JP2014181859A

JP2014181859A - Nozzle, gas turbine combustor and gas turbine

Info

Publication number: JP2014181859A
Application number: JP2013057107A
Authority: JP
Inventors: Yusuke Tanaka; 優佑田中; Taku Egawa; 拓江川; Tomoshi Takiguchi; 智志瀧口; Shinji Akamatsu; 真児赤松; Kenta Taniguchi; 健太谷口
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2013-03-19
Filing date: 2013-03-19
Publication date: 2014-09-29
Anticipated expiration: 2033-03-19
Also published as: JP6297262B2

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To suppress damage of a nozzle in a nozzle, a gas turbine combustor and a gas turbine.SOLUTION: A nozzle includes: a nozzle body 71; a plurality of fuel injection nozzles 81 provided at a tip part of the nozzle body 71 with predetermined intervals in a circumferential direction and capable of injecting a fuel; a plurality of first air injection nozzles 74 provided at the tip part of the nozzle body 71 with predetermined intervals in the circumferential direction further inside than the fuel injection nozzles 81 and capable of injecting air; a plurality of second air injection nozzles 75 provided at the tip part of the nozzle body 71 with predetermined intervals in the circumferential direction further outside than the fuel injection nozzles 81 and capable of injecting air; and a flow rate regulating valve 79 capable of regulating an amount of air injected from the first air injection nozzles 74.

Description

本発明は、例えば、パイロットノズル、このパイロットノズルを有するガスタービン燃焼器、このガスタービン燃焼器が搭載されるガスタービンに関するものである。 The present invention relates to, for example, a pilot nozzle, a gas turbine combustor having the pilot nozzle, and a gas turbine on which the gas turbine combustor is mounted.

一般的なガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガス（作動流体）を得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。 A general gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine. The air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature and high-pressure compressed air. In the combustor, the fuel is supplied to the compressed air and burned, so that the high-temperature and high-pressure is burned. The combustion gas (working fluid) is obtained, the turbine is driven by the combustion gas, and the generator connected to the turbine is driven.

従来のガスタービンの燃焼器は、パイロット燃焼バーナの周囲を囲むように複数のメイン燃焼バーナが配置されており、パイロット燃焼バーナはパイロットノズルが組み込まれ、メイン燃焼バーナはメインノズルが組み込まれており、パイロット燃焼バーナ及び複数のメイン燃焼バーナが燃焼器内筒の内部に配置されている。 In a conventional gas turbine combustor, a plurality of main combustion burners are arranged so as to surround the pilot combustion burner, the pilot combustion burner incorporates a pilot nozzle, and the main combustion burner incorporates a main nozzle. The pilot combustion burner and the plurality of main combustion burners are disposed inside the combustor inner cylinder.

このようなガスタービン燃焼器としては、例えば、下記特許文献１、２に記載されたものがある。 Examples of such a gas turbine combustor include those described in Patent Documents 1 and 2 below.

特開２００９−１６８３９７号公報JP 2009-168397 A 特開２０１０−１５９７５７号公報JP 2010-159757 A

ガスタービン燃焼器では、メインノズルから噴射された燃料と空気の混合気による燃焼を、パイロットノズルから噴射された燃料及び空気により安定化している。この燃焼場は、例えば、燃焼器の運転状態によりその形成位置が変動する。燃焼を安定化させるパイロットノズルは燃焼場に近い位置に設置されることから、燃焼場が変動した場合、その影響を受けやすく、焼損等のおそれを有する。 In a gas turbine combustor, combustion by a mixture of fuel and air injected from a main nozzle is stabilized by fuel and air injected from a pilot nozzle. The formation position of the combustion field varies depending on, for example, the operation state of the combustor. Since the pilot nozzle that stabilizes combustion is installed at a position close to the combustion field, when the combustion field fluctuates, the pilot nozzle is easily affected, and there is a risk of burning or the like.

本発明は、上述した課題を解決するものであり、ノズルの損傷を抑制することができるノズル、ガスタービン燃焼器、ガスタービンを提供することを目的とする。 This invention solves the subject mentioned above, and it aims at providing the nozzle, gas turbine combustor, and gas turbine which can suppress damage to a nozzle.

上記の目的を達成するための本発明のノズルは、ノズル本体と、前記ノズル本体の先端部に周方向に所定間隔をあけて設けられて燃料を噴射可能な複数の燃料噴射ノズルと、前記ノズル本体の先端部に前記燃料噴射ノズルより内側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第１空気噴射ノズルと、前記ノズル本体の先端部に前記燃料噴射ノズルより外側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第２空気噴射ノズルと、前記第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整可能な空気量調整装置と、を有することを特徴とするものである。 In order to achieve the above object, a nozzle according to the present invention includes a nozzle body, a plurality of fuel injection nozzles provided at a distal end portion of the nozzle body at predetermined intervals in the circumferential direction and capable of injecting fuel, and the nozzle A plurality of first air injection nozzles provided at a distal end portion of the main body at a predetermined interval in the circumferential direction inside the fuel injection nozzle and capable of injecting air, and at the front end portion of the nozzle main body, outside the fuel injection nozzle A plurality of second air injection nozzles provided at predetermined intervals in the circumferential direction and capable of injecting air, and an air amount adjusting device capable of adjusting the amount of air injected from the first air injection nozzle. It is characterized by this.

従って、燃料噴射ノズルが燃料を噴射し、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気噴射ノズルが噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズルは、第１空気噴射ノズルからの空気により適正に冷却される。このとき、空気量調整装置が第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整するため、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、ノズルの先端部の損傷を抑制することができる。 Therefore, the fuel injection nozzle injects fuel, the first air injection nozzle injects air inside the injected fuel, and the second air injection nozzle injects air outside the injected fuel. Therefore, the fuel injection nozzle is appropriately cooled by the air from the first air injection nozzle. At this time, since the air amount adjusting device adjusts the amount of air injected from the first air injection nozzle, it is possible to suppress a temperature rise in the vicinity of the nozzle, and as a result, it is possible to suppress damage to the tip of the nozzle. it can.

本発明のノズルでは、前記空気量調整装置を制御可能な制御装置が設けられ、前記制御装置は、前記燃料噴射ノズルからの燃料噴射量の増加に伴って前記空気量調整装置により空気噴射量を増加させることを特徴としている。 In the nozzle of the present invention, a control device capable of controlling the air amount adjusting device is provided, and the control device adjusts the air injection amount by the air amount adjusting device as the fuel injection amount from the fuel injection nozzle increases. It is characterized by increasing.

従って、制御装置は、燃料噴射ノズルからの燃料噴射量が増加すると、空気量調整装置により空気噴射量を増加させるため、ノズル本体の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができる。 Therefore, when the fuel injection amount from the fuel injection nozzle increases, the control device increases the air injection amount by the air amount adjustment device, and therefore can suppress the approach of the combustion field formed in front of the nozzle body, The temperature rise near the nozzle can be suppressed.

本発明のノズルでは、前記空気量調整装置を制御可能な制御装置と、前記ノズル本体の先端部の温度を計測または推定する温度計測推定装置が設けられ、前記制御装置は、前記温度計測推定装置により計測または推定された温度の上昇に伴って前記空気量調整装置により空気噴射量を増加させることを特徴としている。 In the nozzle of the present invention, a control device that can control the air amount adjusting device and a temperature measurement estimation device that measures or estimates the temperature of the tip portion of the nozzle body are provided, and the control device includes the temperature measurement estimation device The air amount is increased by the air amount adjusting device as the temperature measured or estimated by the above method increases.

従って、制御装置は、温度計測推定装置により計測または推定された温度が上昇すると、空気量調整装置により空気噴射量を増加させるため、ノズル本体の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができる。 Therefore, when the temperature measured or estimated by the temperature measurement estimation device rises, the control device increases the air injection amount by the air amount adjustment device, and therefore suppresses the approach of the combustion field formed in front of the nozzle body. The temperature rise near the nozzle can be suppressed.

本発明のノズルでは、前記第１空気噴射ノズルから噴射される空気に旋回力を付与する旋回力付与装置が設けられることを特徴としている。 The nozzle of the present invention is characterized in that a turning force applying device for applying a turning force to the air injected from the first air injection nozzle is provided.

従って、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に噴射する空気は、旋回力付与装置により旋回力が付与されるため、この旋回噴射空気は、貫通力が高められることとなり、少ない空気量でノズル近傍の温度上昇を抑制することができる。 Therefore, the air injected by the first air injection nozzle to the inside of the injected fuel is given a turning force by the turning force applying device, so that the turning force of the turning injection air is increased, and the nozzle is reduced with a small amount of air. The temperature rise in the vicinity can be suppressed.

本発明のノズルでは、前記第１空気噴射ノズルから噴射される空気に燃料を付与する燃料付与装置が設けられることを特徴としている。 The nozzle of the present invention is characterized in that a fuel applying device is provided for applying fuel to the air injected from the first air injection nozzle.

従って、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に噴射する空気は、燃料付与装置により燃料が付与されるため、燃焼場での燃焼を安定させることができる。 Therefore, the air injected by the first air injection nozzle to the inside of the injected fuel is given fuel by the fuel application device, so that combustion in the combustion field can be stabilized.

また、本発明のガスタービン燃焼器は、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、前記燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、を有するガスタービン燃焼器において、前記パイロット燃焼バーナは、パイロットコーンと、前記パイロットコーンの内部に配置されるパイロットノズルと、前記パイロットノズルの外周部に設けられる旋回翼とを有し、前記パイロットノズルとして前記ノズルが適用される、ことを特徴とするものである。 The gas turbine combustor according to the present invention includes a combustion cylinder in which high-pressure air and fuel are combusted to generate combustion gas, a pilot combustion burner disposed at a central portion in the combustion cylinder, and the combustion cylinder A gas turbine combustor having a plurality of main combustion burners arranged to surround the pilot combustion burner in the pilot combustion burner, the pilot combustion burner being a pilot cone and a pilot nozzle arranged inside the pilot cone And swirl vanes provided on the outer periphery of the pilot nozzle, and the nozzle is applied as the pilot nozzle.

従って、パイロット燃焼バーナにて、燃料噴射ノズルが燃料を噴射し、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気噴射ノズルが噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズルは、第１空気ノズルからの空気により適正に冷却される。このとき、空気量調整装置が第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整するため、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、ノズルの先端部の損傷を抑制することができる。 Therefore, in the pilot combustion burner, the fuel injection nozzle injects fuel, the first air injection nozzle injects air inside the injected fuel, and the second air injection nozzle injects air outside the injected fuel. Therefore, the fuel injection nozzle is properly cooled by the air from the first air nozzle. At this time, since the air amount adjusting device adjusts the amount of air injected from the first air injection nozzle, it is possible to suppress a temperature rise in the vicinity of the nozzle, and as a result, it is possible to suppress damage to the tip of the nozzle. it can.

また、本発明のガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機と、前記圧縮機で圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器と、前記燃焼器で発生した燃焼ガスにより回転動力を得るタービンと、を有するガスタービンにおいて、前記燃焼器として前記ガスタービン燃焼器が適用される、ことを特徴とするものである。 The gas turbine according to the present invention obtains rotational power from a compressor that compresses air, a combustor that mixes and burns compressed air compressed by the compressor and fuel, and combustion gas generated in the combustor. A gas turbine having a turbine, wherein the gas turbine combustor is applied as the combustor.

従って、燃焼器のパイロット燃焼バーナにて、燃料噴射ノズルが燃料を噴射し、第１空気噴射ノズルが噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気噴射ノズルが噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズルは、第１空気ノズルからの空気により適正に冷却される。このとき、空気量調整装置が第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整するため、ノズル近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、ノズルの先端部の損傷を抑制することができ、その結果、安定した燃焼を可能としてタービン効率を向上することができる。 Therefore, in the pilot combustion burner of the combustor, the fuel injection nozzle injects fuel, the first air injection nozzle injects air inside the injected fuel, and the second air injection nozzle injects air outside the injected fuel. To do. Therefore, the fuel injection nozzle is properly cooled by the air from the first air nozzle. At this time, since the air amount adjusting device adjusts the amount of air injected from the first air injection nozzle, it is possible to suppress a temperature rise in the vicinity of the nozzle, and as a result, it is possible to suppress damage to the tip of the nozzle. As a result, stable combustion is possible and turbine efficiency can be improved.

本発明のノズル、ガスタービン燃焼器、ガスタービンによれば、燃料噴射ノズルと、燃料噴射ノズルより内側に設けられる第１空気噴射ノズルと、燃料噴射ノズルより外側に設けられる第２空気噴射ノズルと、第１空気噴射ノズルから噴射される空気量を調整可能な空気量調整装置とを設けるので、ノズルの損傷を抑制することができる。 According to the nozzle, gas turbine combustor, and gas turbine of the present invention, a fuel injection nozzle, a first air injection nozzle provided inside the fuel injection nozzle, and a second air injection nozzle provided outside the fuel injection nozzle, Since the air amount adjusting device capable of adjusting the air amount injected from the first air injection nozzle is provided, damage to the nozzle can be suppressed.

図１は、本発明の実施例１に係るパイロットノズルの先端部を表す図３のＩ−Ｉ断面図である。FIG. 1 is a cross-sectional view taken along the line II of FIG. 3 illustrating a tip portion of a pilot nozzle according to a first embodiment of the present invention. 図２は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す図３のII−II断面図である。2 is a cross-sectional view taken along the line II-II in FIG. 3 showing the tip of the pilot nozzle according to the first embodiment. 図３は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す正面図である。FIG. 3 is a front view illustrating the tip of the pilot nozzle of the first embodiment. 図４は、実施例１のガスタービンを表す概略構成図である。FIG. 4 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine according to the first embodiment. 図５は、実施例１のガスタービン燃焼器を表す概略構成図である。FIG. 5 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the first embodiment. 図６は、実施例１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the first embodiment. 図７は、本発明の実施例２に係るパイロットノズルの先端部を表す断面図である。FIG. 7 is a cross-sectional view illustrating the tip of the pilot nozzle according to the second embodiment of the present invention. 図８は、本発明の実施例３に係るパイロットノズルの先端部を表す断面図である。FIG. 8 is a cross-sectional view illustrating the tip of the pilot nozzle according to the third embodiment of the present invention.

以下に添付図面を参照して、本発明に係るノズル、ガスタービン燃焼器、ガスタービンの好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではなく、また、実施例が複数ある場合には、各実施例を組み合わせて構成するものも含むものである。 Exemplary embodiments of a nozzle, a gas turbine combustor, and a gas turbine according to the present invention will be described below in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, this invention is not limited by this Example, Moreover, when there exists multiple Example, what comprises combining each Example is also included.

図１は、本発明の実施例１に係るパイロットノズルの先端部を表す図３のＩ−Ｉ断面図、図２は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す図３のII−II断面図、図３は、実施例１のパイロットノズルの先端部を表す正面図、図４は、実施例１のガスタービンを表す概略構成図、図５は、実施例１のガスタービン燃焼器を表す概略構成図、図６は、実施例１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。 FIG. 1 is a cross-sectional view taken along the line II of FIG. 3 showing the tip of the pilot nozzle according to the first embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a cross-section taken along the line II-II of FIG. 3 showing the tip of the pilot nozzle according to the first embodiment. FIG. 3 is a front view showing the tip of the pilot nozzle of the first embodiment, FIG. 4 is a schematic configuration diagram showing the gas turbine of the first embodiment, and FIG. 5 shows the gas turbine combustor of the first embodiment. FIG. 6 is a schematic configuration diagram, and FIG.

実施例１のガスタービンは、図４に示すように、圧縮機１１と燃焼器（ガスタービン燃焼器）１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。 As shown in FIG. 4, the gas turbine according to the first embodiment includes a compressor 11, a combustor (gas turbine combustor) 12, and a turbine 13. A generator (not shown) is connected to the gas turbine and can generate power.

圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２０を有し、圧縮機車室２１内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet Guide Vane）２２が配設されると共に、複数の静翼２３と動翼２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と動翼２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。 The compressor 11 has an air intake 20 for taking in air, an inlet guide vane (IGV) 22 is disposed in the compressor casing 21, and a plurality of stationary blades 23 and moving blades 24 are provided. Arranged alternately in the front-rear direction (the axial direction of the rotor 32 to be described later), the bleed chamber 25 is provided on the outside thereof. The combustor 12 is combustible by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it. In the turbine 13, a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately disposed in a turbine casing 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later). An exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 that is continuous with the turbine 13.

また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン１３にて、各動翼２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室３０側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。 Further, a rotor (rotating shaft) 32 is positioned so as to penetrate the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the central portion of the exhaust chamber 30. The end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34. The rotor 32 is fixed by stacking a plurality of disks with each blade 24 mounted thereon by the compressor 11 and fixed by a plurality of disks having each blade 28 mounted by the turbine 13. A generator drive shaft (not shown) is connected to the end on the exhaust chamber 30 side.

そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２１が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。 In this gas turbine, the compressor casing 21 of the compressor 11 is supported by the legs 35, the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36, and the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37. .

従って、圧縮機１１の空気取入口２０から取り込まれた空気が、入口案内翼２２、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。 Therefore, the air taken in from the air intake port 20 of the compressor 11 passes through the inlet guide vane 22, the plurality of stationary vanes 23, and the moving blades 24 and is compressed to become high-temperature and high-pressure compressed air. A predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustor 12 and burned. Then, the high-temperature and high-pressure combustion gas that is the working fluid generated in the combustor 12 passes through the plurality of stationary blades 27 and the moving blades 28 constituting the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32. The generator connected to 32 is driven. On the other hand, the energy of the exhaust gas (combustion gas) is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and decelerated before being released to the atmosphere.

上述した燃焼器１２において、図５に示すように、燃焼器外筒４１は、内側に所定間隔をあけて燃焼器内筒（燃焼筒）４２が配置され、この燃焼器内筒４２の先端部に燃焼器尾筒（燃焼筒）４３が連結されて燃焼器ケーシングが構成されている。燃焼器内筒４２は、内部の中心部に位置してパイロット燃焼バーナ４４が配置されると共に、燃焼器内筒４２の内周面に周方向に沿ってパイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。また、燃焼器尾筒４３はバイパス管４６が連結されており、このバイパス管４６にバイパス弁４７が設けられている。 In the above-described combustor 12, as shown in FIG. 5, the combustor outer cylinder 41 is provided with a combustor inner cylinder (combustion cylinder) 42 at a predetermined interval on the inner side, and a tip portion of the combustor inner cylinder 42. The combustor casing (combustion cylinder) 43 is connected to a combustor casing. The combustor inner cylinder 42 is located at the center of the inside, and the pilot combustion burner 44 is disposed. A plurality of the combustor inner cylinders 42 surround the pilot combustion burner 44 along the circumferential direction on the inner peripheral surface of the combustor inner cylinder 42. A main combustion burner 45 is arranged. The combustor tail cylinder 43 is connected to a bypass pipe 46, and a bypass valve 47 is provided in the bypass pipe 46.

詳細に説明すると、図６に示すように、燃焼器外筒４１は、外筒本体５１の基端部に外筒蓋部５２が密着し、複数の締結ボルト５３により締結されている。また、燃焼器外筒４１は、外筒蓋部５２の内側にトップハット部５４が嵌合し、複数の締結ボルト５５により締結されている。燃焼器内筒４２は、燃焼器外筒４１の内側に所定の間隔をあけて配置されており、トップハット部５４の内面と燃焼器内筒４２の外面との間に円筒形状をなす空気通路５６が形成されている。そして、空気通路５６は、一端部が圧縮機で圧縮された圧縮空気の供給通路５７に連通し、他端部が燃焼器内筒４２のおける基端部側に連通している。この燃焼器内筒４２は、基端部側に拡径部４２ａが形成されることで、空気通路５６は、ベルマウス形状をなしている。 More specifically, as shown in FIG. 6, the combustor outer cylinder 41 is fastened by a plurality of fastening bolts 53 with the outer cylinder lid portion 52 in close contact with the proximal end portion of the outer cylinder main body 51. The combustor outer cylinder 41 is fastened by a plurality of fastening bolts 55 with a top hat portion 54 fitted inside the outer cylinder lid portion 52. The combustor inner cylinder 42 is disposed at a predetermined interval inside the combustor outer cylinder 41, and has a cylindrical air passage between the inner surface of the top hat portion 54 and the outer surface of the combustor inner cylinder 42. 56 is formed. The air passage 56 has one end communicating with the compressed air supply passage 57 compressed by the compressor, and the other end communicating with the base end side of the combustor inner cylinder 42. The combustor inner cylinder 42 is formed with a diameter-expanded portion 42a on the base end side, so that the air passage 56 has a bell mouth shape.

燃焼器内筒４２は、中心部に位置してパイロット燃焼バーナ４４が配置され、その周囲に複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。パイロット燃焼バーナ４４は、燃焼器内筒４２に支持されたパイロットコーン５８と、パイロットコーン５８の内部に配置されたパイロットノズル５９と、パイロットノズル５９の外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）６０とから構成されている。また、メイン燃焼バーナ４５は、バーナ筒６１と、バーナ筒６１の内部に配置されたメインノズル６２と、メインノズル６２の外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）６３とから構成されている。 The combustor inner cylinder 42 is located at the center and a pilot combustion burner 44 is arranged, and a plurality of main combustion burners 45 are arranged around it. The pilot combustion burner 44 includes a pilot cone 58 supported by the combustor inner cylinder 42, a pilot nozzle 59 disposed inside the pilot cone 58, and swirler vanes (swirler vanes) 60 provided on the outer periphery of the pilot nozzle 59. It is composed of The main combustion burner 45 includes a burner cylinder 61, a main nozzle 62 disposed inside the burner cylinder 61, and swirl vanes (swirler vanes) 63 provided on the outer periphery of the main nozzle 62.

そして、トップハット部５４は、燃料ポート６４，６５が設けられている。そして、図示しないパイロット燃料ラインがパイロットノズル５９の燃料ポート６４に連結され、図示しないメイン燃焼ラインが各メインノズル６２の燃料ポート６５に連結されている。 The top hat portion 54 is provided with fuel ports 64 and 65. A pilot fuel line (not shown) is connected to the fuel port 64 of the pilot nozzle 59, and a main combustion line (not shown) is connected to the fuel port 65 of each main nozzle 62.

従って、図５及び図６に示すように、高温・高圧の圧縮空気は、供給通路５７から空気通路５６に流れ込み、この空気通路５６から燃焼器内筒４２内に流れ込む。そして、この燃焼器内筒４２内にて、圧縮空気がメイン燃焼バーナ４５から噴射された燃料と混合し、予混合気の旋回流となって燃焼器尾筒４３内に流れ込む。また、燃焼器内筒４２内にて、圧縮空気がパイロット燃焼バーナ４４から噴射された燃料と混合し、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼器尾筒４３内に噴出する。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼器尾筒４３内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出することで、各メイン燃焼バーナ４５から燃焼器尾筒４３内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。即ち、パイロット燃焼バーナ４４から噴射されたパイロット燃料による拡散火炎により、メイン燃焼バーナ４５からの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。 Therefore, as shown in FIGS. 5 and 6, the high-temperature and high-pressure compressed air flows from the supply passage 57 into the air passage 56 and flows into the combustor inner cylinder 42 from the air passage 56. In this combustor inner cylinder 42, the compressed air is mixed with the fuel injected from the main combustion burner 45 and flows into the combustor tail cylinder 43 as a swirling flow of premixed air. In the combustor inner cylinder 42, the compressed air is mixed with fuel injected from the pilot combustion burner 44, ignited and burned by a not-shown type fire, and becomes combustion gas in the combustor tail cylinder 43. Erupts. At this time, a part of the combustion gas is injected into the combustor tail cylinder 43 so as to diffuse to the surroundings with a flame, so that the premixed gas flowing into the combustor tail cylinder 43 from each main combustion burner 45 is obtained. It is ignited and burns. That is, flame holding for stable combustion of the lean premixed fuel from the main combustion burner 45 can be performed by the diffusion flame by the pilot fuel injected from the pilot combustion burner 44.

ここで、実施例１のパイロットノズル５９について詳細に説明する。このパイロットノズル５９の先端部において、図１から図３に示すように、ノズル本体７１は、中空円筒形状をなし、内部に燃料と圧縮空気との混合気（パイロット燃料）が先端側に向けて流れる燃料通路７２が形成されており、この燃料通路７２は、基端部側が燃料ポート６４（図６参照）に連通する一方、先端部側が閉塞されている。そして、ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が同心上に配置されている。 Here, the pilot nozzle 59 of the first embodiment will be described in detail. As shown in FIGS. 1 to 3, at the tip of the pilot nozzle 59, the nozzle body 71 has a hollow cylindrical shape, and a mixture of fuel and compressed air (pilot fuel) is directed toward the tip. A flowing fuel passage 72 is formed, and the fuel passage 72 is in communication with the fuel port 64 (see FIG. 6) on the base end side and is closed on the tip end side. The nozzle body 71 has a cylindrical sleeve 73 arranged concentrically on the outside.

このノズル本体７１は、円筒部７１ａと、この円筒部７１ａの先端部からその内側に向って所定角度をもって屈曲傾斜する円錐部７１ｂと、この円錐部７１ｂの先端部を閉塞する円盤部７１ｃを有している。スリーブ７３は、燃料通路７２の外側に位置して複数の第１空気通路７４が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて設けられると共に、この複数の第１空気通路７４の外側に複数の第２空気通路７５が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて設けられている。そして、第２空気通路７５は、先端部側に旋回翼（スワラーベーン）７６が設けられている。 The nozzle body 71 has a cylindrical portion 71a, a conical portion 71b that bends and inclines at a predetermined angle from the distal end portion of the cylindrical portion 71a toward the inside thereof, and a disk portion 71c that closes the distal end portion of the conical portion 71b. doing. The sleeve 73 is located outside the fuel passage 72, and a plurality of first air passages 74 are provided at predetermined intervals (equal intervals) in the circumferential direction, and a plurality of sleeves 73 are provided outside the plurality of first air passages 74. The second air passage 75 is provided at a predetermined interval (equal interval) in the circumferential direction. The second air passage 75 is provided with a swirl vane 76 on the tip side.

そして、複数の第１空気通路７４は、基端部が空気供給通路７７を介して空気供給源７８に連結され、空気供給通路７７に流量調整弁（空気量調整装置）７９が設けられている。そして、複数の第１空気通路７４は、先端部の噴射開口（第１空気噴射ノズル）７４ａがノズル本体７１の円錐部７１ｂ内側に開放されている。そのため、第１空気通路７４に供給された圧縮空気を噴射開口７４ａからノズル本体７１の前方の内側に向かって噴出することができる。この場合、空気供給源７８は、例えば、タービン車室２６（図４参照）であり、このタービン車室２６から抽気した圧縮空気が空気供給通路７７を介して各第１空気通路７４に送られる。 The base ends of the plurality of first air passages 74 are connected to an air supply source 78 via an air supply passage 77, and a flow rate adjustment valve (air amount adjustment device) 79 is provided in the air supply passage 77. . In the plurality of first air passages 74, the injection opening (first air injection nozzle) 74 a at the tip is opened inside the conical part 71 b of the nozzle body 71. Therefore, the compressed air supplied to the first air passage 74 can be ejected from the ejection opening 74 a toward the inside of the front of the nozzle body 71. In this case, the air supply source 78 is, for example, the turbine casing 26 (see FIG. 4), and the compressed air extracted from the turbine casing 26 is sent to the first air passages 74 via the air supply passages 77. .

また、複数の第２空気通路７５は、基端部が空気通路５６（図６参照）に連通する一方、先端部の噴射開口（第２空気噴射ノズル）７５ａがノズル本体７１の円錐部７１ｂ外側に開放されている。そのため、第２空気通路７５に供給された圧縮空気を噴射開口７５ａからノズル本体７１の前方の外側に向かって噴出することができる。 The plurality of second air passages 75 communicate with the air passage 56 (see FIG. 6) at the base end portion, and the injection opening (second air injection nozzle) 75a at the distal end portion is outside the conical portion 71b of the nozzle body 71. It is open to. Therefore, the compressed air supplied to the second air passage 75 can be ejected from the ejection opening 75a toward the outside in front of the nozzle body 71.

ノズル本体７１は、円錐部７１ｂに複数のノズルチップ８０が周方向に所定間隔（均等間隔）をあけて固定されている。そして、ノズル本体７１は、円錐部７１ｂから各ノズルチップ８０を貫通するように複数の燃料噴射ノズル８１が設けられており、この各燃料噴射ノズル８１は、基端部が燃料通路７２に連通し、先端部が燃焼器内筒４２内に開放されている。 In the nozzle body 71, a plurality of nozzle tips 80 are fixed to the conical portion 71b at a predetermined interval (equal interval) in the circumferential direction. The nozzle body 71 is provided with a plurality of fuel injection nozzles 81 so as to penetrate each nozzle tip 80 from the conical portion 71 b, and the base end portion of each fuel injection nozzle 81 communicates with the fuel passage 72. The tip is open in the combustor inner cylinder 42.

そのため、パイロットノズル５９は、ノズル本体７１の先端部に周方向に所定間隔をあけて複数のノズルチップ８０を装着すると共に、燃料通路７２と連通する燃料噴射ノズル８１を形成することで、ノズル本体７１の前方に燃料を噴射可能となっている。また、パイロットノズル５９は、ノズル本体７１の外側にスリーブ７３を配置すると共に、複数の第１空気通路７４を周方向に所定間隔をあけて設けることで、ノズル本体７１の前方であって、燃料噴射ノズル８１からの噴射燃料の外側に向けて空気を噴射可能となっている。更に、パイロットノズル５９は、複数の第２空気通路７５を周方向に所定間隔をあけて設けると共に、噴射開口７４ａがノズル本体７１内側に向けられることで、ノズル本体７１の前方であって、燃料噴射ノズル８１からの噴射燃料の内側に向けて空気を噴射可能となっている。 Therefore, the pilot nozzle 59 is mounted with a plurality of nozzle tips 80 at a predetermined interval in the circumferential direction at the tip of the nozzle body 71 and forms a fuel injection nozzle 81 that communicates with the fuel passage 72, whereby the nozzle body Fuel can be injected in front of 71. In addition, the pilot nozzle 59 has a sleeve 73 disposed outside the nozzle body 71 and a plurality of first air passages 74 provided at predetermined intervals in the circumferential direction. Air can be injected toward the outside of the injected fuel from the injection nozzle 81. Further, the pilot nozzle 59 is provided with a plurality of second air passages 75 at predetermined intervals in the circumferential direction, and the injection opening 74a is directed to the inside of the nozzle body 71, so Air can be injected toward the inside of the injected fuel from the injection nozzle 81.

上述したように、第１空気通路７４は、基端部が空気供給通路７７を介して空気供給源７８に連結され、空気供給通路７７に流量調整弁７９が設けられている。制御装置９１は、この流量調整弁７９をガスタービンの運転状態に応じて制御することで、空気供給通路７７から第１空気通路７４を介して噴射開口７４ａから噴射される空気量を調整することができる。即ち、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁７９の開度を大きくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量を増加させることができる。また、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁７９の開度を小さくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量を減少させることができる。 As described above, the first air passage 74 has a base end connected to the air supply source 78 via the air supply passage 77, and the air supply passage 77 is provided with a flow rate adjusting valve 79. The control device 91 controls the flow rate adjusting valve 79 according to the operating state of the gas turbine, thereby adjusting the amount of air injected from the injection opening 74a from the air supply passage 77 through the first air passage 74. Can do. That is, the control device 91 can increase the air injection amount injected from the injection opening 74a to the combustor inner cylinder 42 by increasing the opening degree of the flow rate adjusting valve 79 according to the operating state of the gas turbine. Further, the control device 91 can reduce the amount of air injected from the injection opening 74a to the combustor inner cylinder 42 by reducing the opening of the flow rate adjusting valve 79 in accordance with the operating state of the gas turbine.

本実施例では、ノズル本体７１の先端部にその温度を計測する温度センサ（温度計測推定装置）９２が設けられている。制御装置９１は、この温度センサ９２により計測された温度の上昇に伴って、流量調整弁７９の開度を大きくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を増加させる。一方、制御装置９１は、この温度センサ９２により計測された温度の低下に伴って、流量調整弁７９の開度を小さくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を減少させる。この場合、ノズル本体７１が焼損を受けにくい適正温度領域が設定されており、制御装置９１は、温度センサ９２による計測温度がこの適正温度領域より上昇したら、流量調整弁７９の開度を大きく変更する一方、計測温度が適正温度領域より低下したら、流量調整弁７９の開度を小さく変更する。 In this embodiment, a temperature sensor (temperature measurement estimation device) 92 that measures the temperature is provided at the tip of the nozzle body 71. As the temperature measured by the temperature sensor 92 rises, the control device 91 increases the opening of the flow rate adjustment valve 79 to increase the amount of air injected from the injection opening 74a to the combustor inner cylinder 42. . On the other hand, as the temperature measured by the temperature sensor 92 decreases, the control device 91 reduces the opening of the flow rate adjusting valve 79 to reduce the amount of air injected from the injection opening 74a to the combustor inner cylinder 42. Decrease. In this case, an appropriate temperature region in which the nozzle main body 71 is not easily burned is set, and when the temperature measured by the temperature sensor 92 rises from the appropriate temperature region, the control device 91 greatly changes the opening of the flow rate adjustment valve 79. On the other hand, when the measured temperature falls below the appropriate temperature range, the opening degree of the flow rate adjustment valve 79 is changed to be small.

また、ノズル本体７１の先端部にその温度を計測する温度センサ９２を設けずに、ガスタービンの運転状態に対応する各種のパラメータに基づいてノズル本体７１の先端部の温度を推定するようにしてもよい。制御装置９１は、常時、ガスタービン運転データ９３が入力されており、例えば、負荷、燃料量（メイン燃料量、パイロット燃料量）、空気量、タービン回転数などに基づいてノズル本体７１の先端部の温度を推定することができる。 Further, the temperature of the tip of the nozzle body 71 is estimated based on various parameters corresponding to the operating state of the gas turbine without providing the temperature sensor 92 for measuring the temperature at the tip of the nozzle body 71. Also good. The control device 91 always receives gas turbine operation data 93. For example, the tip of the nozzle body 71 is based on the load, fuel amount (main fuel amount, pilot fuel amount), air amount, turbine speed, and the like. Can be estimated.

また、制御装置９１は、燃料噴射ノズル８１からのパイロット燃料噴射量の増加に伴って、流量調整弁７９の開度を大きくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を増加させる。一方、制御装置９１は、パイロット燃料噴射量の低下に伴って、流量調整弁７９の開度を小さくして噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を減少させる。この場合、ノズル本体７１が焼損を受けにくい適正パイロット燃料噴射量が設定されており、制御装置９１は、パイロット燃料噴射量がこの適正パイロット燃料噴射量領域より増加したら、流量調整弁７９の開度を大きく変更する一方、パイロット燃料噴射量が適正パイロット燃料噴射量領域より減少したら、流量調整弁７９の開度を小さく変更する。 Further, the control device 91 increases the opening amount of the flow rate adjusting valve 79 with the increase of the pilot fuel injection amount from the fuel injection nozzle 81, and the air injection amount injected from the injection opening 74a into the combustor inner cylinder 42. Increase. On the other hand, the control device 91 reduces the air injection amount injected from the injection opening 74a to the combustor inner cylinder 42 by decreasing the opening degree of the flow rate adjusting valve 79 as the pilot fuel injection amount decreases. In this case, the appropriate pilot fuel injection amount is set so that the nozzle body 71 is not easily burned. When the pilot fuel injection amount increases from the appropriate pilot fuel injection amount region, the opening degree of the flow rate adjustment valve 79 is determined. When the pilot fuel injection amount decreases from the appropriate pilot fuel injection amount region, the opening degree of the flow rate adjustment valve 79 is changed to a small value.

なお、制御装置９１が流量調整弁７９の開度を調整するパラメータは、ノズル本体７１の先端部の温度やパイロット燃料噴射量に限るものではない。例えば、ガスタービン運転データ９３としての負荷、メイン燃料とパイロット燃料との燃料比率、タービン回転数などとしてもよい。 The parameter for adjusting the opening degree of the flow control valve 79 by the control device 91 is not limited to the temperature at the tip of the nozzle body 71 or the pilot fuel injection amount. For example, the load as the gas turbine operation data 93, the fuel ratio between the main fuel and the pilot fuel, the turbine speed, and the like may be used.

以下、実施例１のパイロット燃焼バーナ４４（パイロットノズル５９）の作用について説明する。 Hereinafter, the operation of the pilot combustion burner 44 (pilot nozzle 59) of the first embodiment will be described.

パイロットノズル５９にて、図１から図３に示すように、燃料噴射ノズル８１から噴射された混合気（燃料）Ｆは、図示しない種火により着火されて燃焼し、高温の燃焼ガスとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、第１空気通路７４を通る空気は、混合気Ｆの内側に冷却空気Ａ１として噴射されることとなり、この冷却空気Ａ１により燃料噴射ノズル８１が冷却される。また、第２空気通路７５を通る空気は、旋回翼７６により旋回流となり、混合気Ｆの外側に冷却空気Ａ２として噴射される。 As shown in FIGS. 1 to 3, the air-fuel mixture (fuel) F injected from the fuel injection nozzle 81 is ignited by a pilot flame (not shown) and burned by the pilot nozzle 59 to become a high-temperature combustion gas. It spouts to diffuse around with a flame. On the other hand, the air passing through the first air passage 74 is injected as the cooling air A1 inside the air-fuel mixture F, and the fuel injection nozzle 81 is cooled by the cooling air A1. Further, the air passing through the second air passage 75 is swirled by the swirl vanes 76 and is jetted as the cooling air A2 outside the air-fuel mixture F.

このとき、温度センサ９２がノズル本体７１の先端部の温度を計測し、計測結果を制御装置９１に出力している。そのため、制御装置９１は、温度センサ９２により計測された温度に応じて流量調整弁７９の開度を調整し、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２へ噴射される空気噴射量を調整する。即ち、制御装置９１は、温度センサ９２による計測温度が適正温度領域より上昇したら、流量調整弁７９の開度を大きく変更する一方、計測温度が適正温度領域より低下したら、流量調整弁７９の開度を小さく変更する。 At this time, the temperature sensor 92 measures the temperature of the tip portion of the nozzle body 71 and outputs the measurement result to the control device 91. Therefore, the control device 91 adjusts the opening of the flow rate adjustment valve 79 according to the temperature measured by the temperature sensor 92, and adjusts the amount of air injected from the injection opening 74a to the combustor inner cylinder 42. That is, when the temperature measured by the temperature sensor 92 rises from the appropriate temperature range, the control device 91 greatly changes the opening degree of the flow rate adjustment valve 79, and when the measured temperature falls from the proper temperature range, the control device 91 opens the flow rate adjustment valve 79. Change the degree smaller.

そのため、ノズル本体７１の先端部の温度が高くなったら、第１空気通路７４から噴射される冷却空気Ａ１の噴射量を増加することで、この増加した冷却空気Ａ１によりノズル本体７１の前方に発生する燃焼場の位置を遠ざけることができる。その結果、燃焼場による燃料噴射ノズル８１の焼損が抑制される。 For this reason, when the temperature at the tip of the nozzle body 71 becomes high, the amount of cooling air A1 injected from the first air passage 74 is increased so that the increased cooling air A1 is generated in front of the nozzle body 71. The position of the combustion field to be performed can be kept away. As a result, burning of the fuel injection nozzle 81 due to the combustion field is suppressed.

このように実施例１のパイロットノズルにあっては、ノズル本体７１と、ノズル本体７１の先端部に周方向に所定間隔をあけて設けられて燃料を噴射可能な複数の燃料噴射ノズル８１と、ノズル本体７１の先端部に燃料噴射ノズル８１より内側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第１空気通路７４と、ノズル本体７１の先端部に燃料噴射ノズル８１より外側に周方向に所定間隔をあけて設けられて空気を噴射可能な複数の第２空気通路７５と、第１空気通路７４から噴射される空気量を調整可能な流量調整弁７９とを設けている。 As described above, in the pilot nozzle of the first embodiment, the nozzle body 71 and the plurality of fuel injection nozzles 81 that are provided at the distal end portion of the nozzle body 71 at a predetermined interval in the circumferential direction and can inject fuel, A plurality of first air passages 74 that are provided at a distal end portion of the nozzle body 71 at a predetermined interval in the circumferential direction inside the fuel injection nozzle 81 and capable of injecting air, and a fuel injection nozzle 81 at the distal end portion of the nozzle body 71. A plurality of second air passages 75 that are provided on the outer side at predetermined intervals in the circumferential direction and that can inject air and a flow rate adjustment valve 79 that can adjust the amount of air injected from the first air passage 74 are provided. ing.

従って、燃料噴射ノズル８１が燃料を噴射し、第１空気通路７４が噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気通路７５が噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズル８１は、第１空気通路７４からの空気により適正に冷却される。このとき、流量調整弁７９が第１空気通路７４から噴射される空気量を調整するため、ノズル本体７１の近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、燃料噴射ノズル８１への煤の堆積や損傷を抑制することができる。 Accordingly, the fuel injection nozzle 81 injects fuel, the first air passage 74 injects air inside the injected fuel, and the second air passage 75 injects air outside the injected fuel. Therefore, the fuel injection nozzle 81 is appropriately cooled by the air from the first air passage 74. At this time, since the flow rate adjusting valve 79 adjusts the amount of air injected from the first air passage 74, the temperature rise in the vicinity of the nozzle body 71 can be suppressed, and as a result, the soot to the fuel injection nozzle 81 is reduced. Deposition and damage can be suppressed.

実施例１のパイロットノズルでは、流量調整弁７９を制御可能な制御装置９１が設けられ、制御装置９１は、燃料噴射ノズル８１からの燃料噴射量の増加に伴って流量調整弁７９により空気噴射量を増加させている。従って、ノズル本体７１の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、燃料噴射ノズル８１の温度上昇を抑制することができる。 In the pilot nozzle of the first embodiment, a control device 91 that can control the flow rate adjusting valve 79 is provided. The control device 91 causes the air injection amount by the flow rate adjusting valve 79 as the fuel injection amount from the fuel injection nozzle 81 increases. Is increasing. Therefore, the approach of the combustion field formed in front of the nozzle body 71 can be suppressed, and the temperature rise of the fuel injection nozzle 81 can be suppressed.

実施例１のパイロットノズルでは、流量調整弁７９を制御可能な制御装置９１と、ノズル本体７１の先端部の温度を計測する温度センサ９２が設けられ、制御装置９１は、温度センサ９２により計測された温度の上昇に伴って流量調整弁７９により空気噴射量を増加させている。従って、ノズル本体７１の前方に形成される燃焼場の接近を抑制することができ、燃料噴射ノズル８１の温度上昇を抑制することができる。 In the pilot nozzle of the first embodiment, a control device 91 that can control the flow rate adjusting valve 79 and a temperature sensor 92 that measures the temperature of the tip of the nozzle body 71 are provided. The control device 91 is measured by the temperature sensor 92. As the temperature rises, the air injection amount is increased by the flow rate adjusting valve 79. Therefore, the approach of the combustion field formed in front of the nozzle body 71 can be suppressed, and the temperature rise of the fuel injection nozzle 81 can be suppressed.

実施例１のガスタービン燃焼器及びガスタービンにあっては、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒４２及燃焼器尾筒４３と、その中央部に配置されるパイロット燃焼バーナ４４と、パイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナ４５とを有して構成している。従って、パイロット燃焼バーナ４４にて、燃料噴射ノズル８１が燃料を噴射し、第１空気通路７４が噴射燃料より内側に空気を噴射し、第２空気通路７５が噴射燃料より外側に空気を噴射する。そのため、燃料噴射ノズル８１は、第１空気通路７４からの空気により適正に冷却される。このとき、流量調整弁７９が第１空気通路７４から噴射される空気量を調整するため、ノズル本体７１の近傍の温度上昇を抑制することができ、その結果、燃料噴射ノズル８１の損傷を抑制することができ、安定した燃焼を可能としてタービン効率を向上することができる。 In the gas turbine combustor and the gas turbine according to the first embodiment, the combustor inner cylinder 42 and the combustor tail cylinder 43 in which high-pressure air and fuel are combusted to generate combustion gas are disposed at the center thereof. The pilot combustion burner 44 and a plurality of main combustion burners 45 arranged so as to surround the pilot combustion burner 44 are configured. Accordingly, in the pilot combustion burner 44, the fuel injection nozzle 81 injects fuel, the first air passage 74 injects air inside the injected fuel, and the second air passage 75 injects air outside the injected fuel. . Therefore, the fuel injection nozzle 81 is appropriately cooled by the air from the first air passage 74. At this time, since the flow rate adjusting valve 79 adjusts the amount of air injected from the first air passage 74, a temperature rise in the vicinity of the nozzle body 71 can be suppressed, and as a result, damage to the fuel injection nozzle 81 can be suppressed. Therefore, stable combustion is possible and turbine efficiency can be improved.

図７は、本発明の実施例２に係るパイロットノズルの先端部を表す断面図である。なお、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。 FIG. 7 is a cross-sectional view illustrating the tip of the pilot nozzle according to the second embodiment of the present invention. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member which has the function similar to the Example mentioned above, and detailed description is abbreviate | omitted.

実施例２において、図７に示すように、ノズル本体７１は、内部に燃料と圧縮空気との混合気（パイロット燃料）が先端側に向けて流れる燃料通路７２が形成されている。また、ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が配置されており、スリーブ７３は、燃料通路７２の外側に位置して複数の第１空気通路７４が周方向に所定間隔をあけて設けられると共に、この複数の第１空気通路７４の外側に複数の第２空気通路７５が周方向に所定間隔をあけて設けられている。そして、第１空気通路７４は、先端部側に旋回力付与装置としての旋回翼１０１が設けられ、第２空気通路７５は、先端部側に旋回翼７６が設けられている。 In the second embodiment, as shown in FIG. 7, the nozzle body 71 has a fuel passage 72 in which a mixture of fuel and compressed air (pilot fuel) flows toward the tip side. The nozzle body 71 is provided with a cylindrical sleeve 73 on the outer side. The sleeve 73 is located outside the fuel passage 72, and a plurality of first air passages 74 are spaced apart from each other in the circumferential direction. A plurality of second air passages 75 are provided outside the plurality of first air passages 74 at predetermined intervals in the circumferential direction. The first air passage 74 is provided with a swirl vane 101 as a turning force applying device on the tip end side, and the second air passage 75 is provided with a swirl vane 76 on the tip end side.

また、ノズル本体７１は、先端部に複数のノズルチップ８０が周方向に所定間隔をあけて固定され、各ノズルチップ８０を貫通するように複数の燃料噴射ノズル８１が設けられ、各燃料噴射ノズル８１は、基端部が燃料通路７２に連通し、先端部が燃焼器内筒４２内に開放されている。一方、複数の第１空気通路７４は、先端部に複数の噴射開口７４ａが形成され、複数の第２空気通路７５は、先端部に複数の噴射開口７５ａが形成されている。 Further, the nozzle body 71 has a plurality of nozzle tips 80 fixed to the tip portion at predetermined intervals in the circumferential direction, and a plurality of fuel injection nozzles 81 provided so as to penetrate each nozzle tip 80, and each fuel injection nozzle 81, the base end portion communicates with the fuel passage 72, and the tip end portion is opened in the combustor inner cylinder. On the other hand, the plurality of first air passages 74 are formed with a plurality of injection openings 74a at the tip portions, and the plurality of second air passages 75 are formed with a plurality of injection openings 75a at the tip portions.

従って、燃料噴射ノズル８１から噴射された混合気（燃料）Ｆは、図示しない種火により着火されて燃焼し、高温の燃焼ガスとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、第１空気通路７４を通る空気は、旋回翼１０１により旋回流となり、混合気Ｆの内側に冷却空気Ａ１として噴射されることとなり、この冷却空気Ａ１により燃料噴射ノズル８１が冷却される。また、第２空気通路７５を通る空気は、旋回翼７６により旋回流となり、混合気Ｆの外側に冷却空気Ａ２として噴射される。 Therefore, the air-fuel mixture (fuel) F injected from the fuel injection nozzle 81 is ignited and burned by a seed fire (not shown), and becomes a high-temperature combustion gas and is jetted out so as to diffuse with the flame. On the other hand, the air passing through the first air passage 74 is swirled by the swirl vanes 101 and is injected as the cooling air A1 inside the air-fuel mixture F, and the fuel injection nozzle 81 is cooled by the cooling air A1. Further, the air passing through the second air passage 75 is swirled by the swirl vanes 76 and is jetted as the cooling air A2 outside the air-fuel mixture F.

このとき、冷却空気Ａ１が旋回流であることから、軸方向の空気流速分布が大きく変動することはなく、燃焼場での燃焼を安定化させることが可能となり、燃料噴射ノズル８１の温度上昇が抑制される。 At this time, since the cooling air A1 is a swirling flow, the axial air velocity distribution does not fluctuate greatly, and combustion in the combustion field can be stabilized, and the temperature rise of the fuel injection nozzle 81 is increased. It is suppressed.

このように実施例２のパイロットノズルにあっては、第１空気噴射通路７４から噴射される空気に旋回力を付与する旋回翼１０１置を設けている。従って、第１空気通路７４から噴射される空気は、旋回噴射空気となるため、この旋回噴射空気は、貫通力が高められることとなり、少ない空気量で燃料噴射ノズル８１を適正に冷却して温度上昇を抑制することができる。 As described above, the pilot nozzle according to the second embodiment is provided with the swirl blade 101 for applying swirl force to the air ejected from the first air ejection passage 74. Accordingly, since the air injected from the first air passage 74 becomes swirl spray air, the swirl spray air has an increased penetration force, and the temperature of the fuel injection nozzle 81 is appropriately cooled with a small amount of air. The rise can be suppressed.

図８は、本発明の実施例３に係るパイロットノズルの先端部を表す断面図である。なお、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。 FIG. 8 is a cross-sectional view illustrating the tip of the pilot nozzle according to the third embodiment of the present invention. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member which has the function similar to the Example mentioned above, and detailed description is abbreviate | omitted.

実施例３において、図８に示すように、ノズル本体７１は、内部に燃料と圧縮空気との混合気（パイロット燃料）が先端側に向けて流れる燃料通路７２が形成されている。また、ノズル本体７１は、外側に円筒形状をなすスリーブ７３が配置されており、スリーブ７３は、燃料通路７２の外側に位置して複数の第１空気通路７４が周方向に所定間隔をあけて設けられると共に、この複数の第１空気通路７４の外側に複数の第２空気通路７５が周方向に所定間隔をあけて設けられている。 In the third embodiment, as shown in FIG. 8, the nozzle body 71 has a fuel passage 72 in which a mixture of fuel and compressed air (pilot fuel) flows toward the tip side. The nozzle body 71 is provided with a cylindrical sleeve 73 on the outer side. The sleeve 73 is located outside the fuel passage 72, and a plurality of first air passages 74 are spaced apart from each other in the circumferential direction. A plurality of second air passages 75 are provided outside the plurality of first air passages 74 at predetermined intervals in the circumferential direction.

そして、複数の第１空気通路７４は、基端部が空気供給通路７７を介して空気供給源７８に連結され、空気供給通路７７に流量調整弁７９が設けられている。また、複数の第１空気通路７４（空気供給通路７７）は、燃料供給通路（燃料付与装置）１１１を介して燃料供給源１１２に連結され、燃料供給通路１１１に流量調整弁（燃料量調整装置）１１３が設けられている。 The base ends of the plurality of first air passages 74 are connected to an air supply source 78 via an air supply passage 77, and a flow rate adjusting valve 79 is provided in the air supply passage 77. The plurality of first air passages 74 (air supply passages 77) are connected to a fuel supply source 112 via a fuel supply passage (fuel supply device) 111, and a flow rate adjusting valve (fuel amount adjustment device) is connected to the fuel supply passage 111. ) 113 is provided.

制御装置９１は、この流量調整弁１１３をガスタービンの運転状態に応じて制御することで、空気供給通路７７から第１空気通路７４を介して噴射開口７４ａから噴射される空気に対して燃料を付与することができると共に、その燃料付与量を調整することができる。即ち、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁１１３の開度を大きくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量に対する燃料量を増加させることができる。また、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁１１３の開度を小さくすることで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量に対する燃料量を減少させることができる。 The control device 91 controls the flow rate adjusting valve 113 according to the operating state of the gas turbine, so that fuel is supplied from the air supply passage 77 to the air injected from the injection opening 74a through the first air passage 74. The fuel can be applied and the amount of fuel applied can be adjusted. That is, the control device 91 increases the fuel amount with respect to the air injection amount injected from the injection opening 74a into the combustor inner cylinder 42 by increasing the opening degree of the flow rate adjustment valve 113 according to the operating state of the gas turbine. Can do. Further, the control device 91 reduces the fuel amount relative to the air injection amount injected from the injection opening 74a into the combustor inner cylinder 42 by reducing the opening degree of the flow rate adjusting valve 113 according to the operating state of the gas turbine. Can do.

従って、燃料噴射ノズル８１から噴射された混合気（燃料）Ｆは、図示しない種火により着火されて燃焼し、高温の燃焼ガスとなって火炎を伴って周囲に拡散するように噴出する。一方、第１空気通路７４を通る空気は、混合気Ｆの内側に冷却空気Ａ１として噴射されることとなり、この冷却空気Ａ１により燃料噴射ノズル８１が冷却される。また、第２空気通路７５を通る空気は、旋回翼７６により旋回流となり、混合気Ｆの外側に冷却空気Ａ２として噴射される。 Therefore, the air-fuel mixture (fuel) F injected from the fuel injection nozzle 81 is ignited and burned by a seed fire (not shown), and becomes a high-temperature combustion gas and is jetted out so as to diffuse with the flame. On the other hand, the air passing through the first air passage 74 is injected as the cooling air A1 inside the air-fuel mixture F, and the fuel injection nozzle 81 is cooled by the cooling air A1. Further, the air passing through the second air passage 75 is swirled by the swirl vanes 76 and is jetted as the cooling air A2 outside the air-fuel mixture F.

このとき、制御装置９１は、ガスタービンの運転状態に応じて流量調整弁１１３の開度を調整することで、噴射開口７４ａから燃焼器内筒４２に噴射する空気噴射量に対する燃料量を増減することで、第１空気通路７４から混合気Ｆの内側に噴射された冷却空気Ａ１は、燃料噴射ノズル８１を冷却した後、混合気と混合して燃焼することとなり、この燃焼を安定させることができる。 At this time, the control device 91 increases or decreases the fuel amount with respect to the air injection amount injected from the injection opening 74a into the combustor inner cylinder 42 by adjusting the opening degree of the flow rate adjustment valve 113 according to the operating state of the gas turbine. Thus, the cooling air A1 injected from the first air passage 74 to the inside of the air-fuel mixture F cools the fuel injection nozzle 81, and then mixes with the air-fuel mixture and burns. This can stabilize the combustion. it can.

このように実施例３のパイロットノズルにあっては、第１空気通路７４から噴射される空気に燃料を付与する燃料供給通路１１１を設けている。従って、第１空気通路７４から噴射される空気は、燃料供給通路１１１からの燃料が付与されるため、燃焼場での燃焼を安定させることができる。 As described above, the pilot nozzle of the third embodiment is provided with the fuel supply passage 111 that gives fuel to the air injected from the first air passage 74. Therefore, the air injected from the first air passage 74 is provided with the fuel from the fuel supply passage 111, so that combustion in the combustion field can be stabilized.

なお、上述した実施例にて、空気量調整装置を流量調整弁７９としたが、この構成に限定されるものではなく、例えば、オリフィスなどであってもよい。また、空気供給源７８をタービン車室２６とし、このタービン車室２６から抽気した圧縮空気を空気供給通路７７から第１空気通路７４に送るように構成したが、この構成に限定されるものではなく、例えば、圧縮機１２からの圧縮空気であってもよい。 In the above-described embodiment, the air amount adjusting device is the flow rate adjusting valve 79. However, the present invention is not limited to this configuration, and may be, for example, an orifice. The turbine casing 26 is used as the air supply source 78, and the compressed air extracted from the turbine casing 26 is sent from the air supply passage 77 to the first air passage 74. However, the present invention is not limited to this configuration. For example, the compressed air from the compressor 12 may be used.

また、上述した各実施例にて、燃料は、天然ガスに限らず、油であってもよく、燃料として油を適用した場合であっても、第１空気通路７４から噴射される空気により燃焼場の位置を調整し、燃焼を安定させることができる。 In each of the above-described embodiments, the fuel is not limited to natural gas, and may be oil. Even when oil is applied as the fuel, the fuel is burned by the air injected from the first air passage 74. The field position can be adjusted to stabilize the combustion.

また、上述した実施例では、本発明のノズルをパイロットノズルに適用して説明したが、この構成に限らず、燃料噴射ノズルと２個の空気噴射ノズルを有するものであれば、いずれのノズルにも適用することができる。 In the above-described embodiments, the nozzle of the present invention is applied to the pilot nozzle. However, the present invention is not limited to this configuration, and any nozzle having a fuel injection nozzle and two air injection nozzles may be used. Can also be applied.

１１圧縮機
１２燃焼器（ガスタービン燃焼器）
１３タービン
４１燃焼器外筒
４２燃焼器内筒（燃焼筒）
４３燃焼器尾筒（燃焼筒）
４４パイロット燃焼バーナ
４５メイン燃焼バーナ
５４トップハット部
５８パイロットコーン
５９パイロットノズル
６２メインノズル
７１ノズル本体
７２燃料通路
７３スリーブ
７４第１空気通路
７４ａ噴射開口（第１空気噴射ノズル）
７５第２空気通路
７５ａ噴射開口（第２空気噴射ノズル）
７６旋回翼
７７空気供給通路
７８空気供給源
７９流量調整弁（空気量調整装置）
８０ノズルチップ
８１燃料噴射ノズル
９１制御装置
９２温度センサ（温度計測推定装置）
１０１旋回翼（旋回力付与装置）
１１１燃料供給通路（燃料付与装置）
１１２燃料供給源
１１３流量調整弁（燃料量調整装置） 11 Compressor 12 Combustor (Gas Turbine Combustor)
13 Turbine 41 Combustor outer cylinder 42 Combustor inner cylinder (combustion cylinder)
43 Combustor tail tube (combustion tube)
44 pilot combustion burner 45 main combustion burner 54 top hat portion 58 pilot cone 59 pilot nozzle 62 main nozzle 71 nozzle body 72 fuel passage 73 sleeve 74 first air passage 74a injection opening (first air injection nozzle)
75 2nd air passage 75a Injection opening (2nd air injection nozzle)
76 Swirling blades 77 Air supply passage 78 Air supply source 79 Flow rate adjusting valve (air amount adjusting device)
80 Nozzle tip 81 Fuel injection nozzle 91 Control device 92 Temperature sensor (temperature measurement estimation device)
101 Swivel blade (Swirl force imparting device)
111 Fuel supply passage (fuel application device)
112 Fuel supply source 113 Flow rate adjusting valve (fuel amount adjusting device)

Claims

A nozzle body;
A plurality of fuel injection nozzles that are provided at predetermined intervals in the circumferential direction at the tip of the nozzle body and are capable of injecting fuel;
A plurality of first air injection nozzles that are provided at a predetermined interval in the circumferential direction inside the fuel injection nozzle at a tip end portion of the nozzle body and capable of injecting air;
A plurality of second air injection nozzles provided at a distal end portion of the nozzle body at a predetermined interval in the circumferential direction outside the fuel injection nozzle and capable of injecting air;
An air amount adjusting device capable of adjusting the amount of air injected from the first air injection nozzle;
Nozzle characterized by having.

A control device capable of controlling the air amount adjusting device is provided, and the control device increases the air injection amount by the air amount adjusting device as the fuel injection amount from the fuel injection nozzle increases. The nozzle according to claim 1.

A control device capable of controlling the air amount adjusting device and a temperature measurement estimating device for measuring or estimating the temperature of the tip of the nozzle body are provided, and the control device is measured or estimated by the temperature measurement estimating device. The nozzle according to claim 1, wherein an air injection amount is increased by the air amount adjusting device as the temperature rises.

The nozzle according to any one of claims 1 to 3, further comprising a turning force applying device that applies a turning force to the air injected from the first air injection nozzle.

The nozzle according to any one of claims 1 to 4, further comprising a fuel applying device that applies fuel to the air injected from the first air injection nozzle.

A combustion cylinder in which high-pressure air and fuel are burned to generate combustion gas;
A pilot combustion burner disposed at a central portion in the combustion cylinder;
A plurality of main combustion burners arranged to surround the pilot combustion burner in the combustion cylinder;
In a gas turbine combustor having
The pilot combustion burner is
With pilot cones,
A pilot nozzle disposed inside the pilot cone;
A swirl vane provided on the outer periphery of the pilot nozzle,
The nozzle according to any one of claims 1 to 5 is applied as the pilot nozzle.
A gas turbine combustor.

A compressor for compressing air;
A combustor that mixes and burns compressed air and fuel compressed by the compressor;
A turbine that obtains rotational power from combustion gas generated in the combustor;
In a gas turbine having
The gas turbine combustor according to claim 6 is applied as the combustor.
A gas turbine characterized by that.