JP3069347B1 - ガスタ―ビンの燃焼器用バ―ナ装置 - Google Patents
ガスタ―ビンの燃焼器用バ―ナ装置Info
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- JP3069347B1 JP3069347B1 JP11165143A JP16514399A JP3069347B1 JP 3069347 B1 JP3069347 B1 JP 3069347B1 JP 11165143 A JP11165143 A JP 11165143A JP 16514399 A JP16514399 A JP 16514399A JP 3069347 B1 JP3069347 B1 JP 3069347B1
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Abstract
【要約】
【課題】 パイロットバーナの燃料噴射孔への燃焼ガス
の逆流を防止し、噴射孔の焼損や閉塞を回避できるガス
タービンの燃焼器用バーナ装置を提供する。 【解決手段】 ガスタービン１の圧縮機２からの高圧空
気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器用のバーナ装置に
おいて、前記高圧空気を燃料と予混合して燃焼器３内に
導入する予混合バーナ２６と、燃料を燃焼器３内に供給
して拡散燃焼させるパイロットバーナ２５とを設ける。
パイロットバーナ２５の先端の燃料噴射孔３３ａには、
前記高圧空気を噴射する空気噴射孔３３ｂを連通させ
る。これにより、パイロットバーナ２５からの燃料噴射
を小流量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロットバーナ
２５の先端の燃料噴射孔３３ａ内には、空気噴射孔３３
ｂから高圧空気が噴射されるので、パイロットバーナ２
５の燃料噴射孔３３ａに燃焼ガスが逆流するのを防止で
き、その燃料噴射孔３３ａが焼損したり閉塞されるのを
回避できる。
の逆流を防止し、噴射孔の焼損や閉塞を回避できるガス
タービンの燃焼器用バーナ装置を提供する。 【解決手段】 ガスタービン１の圧縮機２からの高圧空
気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器用のバーナ装置に
おいて、前記高圧空気を燃料と予混合して燃焼器３内に
導入する予混合バーナ２６と、燃料を燃焼器３内に供給
して拡散燃焼させるパイロットバーナ２５とを設ける。
パイロットバーナ２５の先端の燃料噴射孔３３ａには、
前記高圧空気を噴射する空気噴射孔３３ｂを連通させ
る。これにより、パイロットバーナ２５からの燃料噴射
を小流量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロットバーナ
２５の先端の燃料噴射孔３３ａ内には、空気噴射孔３３
ｂから高圧空気が噴射されるので、パイロットバーナ２
５の燃料噴射孔３３ａに燃焼ガスが逆流するのを防止で
き、その燃料噴射孔３３ａが焼損したり閉塞されるのを
回避できる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンの予
混合式燃焼器に用いられるバーナ装置に関するものであ
る。
混合式燃焼器に用いられるバーナ装置に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術と発明が解決しようとする課題】ガスター
ビンにおいては、排ガス組成に関して厳しい環境基準が
設けられており、特に窒素酸化物（ＮＯX ）の排出量の
低減が望まれている。この低ＮＯX 燃焼化を図ったガス
タービンの燃焼器として、燃焼室内の中央部に燃料を直
接噴射する拡散燃焼式のパイロットバーナを設けるとと
もに、このパイロットバーナの周囲に複数個の予混合燃
焼式のメインバーナを配置し、これらメインバーナの燃
焼作動数を負荷に応じて可変制御するようにしたマルチ
バーナ燃焼器が知られている。このマルチバーナ燃焼器
では、それ以前から行われていた低ＮＯX 化の手段の一
つで、燃焼室内に水や蒸気を噴射して燃焼火炎温度を低
下させる方法が有していた種々の欠点、すなわち、エン
ジン熱効率の低下（水噴射の場合）、悪い水質によるタ
ービンなどの腐食に伴うエンジンの寿命低下、さらには
水質を良くするための前処理に要する設備および維持管
理費の高騰などの種々の欠点を解消することができると
ともに、性能の低下を抑えながら大幅な低ＮＯX 化を達
成できるといった優れた効果が得られる。
ビンにおいては、排ガス組成に関して厳しい環境基準が
設けられており、特に窒素酸化物（ＮＯX ）の排出量の
低減が望まれている。この低ＮＯX 燃焼化を図ったガス
タービンの燃焼器として、燃焼室内の中央部に燃料を直
接噴射する拡散燃焼式のパイロットバーナを設けるとと
もに、このパイロットバーナの周囲に複数個の予混合燃
焼式のメインバーナを配置し、これらメインバーナの燃
焼作動数を負荷に応じて可変制御するようにしたマルチ
バーナ燃焼器が知られている。このマルチバーナ燃焼器
では、それ以前から行われていた低ＮＯX 化の手段の一
つで、燃焼室内に水や蒸気を噴射して燃焼火炎温度を低
下させる方法が有していた種々の欠点、すなわち、エン
ジン熱効率の低下（水噴射の場合）、悪い水質によるタ
ービンなどの腐食に伴うエンジンの寿命低下、さらには
水質を良くするための前処理に要する設備および維持管
理費の高騰などの種々の欠点を解消することができると
ともに、性能の低下を抑えながら大幅な低ＮＯX 化を達
成できるといった優れた効果が得られる。
【０００３】ところで、前記マルチバーナ燃焼器では、
最適作動範囲が狭く不安定燃焼が発生しやすいという欠
点がある。これをカバーするために、低負荷時は拡散燃
焼を行うパイロットバーナのみで運転し、予混合燃焼に
よる低ＮＯX 運転を行う中・高負荷時は、予混合バーナ
からの燃料噴射に加えて、ごく少量の燃料をパイロット
バーナから噴射して予混合火炎を安定化させる方法が採
用されている。しかしながら、この方法では、低ＮＯX
運転範囲でのパイロット燃料の噴射流量が少ないので、
このときのパイロット燃料の噴射差圧が低くなり、一部
のパイロット燃料噴射孔から燃焼ガスが逆流し、噴射孔
の焼損や閉塞を招くおそれがある。また、同じ理由によ
り、多缶式の燃焼器の場合には、各燃焼器間のパイロッ
ト燃料配分にばらつきが生じる等の問題がある。
最適作動範囲が狭く不安定燃焼が発生しやすいという欠
点がある。これをカバーするために、低負荷時は拡散燃
焼を行うパイロットバーナのみで運転し、予混合燃焼に
よる低ＮＯX 運転を行う中・高負荷時は、予混合バーナ
からの燃料噴射に加えて、ごく少量の燃料をパイロット
バーナから噴射して予混合火炎を安定化させる方法が採
用されている。しかしながら、この方法では、低ＮＯX
運転範囲でのパイロット燃料の噴射流量が少ないので、
このときのパイロット燃料の噴射差圧が低くなり、一部
のパイロット燃料噴射孔から燃焼ガスが逆流し、噴射孔
の焼損や閉塞を招くおそれがある。また、同じ理由によ
り、多缶式の燃焼器の場合には、各燃焼器間のパイロッ
ト燃料配分にばらつきが生じる等の問題がある。
【０００４】このような問題を解決するために、パイロ
ットノズルを孔径の異なる大流量用と小流量用の２系統
に分割し、低ＮＯX 運転範囲では、孔径の小さい小流量
用パイロットバーナからのみ燃料を噴射することによ
り、噴射差圧を高く維持することを狙ったガスタービン
の燃焼器が提案されている（特開平９−２１０３６２号
公報）。
ットノズルを孔径の異なる大流量用と小流量用の２系統
に分割し、低ＮＯX 運転範囲では、孔径の小さい小流量
用パイロットバーナからのみ燃料を噴射することによ
り、噴射差圧を高く維持することを狙ったガスタービン
の燃焼器が提案されている（特開平９−２１０３６２号
公報）。
【０００５】しかし、このような方式の場合、低ＮＯX
運転範囲では大流量用パイロットバーナから燃料が噴射
されないため、この大流量用パイロットバーナの燃料噴
射孔を通じて燃焼ガスがパイロットノズル内へ逆流し、
噴射孔の焼損や閉塞を招くおそれがある。
運転範囲では大流量用パイロットバーナから燃料が噴射
されないため、この大流量用パイロットバーナの燃料噴
射孔を通じて燃焼ガスがパイロットノズル内へ逆流し、
噴射孔の焼損や閉塞を招くおそれがある。
【０００６】本発明は、以上の事情に鑑みてなされたも
ので、燃焼器に用いられる予混合燃焼式のバーナ装置に
おいて、パイロットバーナの噴射孔への燃焼ガスの逆流
を防止し、噴射孔の焼損や閉塞を回避できるガスタービ
ンの燃焼器用バーナ装置を提供することを目的とする。
ので、燃焼器に用いられる予混合燃焼式のバーナ装置に
おいて、パイロットバーナの噴射孔への燃焼ガスの逆流
を防止し、噴射孔の焼損や閉塞を回避できるガスタービ
ンの燃焼器用バーナ装置を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】前記した目的を達成する
ために、本発明の請求項１に係るガスタービンの燃焼器
用バーナ装置は、ガスタービンの圧縮機からの高圧空気
に燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いられるバーナ
装置であって、前記高圧空気を燃料と予混合して燃焼器
内に導入する予混合バーナと、燃料を燃焼器内に供給し
て拡散燃焼させるパイロットバーナとを有し、前記パイ
ロットバーナの先端に形成した燃料噴射孔内に、前記高
圧空気を噴射する空気噴射孔が連通されている。
ために、本発明の請求項１に係るガスタービンの燃焼器
用バーナ装置は、ガスタービンの圧縮機からの高圧空気
に燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いられるバーナ
装置であって、前記高圧空気を燃料と予混合して燃焼器
内に導入する予混合バーナと、燃料を燃焼器内に供給し
て拡散燃焼させるパイロットバーナとを有し、前記パイ
ロットバーナの先端に形成した燃料噴射孔内に、前記高
圧空気を噴射する空気噴射孔が連通されている。
【０００８】前記ガスタービンの燃焼器用バーナ装置に
よれば、パイロットバーナからの燃料噴射流量を少量と
する低ＮＯX 運転時でも、パイロットバーナの先端の燃
料噴射孔内には、空気噴射孔から高圧空気が噴射される
ので、パイロットバーナの燃料噴射孔に燃焼室内の燃焼
ガスが逆流するのを防止でき、燃料噴射孔の周辺部を冷
却することもできる。その結果、燃料噴射孔が焼損した
り閉塞するのを回避できる。また、パイロットバーナか
らの燃料噴射流量が多い低負荷運転時には、大流量の燃
料噴射によるエジェクタ効果で、空気噴射孔を経て高圧
空気が燃料噴射孔内に吸入されるため、パイロットバー
ナの燃料が空気噴射孔から燃焼室外部に漏れることはな
い。さらに、パイロットバーナの燃料経路を１系統とし
たままで、前記逆流現象を解消できるので、燃料経路を
簡素化できる。
よれば、パイロットバーナからの燃料噴射流量を少量と
する低ＮＯX 運転時でも、パイロットバーナの先端の燃
料噴射孔内には、空気噴射孔から高圧空気が噴射される
ので、パイロットバーナの燃料噴射孔に燃焼室内の燃焼
ガスが逆流するのを防止でき、燃料噴射孔の周辺部を冷
却することもできる。その結果、燃料噴射孔が焼損した
り閉塞するのを回避できる。また、パイロットバーナか
らの燃料噴射流量が多い低負荷運転時には、大流量の燃
料噴射によるエジェクタ効果で、空気噴射孔を経て高圧
空気が燃料噴射孔内に吸入されるため、パイロットバー
ナの燃料が空気噴射孔から燃焼室外部に漏れることはな
い。さらに、パイロットバーナの燃料経路を１系統とし
たままで、前記逆流現象を解消できるので、燃料経路を
簡素化できる。
【０００９】また、本発明の請求項２に係るガスタービ
ンの燃焼器用バーナ装置は、請求項１の構成において、
前記パイロットバーナは、燃料供給通路が形成されたバ
ーナ本体の先端に、前記燃料供給通路に連通する前記燃
料噴射孔を有するノズルキャップが装着され、このノズ
ルキャップの外周に、取付けリングおよびスワーラを介
して、バーナ本体の外周に環状の空気流入路を形成する
空気流入管が装着されて、この空気流入管が燃焼器の隔
壁に固定され、前記ノズルキャップに前記空気噴射孔が
形成され、前記取付けリングに前記空気噴射孔に高圧空
気を導入する空気導入路が形成されている。
ンの燃焼器用バーナ装置は、請求項１の構成において、
前記パイロットバーナは、燃料供給通路が形成されたバ
ーナ本体の先端に、前記燃料供給通路に連通する前記燃
料噴射孔を有するノズルキャップが装着され、このノズ
ルキャップの外周に、取付けリングおよびスワーラを介
して、バーナ本体の外周に環状の空気流入路を形成する
空気流入管が装着されて、この空気流入管が燃焼器の隔
壁に固定され、前記ノズルキャップに前記空気噴射孔が
形成され、前記取付けリングに前記空気噴射孔に高圧空
気を導入する空気導入路が形成されている。
【００１０】この構成によれば、バーナ本体の外周に環
状の空気流入路を設けたタイプのパイロットバーナに、
空気噴射孔を容易に設けることができる。また、燃料噴
射孔および空気噴射孔がノズルキャップに形成されてい
るので、万一、燃料噴射孔または空気噴射孔が傷んで
も、ノズルキャップを交換するだけで済む。
状の空気流入路を設けたタイプのパイロットバーナに、
空気噴射孔を容易に設けることができる。また、燃料噴
射孔および空気噴射孔がノズルキャップに形成されてい
るので、万一、燃料噴射孔または空気噴射孔が傷んで
も、ノズルキャップを交換するだけで済む。
【００１１】また、本発明の請求項３に係るガスタービ
ンの燃焼器用バーナ装置は、ガスタービンの圧縮機から
の高圧空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いら
れるバーナ装置であって、前記高圧空気を燃料と予混合
して燃焼器内に導入する予混合バーナと、燃料を燃焼器
内に供給して拡散燃焼させるパイロットバーナとを有
し、前記パイロットバーナに、燃料を燃焼器内へ噴射す
る大流量用の第１の燃料噴射孔と、燃料を前記第１の燃
料噴射孔内に噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔とが
設けられている。
ンの燃焼器用バーナ装置は、ガスタービンの圧縮機から
の高圧空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いら
れるバーナ装置であって、前記高圧空気を燃料と予混合
して燃焼器内に導入する予混合バーナと、燃料を燃焼器
内に供給して拡散燃焼させるパイロットバーナとを有
し、前記パイロットバーナに、燃料を燃焼器内へ噴射す
る大流量用の第１の燃料噴射孔と、燃料を前記第１の燃
料噴射孔内に噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔とが
設けられている。
【００１２】この構成によれば、低ＮＯX 運転時に、パ
イロットバーナにおける第１の燃料噴射孔からの大流量
の燃料を遮断しても、第２の燃料噴射孔から第１の燃料
噴射孔を経て小流量の燃料が噴射されるので、第１の燃
料噴射孔内に燃焼ガスが逆流するのを防止でき、第１の
燃料噴射孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロッ
ト燃料の供給ラインが２系統であるため、燃料噴射流量
を小流量とする低ＮＯ X 運転時でも、第２の燃料噴射孔
から第１の燃料噴射孔内に噴射されるパイロット燃料の
噴射差圧を高く維持できるので、多缶式の燃焼器の場合
でも、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分でき
る。
イロットバーナにおける第１の燃料噴射孔からの大流量
の燃料を遮断しても、第２の燃料噴射孔から第１の燃料
噴射孔を経て小流量の燃料が噴射されるので、第１の燃
料噴射孔内に燃焼ガスが逆流するのを防止でき、第１の
燃料噴射孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロッ
ト燃料の供給ラインが２系統であるため、燃料噴射流量
を小流量とする低ＮＯ X 運転時でも、第２の燃料噴射孔
から第１の燃料噴射孔内に噴射されるパイロット燃料の
噴射差圧を高く維持できるので、多缶式の燃焼器の場合
でも、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分でき
る。
【００１３】また、本発明の請求項４に係るガスタービ
ンの燃焼器用バーナ装置は、ガスタービンの圧縮機から
の高圧空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いら
れるバーナ装置であって、前記高圧空気を燃料と予混合
して燃焼器内に導入する予混合バーナと、燃料を燃焼器
内に供給して拡散燃焼させるパイロットバーナとを有
し、前記パイロットバーナの外周に単一の前記予混合バ
ーナが同心状に設けられ、前記パイロットバーナに、燃
料を予混合バーナの予混合気通路内へ噴射する大流量用
の第１の燃料噴射孔と、この第１の燃料噴射孔へ燃料を
供給する燃料供給通路と、この燃料供給通路に連通する
連通路と、この連通路内へ燃料を噴射する小流量用の第
２の燃料噴射孔とが設けられている。
ンの燃焼器用バーナ装置は、ガスタービンの圧縮機から
の高圧空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いら
れるバーナ装置であって、前記高圧空気を燃料と予混合
して燃焼器内に導入する予混合バーナと、燃料を燃焼器
内に供給して拡散燃焼させるパイロットバーナとを有
し、前記パイロットバーナの外周に単一の前記予混合バ
ーナが同心状に設けられ、前記パイロットバーナに、燃
料を予混合バーナの予混合気通路内へ噴射する大流量用
の第１の燃料噴射孔と、この第１の燃料噴射孔へ燃料を
供給する燃料供給通路と、この燃料供給通路に連通する
連通路と、この連通路内へ燃料を噴射する小流量用の第
２の燃料噴射孔とが設けられている。
【００１４】この構成によれば、低ＮＯX 運転時に、パ
イロットバーナにおける第１の燃料噴射孔からの大流量
の燃料を遮断しても、第２の燃料噴射孔から連通路、燃
料供給通路および第１の燃料噴射孔を経て小流量の燃料
が噴射されるので、第１の燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流
するのを極力防止できる。しかも、第１の燃料噴射孔は
予混合気通路内に開口するから、例え逆流が生じても、
燃料ガスではなく、低温の予混合気が第１の燃料噴射孔
内に侵入するだけである。したがって、第１の燃料噴射
孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロット燃料の
供給ラインが２系統であるため、パイロット燃料の噴射
流量を小流量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロット燃
料の噴射差圧を高く維持できるので、多缶式の燃焼器の
場合でも、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分
できる。
イロットバーナにおける第１の燃料噴射孔からの大流量
の燃料を遮断しても、第２の燃料噴射孔から連通路、燃
料供給通路および第１の燃料噴射孔を経て小流量の燃料
が噴射されるので、第１の燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流
するのを極力防止できる。しかも、第１の燃料噴射孔は
予混合気通路内に開口するから、例え逆流が生じても、
燃料ガスではなく、低温の予混合気が第１の燃料噴射孔
内に侵入するだけである。したがって、第１の燃料噴射
孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロット燃料の
供給ラインが２系統であるため、パイロット燃料の噴射
流量を小流量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロット燃
料の噴射差圧を高く維持できるので、多缶式の燃焼器の
場合でも、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分
できる。
【００１５】また、本発明の請求項５に係るガスタービ
ンの燃焼器用バーナ装置は、請求項４の構成において、
前記連通路が筒形の前記パイロットバーナの先端面に近
接して径方向に広がった形状を有し、燃料が前記第２の
燃料噴射孔から連通路に前記先端面に向かう方向に噴射
されるものとしている。
ンの燃焼器用バーナ装置は、請求項４の構成において、
前記連通路が筒形の前記パイロットバーナの先端面に近
接して径方向に広がった形状を有し、燃料が前記第２の
燃料噴射孔から連通路に前記先端面に向かう方向に噴射
されるものとしている。
【００１６】この構成によれば、小流量用の第２の燃料
噴射孔から噴射されるパイロット燃料でパイロットバー
ナの先端部を冷却できるので、パイロットバーナの長寿
命化が達成される。
噴射孔から噴射されるパイロット燃料でパイロットバー
ナの先端部を冷却できるので、パイロットバーナの長寿
命化が達成される。
【００１７】
【発明の実施の形態】以下、本発明の好適な実施形態に
ついて図面を参照しながら説明する。図１は本発明の第
１の実施形態に係る燃焼器用バーナ装置を備えたガスタ
ービン１を含むガスタービン設備の一部を示す概略構成
図である。同図において、ガスタービン１は、圧縮機２
で空気を圧縮して燃焼器３に導くとともに、都市ガスの
ようなガス燃料または液体燃料を、燃焼器３内に噴射し
て燃焼させ、その高温高圧の燃焼ガスのエネルギにより
タービン４を駆動する構成になっている。このタービン
４は圧縮機２を駆動するとともに、カップリング５を介
して発電機のような負荷６を駆動する。
ついて図面を参照しながら説明する。図１は本発明の第
１の実施形態に係る燃焼器用バーナ装置を備えたガスタ
ービン１を含むガスタービン設備の一部を示す概略構成
図である。同図において、ガスタービン１は、圧縮機２
で空気を圧縮して燃焼器３に導くとともに、都市ガスの
ようなガス燃料または液体燃料を、燃焼器３内に噴射し
て燃焼させ、その高温高圧の燃焼ガスのエネルギにより
タービン４を駆動する構成になっている。このタービン
４は圧縮機２を駆動するとともに、カップリング５を介
して発電機のような負荷６を駆動する。
【００１８】図２は本発明の第１実施形態のバーナ装置
を適用したガスタービン１における燃焼器３の縦断面図
である。この燃焼器３には、前記圧縮機２から高圧空気
が送り込まれ、燃料と混合されて燃焼し、その燃焼ガス
が前記タービン４に導入されて、これを回転させる。
を適用したガスタービン１における燃焼器３の縦断面図
である。この燃焼器３には、前記圧縮機２から高圧空気
が送り込まれ、燃料と混合されて燃焼し、その燃焼ガス
が前記タービン４に導入されて、これを回転させる。
【００１９】図２において、円筒状のハウジング７内に
は、ほぼ円筒状となった燃焼筒８が同心状に収納されて
おり、この燃焼筒８内に燃焼室９が形成されている。燃
焼室９の軸心方向Ａは、この例では、ガスタービン１の
回転軸と直交する方向に設定されている。ハウジング７
は、その基端部（図の右端）に設けられたフランジ７ａ
を介して、圧縮機２およびタービン４を含むエンジン本
体部の外壁１０に設けられたフランジ１０ａに、ボルト
（図示せず）により結合されている。ハウジング７の先
端部（図の左端）にはエンドカバー１１がボルト１２に
より固定されている。
は、ほぼ円筒状となった燃焼筒８が同心状に収納されて
おり、この燃焼筒８内に燃焼室９が形成されている。燃
焼室９の軸心方向Ａは、この例では、ガスタービン１の
回転軸と直交する方向に設定されている。ハウジング７
は、その基端部（図の右端）に設けられたフランジ７ａ
を介して、圧縮機２およびタービン４を含むエンジン本
体部の外壁１０に設けられたフランジ１０ａに、ボルト
（図示せず）により結合されている。ハウジング７の先
端部（図の左端）にはエンドカバー１１がボルト１２に
より固定されている。
【００２０】前記燃焼筒８の先端側である上流部には、
燃焼室９の前壁（頭部）を形成する隔壁１７が装着され
ている。ハウジング７の頭部には、ボルト１８により支
持筒１９が連結され、この支持筒１９の後端部に前記隔
壁１７が、ボルト・ナット２０で固定されており、これ
により燃焼筒８の頭部が支持筒１９を介してハウジング
７に支持されている。燃焼筒８の基端側である下流部に
は、タービンへの燃焼ガス導入路であるスクロールの入
口部２１が挿入されている。ハウジング７と燃焼筒８と
の間には、圧縮機２（図１）からの圧縮空気を矢印Ｐ０
で示すように燃焼筒８に対して上流方向に導く空気通路
２２が形成されている。また、支持筒１９内には、エン
ドカバー１１と燃焼筒９との間に位置する空気導入室２
３が形成されており、支持筒１９の周壁に、空気通路２
２を通って送られてきた圧縮空気Ｐ０を空気導入室２３
に導く空気導入孔２４が設けられている。
燃焼室９の前壁（頭部）を形成する隔壁１７が装着され
ている。ハウジング７の頭部には、ボルト１８により支
持筒１９が連結され、この支持筒１９の後端部に前記隔
壁１７が、ボルト・ナット２０で固定されており、これ
により燃焼筒８の頭部が支持筒１９を介してハウジング
７に支持されている。燃焼筒８の基端側である下流部に
は、タービンへの燃焼ガス導入路であるスクロールの入
口部２１が挿入されている。ハウジング７と燃焼筒８と
の間には、圧縮機２（図１）からの圧縮空気を矢印Ｐ０
で示すように燃焼筒８に対して上流方向に導く空気通路
２２が形成されている。また、支持筒１９内には、エン
ドカバー１１と燃焼筒９との間に位置する空気導入室２
３が形成されており、支持筒１９の周壁に、空気通路２
２を通って送られてきた圧縮空気Ｐ０を空気導入室２３
に導く空気導入孔２４が設けられている。
【００２１】燃焼筒８の上流側の中心部には、燃料を燃
焼室９内に直接噴射して拡散燃焼させる単一のパイロッ
トバーナ２５が、隔壁１７を貫通してその先端が燃焼室
９内に突出するように設けられている。このパイロット
バーナ２５の周囲には、予混合バーナ２６が、前記パイ
ロットバーナ２５と同心状で、かつ周方向に等間隔で複
数個配置されている。この予混合バーナ２６は、燃料と
空気とを予混合させたのちにその混合気を燃焼室９内に
拡散させて噴出し、燃焼室９内の上流側に第１の燃焼領
域９ａを形成させるバーナであり、前記隔壁１７を貫通
してそれらの先端部２７が燃焼室９内に突出するように
設けられている。
焼室９内に直接噴射して拡散燃焼させる単一のパイロッ
トバーナ２５が、隔壁１７を貫通してその先端が燃焼室
９内に突出するように設けられている。このパイロット
バーナ２５の周囲には、予混合バーナ２６が、前記パイ
ロットバーナ２５と同心状で、かつ周方向に等間隔で複
数個配置されている。この予混合バーナ２６は、燃料と
空気とを予混合させたのちにその混合気を燃焼室９内に
拡散させて噴出し、燃焼室９内の上流側に第１の燃焼領
域９ａを形成させるバーナであり、前記隔壁１７を貫通
してそれらの先端部２７が燃焼室９内に突出するように
設けられている。
【００２２】前記中心部のパイロットバーナ２５は、図
３に拡大して示すように、内部に燃料供給通路３２が形
成されたバーナ本体３１と、このバーナ本体３１の先端
に装着されたノズルキャップ３３と、このノズルキャッ
プ３３の外周に、取付けリング３４およびスワーラ３５
を介してノズルキャップ３３と同心状に装着された空気
流入管３６とを備えている。前記ノズルキャップ３３
は、その開口端部に係合片３８が固定されており、この
係合片３８をバーナ本体３１の先端部３１ａに設けた係
合孔３９に係合・離脱可能に連結することにより、バー
ナ本体３１に対して着脱可能に取り付けられている。前
記ノズルキャップ３３には、斜め外方に向け開口した燃
料噴射孔３３ａが円周方向に等間隔で複数個形成される
とともに、これらの燃料噴射孔３３ａに連通し、圧縮空
気を燃料噴射孔３３ａに噴射する空気噴射孔３３ｂが各
燃料噴射孔３３ａに対応させて周方向に等間隔で複数個
形成されている。
３に拡大して示すように、内部に燃料供給通路３２が形
成されたバーナ本体３１と、このバーナ本体３１の先端
に装着されたノズルキャップ３３と、このノズルキャッ
プ３３の外周に、取付けリング３４およびスワーラ３５
を介してノズルキャップ３３と同心状に装着された空気
流入管３６とを備えている。前記ノズルキャップ３３
は、その開口端部に係合片３８が固定されており、この
係合片３８をバーナ本体３１の先端部３１ａに設けた係
合孔３９に係合・離脱可能に連結することにより、バー
ナ本体３１に対して着脱可能に取り付けられている。前
記ノズルキャップ３３には、斜め外方に向け開口した燃
料噴射孔３３ａが円周方向に等間隔で複数個形成される
とともに、これらの燃料噴射孔３３ａに連通し、圧縮空
気を燃料噴射孔３３ａに噴射する空気噴射孔３３ｂが各
燃料噴射孔３３ａに対応させて周方向に等間隔で複数個
形成されている。
【００２３】前記空気流入管３６は、圧縮空気を燃焼室
９内に供給するための空気流入路３７を前記バーナ本体
３１の外周に形成する部材であって、燃焼室９の隔壁１
７に固定されている。前記スワーラ３５は、前記空気流
入路３７を経て燃焼室９内に供給される圧縮空気を旋回
させるための固定羽根である。前記取付けリング３４に
は、前記空気流入路３７に流入する圧縮空気の一部を前
記ノズルキャップ３３の空気噴射孔３３ｂに導入する環
状の空気導入路３４ａが形成されている。
９内に供給するための空気流入路３７を前記バーナ本体
３１の外周に形成する部材であって、燃焼室９の隔壁１
７に固定されている。前記スワーラ３５は、前記空気流
入路３７を経て燃焼室９内に供給される圧縮空気を旋回
させるための固定羽根である。前記取付けリング３４に
は、前記空気流入路３７に流入する圧縮空気の一部を前
記ノズルキャップ３３の空気噴射孔３３ｂに導入する環
状の空気導入路３４ａが形成されている。
【００２４】図２に示すように、各予混合バーナ２６
は、圧縮空気を燃焼室９内に供給するための空気導入管
３８と、この空気導入管３８内に嵌め込み固定されたス
ワーラ３９と、空気導入管３８内に同心状に挿入されス
ワーラ３９を介して空気導入管３８に固定された外側燃
料導入管４０と、この外側燃料導入管４０に嵌合された
内側燃料導入管４１と、スワーラ３９の下流側に位置
し、基部を外側燃料導入管４０に挿通させて固定された
前後２列の燃料ノズル４２とを備えている。空気導入管
３８は、その先端側（下流側）開口部が燃焼室９内に挿
入された状態で隔壁１７に固定されており、この空気導
入管３８と外側燃料導入管４０との間には空気導入路４
６が形成されている。
は、圧縮空気を燃焼室９内に供給するための空気導入管
３８と、この空気導入管３８内に嵌め込み固定されたス
ワーラ３９と、空気導入管３８内に同心状に挿入されス
ワーラ３９を介して空気導入管３８に固定された外側燃
料導入管４０と、この外側燃料導入管４０に嵌合された
内側燃料導入管４１と、スワーラ３９の下流側に位置
し、基部を外側燃料導入管４０に挿通させて固定された
前後２列の燃料ノズル４２とを備えている。空気導入管
３８は、その先端側（下流側）開口部が燃焼室９内に挿
入された状態で隔壁１７に固定されており、この空気導
入管３８と外側燃料導入管４０との間には空気導入路４
６が形成されている。
【００２５】燃焼筒８における前記第１の燃焼領域９ａ
よりも下流側には、短いパイプを貫通させて形成された
４個の第１の希釈用空気孔４７が周方向に等間隔に配置
されており、この第１の希釈用空気孔４７よりも下流側
の燃焼筒８の壁面に、４個の第２の希釈用空気孔４８が
周方向に等間隔で形成されている。ハウジング７におけ
る第１の希釈用空気孔４７に対向する部分には、４個の
追焚バーナ４９が各々の先端部を第１の希釈用空気孔４
７に臨ませて取り付けられており、この４個の追焚バー
ナ４９は、燃料を第１の希釈用空気孔４７を通じて燃焼
室９内に噴射して、燃焼室９内に第２の燃焼領域９ｂを
形成させる。
よりも下流側には、短いパイプを貫通させて形成された
４個の第１の希釈用空気孔４７が周方向に等間隔に配置
されており、この第１の希釈用空気孔４７よりも下流側
の燃焼筒８の壁面に、４個の第２の希釈用空気孔４８が
周方向に等間隔で形成されている。ハウジング７におけ
る第１の希釈用空気孔４７に対向する部分には、４個の
追焚バーナ４９が各々の先端部を第１の希釈用空気孔４
７に臨ませて取り付けられており、この４個の追焚バー
ナ４９は、燃料を第１の希釈用空気孔４７を通じて燃焼
室９内に噴射して、燃焼室９内に第２の燃焼領域９ｂを
形成させる。
【００２６】つぎに、前記実施形態の動作について説明
する。図１のガスタービン１の運転スタート時に、図２
のパイロットバーナ２５においては、圧縮機２から供給
された圧縮空気が、空気流入管３６内に矢印Ｐ１で示す
ように流入し、スワーラ３５を通って旋回流となって燃
焼室９内に供給される。一方、図３に示すバーナ本体３
１の燃料供給通路３２には、中・高負荷に対応する低Ｎ
ＯX 運転時よりも大流量のパイロット燃料Ｆが供給さ
れ、その燃料Ｆは、ノズルキャップ３３の燃料噴射孔３
３ａから燃焼室９内に噴出されて、前記した旋回した空
気により瞬間的に拡散され、かつ点火プラグ５０により
着火される。このとき、旋回流の中心部には安定した保
炎部が形成される。パイロットバーナ２５での大流量の
燃料噴射は低負荷運転時にも維持される。
する。図１のガスタービン１の運転スタート時に、図２
のパイロットバーナ２５においては、圧縮機２から供給
された圧縮空気が、空気流入管３６内に矢印Ｐ１で示す
ように流入し、スワーラ３５を通って旋回流となって燃
焼室９内に供給される。一方、図３に示すバーナ本体３
１の燃料供給通路３２には、中・高負荷に対応する低Ｎ
ＯX 運転時よりも大流量のパイロット燃料Ｆが供給さ
れ、その燃料Ｆは、ノズルキャップ３３の燃料噴射孔３
３ａから燃焼室９内に噴出されて、前記した旋回した空
気により瞬間的に拡散され、かつ点火プラグ５０により
着火される。このとき、旋回流の中心部には安定した保
炎部が形成される。パイロットバーナ２５での大流量の
燃料噴射は低負荷運転時にも維持される。
【００２７】このように、運転スタート時および低負荷
運転時にパイロットバーナ２５では大流量のパイロット
燃料が噴射されるので、そのエジェクタ効果により、圧
縮空気Ｐ１が取付けリング３４の空気導入路３４ａを経
て空気噴射孔３３ｂから燃料噴射孔３３ａに吸入され、
燃料Ｆとともに燃焼室９内へ導入される。したがって、
このとき、燃料供給通路３２に供給された燃料Ｆが、燃
料噴射孔３３ａ、空気噴射孔３３ｂおよび空気導入路３
４ａを経て燃焼室９外に漏れることはない。
運転時にパイロットバーナ２５では大流量のパイロット
燃料が噴射されるので、そのエジェクタ効果により、圧
縮空気Ｐ１が取付けリング３４の空気導入路３４ａを経
て空気噴射孔３３ｂから燃料噴射孔３３ａに吸入され、
燃料Ｆとともに燃焼室９内へ導入される。したがって、
このとき、燃料供給通路３２に供給された燃料Ｆが、燃
料噴射孔３３ａ、空気噴射孔３３ｂおよび空気導入路３
４ａを経て燃焼室９外に漏れることはない。
【００２８】図２に示す予混合バーナ２６では、空気導
入管３８に流入した圧縮空気が、スワーラ３９を通って
旋回して燃焼室９内に送られる。一方、低ＮＯX 運転時
に内側燃料導入管４１内に供給される燃料Ｆ０は、内側
燃料導入管４１の先端から予混合バーナ先端部２７の内
面に衝突したのちに、両燃料導入管４０，４１の基端側
へ折り返すように導かれて、放射状に延びた燃料ノズル
４２から空気導入路４６に噴射される。
入管３８に流入した圧縮空気が、スワーラ３９を通って
旋回して燃焼室９内に送られる。一方、低ＮＯX 運転時
に内側燃料導入管４１内に供給される燃料Ｆ０は、内側
燃料導入管４１の先端から予混合バーナ先端部２７の内
面に衝突したのちに、両燃料導入管４０，４１の基端側
へ折り返すように導かれて、放射状に延びた燃料ノズル
４２から空気導入路４６に噴射される。
【００２９】このようにして、空気導入路４６内の全域
において燃料と空気が均一な割合で十分に予混合され、
そのガスが燃焼室９内に供給され、パイロットバーナ２
５により形成された保炎部で着火されて、第１の燃焼領
域９ａを形成し、高圧の燃焼ガスを発生する。ここで、
第１の燃焼領域９ａでは空気と燃料が十分に混合されて
いるので、薄い混合気でも十分に燃焼する結果、燃焼温
度が低下して、ＮＯXの発生量が抑制される。
において燃料と空気が均一な割合で十分に予混合され、
そのガスが燃焼室９内に供給され、パイロットバーナ２
５により形成された保炎部で着火されて、第１の燃焼領
域９ａを形成し、高圧の燃焼ガスを発生する。ここで、
第１の燃焼領域９ａでは空気と燃料が十分に混合されて
いるので、薄い混合気でも十分に燃焼する結果、燃焼温
度が低下して、ＮＯXの発生量が抑制される。
【００３０】中・高負荷の低ＮＯX 運転時には、図３の
パイロットバーナ２５の燃料供給通路３２に供給するパ
イロット燃料Ｆを少量として、予混合火炎の安定化が図
られる。このとき、ノズルキャップ３３の燃料噴射孔３
３ａにおける燃料の噴射差圧は、燃料流量の２乗に比例
するので、先述した運転スタート時や低負荷運転時に比
べて極めて低くなる。これに伴い、燃料噴射孔３３ａ内
の圧力が低くなり、空気流入路３７の圧縮空気Ｐ１の一
部が、取付けリング３４の空気導入路３４ａおよび空気
噴射孔３３ｂを経て燃料噴射孔３３ａ内に噴射されるの
で、燃焼室９内の燃焼ガスが燃料噴射孔３３ａ内に逆流
することはなく、逆流に起因する燃料噴射孔３３ａの焼
損や閉塞を防止できる。
パイロットバーナ２５の燃料供給通路３２に供給するパ
イロット燃料Ｆを少量として、予混合火炎の安定化が図
られる。このとき、ノズルキャップ３３の燃料噴射孔３
３ａにおける燃料の噴射差圧は、燃料流量の２乗に比例
するので、先述した運転スタート時や低負荷運転時に比
べて極めて低くなる。これに伴い、燃料噴射孔３３ａ内
の圧力が低くなり、空気流入路３７の圧縮空気Ｐ１の一
部が、取付けリング３４の空気導入路３４ａおよび空気
噴射孔３３ｂを経て燃料噴射孔３３ａ内に噴射されるの
で、燃焼室９内の燃焼ガスが燃料噴射孔３３ａ内に逆流
することはなく、逆流に起因する燃料噴射孔３３ａの焼
損や閉塞を防止できる。
【００３１】また、燃料噴射孔３３ａに流入する圧縮空
気により燃料噴射孔３３ａの周辺部を冷却することがで
きるので、パイロットバーナ２５の長寿命化が可能とな
る。さらに、パイロットバーナ２５の燃料経路を１系統
としたままで、前記逆流現象を解消できるので、燃料経
路を簡素化できる。また、燃料噴射孔３３ａおよび空気
噴射孔３３ｂがノズルキャップ３３に形成されているの
で、万一、燃料噴射孔３３ａまたは空気噴射孔３３ｂが
傷んでも、ノズルキャップ３３を交換するだけで済む。
気により燃料噴射孔３３ａの周辺部を冷却することがで
きるので、パイロットバーナ２５の長寿命化が可能とな
る。さらに、パイロットバーナ２５の燃料経路を１系統
としたままで、前記逆流現象を解消できるので、燃料経
路を簡素化できる。また、燃料噴射孔３３ａおよび空気
噴射孔３３ｂがノズルキャップ３３に形成されているの
で、万一、燃料噴射孔３３ａまたは空気噴射孔３３ｂが
傷んでも、ノズルキャップ３３を交換するだけで済む。
【００３２】図４は本発明の第２実施形態のバーナ装置
を適用したガスタービンにおける燃焼器３の縦断面図で
ある。この燃焼器３では、拡散燃焼式の単一のパイロッ
トバーナ５５の外周に単一の予混合バーナ５６が同心状
に設けられている。ハウジング７、燃焼筒８等の構成は
先の実施形態の場合と同様であり、同等部分には同一符
号を付して、ここではそれらの説明を省略する。
を適用したガスタービンにおける燃焼器３の縦断面図で
ある。この燃焼器３では、拡散燃焼式の単一のパイロッ
トバーナ５５の外周に単一の予混合バーナ５６が同心状
に設けられている。ハウジング７、燃焼筒８等の構成は
先の実施形態の場合と同様であり、同等部分には同一符
号を付して、ここではそれらの説明を省略する。
【００３３】図５（Ａ）に拡大して示すように、パイロ
ットバーナ５５を構成するバーナ本体６１内の中心部に
は、パイロット燃料Ｆを供給する燃料供給通路６２が形
成され、バーナ本体６１の先端部には前記燃料供給通路
６２に連通し、斜め外方に向け開口した燃料噴射孔６３
が円周方向に等間隔で複数個形成されるとともに、これ
らの燃料噴射孔６３に連通して、圧縮空気Ｐ１を燃料噴
射孔６３に噴射する空気噴射孔６４が各燃料噴射孔６３
に対応させて複数個形成されている。
ットバーナ５５を構成するバーナ本体６１内の中心部に
は、パイロット燃料Ｆを供給する燃料供給通路６２が形
成され、バーナ本体６１の先端部には前記燃料供給通路
６２に連通し、斜め外方に向け開口した燃料噴射孔６３
が円周方向に等間隔で複数個形成されるとともに、これ
らの燃料噴射孔６３に連通して、圧縮空気Ｐ１を燃料噴
射孔６３に噴射する空気噴射孔６４が各燃料噴射孔６３
に対応させて複数個形成されている。
【００３４】また、バーナ本体６１内における前記燃料
供給通路６２の外周には、これと同心状に、圧縮空気Ｐ
１の一部を前記空気噴射孔６４に流入させる環状の空気
流入路６５が形成され、この空気流入路６５には、バー
ナ本体６１における前記予混合バーナ５６よりも上流側
の位置で、周方向に間隔をあけて複数個設けられて径方
向外方に向け開口する複数個の空気吸入口６６から、圧
縮空気Ｐ１が吸入される。
供給通路６２の外周には、これと同心状に、圧縮空気Ｐ
１の一部を前記空気噴射孔６４に流入させる環状の空気
流入路６５が形成され、この空気流入路６５には、バー
ナ本体６１における前記予混合バーナ５６よりも上流側
の位置で、周方向に間隔をあけて複数個設けられて径方
向外方に向け開口する複数個の空気吸入口６６から、圧
縮空気Ｐ１が吸入される。
【００３５】前記予混合バーナ５６は、圧縮空気Ｐ１を
燃焼室９内に供給するための空気導入管６８と、この空
気導入管６８内に嵌め込み固定されたスワーラ６９と、
前記バーナ本体６１における前記スワーラ６９よりも下
流側の位置に径方向外方に向けて放射状に設けられた複
数個の燃料ノズル７２と、前記バーナ本体６１内の最外
周部に形成され前記燃焼ノズル７２に燃料Ｆ０を導入す
る燃料導入路７３とを備えている。前記空気導入管６８
は、燃焼室９の前壁（頭部）を形成する隔壁１７に固定
されている。
燃焼室９内に供給するための空気導入管６８と、この空
気導入管６８内に嵌め込み固定されたスワーラ６９と、
前記バーナ本体６１における前記スワーラ６９よりも下
流側の位置に径方向外方に向けて放射状に設けられた複
数個の燃料ノズル７２と、前記バーナ本体６１内の最外
周部に形成され前記燃焼ノズル７２に燃料Ｆ０を導入す
る燃料導入路７３とを備えている。前記空気導入管６８
は、燃焼室９の前壁（頭部）を形成する隔壁１７に固定
されている。
【００３６】この実施形態の場合にも、パイロットバー
ナ５５の燃料供給通路６２から大流量の燃料Ｆが供給さ
れる運転スタート時および低負荷運転時において、燃料
噴射孔６３では、エジェクタ効果により、燃焼室９外の
圧縮空気Ｐ１が、空気吸入口６６、空気流入路６５およ
び空気噴射孔６４を経て燃料噴射孔６３内に噴射される
ので、パイロット燃料Ｆが空気噴射孔６４、空気流入路
６５および空気吸入口６６を経て燃焼室９外に漏れるこ
とはない。
ナ５５の燃料供給通路６２から大流量の燃料Ｆが供給さ
れる運転スタート時および低負荷運転時において、燃料
噴射孔６３では、エジェクタ効果により、燃焼室９外の
圧縮空気Ｐ１が、空気吸入口６６、空気流入路６５およ
び空気噴射孔６４を経て燃料噴射孔６３内に噴射される
ので、パイロット燃料Ｆが空気噴射孔６４、空気流入路
６５および空気吸入口６６を経て燃焼室９外に漏れるこ
とはない。
【００３７】また、中・高負荷の低ＮＯX 運転時には、
パイロットバーナ５５の燃料供給通路６２から供給され
るパイロット燃料Ｆは運転スタート時や低負荷運転時よ
りも小流量とされるので、これに応じて燃料噴射孔６３
での燃料の噴射差圧が低くなるが、このとき、空気噴射
孔６４から、圧力が低くなった燃料噴射孔６３内に圧縮
空気Ｐ１が流入するので、燃料噴射孔６３に燃焼ガスが
逆流するのを防止でき、逆流に起因する燃料噴射孔６３
の焼損や閉塞を回避できるとともに、燃料噴射孔６３へ
の圧縮空気の流入により燃料噴射孔６３の周辺部を冷却
して、パイロットバーナ５５の長寿命化が可能となる。
パイロットバーナ５５の燃料供給通路６２から供給され
るパイロット燃料Ｆは運転スタート時や低負荷運転時よ
りも小流量とされるので、これに応じて燃料噴射孔６３
での燃料の噴射差圧が低くなるが、このとき、空気噴射
孔６４から、圧力が低くなった燃料噴射孔６３内に圧縮
空気Ｐ１が流入するので、燃料噴射孔６３に燃焼ガスが
逆流するのを防止でき、逆流に起因する燃料噴射孔６３
の焼損や閉塞を回避できるとともに、燃料噴射孔６３へ
の圧縮空気の流入により燃料噴射孔６３の周辺部を冷却
して、パイロットバーナ５５の長寿命化が可能となる。
【００３８】図６は本発明の第３実施形態のバーナ装置
の縦断面図であり、例えば図４に示す燃焼器３に適用さ
れる。このバーナ装置も、第２実施形態の場合と同様
に、拡散燃焼式の単一のパイロットバーナ７５の外周に
単一の予混合バーナ５６が同心状に設けられている。予
混合バーナ５６の構成は第２実施形態の場合とほぼ同様
であり、同等部分には同一符号を付して、ここではそれ
らの説明を省略する。
の縦断面図であり、例えば図４に示す燃焼器３に適用さ
れる。このバーナ装置も、第２実施形態の場合と同様
に、拡散燃焼式の単一のパイロットバーナ７５の外周に
単一の予混合バーナ５６が同心状に設けられている。予
混合バーナ５６の構成は第２実施形態の場合とほぼ同様
であり、同等部分には同一符号を付して、ここではそれ
らの説明を省略する。
【００３９】この場合のパイロットバーナ７５では、そ
のバーナ本体７６の中心部に低ＮＯ X 運転時に小流量の
パイロット燃料Ｆ２を供給する小流量用燃料供給通路７
７が形成されるとともに、この小流量用燃料供給通路７
７の外周に、運転スタート時および低負荷運転時に大流
量のパイロット燃料Ｆ１を供給する環状の大流量用燃料
供給通路７８が、小流量用燃料供給通路７７と同心状に
形成されている。また、バーナ本体７６の先端部には、
大流量用燃料供給通路７８に連通し、斜め外方に向かっ
て開口した大流量用の第１の燃料噴射孔７９が、円周方
向に等間隔で複数個形成されるとともに、前記小流量用
燃料供給通路７７から供給される燃料Ｆ２を前記第１の
燃料噴射孔７９内に噴射する小流量用の第２の燃料噴射
孔８０が、第１の燃料噴射孔７９に対応させて複数個形
成されている。第１および第２の燃料噴射孔７９，８０
の内径は、後者８０の方が前者７９よりも小さく設定さ
れている。
のバーナ本体７６の中心部に低ＮＯ X 運転時に小流量の
パイロット燃料Ｆ２を供給する小流量用燃料供給通路７
７が形成されるとともに、この小流量用燃料供給通路７
７の外周に、運転スタート時および低負荷運転時に大流
量のパイロット燃料Ｆ１を供給する環状の大流量用燃料
供給通路７８が、小流量用燃料供給通路７７と同心状に
形成されている。また、バーナ本体７６の先端部には、
大流量用燃料供給通路７８に連通し、斜め外方に向かっ
て開口した大流量用の第１の燃料噴射孔７９が、円周方
向に等間隔で複数個形成されるとともに、前記小流量用
燃料供給通路７７から供給される燃料Ｆ２を前記第１の
燃料噴射孔７９内に噴射する小流量用の第２の燃料噴射
孔８０が、第１の燃料噴射孔７９に対応させて複数個形
成されている。第１および第２の燃料噴射孔７９，８０
の内径は、後者８０の方が前者７９よりも小さく設定さ
れている。
【００４０】この実施形態の場合、例えば中・高負荷の
低ＮＯX 運転時に大流量用の燃料供給通路７７を遮断す
ると、その供給通路の圧力が低下するが、このとき、小
流量用の第２の燃料噴射孔８０から第１の燃料噴射孔７
９内にパイロット燃料Ｆ２が噴射されて燃焼室９に吐出
するので、第１の燃料噴射孔７９内に燃焼ガスが逆流す
るのを防止でき、逆流に起因する第１の燃料噴射孔７９
の焼損や閉塞を回避できる。また、この実施形態では、
パイロットバーナ５５の燃料経路を２系統としているの
で、小流量のパイロット燃料Ｆ２を噴射する場合でも、
第１の燃料噴射孔７９よりも小径としておくことによ
り、燃料の噴射差圧を大きく維持でき、燃料の流量制御
が容易となる。したがって、多缶式の燃焼器の場合であ
っても、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分で
きる。
低ＮＯX 運転時に大流量用の燃料供給通路７７を遮断す
ると、その供給通路の圧力が低下するが、このとき、小
流量用の第２の燃料噴射孔８０から第１の燃料噴射孔７
９内にパイロット燃料Ｆ２が噴射されて燃焼室９に吐出
するので、第１の燃料噴射孔７９内に燃焼ガスが逆流す
るのを防止でき、逆流に起因する第１の燃料噴射孔７９
の焼損や閉塞を回避できる。また、この実施形態では、
パイロットバーナ５５の燃料経路を２系統としているの
で、小流量のパイロット燃料Ｆ２を噴射する場合でも、
第１の燃料噴射孔７９よりも小径としておくことによ
り、燃料の噴射差圧を大きく維持でき、燃料の流量制御
が容易となる。したがって、多缶式の燃焼器の場合であ
っても、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分で
きる。
【００４１】図７は本発明の第４実施形態のバーナ装置
の縦断面図であり、例えば図４に示す燃焼器３に適用さ
れる。このバーナ装置も、第２実施形態の場合と同様
に、拡散燃焼式の単一のパイロットバーナ８５の外周に
単一の予混合バーナ５６が同心状に設けられている。予
混合バーナ５６の構成は第２実施形態の場合と同様であ
り、同等部分には同一符号を付して、ここではそれらの
説明を省略する。
の縦断面図であり、例えば図４に示す燃焼器３に適用さ
れる。このバーナ装置も、第２実施形態の場合と同様
に、拡散燃焼式の単一のパイロットバーナ８５の外周に
単一の予混合バーナ５６が同心状に設けられている。予
混合バーナ５６の構成は第２実施形態の場合と同様であ
り、同等部分には同一符号を付して、ここではそれらの
説明を省略する。
【００４２】この場合のパイロットバーナ７５では、そ
のバーナ本体８６の中心部に中・高負荷の低ＮＯX 運転
時に小流量のパイロット燃料Ｆ２を供給する小流量用燃
料供給通路８７が形成されるとともに、この小流量用燃
料供給通路８７の外周に、運転スタート時および低負荷
運転時に大流量のパイロット燃料Ｆ１を供給する環状の
大流量用燃料供給路８８が、小流量用燃料供給通路８７
と同心状に形成されている。また、バーナ本体８６の先
端部には、大流量用燃料供給通路８８に連通し、予混合
バーナ５６によって構成される予混合気通路５７に向け
斜め外方に開口した大流量用の第１の燃料噴射孔８９が
円周方向に等間隔で複数個形成されるとともに、前記大
流量用燃料供給通路８８に連通する連通路９１と、前記
小流量用燃料供給通路８７から供給される燃料Ｆ２を前
記連通路９１内へ噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔
９０とが形成されている。第２の燃料噴射孔９０は、そ
の内径が第１の燃料噴射孔８９よりも小さく設定されて
おり、例えば、小流量用燃料通路８７の軸心に対して同
心円状に複数個形成される。
のバーナ本体８６の中心部に中・高負荷の低ＮＯX 運転
時に小流量のパイロット燃料Ｆ２を供給する小流量用燃
料供給通路８７が形成されるとともに、この小流量用燃
料供給通路８７の外周に、運転スタート時および低負荷
運転時に大流量のパイロット燃料Ｆ１を供給する環状の
大流量用燃料供給路８８が、小流量用燃料供給通路８７
と同心状に形成されている。また、バーナ本体８６の先
端部には、大流量用燃料供給通路８８に連通し、予混合
バーナ５６によって構成される予混合気通路５７に向け
斜め外方に開口した大流量用の第１の燃料噴射孔８９が
円周方向に等間隔で複数個形成されるとともに、前記大
流量用燃料供給通路８８に連通する連通路９１と、前記
小流量用燃料供給通路８７から供給される燃料Ｆ２を前
記連通路９１内へ噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔
９０とが形成されている。第２の燃料噴射孔９０は、そ
の内径が第１の燃料噴射孔８９よりも小さく設定されて
おり、例えば、小流量用燃料通路８７の軸心に対して同
心円状に複数個形成される。
【００４３】前記小流量用燃料供給通路８７を形成する
導管９３の先端部内側に閉止部材９４が固定され、この
閉止部材９４に前記燃料噴射孔９０が形成され、さら
に、閉止部材９４とバーナ本体８６の内面との間に、前
記バーナ本体８６の先端面に近接して径方向に広がった
形状の前記連通路９１が形成されている。したがって、
この例では、連通路９１は、導管９３および閉止部材９
４とバーナ本体８６の内端面との間に形成される円盤状
の空間９１ａと、導管９３の外周面とバーナ本体８６の
内周面との間に形成されて前記空間９１ａの外周部に連
通する環状の空間９１ｂとで形成されている。環状の空
間９１ｂには、導管９３の先端部をバーナ本体８６の内
周面に支持するステー９５が、周方向に等間隔で複数個
配置されている。また、第２の燃料噴射孔９０は、この
噴射孔９０から噴射される燃料Ｆ２が前記バーナ本体８
６の先端面８６ａに向かうように軸方向下流側に向けて
形成されている。
導管９３の先端部内側に閉止部材９４が固定され、この
閉止部材９４に前記燃料噴射孔９０が形成され、さら
に、閉止部材９４とバーナ本体８６の内面との間に、前
記バーナ本体８６の先端面に近接して径方向に広がった
形状の前記連通路９１が形成されている。したがって、
この例では、連通路９１は、導管９３および閉止部材９
４とバーナ本体８６の内端面との間に形成される円盤状
の空間９１ａと、導管９３の外周面とバーナ本体８６の
内周面との間に形成されて前記空間９１ａの外周部に連
通する環状の空間９１ｂとで形成されている。環状の空
間９１ｂには、導管９３の先端部をバーナ本体８６の内
周面に支持するステー９５が、周方向に等間隔で複数個
配置されている。また、第２の燃料噴射孔９０は、この
噴射孔９０から噴射される燃料Ｆ２が前記バーナ本体８
６の先端面８６ａに向かうように軸方向下流側に向けて
形成されている。
【００４４】この実施形態の場合、例えば中・高負荷の
低ＮＯX 運転時に大流量用の燃料供給通路８８を遮断す
ると、その供給通路８８の圧力が低下するが、このとき
にも小流量用の第２の燃料噴射孔９０から連通路９１を
経て第１の燃料噴射孔８９に燃料Ｆ２が噴射されて燃焼
室９に吐出するので、第１の燃料噴射孔８９内に燃焼ガ
スが逆流するのを極力防止でき、逆流に起因する燃料噴
射孔８９の焼損や閉塞を回避できる。また、第１の燃料
噴射孔８９は予混合気通路５７内に開口するから、例え
逆流が生じても、燃料ガスではなく、低温の予混合気が
第１の燃料噴射孔８９内に侵入するだけである。したが
って、第１の燃料噴射孔８９の焼損や閉塞は生じない。
低ＮＯX 運転時に大流量用の燃料供給通路８８を遮断す
ると、その供給通路８８の圧力が低下するが、このとき
にも小流量用の第２の燃料噴射孔９０から連通路９１を
経て第１の燃料噴射孔８９に燃料Ｆ２が噴射されて燃焼
室９に吐出するので、第１の燃料噴射孔８９内に燃焼ガ
スが逆流するのを極力防止でき、逆流に起因する燃料噴
射孔８９の焼損や閉塞を回避できる。また、第１の燃料
噴射孔８９は予混合気通路５７内に開口するから、例え
逆流が生じても、燃料ガスではなく、低温の予混合気が
第１の燃料噴射孔８９内に侵入するだけである。したが
って、第１の燃料噴射孔８９の焼損や閉塞は生じない。
【００４５】さらに、第２の燃料噴射孔９０から噴射し
た燃料Ｆ２が連通路９１の壁面に垂直に当たるので、高
温にさらされるバーナ本体８６の先端部をインピンジ冷
却でき、パイロットバーナ８５の長寿命化が可能とな
る。また、この実施形態も、パイロットバーナ８５の燃
料経路を２系統としているので、小流量のパイロット燃
料Ｆ２を噴射する場合でも、第２の燃料噴射孔９０を小
径としておくことにより、燃料の噴射差圧を大きくでき
るので、燃料の流量制御が容易となる。したがって、多
缶式の燃焼器の場合であっても、各々の燃焼器にパイロ
ット燃料を均等に配分できる。
た燃料Ｆ２が連通路９１の壁面に垂直に当たるので、高
温にさらされるバーナ本体８６の先端部をインピンジ冷
却でき、パイロットバーナ８５の長寿命化が可能とな
る。また、この実施形態も、パイロットバーナ８５の燃
料経路を２系統としているので、小流量のパイロット燃
料Ｆ２を噴射する場合でも、第２の燃料噴射孔９０を小
径としておくことにより、燃料の噴射差圧を大きくでき
るので、燃料の流量制御が容易となる。したがって、多
缶式の燃焼器の場合であっても、各々の燃焼器にパイロ
ット燃料を均等に配分できる。
【００４６】
【発明の効果】以上のように、本発明の請求項１のガス
タービンの燃焼器用バーナ装置によれば、パイロットバ
ーナの先端に形成した燃料噴射孔内に、前記高圧空気を
噴射する空気噴射孔が連通されているため、パイロット
バーナからの燃料噴射流量を小流量とする低ＮＯX 運転
時でも、パイロットバーナの先端の燃料噴射孔内には、
空気噴射孔から高圧空気が噴射されるので、パイロット
バーナの燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流するのを防止で
き、その燃料噴射孔が焼損したり閉塞するのを回避でき
る。
タービンの燃焼器用バーナ装置によれば、パイロットバ
ーナの先端に形成した燃料噴射孔内に、前記高圧空気を
噴射する空気噴射孔が連通されているため、パイロット
バーナからの燃料噴射流量を小流量とする低ＮＯX 運転
時でも、パイロットバーナの先端の燃料噴射孔内には、
空気噴射孔から高圧空気が噴射されるので、パイロット
バーナの燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流するのを防止で
き、その燃料噴射孔が焼損したり閉塞するのを回避でき
る。
【００４７】また、本発明の請求項３のガスタービンの
燃焼器用バーナ装置によれば、パイロットバーナに、燃
料を燃焼器内へ噴射する大流量用の第１の燃料噴射孔
と、燃料を前記第１の燃料噴射孔内に噴射する小流量用
の第２の燃料噴射孔とが設けられているため、低ＮＯX
運転時に、パイロットバーナにおける第１の燃料噴射孔
からの大流量の燃料を遮断しても、第２の燃料噴射孔か
ら第１の燃料噴射孔を経て小流量の燃料が噴射されるの
で、燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流するのを防止でき、燃
料噴射孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロット
燃料の供給ラインが２系統であるため、燃料噴射流量を
小流量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロット燃料の噴
射差圧を高く維持でき、多缶式の燃焼器の場合でも、各
々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分できる。
燃焼器用バーナ装置によれば、パイロットバーナに、燃
料を燃焼器内へ噴射する大流量用の第１の燃料噴射孔
と、燃料を前記第１の燃料噴射孔内に噴射する小流量用
の第２の燃料噴射孔とが設けられているため、低ＮＯX
運転時に、パイロットバーナにおける第１の燃料噴射孔
からの大流量の燃料を遮断しても、第２の燃料噴射孔か
ら第１の燃料噴射孔を経て小流量の燃料が噴射されるの
で、燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流するのを防止でき、燃
料噴射孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロット
燃料の供給ラインが２系統であるため、燃料噴射流量を
小流量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロット燃料の噴
射差圧を高く維持でき、多缶式の燃焼器の場合でも、各
々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分できる。
【００４８】また、本発明の請求項４のガスタービンの
燃焼器用バーナ装置によれば、パイロットバーナの外周
に単一の前記予混合バーナが同心状に設けられ、 前記
パイロットバーナに、燃料を予混合バーナの予混合気通
路内へ噴射する大流量用の第１の燃料噴射孔と、この第
１の燃料噴射孔へ燃料を供給する燃料供給通路と、この
燃料供給通路に連通する連通路と、この連通路内へ燃料
を噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔とが設けられて
いるため、低ＮＯX 運転時に、パイロットバーナにおけ
る第１の燃料噴射孔からの大流量の燃料を遮断しても、
第２の燃料噴射孔から連通路、燃料供給通路および第１
の燃料噴射孔を経て小流量の燃料が噴射されて、第１の
燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流するのを防止でき、燃料噴
射孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロット燃料
の供給ラインが２系統であるため、パイロット燃料の噴
射流量を少量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロット燃
料の噴射差圧を高く維持でき、多缶式の燃焼器の場合で
も、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分でき
る。
燃焼器用バーナ装置によれば、パイロットバーナの外周
に単一の前記予混合バーナが同心状に設けられ、 前記
パイロットバーナに、燃料を予混合バーナの予混合気通
路内へ噴射する大流量用の第１の燃料噴射孔と、この第
１の燃料噴射孔へ燃料を供給する燃料供給通路と、この
燃料供給通路に連通する連通路と、この連通路内へ燃料
を噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔とが設けられて
いるため、低ＮＯX 運転時に、パイロットバーナにおけ
る第１の燃料噴射孔からの大流量の燃料を遮断しても、
第２の燃料噴射孔から連通路、燃料供給通路および第１
の燃料噴射孔を経て小流量の燃料が噴射されて、第１の
燃料噴射孔に燃焼ガスが逆流するのを防止でき、燃料噴
射孔の焼損や閉塞を回避できる。また、パイロット燃料
の供給ラインが２系統であるため、パイロット燃料の噴
射流量を少量とする低ＮＯX 運転時でも、パイロット燃
料の噴射差圧を高く維持でき、多缶式の燃焼器の場合で
も、各々の燃焼器にパイロット燃料を均等に配分でき
る。
【図１】本発明の第１実施形態に係るバーナ装置を適用
したガスタービン設備の要部を示す概略構成図である。
したガスタービン設備の要部を示す概略構成図である。
【図２】同ガスタービン設備における燃焼器を示す縦断
面図である。
面図である。
【図３】同燃焼器におけるバーナ装置を拡大して示す縦
断面図である。
断面図である。
【図４】本発明の第２の実施形態に係るバーナ装置を適
用した燃焼器を示す縦断面図である。
用した燃焼器を示す縦断面図である。
【図５】（Ａ）は同燃焼器におけるバーナ装置を拡大し
て示す縦断面図、（Ｂ）は（Ａ）におけるＶ−Ｖ矢視断
面図である。
て示す縦断面図、（Ｂ）は（Ａ）におけるＶ−Ｖ矢視断
面図である。
【図６】本発明の第３実施形態に係るバーナ装置を示す
縦断面図である。
縦断面図である。
【図７】本発明の第４実施形態に係るバーナ装置を示す
縦断面図である。
縦断面図である。
１…ガスタービン、２…圧縮機、３…燃焼器、１７…隔
壁、２５，５５，７５，８５…パイロットバーナ、２
６，５６…予混合バーナ、３１，６１，７６，８６…バ
ーナ本体、３２…燃料供給通路、３３…ノズルキャッ
プ、３３ａ…燃料噴射孔、３３ｂ…空気噴射孔、３４…
取付けリング、３５…スワーラ、３６…空気流入管、３
７…空気流入路、４６…空気導入路、７９，８９…第１
の燃料噴射孔、８０，９０…第２の燃料噴射孔、８８…
大流量用燃料供給通路、９１…連通路，Ｆ，Ｆ０，Ｆ
１，Ｆ２…燃料、Ｐ１…圧縮空気
壁、２５，５５，７５，８５…パイロットバーナ、２
６，５６…予混合バーナ、３１，６１，７６，８６…バ
ーナ本体、３２…燃料供給通路、３３…ノズルキャッ
プ、３３ａ…燃料噴射孔、３３ｂ…空気噴射孔、３４…
取付けリング、３５…スワーラ、３６…空気流入管、３
７…空気流入路、４６…空気導入路、７９，８９…第１
の燃料噴射孔、８０，９０…第２の燃料噴射孔、８８…
大流量用燃料供給通路、９１…連通路，Ｆ，Ｆ０，Ｆ
１，Ｆ２…燃料、Ｐ１…圧縮空気
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23R 3/28
Claims (5)
- 【請求項１】 ガスタービンの圧縮機からの高圧空気に
燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いられるバーナ装
置であって、 前記高圧空気を燃料と予混合して燃焼器内に導入する予
混合バーナと、燃料を燃焼器内に供給して拡散燃焼させ
るパイロットバーナとを有し、 前記パイロットバーナの先端に形成した燃料噴射孔内
に、前記高圧空気を噴射する空気噴射孔が連通されてい
るガスタービンの燃焼器用バーナ装置。 - 【請求項２】 請求項１において、前記パイロットバー
ナは、燃料供給通路が形成されたバーナ本体の先端に、
前記燃料供給通路に連通する前記燃料噴射孔を有するノ
ズルキャップが装着され、 このノズルキャップの外周に、取付けリングおよびスワ
ーラを介して、ノズル本体の外周に空気流入路を形成す
る空気流入管が装着されて、この空気流入管が燃焼器の
隔壁に固定され、 前記ノズルキャップに前記空気噴射孔が形成され、 前記取付けリングに前記空気噴射孔に高圧空気を導入す
る空気導入路が形成されているガスタービンの燃焼器用
バーナ装置。 - 【請求項３】 ガスタービンの圧縮機からの高圧空気に
燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いられるバーナ装
置であって、 前記高圧空気を燃料と予混合して燃焼器内に導入する予
混合バーナと、燃料を燃焼器内に供給して拡散燃焼させ
るパイロットバーナとを有し、 前記パイロットバーナに、燃料を燃焼器内へ噴射する大
流量用の第１の燃料噴射孔と、燃料を前記第１の燃料噴
射孔内に噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔とが設け
られたガスタービンの燃焼器用バーナ装置。 - 【請求項４】 ガスタービンの圧縮機からの高圧空気に
燃料を混合して燃焼させる燃焼器に用いられるバーナ装
置であって、 前記高圧空気を燃料と予混合して燃焼器内に導入する予
混合バーナと、燃料を燃焼器内に供給して拡散燃焼させ
るパイロットバーナとを有し、 前記パイロットバーナの外周に単一の前記予混合バーナ
が同心状に設けられ、 前記パイロットバーナに、燃料を予混合バーナの予混合
気通路内へ噴射する大流量用の第１の燃料噴射孔と、こ
の第１の燃料噴射孔へ燃料を供給する燃料供給通路と、
この燃料供給通路に連通する連通路と、この連通路内へ
燃料を噴射する小流量用の第２の燃料噴射孔とが設けら
れたガスタービンの燃焼器用バーナ装置。 - 【請求項５】 請求項４において、前記連通路が筒形の
前記パイロットバーナの先端面に近接して径方向に広が
った形状を有し、燃料が前記第２の燃料噴射孔から連通
路に前記先端面に向かう方向に噴射されるガスタービン
の燃焼器用バーナ装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11165143A JP3069347B1 (ja) | 1999-06-11 | 1999-06-11 | ガスタ―ビンの燃焼器用バ―ナ装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11165143A JP3069347B1 (ja) | 1999-06-11 | 1999-06-11 | ガスタ―ビンの燃焼器用バ―ナ装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP3069347B1 true JP3069347B1 (ja) | 2000-07-24 |
| JP2000356315A JP2000356315A (ja) | 2000-12-26 |
Family
ID=15806716
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11165143A Expired - Fee Related JP3069347B1 (ja) | 1999-06-11 | 1999-06-11 | ガスタ―ビンの燃焼器用バ―ナ装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3069347B1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3832208A1 (en) * | 2019-12-06 | 2021-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-fuel bluff-body piloted high-shear injector and method of using same |
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| FR2875584B1 (fr) * | 2004-09-23 | 2009-10-30 | Snecma Moteurs Sa | Injecteur a effervescence pour systeme aeromecanique d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
| US8511097B2 (en) | 2005-03-18 | 2013-08-20 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Gas turbine combustor and ignition method of igniting fuel mixture in the same |
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| FR2906868B1 (fr) * | 2006-10-06 | 2011-11-18 | Snecma | Injecteur de carburant pour chambre de combustion de moteur a turbine a gaz |
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| US8522555B2 (en) * | 2009-05-20 | 2013-09-03 | General Electric Company | Multi-premixer fuel nozzle support system |
| ES2389482T3 (es) * | 2010-02-19 | 2012-10-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Sistema de quemador |
| CN101957065B (zh) * | 2010-06-01 | 2012-09-19 | 王文庭 | 热风炉燃烧机 |
| EP3004743B1 (de) * | 2013-09-23 | 2017-05-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Brenner für eine gasturbine und verfahren zur reduzierung von thermoakustischen schwingungen in einer gasturbine |
| JP2017530329A (ja) * | 2014-09-11 | 2017-10-12 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | ガスタービンエンジン用の合成ガスバーナシステム |
| JP6463947B2 (ja) * | 2014-11-05 | 2019-02-06 | 川崎重工業株式会社 | バーナ、燃焼器、及びガスタービン |
| EP3296640A1 (en) * | 2016-09-20 | 2018-03-21 | Siemens Aktiengesellschaft | A pilot burner assembly with central pilot fuel injection for a gas turbine engine combustor |
| JP6895867B2 (ja) | 2017-10-27 | 2021-06-30 | 三菱パワー株式会社 | ガスタービン燃焼器、ガスタービン |
-
1999
- 1999-06-11 JP JP11165143A patent/JP3069347B1/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3832208A1 (en) * | 2019-12-06 | 2021-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-fuel bluff-body piloted high-shear injector and method of using same |
| US11506390B2 (en) | 2019-12-06 | 2022-11-22 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-fuel bluff-body piloted high-shear injector and method of using same |
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|---|---|
| JP2000356315A (ja) | 2000-12-26 |
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