を防ぐことができる。

また、既設の燃焼バーナーにおいて、ガス燃料噴射孔を用い、水供給ラインを追加する簡易な変更を行うのみで、水Ｗを旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて噴射することができ、コーキングを防止することができる。

また、兼用噴射孔１１−１〜１１−３より供給される水Ｗによって、燃焼温度を下げることができるため、燃焼場においてＮＯ_X低減の効果を発揮することができる。

また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａにおいては、図示しないパイロットノズルで高負荷まで負荷上昇した後、パイロット比を下げ液体燃料ＬＦと水Ｗを投入するようにしている。これは、液体燃料ＬＦを噴射する際に水Ｗを入れると水Ｗの量が相対的に多くなるため、ある程度負荷が上がってから水Ｗを投入する必要があるためである。

また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａにおいては、図示しないパイロットノズルで高負荷まで負荷上昇した後、水Ｗを断続的に供給するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではなく、パイロットノズルで高負荷まで負荷上昇する前から水Ｗを連続的に供給し、液体燃料ＬＦと混合するようにしてもよい。

また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａにおいては、ガス燃料タンク１３からガス燃料ＧＦを供給するガス燃料供給ラインＬ２１〜Ｌ２３と、水タンク１４から水Ｗを供給する水供給ラインＬ３１〜Ｌ３３とを別々とすることで、兼用噴射孔１１−１〜１１−３からガス燃料ＧＦ又は水Ｗを投入するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではなく、図３に示すように、ガス燃料供給ラインＬ２１〜Ｌ２３と水供給ラインＬ３１〜Ｌ３３とを途中で連結し、兼用噴射孔１１−１〜１１−３からガス燃料ＧＦ、水Ｗの何れかを投入するようにしてもよい。

また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａにおいては、液体燃料噴射孔１３３Ａは旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて液体燃料ＬＦを噴射するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではなく、液体燃料噴射孔１３３Ａは旋回翼１３０の翼背面１３２ｂに向けて液体燃料ＬＦを噴射するようにしてもよい。また、液体燃料噴射孔１３３Ａは旋回翼１３０の翼腹面１３２ａ及び翼背面１３２ｂに向けて液体燃料ＬＦを噴射するようにしてもよい。

このように、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ａによれば、液体燃料ＬＦのみを用いた燃焼時の際には、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて水Ｗを噴射すると共に、ガス焚き時にガス燃料ＧＦを噴射し、水噴射用とガス燃料噴射用と兼用に用いられる兼用噴射孔１１−１〜１１−３を旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けている。このため、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの翼表面上に水膜１５Ａを形成し、液体燃料ＬＦが衝突する翼腹面１３２ａの衝突部分を冷却することで、翼腹面１３２ａの液体燃料ＬＦとの衝突部分の加熱を抑制することができる。このため、燃焼温度を低下させることができ、コーキングを防止することができると共に、燃焼場においてＮＯ_Xの低減を図ることができる。

本発明による実施例２に係る燃焼バーナーについて、図４を参照して説明する。
本実施例に係る燃焼バーナーは、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの構成と略同様であるため、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａと同一構成には同一符号を付して重複した説明は省略する。
尚、本実施例では、燃焼ノズル１１０と旋回翼１３０の部分のみを示し、その他の部分は、省略する。以下他の実施例においても同様である。
図４は、本発明の実施例２に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。
図４に示すように、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｂは、図１に示す実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けていた兼用噴射孔１１−１〜１１−３を燃料ノズル１１０に液体燃料噴射孔１３３Ａと軸方向に沿って同列に配置したものである。
即ち、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｂは、冷却手段として、燃料ノズル１１０に液体燃料噴射孔１３３Ａの上流側に液体燃料噴射孔１３３Ａと軸方向に沿って同列に配置し、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて水Ｗを噴射する水噴射孔１６Ａを独立して設けたものである。
尚、図４は水噴射時の状態を示す図である。

水噴射孔１６Ａは、燃料ノズル１１０に液体燃料噴射孔１３３Ａの上流側に液体燃料噴射孔１３３Ａと同列に配置し、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて水Ｗを噴射するようにしている。水噴射孔１６Ａより、液体燃料ＬＦが旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの翼表面に当たる位置に向けて水Ｗが噴射され、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの表面上に水膜１５Ｂを形成する。そして、水噴射孔１６Ａから噴射され、水膜１５Ｂを形成した水Ｗと各液体燃料噴射孔１３３Ａから噴射された液体燃料ＬＦとは混合して翼端より微粒化し、この微粒化した混合燃料１８Ｂが図１に示すような空気通路１１１の下流側に飛散する。

よって、水噴射孔１６Ａより水Ｗを供給し、水膜１５Ｂを翼腹面１３２ａの翼表面上に形成することで、液体燃料ＬＦが衝突する翼腹面１３２ａの衝突部分を冷却し、翼表面の温度を低下させることができる。このため、燃焼温度を低下させることができ、コーキングを防ぐことができる。

本発明による実施例３に係る燃焼バーナーについて、図５を参照して説明する。
本実施例に係る燃焼バーナーは、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの構成と略同様であるため、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａと同一構成には同一符号を付して重複した説明は省略する。
尚、本実施例では、燃焼ノズル１１０と旋回翼１３０の部分のみを示し、その他の部分は、省略する。
図５は、本発明の実施例３に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。
図５に示すように、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｃは、図１に示す実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けている兼用噴射孔１１−１〜１１−３と液体燃料噴射孔１３３Ａとを一緒にしたものである。
即ち、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｃは、冷却手段として、水Ｗと液体燃料ＬＦとを均一に混ぜた混合燃料ＭＦを液体燃料噴射孔１３３Ｂから旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて噴射するようにしたものである。

本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｃにおいては、燃料ノズル１１０にスタティックミキサー１７を設けて、均一に水Ｗと液体燃料ＬＦとを混ぜるようにしている。スタティックミキサー１７により均一に混ぜられた水Ｗと液体燃料ＬＦとの混合燃料ＭＦを液体燃料噴射孔１３３Ｂから噴出するようにしている。

また、従来の燃焼バーナーでは、スタティックミキサー１７などを用いて水Ｗと液体燃料ＬＦとを混ぜる際には、燃料ノズル１１０の更に上流側で混合するようにしていた。そのため、燃料ノズル１１０内を通過している間に、水Ｗと液体燃料ＬＦとが分離する場合が生じていた。

これに対し、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｃは、液体燃料噴射孔１３３Ｂの直近でスタティックミキサー１７により水Ｗと液体燃料ＬＦとを混ぜるようにしているため、水Ｗと液体燃料ＬＦとが分離することなく、液体燃料噴射孔１３３Ｂから混合燃料ＭＦを噴出させることができる。そして、各液体燃料噴射孔１３３Ｂから噴射された混合燃料ＭＦは翼端より微粒化し、この微粒化した混合燃料１８Ｃが図１に示すような空気通路１１１の下流側に飛散する。

また、液体燃料ＬＦを供給する図１に示すような液体燃料供給ラインＬ３１上で水Ｗを液体燃料ＬＦ中に添加するようにする。水Ｗの沸点は油などの液体燃料ＬＦよりも低いため、水Ｗが先に蒸発し、燃焼温度を下げることで、旋回翼１３０の翼表面の温度を奪うことができるため、コーキングを防止することができる。

また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｃにおいては、図１に示すような実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａのような兼用噴射孔１１−１〜１１−３を設ける必要はなく、液体燃料噴射孔１３３Ｂのみから水Ｗを噴出するようにしているため、燃料ノズル１１０、又は旋回翼１３０に設ける噴射孔の数を減少させることができる。

また、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｃにおいては、水Ｗと液体燃料ＬＦとをスタティックミキサー１７により均一に混合するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではなく、水Ｗと液体燃料ＬＦとを均一に混ぜられるものであればよい。

本発明による実施例４に係る燃焼バーナーについて、図６を参照して説明する。
本実施例に係る燃焼バーナーは、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの構成と略同様であるため、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａと同一構成には同一符号を付して重複した説明は省略する。
尚、本実施例では、燃焼ノズル１１０と旋回翼１３０の部分のみを示し、その他の部分は、省略する。
図６は、本発明の実施例４に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。
図６に示すように、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｄは、図１に示す実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの燃料ノズル１１０に設けている液体燃料噴射孔１３３Ａを旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けるようにしたものである。
即ち、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｄは、液体燃料噴射孔１３３Ｃ−１〜１３３Ｃ−３を旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けられると共に、冷却手段として、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの液体燃料噴射孔１３３Ｃ−１〜１３３Ｃ−３の上流側（図６中、左側）に、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて水Ｗを噴射する水噴射孔１６Ｂ−１〜１６Ｂ−３を設けたものである。
尚、図６は水噴射時の状態を示す図である。

旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの上流側に設けた水噴射孔１６Ｂ−１〜１６Ｂ−３から旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに向けて水Ｗを噴出し、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの表面上に水膜１５Ｃを形成し、旋回翼１３０の翼表面温度を低減する。そして、水噴射孔１６Ｂ−１〜１６Ｂ−３より下流側に設けた液体燃料噴射孔１３３Ｃ−１〜１３３Ｃ−３から液体燃料ＬＦを噴射するようにしている。そして、水噴射孔１６Ｂ−１〜１６Ｂ−３から噴射され、水膜１５Ｃを形成した水Ｗと各液体燃料噴射孔１３３Ｃ−１〜１３３Ｃ−３から噴射された液体燃料ＬＦとは混合して翼端より微粒化し、この微粒化した混合燃料１８Ｄが図１に示すような空気通路１１１の下流側に飛散する。

よって、液体燃料噴射孔１３３Ｃ−１〜１３３Ｃ−３より上流側に設けた水噴射孔１６Ｂ−１〜１６Ｂ−３より水Ｗを供給し、旋回翼１３０の翼表面上に水膜１５Ｃを形成することで、旋回翼１３０の翼腹面１３２ａの翼表面の温度を低下させることができるため、コーキングの発生を防止することができる。

また、コーキングが生じ難い旋回翼１３０の翼表面から液体燃料ＬＦを噴射することにより濃度分布の微調整を行うことができる。

本発明による実施例５に係る燃焼バーナーについて、図７を参照して説明する。
本実施例に係る燃焼バーナーは、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの構成と略同様であるため、前記図１に示した実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａと同一構成には同一符号を付して重複した説明は省略する。
尚、本実施例では、燃焼ノズル１１０と旋回翼１３０の部分のみを示し、その他の部分は、省略する。
図７は、本発明の実施例５に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。
図７に示すように、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｅは、図１に示す実施例１に係る燃焼バーナー１０Ａの旋回翼１３０の翼腹面１３２ａに設けた兼用噴射孔１１−１〜１１−３に代えて、旋回翼１３０内部に水冷却流路２１を形成したものである。
即ち、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｅは、冷却手段として、旋回翼内部に形成された水冷却流路を設けたものである。
尚、図７は水噴射時の状態を示す図である。

旋回翼１３０内部に水冷却流路２１を形成し、旋回翼１３０内部を流れる水Ｗにより旋回翼１３０内部を冷却するようにしている。また、水冷却流路２１に供給される水Ｗは図１に示すような水送給ラインＬ３１を介して送給される。そして、水冷却流路２１で使用された冷却後の水Ｗは旋回翼１３０の翼端より空気通路１１１中に噴霧し、微粒化している。

また、燃料ノズル１１０に設けた液体燃料噴射孔１３３Ａから噴射された液体燃料ＬＦは微粒化される。そして、この微粒化した水Ｗと各液体燃料噴射孔１３３Ａから噴射され微粒化された液体燃料ＬＦとは翼端において混合して微粒化し、この微粒化した混合燃料１８Ｅが図１に示すような空気通路１１１の下流側に飛散する。

よって、本実施例に係る燃焼バーナー１０Ｅを用いれば、旋回翼１３０内部に水冷却流路２１を設け、旋回翼１３０内部から旋回翼１３０を冷却することにより、旋回翼１３０の翼表面の温度を低下させ、液体燃料ＬＦが衝突する翼腹面１３２ａの衝突部分を冷却し、旋回翼１３０の加熱を抑制することができる。これにより、燃焼温度を低下させることができるため、より効果的にコーキングを防止することができる。

また、水冷却流路２１で使用され翼端から飛散し微粒化した水Ｗと、液体燃料噴射孔１３３Ａから噴射され微粒化した液体燃料ＬＦとを下流域で流れのスワールにより混合を促進することができる。

以上のように、本発明に係る燃焼バーナーは、液体燃料が衝突する旋回翼の翼面の衝突部分を冷却し、衝突部分の加熱を抑制することができるため、コーキングの発生の抑制を図ったガスタービンの燃焼バーナーに用いるのに適している。

本発明の実施例１に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。 本発明の実施例１に係る燃焼バーナーの液体燃料ＬＦのみの燃焼時の際の水噴射時の状態を示す斜視図である。 本発明の実施例１に係る燃焼バーナーの他の構成を示す概略図である。 本発明の実施例２に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。 本発明の実施例３に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。 本発明の実施例４に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。 本発明の実施例５に係る燃焼バーナーの構成を示す概略図である。 従来のガスタービンの燃焼器の燃焼バーナーの構成の一例を示す図である。 従来の燃焼バーナーの他の構成の一例を示す概略図である。 従来の燃焼バーナーの斜視図である。

符号の説明

１０Ａ〜１０Ｅ 燃焼バーナー
１１−１〜１１−３ 兼用噴射孔
１２ 液体燃料タンク
１３ ガス燃料タンク
１４ 水タンク
１５Ａ〜１５Ｃ 水膜
１６Ａ、１６Ｂ−１〜１６Ｂ−３ 水噴射孔
１７ スタティックミキサー
１８Ａ〜１８Ｅ 微粒化した混合燃料
２１ 水冷却流路
１１０ 燃料ノズル
１１１ 空気通路
１２０ バーナー筒
１２１ クリアランス
１３０ 旋回翼
１３１ クリアランス設定用リブ
１３２ａ 翼腹面
１３２ｂ 翼背面
１３３Ａ、１３３Ｂ、１３３Ｃ−１〜１３３Ｃ−３ 液体燃料噴射孔
２００ パイロット燃焼バーナー
Ａ 圧縮空気
ａ 旋回空気流
Ｗ 水
ＧＦ ガス燃料
ＬＦ 液体燃料
ＭＦ 混合燃料
Ｌ１１ 液体燃料供給ライン
Ｌ２１〜Ｌ２３ ガス燃料供給ライン
Ｌ３１〜Ｌ３３ 水供給ライン
Ｖ₁₁、Ｖ₂₁〜Ｖ₂₃、Ｖ₃₁〜Ｖ₃₃ バルブ

Claims (7)

1. 燃料ノズルと、
   前記燃料ノズルを囲繞する状態で配置され、前記燃料ノズルとの間に空気通路を形成するバーナー筒と、
   前記燃料ノズルの外周面の周方向に沿う複数箇所に、前記燃料ノズルの軸方向に沿う状態で配置され、前記空気通路を上流側から下流側に流通する空気を旋回させるため、上流側から下流側に向かうに従い次第に湾曲している旋回翼と、
   前記燃料ノズルに設けられ、前記旋回翼の翼面に向けて液体燃料を噴射する液体燃料噴射孔とを有する燃焼バーナーであって、
   前記液体燃料が衝突する前記翼面の衝突部分を冷却する冷却手段を有することを特徴とする燃焼バーナー。
2. 請求項１において、
   前記冷却手段が、前記旋回翼の翼腹面に設けられ、
   ガス焚き時にはガス燃料を噴射すると共に、
   前記液体燃料の燃焼時には前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する兼用噴射孔であることを特徴とする燃焼バーナー。
3. 請求項１において、
   前記冷却手段が、前記燃料ノズルの前記液体燃料噴射孔の上流側に前記液体燃料噴射孔と同列に配置され、前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する水噴射孔であることを特徴とする燃焼バーナー。
4. 請求項１において、
   前記冷却手段が、水と液体燃料とを均一に混ぜた混合燃料を前記液体燃料噴射孔から前記旋回翼の翼腹面に向けて噴射することを特徴とする燃焼バーナー。
5. 請求項１において、
   前記冷却手段が、前記旋回翼内部に形成された水冷却流路であることを特徴とする燃焼バーナー。
6. 請求項１において、
   前記液体燃料噴射孔が、前記旋回翼の翼腹面に設けられると共に、
   前記冷却手段が、前記翼腹面の前記液体燃料噴射孔の上流側に設けられ、前記旋回翼の翼腹面に向けて水を噴射する水噴射孔であることを特徴とする燃焼バーナー。
7. 請求項１乃至６の何れか一つにおいて、
   前記液体燃料が、前記旋回翼の翼腹面、翼背面の何れか一方又は両方に向けて液体燃料を噴射することを特徴とする燃焼バーナー。

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