JP2010249449A5 - - Google Patents

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ガスタービンの燃焼バーナ

本発明は、ガスタービンの燃焼器内に配置されるガスタービンの燃焼バーナ、例えば、ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されてなるガスタービンのパイロット燃焼バーナに関するものである。

ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されてなるガスタービンのパイロット燃焼バーナとしては、例えば、特許文献１に開示されたものが知られている。
しかしながら、上記特許文献１に開示されたガスタービンのパイロット燃焼バーナは、燃焼時に局所的な高温部が発生する拡散燃焼のみを行わせるように構成されたものであり、低ＮＯｘ化には限界がある。
そこで、近年では、燃焼時に局所的な高温部が発生しない予混合燃焼を行わせるように構成されたガスタービンのパイロット燃焼バーナが提案されている（例えば、特許文献２参照）。

特開２００４−１０１０８１号公報 米国特許第６８４８２６０号明細書

しかしながら、上記特許文献２に開示されたガスタービンのパイロット燃焼バーナは、スワラーベーン（旋回翼）７８の外周側（半径方向外側）にリング状のマニホールド（キャビティ）７４が設けられており、このマニホールド７４に供給された燃料９６が、出口（噴射孔）８４を通って噴射されるようになっている。そのため、燃焼用圧縮空気の通路に付加物となるマニホールド７４を設けることになり、これが流体抵抗となるおそれがある。つまり、スワラーベーン７８に向かう圧縮空気によってマニホールド７４が振動し、燃料配管７２とマニホールド７４との接続部、あるいはマニホールド７４とスワラーベーン７８との接続部等に、振動による折損を生じるだけでなく、空気流の乱れや圧力損失を生じ、安定燃焼にも影響するおそれがある。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、圧縮空気が流動することによって生じる振動を大幅に低減させることができ、かつ、起動時における吹き消え（Blow off）を防止することができるガスタービンの燃焼バーナを提供することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るガスタービンの燃焼バーナは、ガスタービンの燃焼器内に配置されるガスタービンの燃焼バーナであって、軸方向に沿って、その内部に複数の予混合燃焼用の燃料流路と、複数の拡散燃焼用の燃料流路とが独立して形成された燃焼ノズルと、この燃焼ノズルに対して同心状で、かつ、その上流側の端部が、前記燃焼ノズルの下流側の端部を囲繞する状態で配置されるバーナ筒と、前記燃焼ノズルの下流側の端部に放射状に配置されて、前記燃焼ノズルの下流側の端部と、前記バーナ筒の上流側の端部との間に形成されたリング状の空気通路を通過する圧縮空気に旋回力を付与して、この圧縮空気を旋回空気流にする複数枚の旋回翼とを備えている。

本発明に係るガスタービンの燃焼バーナによれば、予混合燃焼用の燃料流路が燃焼ノズルの内部に穿設され、旋回翼の内周側（半径方向内側：翼根部側）から旋回翼に燃料が供給されるようになっているので、上述した特許文献２に開示されたものに比べて、圧縮空気が流動することによって振動する箇所が大幅に減少し、圧縮空気が流動することによって生じる振動を大幅に低減させることができる。
また、燃焼が不安定な起動時には、拡散燃焼用の燃料流路のみを使用して拡散燃焼を行わせ、ガスタービンが所定の負荷に達したら、予混合燃焼用の燃料流路のみを使用して予混合燃焼を行わせることにより、起動時における吹き消えを防止することができるとともに、低ＮＯｘ化を実現することができる。

上記ガスタービンの燃焼バーナにおいて、前記予混合燃焼用の燃料流路は、上流側流路と、これより断面積の小さい下流側流路とから形成されているとさらに好適である。

また、上記ガスタービンの燃焼バーナにおいて、前記予混合燃焼用の燃料流路の途中に、周方向に連続するキャビティが設けられているとさらに好適である。
さらに、前記キャビティは、前記上流側流路と、前記下流側流路との移行部に設けられているとさらに好適である。或いは、前記キャビティは前記旋回翼の翼根部に設けられていてもよい。

このようなガスタービンの燃焼バーナによれば、キャビティまでの予混合燃焼用の燃料流路の本数を最小限にすることができ、かつ、キャビティから旋回翼までの各燃料流路の内径を小さくすることができて、燃焼ノズルの下流側の端部の外径を小さくすることができる。
また、これにより、燃料流路内を通過する燃料の圧力損失を最小限にすることができる。

上記ガスタービンの燃焼バーナにおいて、前記旋回翼の翼根部よりも下流側に位置する前記燃焼ノズルの下流側の端部の半径方向外側を覆い、かつ、前記空気通路を内周側の空気通路と、外周側の空気通路とに仕切る仕切壁が設けられているとさらに好適である。

このようなガスタービンの燃焼バーナによれば、予混合燃焼時、内周側の空気通路を通過した円筒状の空気層（フィルム空気）によって燃焼ノズルの下流側の端部が覆われることになるので、燃焼ノズルの下流側の端部の高温化による損傷を防止することができる。

本発明に係るガスタービンの燃焼器は、圧縮空気が流動することによって生じる振動を大幅に低減させることができ、かつ、起動時における吹き消えを防止することができるガスタービンの燃焼バーナを具備している。

本発明に係るガスタービンの燃焼器によれば、構成部品の折損または損傷、吹き消えによるガスタービンの運転停止を防止することができ、その信頼性を向上させることができる。
また、燃焼が不安定な起動時には、拡散燃焼用の燃料流路のみを使用して拡散燃焼を行わせ、ガスタービンが所定の負荷に達したら、予混合燃焼用の燃料流路のみを使用して予混合燃焼を行わせることにより、ＮＯｘを低減させることができる。

本発明に係るガスタービンは、構成部品の折損または損傷、吹き消えによるガスタービンの運転停止を防止することができ、その信頼性を向上させることができて、燃焼が不安定な起動時には、拡散燃焼用の燃料流路のみを使用して拡散燃焼を行わせ、ガスタービンが所定の負荷に達したら、予混合燃焼用の燃料流路のみを使用して予混合燃焼を行わせることにより、ＮＯｘを低減させることができるガスタービンの燃焼器を具備している。

本発明に係るガスタービンによれば、その信頼性を向上させることができ、かつ、低ＮＯｘ化を実現することができる。

本発明に係るガスタービンの燃焼バーナによれば、圧縮空気が流動することによって生じる振動を大幅に低減させることができ、かつ、起動時における吹き消えを防止することができるという効果を奏する。

本発明の第１実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナを具備したガスタービンの燃焼器を示す概略構成図である。 図１に示すガスタービンの燃焼器を示す図であって、燃料ノズル、内筒、および尾筒を分解して示す斜視図である。 図１の要部を拡大して示した断面図である。 図３のＩＶ−ＩＶ矢視断面図である。 図４に示す矢印Ａに沿って見た旋回翼の平面図である。 図３のＶＩ−ＶＩ矢視断面図である。 図３のＶＩＩ−ＶＩＩ矢視断面図である。 本発明の第２実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。 図８のＩＸ−ＩＸ矢視断面図である。

以下、本発明の第１実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナ（燃焼バーナ）について、図１から図７を参照しながら説明する。
図１は本実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナを具備したガスタービンの燃焼器を示す概略構成図、図２は図１に示すガスタービンの燃焼器を示す図であって、燃料ノズル、内筒、および尾筒を分解して示す斜視図、図３は図１の要部を拡大して示した断面図、図４は図３のＩＶ−ＩＶ矢視断面図、図５は図４に示す矢印Ａに沿って見た旋回翼の平面図、図６は図３のＶＩ−ＶＩ矢視断面図、図７は図３のＶＩＩ−ＶＩＩ矢視断面図である。

図１および図２に示すガスタービンの燃焼器（以下、「燃焼器」という。）１０を具備したガスタービン（図示せず）は、燃焼器１０の他、圧縮機（図示せず）と、タービン（図示せず）とを備えている。ガスタービンは複数の燃焼器１０を有しているものが多く、圧縮機により圧縮された空気（圧縮空気）と、燃焼器１０に供給された燃料を混合させ、各々の燃焼器１０内で燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させる。この高温の燃焼ガスをタービンへ供給してタービンを回転駆動させている。

図１に示すように、燃焼器１０は、燃焼器ケーシング１１に環状に複数個配置されている（図１では１個のみ示している）。燃焼器ケーシング１１とガスタービンケーシング１２には圧縮空気が充満し、車室１３を形成する。この車室１３には、圧縮機により圧縮された空気が導入される。導入された圧縮空気は、燃焼器１０の上流部に設けられた空気流入口１４から、燃焼器１０の内部に入る。燃焼器１０の内筒１５の内部では、燃焼バーナ１６から供給された燃料と圧縮空気が混合されて燃焼する。燃焼によって生じた燃焼ガスは、尾筒１７を通ってタービン室側へ供給され、タービンロータ（図示せず）を回転させる。

図２は、燃焼バーナ１６と、内筒１５と、尾筒１７とを分離して示す斜視図である。
図２に示すように、燃焼バーナ１６は、複数本のガスタービンのメイン燃焼バーナ１８と、１本のパイロット燃焼バーナ１９とを有している。
複数本のメイン燃焼バーナ１８は、内筒１５の内部で、かつ、図２に示すように、パイロット燃焼バーナ１９の周囲を囲むように配置されている。そして、メイン燃焼バーナ１８から噴射された燃料は、メイン燃焼バーナ１８の旋回翼（スワラーベーン）２０（図２参照）により旋回流となった空気と予混合され、内筒１５の内部で燃焼する。

メイン燃焼バーナ１８は、メイン燃料ノズル（以下、「メインノズル」という。）２１と、メインバーナ筒２２と、旋回翼２０とを主たる要素として構成されている。
メインバーナ筒２２は、メインノズル２１に対して同心状で、かつ、このメインノズル２１を囲繞する状態で配置されている。このため、メインノズル２１の外周面とメインバーナ筒２２の内周面との間に、リング状の空気通路（図示せず）が形成され、この空気通路には、その上流側から下流側に向かい、圧縮空気（図示せず）が流通する。

旋回翼２０は、メインノズル２１の外周面から放射状に、かつ、メインノズル２１の軸方向に沿うように複数枚（本実施形態では６枚）配置されている。
各旋回翼２０は、メインノズル２１の外周面とメインバーナ筒２２の内周面との間に形成された空気通路を流通する圧縮空気に旋回力を付与して、この圧縮空気を旋回空気流にするものである。

各旋回翼２０の翼背面（図示せず）には、肉厚方向に貫通する複数個（例えば、２個）の噴射孔（図示せず）が形成され、各旋回翼２０の翼腹面（図示せず）には、肉厚方向に貫通する複数個（例えば、２個）の噴射孔（図示せず）が形成されている。また、各噴射孔には、旋回翼２０の内部に形成された燃料通路（図示せず）およびメインノズル２１の内部に形成された燃料通路（図示せず）を介して燃料が供給されるようになっている。そして、各噴射孔から噴射された燃料は、圧縮空気と混合されて燃料ガスとなり、内筒１５の内部空間に送られて燃焼することとなる。

さて、図１または図３に示すように、パイロット燃焼バーナ１９は、パイロット燃焼ノズル（燃焼ノズル、以下、「パイロットノズル」という。）３１と、パイロットバーナ筒（バーナ筒）３２（図２参照）と、旋回翼（スワラーベーン）３３（図３参照）とを主たる要素として構成されている。
パイロットバーナ筒３２は、パイロットノズル３１に対して同心状で、かつ、その基端部（図３において左側の端部）が、パイロットノズル３１の先端部（図３において右側の端部）を囲繞する状態で配置されている。このため、パイロットノズル３１の先端部外周面３１ａとパイロットバーナ筒３２の基端部内周面３２ａとの間に、リング状の空気通路３４が形成され、この空気通路３４には、その上流側（図３において左側）から下流側（図３において右側）に向かい、圧縮空気（図示せず）が流通する。
なお、図面の簡略化を図るため、図１には旋回翼３３を示していない。

旋回翼３３は、パイロットノズル３１の先端部外周面３１ａから放射状に、かつ、パイロットノズル３１の軸方向に沿うように複数枚（本実施形態では８枚）配置されている。各旋回翼３３は、パイロットノズル３１の先端部外周面３１ａに立設された（先端部外周面３１ａから半径方向外側に延びる）翼根部３５と、この翼根部３５を介してパイロットノズル３１に接続（連結）される翼本体部３６とを備えている。
図５に示すように、各旋回翼３３は、平面視翼型形状を呈する流線形の部材であり、パイロットノズル３１の先端部外周面３１ａとパイロットバーナ筒３２の基端部内周面３２ａとの間に形成された空気通路３４を流通する圧縮空気に旋回力を付与して、この圧縮空気を旋回空気流にするものである。

図３に示すように、各翼本体部３６の内周側（半径方向内側：パイロットノズル３１に近い側）の端面３６ａと、パイロットノズル３１の先端部外周面３１ａとの間には、隙間３７が設けられており、この隙間３７内には、空気通路３４を内周側の空気通路３４ａと、外周側の空気通路３４ｂとに仕切る仕切壁３８の一端部が挿入されている。仕切壁３８は、パイロットノズル３１の軸方向に沿って延びる中空円筒状の部材であり、パイロットノズル３１の先端部外周面３１ａから放射状（半径方向外側）に延びる複数（例えば、４つ）のリブ３９を介してパイロットノズル３１の先端部外周面３１ａに接続（連結）されている。また、仕切壁３８の他端は、パイロットノズル３１の先端面３１ｂまで延びている。すなわち、翼根部３５の後縁よりも下流側に位置するパイロットノズル３１の先端部は、その半径方向外側が仕切壁３８によって覆われて（囲繞されて）いる。

各旋回翼３３の翼背面３３ａには、肉厚方向に貫通する複数個（例えば、２個）の噴射孔（図示せず）が形成され、各旋回翼３３の翼腹面３３ｂには、肉厚方向に貫通する複数個（例えば、２個）の噴射孔（図示せず）が形成されている。また、各噴射孔には、旋回翼３３の内部に形成された燃料通路４０を介して燃料が供給されるようになっている。そして、各噴射孔から噴射された燃料は、圧縮空気と混合されて燃料ガスとなり、外周側の空気通路３４ｂを通って内筒１５の内部空間に送られて燃焼することとなる。

パイロットノズル３１は、独立した２系統の燃料流路、すなわち、予混合燃焼用の燃料流路５１と、拡散燃焼用の燃料流路５２とを備えている。
予混合燃焼用の燃料流路（以下、「第１の燃料流路」という。）５１は、軸方向に沿って、翼根部３５の上流側近傍に形成されたキャビティ５３まで延びる上流側燃料流路５４と、この上流側燃料流路５４の内径よりも小さな内径を有し、キャビティ５３と旋回翼３３の内部（より詳しくは、翼根部３５の内部）に形成された燃料通路４０とを連通する下流側燃料流路５５とを備えている。

図６に示すように、上流側燃料流路５４は、周方向に沿って等間隔（本実施形態では９０度間隔）で複数本（本実施形態では４本）設けられている。
図７に示すように、キャビティ５３は、上流側燃料流路５４と下流側燃料流路５５との移行部に配置され、周方向に沿って連続し、複数本の上流側燃料流路５４の一端部（または一端）を連通するリング状の空間である。
また、図４に示すように、下流側燃料流路５５は、周方向に沿って等間隔（本実施形態では４５度間隔）で複数本（本実施形態では８本）設けられており、その一端（下流端）は、旋回翼３３の内部（より詳しくは、翼根部３５の内部）に形成された燃料通路４０と連通している。

図３に示すように、拡散燃焼用の燃料流路（以下、「第２の燃料流路」という。）５２は、軸方向に沿って、キャビティ５３の上流側近傍まで延びる上流側燃料流路５６と、この上流側燃料流路５６の内径よりも小さな内径を有し、その一端部（または一端）が上流側燃料流路５６と連通し、その他端がパイロットノズル３１の先端面３１ｂに開口する下流側燃料流路５７とを備えている。

図６に示すように、上流側燃料流路５６は、隣接する第１の燃料流路５１と等間隔（本実施形態では４５度間隔）になるとともに、周方向に沿って等間隔（本実施形態では９０度間隔）で複数本（本実施形態では４本）設けられている。また、図６に示すように、これら上流側燃料流路５４，５６は、同一円周上に交互に配置されている。
図７に示すように、下流側燃料流路５７は、キャビティ５３の内周側（半径方向内側）に穿設されている。
また、図４に示すように、下流側燃料流路５７は、第１の燃料流路５１の上流側燃料流路５５の内周側（半径方向内側）に穿設されている。
そして、第２の燃料流路５２を通過した燃料は、パイロットノズル３１の先端面３１ｂに穿設された下流側燃料流路５７の開口５８から噴出され、空気通路３４を通過した圧縮空気と混合されて燃料ガスとなり、内筒１５の内部空間に送られて燃焼することとなる。

なお、各燃料流路５４，５５，５６，５７は、例えばドリル加工などの機械加工によって形成されてもよいし、パイロットノズル３１本体と同時に鋳造穴として形成されてもよい。
また、本実施形態では、上流側燃料流路５４，５６は、各々同一の内径で、本数も同一としているが、必要な燃料流量により、各々内径や本数を変更してもよく、また、中心からの距離を変更してもよい。また、各燃料流路５４，５５，５６，５７は円形断面でなくてもよく、例えば矩形断面や扇形断面を有していてもよく、本実施形態に限定されるものではない。

本実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナ１９によれば、予混合燃焼用の燃料流路５１がパイロット燃焼ノズル３１の内部に穿設され、旋回翼３３の内周側（半径方向内側：翼根部３５側）から旋回翼３３に燃料が供給されるようになっているので、上述した特許文献２に開示されたものに比べて、圧縮空気が流動することによって振動する箇所が大幅に減少し、圧縮空気が流動することによって生じる振動を大幅に低減させることができる。
また、燃焼が不安定な起動時には、拡散燃焼用の燃料流路５２のみを使用して拡散燃焼を行わせ、ガスタービンが所定の負荷に達したら、予混合燃焼用の燃料流路５１のみを使用して予混合燃焼を行わせることにより、起動時における吹き消えを防止することができるとともに、低ＮＯｘ化を実現することができる。

また、本実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナ１９によれば、予混合燃焼用の燃料流路５１の途中に、周方向に連続するキャビティ５３が設けられているので、キャビティ５３までの予混合燃焼用の燃料流路５１、すなわち、上流側燃料流路５４の本数を最小限にすることができ、かつ、キャビティ５３から旋回翼３３までの各下流側燃料流路５５の内径を小さくすることができて、パイロット燃焼ノズル３１の先端部の外径を小さくすることができる。
さらに、これにより、燃料流路５１を通過する燃料の圧力損失を最小限にすることができる。

さらにまた、本実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナ１９によれば、旋回翼３３の翼根部３５よりも下流側に位置するパイロット燃焼ノズル３１の先端部の半径方向外側を覆い、かつ、空気通路３４を内周側の空気通路３４ａと、外周側の空気通路３４ｂとに仕切る仕切壁３８が設けられており、予混合燃焼時、内周側の空気通路３４ａを通過した円筒状の空気層（フィルム空気）によってパイロット燃焼ノズル３１の先端部が覆われることになるので、パイロット燃焼ノズル３１の先端部の高温化による損傷を防止することができる。

本実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナ１９を具備したガスタービンの燃焼器１０によれば、構成部品の折損または損傷、吹き消えによるガスタービンの運転停止を防止することができ、その信頼性を向上させることができる。
また、燃焼が不安定な起動時には、拡散燃焼用の燃料流路５２のみを使用して拡散燃焼を行わせ、ガスタービンが所定の負荷に達したら、予混合燃焼用の燃料流路５１のみを使用して予混合燃焼を行わせることにより、ＮＯｘを低減させることができる。

本実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナ１９を具備したガスタービンによれば、その信頼性を向上させることができ、かつ、低ＮＯｘ化を実現することができる。

本発明の第２実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナついて、図８および図９を参照しながら説明する。
図８は本実施形態に係るガスタービンのパイロット燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図、図９は図８のＩＸ−ＩＸ矢視断面図である。
なお、図面の簡略化を図るため、図８には旋回翼２０を示していない。

図８に示すように、本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ（燃焼バーナ）６１は、キャビティ５３の代わりにキャビティ６２が設けられ、第１の燃料流路５１の上流側燃料流路５４と、第１の燃料流路５１の下流側燃料流路５５とが、キャビティ５３を介さずに直接接続（連通）されているという点で上述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。

図８および図９に示すように、本実施形態に係る旋回翼３３の翼根部３５は、周方向に沿って連続して形成されており、本実施形態に係る旋回翼３３の翼本体部３６は、翼根部３５の外周面３５ａに立設されている（翼根部３５の外周面３５ａから半径方向外側に延びている）。
翼根部３５の外周側には、周方向に沿って連続するキャビティ６２が設けられており、このキャビティ６２と、下流側燃料流路５５の一端とは、径方向に延びる燃料流路６３を介して接続（連通）されている。また、キャビティ６２は、翼本体部３６の内部に形成された燃料流路４０と接続（連通）されており、燃料流路４０に供給された燃料は、翼背面３３ａおよび翼腹面３３ｂに穿設された噴射孔６４を介して噴射され、各噴射孔６４から噴射された燃料は、圧縮空気と混合されて燃料ガスとなり、外周側の空気通路３４ｂを通って内筒１５の内部空間に送られて燃焼することとなる。

また、本実施形態では、仕切壁３８およびリブ３９の代わりに、仕切壁６５が設けられており、翼根部３５には、空気穴６６が設けられている。
仕切壁６５は、パイロットノズル３１の軸方向に沿って延びる中空円筒状の部材であり、その一端は翼根部３５の後縁に接続（連結）されており、その他端はパイロットノズル３１の先端面３１ｂまで延びている。仕切壁６５の外周面６５ａは、翼根部３５の外周面３５ａと同一平面をなすように形成され、仕切壁６５の内周面６５ｂは、空気穴６６よりも外側に位置するように形成されている。すなわち、翼根部３５の後縁よりも下流側に位置するパイロットノズル３１の先端部は、その半径方向外側が仕切壁６５によって覆われて（囲繞されて）いる。

空気穴６６は、翼根部３５を長さ方向（図８において左右方向）に貫通する貫通穴であり、図９に示すように、第２の燃料流路５２の外周側（半径方向外側）で、キャビティ６２の内周側（半径方向内側）に、周方向に沿って等間隔（本実施形態では４５度間隔）で複数本（本実施形態では８本）設けられている。
なお、翼本体部３６を通過した圧縮空気または燃焼ガスは、外周側の空気通路３４ｂを通って内筒１５の内部空間に送られ、空気穴６６を通過した圧縮空気は、内周側の空気通路３４ａを通って内筒１５の内部空間に送られることとなる。
なお、燃料流路５４，５５，５６，５７と同様、空気穴６６は円形断面でなくてもよく、例えば楕円断面、矩形断面あるいは扇形断面などを有していてもよく、本実施形態に限定されるものではない。

本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ６１の作用効果、本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ６１を具備したガスタービンの燃焼器１０の作用効果、および本実施形態に係るパイロット燃焼バーナ６１を具備したガスタービンの作用効果は、第１実施形態のところで説明した作用効果と同じであるので、ここではその説明を省略する。

なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で各種変更・変形が可能である。

１０ 燃焼器
１９ パイロット燃焼バーナ（燃焼バーナ）
３１ パイロット燃焼ノズル（燃焼ノズル）
３２ パイロットバーナ筒（バーナ筒）
３３ 旋回翼
３４ 空気通路
３４ａ 内周側の空気通路
３４ｂ 外周側の空気通路
３５ 翼根部
３８ 仕切壁
５１ 予混合燃焼用の燃料流路
５２ 拡散燃焼用の燃料流路
５３ キャビティ
６１ パイロット燃焼バーナ（燃焼バーナ）
６２ キャビティ
６５ 仕切壁

Claims (9)

1. ガスタービンの燃焼器内に配置されるガスタービンの燃焼バーナであって、
   軸方向に沿って、その内部に複数の予混合燃焼用の燃料流路と、複数の拡散燃焼用の燃料流路とが独立して形成された燃焼ノズルと、
   この燃焼ノズルに対して同心状で、かつ、その上流側の端部が、前記燃焼ノズルの下流側の端部を囲繞する状態で配置されるバーナ筒と、
   前記燃焼ノズルの下流側の端部に放射状に配置されて、前記燃焼ノズルの下流側の端部と、前記バーナ筒の上流側の端部との間に形成されたリング状の空気通路を通過する圧縮空気に旋回力を付与して、この圧縮空気を旋回空気流にする複数枚の旋回翼とを備えていることを特徴とするガスタービンの燃焼バーナ。
2. 前記予混合燃焼用の燃料流路は、上流側流路と、これより断面積の小さい下流側流路とから形成されていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの燃焼バーナ。
3. 前記予混合燃焼用の燃料流路の途中に、周方向に連続するキャビティが設けられていることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービンの燃焼バーナ。
4. 前記キャビティは、前記上流側流路と、前記下流側流路との移行部に設けられていることを特徴とする請求項３に記載のガスタービンの燃焼バーナ。
5. 前記キャビティは、前記旋回翼の翼根部に設けられていることを特徴とする請求項３に記載のガスタービンの燃焼バーナ。
6. 前記旋回翼の翼根部よりも下流側に位置する前記燃焼ノズルの下流側の端部の半径方向外側を覆い、かつ、前記空気通路を、内周側の空気通路と、外周側の空気通路とに仕切る仕切壁が設けられていることを特徴とする請求項１から５のいずれかに記載のガスタービンの燃焼バーナ。
7. ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されるガスタービンのパイロット燃焼バーナとして、請求項１から６のいずれか一項に記載のガスタービンの燃焼バーナを具備してなることを特徴とするガスタービンの燃焼器。
8. 請求項７に記載のガスタービンの燃焼器を具備してなることを特徴とするガスタービン。
9. 軸方向に沿って、その内部に複数の予混合燃焼用の燃料流路と、複数の拡散燃焼用の燃料流路とが独立して形成されたパイロット燃焼ノズルと、
   このパイロット燃焼ノズルに対して同心状で、かつ、その上流側の端部が、前記パイロット燃焼ノズルの下流側の端部を囲繞する状態で配置されるパイロットバーナ筒と、
   前記パイロット燃焼ノズルの下流側の端部に放射状に配置されて、前記パイロット燃焼ノズルの下流側の端部と、前記バーナ筒の上流側の端部との間に形成されたリング状の空気通路を通過する圧縮空気に旋回力を付与して、この圧縮空気を旋回空気流にする複数枚の旋回翼とを備え、かつ、ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されてなるガスタービンのパイロット燃焼バーナの運転方法であって、
   起動時には、前記拡散燃焼用の燃料流路のみを使用して拡散燃焼を行わせ、
   前記ガスタービンが所定の負荷に達したら、前記予混合燃焼用の燃料流路のみを使用して予混合燃焼を行わせるようにしたことを特徴とするガスタービンのパイロット燃焼バーナの運転方法。