JP5193088B2 - 燃焼器及びガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、燃焼器及びガスタービンに関するものである。

近年、火力発電所等で用いられている産業用ガスタービンにおいては、高出力化・高効率化と共に低ＮＯｘ（窒素酸化物）化を図ることが要請されている。これに応じて、ガスタービンを構成する燃焼器においては、次のような低ＮＯｘ型のものが採用されている。

例えば、下記特許文献１には、タービンの燃焼ガス入口に接続され、供給された燃料を燃焼させ、生成した燃焼ガスをタービンに供給する内筒と、この内筒の中心に配置され、内筒内に燃料を噴射して拡散火炎を形成するパイロットノズルと、このパイロットノズルの周囲に配置され、圧縮空気と燃料との予混合気を内筒内に噴射し、拡散火炎により着火して予混合炎を形成する複数のメインノズルとを備えた燃焼器が開示されている。
すなわち、パイロットノズルによる拡散燃焼は、燃焼における局所的な燃空比が比較的に高くなるために、燃焼安定性が良好であるが、高温燃焼となってＮＯｘ生成量が大きくなる。一方、メインノズルによる予混合燃焼は、均一な燃空比が達成されることで、低温燃焼にしてＮＯｘ生成量を低減させることができるが、吹き消えや燃焼振動が生じ易く、燃焼安定性が損なわれる傾向にある。つまり、下記特許文献１の燃焼器では、安定した拡散火炎を形成すると共に、この拡散火炎により予混合気を着火して、低ＮＯｘ化と比較的に高い燃焼安定性とを両立させている。

この種の燃焼器においては、ＮＯｘ生成量を抑制するために、拡散火炎の保炎性を確保可能な範囲でパイロットノズルからの燃料噴射量を極力小さくして、局所的な高温火炎を回避することが望ましい。例えば、下記特許文献２では、外筒と内筒との間に構成された空気の流路にトップハットノズルを設けて、このトップハットノズルから燃料を噴射して、燃焼用空気に一様に燃料を加えることにより、パイロットノズルからのパイロット燃料の噴射量を抑制し、拡散火炎の局所的な高温火炎を回避しながら保炎性を維持している。

特開２００１−２８９４４１号公報 特開２００１−１４１２４３号公報

しかしながら、従来の技術では、例えば、部分負荷のような燃空比が低い運転点において十分な保炎性を達成するためには、トップハットノズルから多量の燃料を供給しなければならず、低効率・不経済という問題があった。
また、トップハットノズルから多量に燃料を供給した場合には、燃焼用空気全体の燃料濃度が高くなるためにフラッシュバック（逆火）が発生してしまう恐れがある。さらに、メインノズル差圧が設計範囲を逸脱して低下するために燃焼振動が生じてしまう。これらの要因によって、運転の不安定性が高まるという問題があった。

本発明は、このような事情を考慮してなされたもので、その目的は、効率的に広い運転範囲で低ＮＯｘ運転をすることができ、かつ、安定的に運転をすることができる燃焼器及びガスタービンを提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明は以下の手段を採用している。
すなわち、本発明に係る燃焼器は、パイロット燃料が供給されて拡散火炎を形成するパイロットノズルと、該パイロットノズルに沿って設けられ、メイン燃料が供給されて前記拡散火炎に着火される予混合気を形成するメインノズルとを備えた燃焼器であって、前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルと前記メインノズルとの間の燃焼用気体流路に前記パイロットノズルの外周面から離れる方向へサブ燃料を噴射する予混合噴射部を備え、
前記予混合噴射部は、前記パイロットノズルの周方向に間隔を空けた複数の予混合噴射孔を備え
前記予混合噴射部は、前記パイロットノズルの外周から径方向外方側に突出すると共に前記パイロットノズルの軸方向に延在し、前記パイロットノズルを基準として放射状に設けられた複数のリブを備え、前記予混合噴射孔は、前記リブに設けられていることを特徴とする。

また、トップハットノズルから多量のトップハット燃料を供給することなく、拡散火炎の保炎性の維持・向上のために必要となるパイロットノズル周辺の燃焼用気体の燃料濃度を効率的に高めるので、フラッシュバック発生の危険性が大幅に低減され、また、メインノズル差圧が設計範囲を逸脱して低下することを抑止する。これらにより、安定的に運転をすることができる。
よって、効率的に広い運転範囲で低ＮＯｘ運転をすることができ、かつ、安定的に運転をすることができる。
さらに言及すれば、パイロットノズルの外周面から離れる方向へサブ燃料を噴射するので、パイロットノズルの外周面に生じる燃焼用気体の境界層と非境界層とを比べると、境界層の燃料濃度が高まり難い一方で、非境界層の燃料濃度が高まり易い。すなわち、パイロットノズルの先端後流において、径方向外方側に拡散火炎が保炎されることとなり、径方向内方側に拡散火炎が保炎されないので、パイロットノズルの先端が焼損することを抑止することができる。

また、パイロットノズルの周方向に間隔を空けた複数の予混合噴射孔を備えるので、周方向に均一的にサブ燃料を噴射する。これにより、パイロットノズル周囲の燃焼用気体の燃料濃度を均一的に高めることができる。

また、放射状に設けられた複数のリブを備えると共にこれらのリブに予混合噴射孔が設けられているので、構造的強度の低下を防止しつつ、予混合噴射孔を設けることが可能となる。また、パイロットノズルの外周面に生じる境界層の影響を受けることなく、予混合噴射孔を設けることができる。また、サブ燃料が燃焼用気体の境界層に入り込むのを抑止するので、パイロットノズル先端の焼損を、さらに抑制することができる。

また、前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルの先端部側に向かうに従って漸次縮径するテーパ部を備え、前記リブは、前記テーパ部に設けられていることを特徴とする。
この構成によれば、パイロットノズルの先端部側に向かうに従って漸次縮径するテーパ部を備え、リブがテーパ部に設けられているので、予混合噴射孔とパイロットノズルの外周面との距離が大きくなり、サブ燃料が境界層に入り込むのを抑止する。これにより、パイロットノズル先端の焼損を、さらに抑止することができる。

また、前記パイロットノズルの先端部を間隙を空けて囲繞し、燃焼用気体をパイロットノズル先端まで導く案内筒と、該案内筒の内方に支持されて前記拡散火炎に旋回力を与えるパイロットスワラーとを備え、前記予混合噴射部は、前記案内筒の内面へ向けて前記サブ燃料を噴射することを特徴とする。
この構成によれば、予混合噴射部が案内筒の内面へ向けてサブ燃料を噴射するので、案内筒の内方において燃焼用気体とサブ燃料とが混合される。これにより、サブ燃料が径方向外方に拡散することを防止し、燃焼用気体のうち拡散火炎に向かう燃焼用気体に対してだけ、より高い割合でサブ燃料を供給することができる。従って、拡散火炎の保炎性の維持・向上のために必要となる燃焼用気体の燃料濃度をより効率的に高めることができる。

また、前記案内筒は、前記サブ燃料の噴射方向において前記予混合噴射孔と重なるように、前記パイロットノズルを間隙を空けて囲繞する延長スリーブ部を備えることを特徴とする。
この構成によれば、簡素な構成で、燃焼用気体のうちパイロットノズル周辺の燃焼用気体に対してだけ、より高い割合で燃料を供給することができ、拡散火炎の保炎性の維持・向上のために必要となる燃焼用気体の燃料濃度をより効率的に高めることができる。

また、前記案内筒よりも小径に形成されて前記パイロットノズルを囲繞すると共に、前記パイロットノズルの先端部側において前記予混合噴射部に軸方向に隣接する燃料拡散防止リングが設けられていることを特徴とする。
この構成によれば、燃料拡散防止リングが設けられているので、燃料拡散防止リングの範囲において、サブ燃料がパイロットノズルの外周面側に流れ込むのが抑制される。従って、パイロットノズルの先端において径方向内方に予混合気が流れ込むのを防止し、パイロットノズルの先端の焼損を、より高い効果で抑止することができる。

また、前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルの内方に設けられて前記予混合噴射部に前記サブ燃料を供給するサブ燃料供給部を備え、前記サブ燃料供給部は、前記複数の予混合噴射孔の数よりも少数のサブ燃料流路と、前記パイロットノズルの周方向に環状に設けられ、前記サブ燃料流路と前記複数の予混合噴射孔とを連通させるサブ燃料キャビティとを備えることを特徴とする。
この構成によれば、複数の予混合噴射孔の数よりも少数のサブ燃料流路と、このサブ燃料流路と複数の予混合噴射孔とを連通させるサブ燃料キャビティとを備えるので、予混合噴射孔の数にサブ燃料流路の数を合わせる必要がなく、複数の予混合噴射孔から略同圧でサブ燃料を噴射することができる。これにより、パイロットノズル周囲の燃焼用気体の燃料濃度をより均一的に高めることができる。

また、前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルの先端部に設けられて前記パイロット燃料を噴射する複数のパイロット燃料孔と、前記パイロットノズルの内方に設けられて前記パイロット燃料孔に前記パイロット燃料を供給するパイロット燃料供給部とを備え、前記パイロット燃料供給部は、前記複数のパイロット燃料孔の数よりも少数のパイロット燃料流路と、前記パイロットノズルの周方向に環状に設けられ、前記パイロット燃料流路と前記複数のパイロット燃料孔とを連通させるパイロット燃料キャビティとを備えることを特徴とする。
この構成によれば、複数のパイロット燃料孔の数よりも少数のパイロット燃料流路と、パイロット燃料流路と前記複数のパイロット燃料孔とを連通させるパイロット燃料キャビティとを備えるので、パイロット燃料孔の数にパイロット燃料流路の数を合わせる必要がなく、複数のパイロット燃料孔から略同圧でパイロット燃料を噴射することができる。また、パイロット燃料供給部をコンパクトな構成とすることができる。

また、本発明に係るガスタービンは、上記いずれかの燃焼器を備えたことを特徴とする。
この構成によれば、上記いずれかの燃焼器を備えるので、効率的に広い運転範囲で低ＮＯｘ運転をすることができ、かつ、安定的に運転をすることができるガスタービンを提供することができる。

本発明に係る燃焼器によれば、効率的に広い運転範囲で低ＮＯｘ運転をすることができ、かつ、安定的に運転をすることができる。

本発明の第一実施形態に係るガスタービン１の概略全体構成を示す図であって、ガスタービン１の半断面図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器１０の概略構成断面図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器１０の要部拡大断面図であり、図２における要部Ｐの拡大図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器１０の要部断面図であって、図３におけるＩ−Ｉ線断面図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器１０の要部断面図であって、図４におけるII−II線断面図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器１０の要部断面図であって、図３におけるIII−III線断面図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器１０の要部断面図であって、図３におけるIV−IV線断面図である。 本発明の第二実施形態に係る燃焼器６０の要部拡大断面図である。 本発明の第三実施形態に係る燃焼器７０の要部拡大断面図である。 本発明の第四実施形態に係る燃焼器８０の要部拡大断面図である。

以下、図面を参照し、本発明の実施の形態について説明する。
（第一実施形態）
図１は、本発明の第一実施形態に係るガスタービン１の概略全体構成を示す図であって、ガスタービン１の半断面図である。
図１に示すように、このガスタービン１は、圧縮機２と複数の燃焼器１０とタービン３とを備える。圧縮機２は、空気を空気取込口から作動流体として取り込んで圧縮空気を生成する。燃焼器１０は、圧縮機２の吐出口に接続されており、圧縮機２から吐出された圧縮空気に燃料を噴射して高温・高圧の燃焼ガスを発生させる。タービン３は、燃焼器１０から送り出された燃焼ガスの熱エネルギをロータ３ａの回転エネルギに変換して駆動力を発生させる。そして、この駆動力がロータ３ａに連結された発電機（不図示）に伝達されるようになっている。

図１に示すように、複数の燃焼器１０は、圧縮機２の出口部後方であってタービン３の入口部前方に設置されており、タービン軸を中心として周方向に環状に配列されている。

図２は、本発明の第一実施形態に係る燃焼器１０の概略構成断面図である。
図２に示すように、燃焼器１０は、外筒１１と、内筒１２と、パイロットノズル１３と、メインノズル１４と、パイロットコーン１５とを備えている。以下においては、燃焼器１０の概略構成を説明した後に、燃焼器１０の要部について説明する。

外筒１１は、内部に圧縮空気Ａの流路が形成されると共に、内筒１２〜パイロットコーン１５を収容する。この外筒１１は、一端１１ａが蓋体１１ｃによって閉塞されると共に、圧縮機２（図１参照）によって圧縮された圧縮空気（燃焼用気体）Ａを他端（不図示）から流入させる。

内筒１２は、外筒１１と同軸になるように外筒１１の内方に収容されており、一端１２ａ側が蓋体１１ｃ側に固定されると共に、他端が尾筒（不図示）に連結されている。この内筒１２は、外筒１１との間に圧縮空気Ａ及び燃焼ガスの流路を構成する一方、その内方に燃焼室１２ｂを構成する。すなわち、一端１２ａが流路上流に、他端が流路下流に位置するようになっている。

パイロットノズル１３は、内筒１２の軸中心に配置されており、基端部１３ｂ側が蓋体１１ｃを貫通すると共に、先端部１３ａ側が内筒１２内に位置するように固定されている。このパイロットノズル１３の先端には、径方向外方側かつ下流側に向けて開口した八つのパイロット燃料孔１３ｅ（図３参照）が等間隔環状配置されている。すなわち、このパイロット燃料孔１３ｅからパイロット燃料が噴射されることにより、パイロットノズル１３の先端後流に拡散火炎が形成される。

複数のメインノズル１４は、具体的には八つ設けられており、パイロットノズル１３と略平行となる状態で、パイロットノズル１３を囲むように、等間隔環状配置されている。このメインノズル１４で形成された予混合気が拡散火炎に着火されて、燃焼室１２ｂ内で予混合炎が形成されるようになっている。

パイロットコーン１５は、上流側から下流側に向けて、略同径で形成された後に漸次拡径されており、メインノズル１４と連結固定されている。このパイロットコーン１５により、拡散火炎の燃焼領域が規制されている。

燃焼器１０の概略構成に続いて、以下、燃焼器１０の要部について説明する。図３は、図２における要部Ｐの拡大断面図であり、図４は、図３におけるＩ−Ｉ線断面図であり、図５は、図４におけるII−II線断面図である。また、図６は、図３におけるIII−III線断面図であり、図７は、図３におけるIV−IV線断面図である

図２に示すように、パイロットノズル１３は、外筒１１内において、基端部１３ｂ側から先端部１３ａ側に向かって、略同一の径で形成された大径部１３ｃが延在した後に（図５及び図６参照）、図３に示すように、漸次縮径されたテーパ部１３ｄが続き、再び略一定の径で形成された先端部１３ａが続く構成となっている。なお、先端部１３ａの下流側には、スペーサを兼ねるベーン部材１８を介して、筒状の保護カバー１９が設けられている。

このようなパイロットノズル１３は、予混合噴射部２０と、サブ燃料供給部３０と、パイロット燃料孔１３ｅにパイロット燃料を供給するパイロット燃料供給部４０とを備えている。
予混合噴射部２０は、周方向に間隔を空けてそれぞれ径方向外方側に向けて突出すると共にパイロットノズル１３の軸方向に延在する複数のリブ２１と、これらリブ２１にそれぞれ形成された予混合噴射孔２２とを備えている。

リブ２１は、図３に示すように、横面視で直角三角形状に形成されており、斜辺に相当する斜辺部２１ａをテーパ部１３ｄに重ねている。そして、上述した斜辺以外の２辺に相当する部位のうち相対的に長い長辺部２１ｂが、大径部１３ｃの外周面から軸方向に延長されたように延びており、他方の短辺部２１ｃがテーパ部１３ｄと先端部１３ａとの境から径方向外方に向かって延びている。
このようなリブ２１は、パイロットノズル１３の軸を基準にして、径方向に八つ放射状に配置されており、周方向に等間隔環状配置されている。

予混合噴射孔２２は、八つのリブ２１にそれぞれ穿設された小孔であり、長辺部２１ｂに開口している。この予混合噴射孔２２は、先端部１３ａ側から大径部１３ｃ側に向かうに従って、漸次径方向内方に向かうように角度をもって形成されている。

図４〜図７に示すように、サブ燃料供給部３０は、パイロットノズル１３の内方に設けられており、二つのサブ燃料流路３１と、この二つのサブ燃料流路３１に連通するサブ燃料キャビティ３２とを備えている。
サブ燃料流路３１は、図４に示すように、パイロットノズル１３の中心軸を挟んで点対称となる位置に形成されており、図５に示すように、中心軸に沿って基端部１３ｂからテーパ部１３ｄの手前まで延在している。なお、このサブ燃料流路３１には、燃焼器１０の外部からサブ燃料が供給される。

サブ燃料キャビティ３２は、軸方向において、テーパ部１３ｄの近傍に形成されており、パイロットノズル１３の中心軸を囲繞するように環状に形成されている。このサブ燃料キャビティ３２は、各予混合噴射孔２２と各サブ燃料流路３１とに連通している。

パイロット燃料供給部４０は、パイロットノズル１３の内方に設けられており、サブ燃料流路３１と平行に設けられた二つのパイロット燃料流路４１と、この二つのパイロット燃料流路４１に連通するパイロット燃料キャビティ４２とを備えている。

二つのパイロット燃料流路４１は、図４に示すように、二つのサブ燃料流路３１を、パイロットノズル１３の中心軸を基準にして、約９０度回転させた位置に形成されている。このパイロット燃料流路４１は、図７に示すように、大径部１３ｃにおいてサブ燃料キャビティ３２の手前まで延在した後に、その径方向における位置を中心軸側に寄せ、サブ燃料キャビティ３２の内側を抜けて、パイロットノズル１３の先端手前まで延在している。
なお、このパイロット燃料流路４１には、燃焼器１０の外部からパイロット燃料が供給されるようになっている。

パイロット燃料キャビティ４２は、図５に示すように、軸方向においてパイロットノズル１３の先端手前に形成されており、図７に示すように、パイロットノズル１３の中心軸を囲繞するように環状に形成されている。このパイロット燃料キャビティ４２は、図４に示すように、各パイロット燃料孔１３ｅと各パイロット燃料流路４１とに連通している。

このようなパイロットノズル１３は、複数部材を組み合わせて溶接で接合させることにより、サブ燃料流路３１やサブ燃料キャビティ３２を構成することができる。また、例えば、放電加工等の機械加工によって形成してもよい。

図３に戻って、パイロットコーン１５は、圧縮空気Ａの流路を上流側から下流側に向かうに従って、同径で形成されて保護カバー１９を間隙を介して囲繞する案内筒部（案内筒）１５ｂと、漸次拡径する拡径部１５ａとを備えている。
上記案内筒部１５ｂの内方には、その一端が案内筒部１５ｂの内面に固定されて、圧縮空気Ａに周方向に旋回力を与える複数のスワラーベーン５１が、等間隔環状配置されている。また、これら複数のスワラーベーン５１の各他端に固定されたスワラーリング５２が僅かな間隙を介して保護カバー１９を囲繞している。

続いて、上記の構成からなる燃焼器１０及びガスタービン１の作用について説明する。
まず、図１に示すように、ガスタービン１が始動すると圧縮機２が空気を空気取込口から取り込んで圧縮空気Ａを生成し、図２に示すように、圧縮空気Ａが外筒１１と内筒１２との間を一端１１ａ側に向かって流れ、内筒１２の一端１２ａから内筒１２の内方に流入する。

図３に示すように、パイロットノズル１３の周囲では、圧縮空気Ａがパイロットノズル１３に沿って下流側に流れていくが、パイロットノズル１３の外周面近傍では、境界層が生じて圧縮空気Ａが低速で流れる。この際、テーパ部１３ｄの外周面近傍を流れる圧縮空気Ａが、流れの剥離を起こさないようにするために、テーパ部１３ｄの角度を１５度以下とすることが望ましい。
一方、非境界層の圧縮空気Ａは、案内筒部１５ｂに流入した後にスワラーベーン５１によって旋回気流となって、拡径部１５ａの内方に流出する。

パイロットノズル１３は、図４〜図７に示すように、外部より供給されたパイロット燃料を、二つのパイロット燃料流路４１を介してパイロット燃料キャビティ４２に案内し、このパイロット燃料キャビティ４２に連通した八つのパイロット燃料孔１３ｅより噴射する。この際、パイロット燃料は、パイロット燃料キャビティ４２に満たされた後に噴射されるために、ほぼ同様の圧力を受けて、各パイロット燃料孔１３ｅから均等に噴射される。このようにして、拡径部１５ａにおける圧縮空気Ａにパイロット燃料を拡散させて、パイロットノズル１３の先端後流に拡散火炎を形成する。

一方、図４〜図６に示すように、このパイロットノズル１３は、外部より供給されたサブ燃料を、二つのサブ燃料流路３１を介してサブ燃料キャビティ３２に案内し、このサブ燃料キャビティ３２に連通した八つの予混合噴射孔２２より噴射する。この際、サブ燃料は、上述したパイロット燃料と同様に、各予混合噴射孔２２からパイロットノズル１３の外周面から離れる方向に均等に噴射される。

各予混合噴射孔２２から噴射されたサブ燃料は、圧縮空気Ａの流れによって下流側に流れ、この流れの過程で圧縮空気Ａに混合されて、予混合気が形成される。そして、この予混合気が案内筒部１５ｂを介してパイロットノズル１３の後方に流れ込むと、パイロットノズル１３の後方に形成された拡散火炎に着火されて、この拡散火炎と共に燃焼し、拡散火炎を保炎する。この拡散火炎は、サブ燃料と圧縮空気Ａとの予混合気によって保炎されるので、比較的に低温のものとなり、ＮＯｘ生成量は僅かなものとなる。

この際、各パイロット燃料孔１３ｅから噴射されたサブ燃料は、パイロットノズル１３の外周面から離れる方向に噴射されるために、パイロットノズル１３の外周面に生じる境界層と非境界層とを比べると、境界層の燃料濃度が高まり難い一方で、非境界層の燃料濃度が高まり易い。
さらに、テーパ部１３ｄにリブ２１が形成されているため、予混合噴射孔２２の開口部とパイロットノズル１３の外周面との距離が大きくなり、境界層にサブ燃料が入り込み難い。

八つのメインノズル１４においては（図２参照）、メイン燃料と圧縮空気Ａとの予混合気を形成し、これが下流に流れることにより、径方向中心側に位置する拡散火炎に着火されて、予混合火炎を形成する。

燃焼器１０は、上記のようにして生成した燃焼ガスを下流側の尾筒を介してタービン３に送る（図１参照）。そして、この燃焼ガスの熱エネルギがロータ３ａの回転エネルギに変換して駆動力を発生させ、この駆動力をロータ３ａに連結された発電機に伝達する。

以上説明したように、燃焼器１０によれば、パイロットノズル１３とメインノズル１４との間の圧縮空気Ａの流路にパイロットノズル１３の外周面から離れる方向へサブ燃料を噴射する予混合噴射部２０を備えるので、予混合噴射部２０から噴射されたサブ燃料が圧縮空気Ａの流路を後流側に流れると共に、流れの過程で圧縮空気Ａとサブ燃料との予混合気が形成される。そして、この予混合気がパイロットノズル１３後方に流れ込むと、パイロットノズル１３の後方に形成された拡散火炎に着火されて、この拡散火炎と共に燃焼し、拡散火炎の保炎性を向上させる。すなわち、圧縮空気Ａのうちパイロットノズル１３周辺の圧縮空気Ａに対してだけ、高い割合で燃料を供給することができ、効率的に拡散火炎を保炎することができる。これにより、例えば、部分負荷のような燃空比が低い運転点において、多量のパイロット燃料を噴射しなくても、拡散火炎が十分に保炎され、相対的にパイロット燃料を減らすことにより拡散火炎が比較的に低温となるので、効率的に広い運転範囲で低ＮＯｘ運転をすることができる。
また、例えば、トップハットノズルから多量のトップハット燃料を供給することなく、拡散火炎の保炎性の維持・向上のために必要となる圧縮空気Ａの燃料濃度を効率的に高めるので、フラッシュバック発生の危険性が大幅に低減され、また、メインノズル差圧が設計範囲を逸脱して低下することを抑止する。これらにより、燃焼器１０とガスタービン１とを安定的に運転することができる。
よって、効率的に広い運転範囲で低ＮＯｘ運転をすることができ、かつ、安定的に運転をすることができる。

さらに、パイロットノズル１３の外周面から離れる方向へサブ燃料を噴射するので、パイロットノズル１３の外周面に生じる境界層と非境界層とを比べると、境界層の燃料濃度が高まり難い一方で、非境界層の燃料濃度が高まり易い。すなわち、パイロットノズル１３の先端後流において、径方向外方の予混合気が拡散火炎に着火されることにより、径方向外方側に拡散火炎が保炎されることとなる。従って、径方向内方側に拡散火炎が保炎されないので、パイロットノズル１３の先端が焼損することを抑止することができる。
また、パイロットノズル１３の外周面に生じる圧縮空気Ａの境界層の影響を受けることなく、予混合噴射孔２２を設けることができる。また、サブ燃料が圧縮空気Ａの境界層に入り込むのを抑止するので、パイロットノズル１３の先端の焼損を、より高い効果で抑制することができる。
また、パイロットノズル１３の先端部１３ａ側に向かうに従って漸次縮径するテーパ部１３ｄを備え、リブ２１がテーパ部１３ｄに設けられているので、予混合噴射孔２２とパイロットノズル１３の外周面との距離が大きくなり、サブ燃料が圧縮空気Ａの境界層に入り込むのを抑止するので、パイロットノズル１３の先端の焼損を、より高い効果で抑制することができる。

また、パイロットノズル１３の周方向に間隔を空けた複数の予混合噴射孔２２を備えるので、周方向に均一的にサブ燃料を噴射する。これにより、パイロットノズル１３周囲の圧縮空気Ａの燃料濃度を均一的に高めることができる。

また、八つの予混合噴射孔２２よりも少数の二つのサブ燃料流路３１と、この二つのサブ燃料流路３１と八つの予混合噴射孔２２とを連通させるサブ燃料キャビティ３２とを備えるので、予混合噴射孔２２の数にサブ燃料流路３１の数を合わせる必要がなく、八つの予混合噴射孔２２から略同圧でサブ燃料を噴射することができる。これにより、パイロットノズル１３周囲の圧縮空気Ａの燃料濃度をより均一的に高めることができる。また、サブ燃料供給部３０をコンパクトな構成とすることができる。
同様に、パイロット燃料孔１３ｅの数よりも少数のパイロット燃料流路４１と、パイロット燃料流路４１とパイロット燃料孔１３ｅとを連通させるパイロット燃料キャビティ４２とを備えるので、八つのパイロット燃料孔１３ｅから略同圧でパイロット燃料を噴射することができ、また、パイロット燃料供給部４０をコンパクトにすることができる。

なお、上述した構成では、トップハットノズルを設けない構成としたが、トップハットノズルを設けてもよい。この場合、パイロットノズル１３とメインノズル１４との間に流れる燃焼用気体は、トップハット燃料と圧縮空気との予混合気となる。
また、上述した構成では、八つの予混合噴射孔２２と、二つのサブ燃料流路３１を設けたが、その数がこれに限定されることがないことは勿論である。

また、上述した構成では、リブ２１を横面視で直角三角形状に形成したが、単に三角形状でもよいし、矩形状に形成してもよい。
また、上述した構成では、リブ２１を八つ設ける構成としたが、その数は特に限定されるものではない。

また、リブ２１を設けずにパイロットノズル１３に予混合噴射孔２２を直接設ける構成としてもよいし、管状の部材又は部位をパイロットノズル１３から径方向外方に突出させる構成としてもよい。

（第二実施形態）
次に、本発明の第二実施形態に係る燃焼器６０について説明する。
図８は、燃焼器６０を示す図である。図１から図７と同様の構成要素については、同一の符号を付し、説明を省略する。
この燃焼器６０は、上述した燃焼器１０と比較すると（図３参照）、予混合噴射部２０と案内筒部１５ｂとの間隔が短く構成されており、予混合噴射孔２２の延長線上に案内筒部１５ｂの内面が位置するようになっている。
すなわち、サブ燃料が、予混合噴射孔２２から案内筒部１５ｂの内面に向けて噴射されるように構成されている。

この燃焼器６０によれば、予混合噴射部２０が案内筒部１５ｂの内面へ向けてサブ燃料を噴射するので、案内筒部１５ｂの内方においてパイロットノズル１３の先端に向かって流れる圧縮空気Ａにサブ燃料が混合される。これにより、圧縮空気Ａのうち拡散火炎に向かう圧縮空気Ａに対してだけ、より高い割合でサブ燃料を供給することができる。従って、拡散火炎の保炎性の維持・向上のために必要となる圧縮空気Ａの燃料濃度をより効率的に高めることができる。

（第三実施形態）
次に、本発明の第三実施形態に係る燃焼器７０について説明する。
図９は、燃焼器７０の要部拡大断面図である。図９において、図１から図８と同様の構成要素については、同一の符号を付し、説明を省略する。
図９に示すように、燃焼器７０は、上述した燃焼器１０と比較すると（図３参照）、案内筒部１５ｂと略同径でパイロットノズル１３と共に、案内筒部１５ｂの上流側端部に接続された延長スワラー部１５ｃが設けられている。
この延長スワラー部１５ｃは、予混合噴射孔２２の延長線上に位置しており、予混合噴射孔２２からサブ燃料が延長スワラー部１５ｃの内面に向けて噴射されるように構成されている。

この燃焼器７０によれば、簡素な構成で、サブ燃料が径方向外方に拡散することを抑止し、圧縮空気Ａのうちパイロットノズル１３周辺の圧縮空気Ａに対してだけ、より高い割合でサブ燃料を供給することができる。これにより、拡散火炎の保炎性の維持・向上のために必要となる圧縮空気Ａの燃料濃度をより効率的に高めることができる。

（第四実施形態）
次に、本発明の第四実施形態に係る燃焼器８０について説明する。
図１０は、燃焼器８０の要部拡大断面図である。図１０において、図１から図９と同様の構成要素については、同一の符号を付し、説明を省略する。
図１０に示すように、燃焼器８０は、保護カバー１９の上流側端部と同径に形成され、保護カバー１９の上流側端部と接続された燃料拡散防止リング８１を備えている。
この燃料拡散防止リング８１は、軸方向上流側でリブ２１と隣接すると共に、下流側で保護カバー１９と隣接している。

この構成によれば、燃料拡散防止リング８１が設けられているので、軸方向において燃料拡散防止リング８１の範囲において、サブ燃料がパイロットノズル１３の外周面に流れ込むのが抑制される。従って、パイロットノズル１３の先端において、径方向内方に予混合気が流れ込むのを防止し、パイロットノズル１３の先端の焼損を、より高い効果で抑止することができる。

なお、上述した構成では、燃料拡散防止リング８１を保護カバー１９と隣接する構成としたが、必ずしも隣接している必要はない。

なお、上述した実施の形態において示した動作手順、あるいは各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。

１…ガスタービン
２…圧縮機
３…タービン
３ａ…ロータ
１０，６０，７０，８０…燃焼器
１３…パイロットノズル
１３ａ…先端部
１３ｄ…テーパ部
１３ｅ…パイロット燃料孔
１４…メインノズル
１５ｂ…案内筒部（案内筒）
１５ｃ…延長スワラー部（延長スリーブ部）
２０…予混合噴射部
２１…リブ
２２…予混合噴射孔
３０…サブ燃料供給部
３１…サブ燃料流路
３２…サブ燃料キャビティ
４０…パイロット燃料供給部
４１…パイロット燃料流路
４２…パイロット燃料キャビティ
８１…燃料拡散防止リング
Ａ…圧縮空気（燃焼用気体）

Claims (8)

1. パイロット燃料が供給されて拡散火炎を形成するパイロットノズルと、該パイロットノズルに沿って設けられ、メイン燃料が供給されて前記拡散火炎に着火される予混合気を形成するメインノズルとを備えた燃焼器であって、
   前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルと前記メインノズルとの間の燃焼用気体流路に前記パイロットノズルの外周面から離れる方向へサブ燃料を噴射する予混合噴射部を備え、
   前記予混合噴射部は、前記パイロットノズルの周方向に間隔を空けた複数の予混合噴射孔を備え、
   前記予混合噴射部は、前記パイロットノズルの外周から径方向外方側に突出すると共に前記パイロットノズルの軸方向に延在し、前記パイロットノズルを基準として放射状に設けられた複数のリブを備え、
   前記予混合噴射孔は、前記リブに設けられていることを特徴とする燃焼器。
2. 前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルの先端部側に向かうに従って漸次縮径するテーパ部を備え、
   前記リブは、前記テーパ部に設けられていることを特徴とする請求項１に記載の燃焼器。
3. 前記パイロットノズルの先端部を間隙を空けて囲繞し、燃焼用気体をパイロットノズル先端まで導く案内筒と、
   該案内筒の内方に支持されて前記拡散火炎に旋回力を与えるパイロットスワラーとを備え、
   前記予混合噴射部は、前記案内筒の内面へ向けて前記サブ燃料を噴射することを特徴とする請求項１又は２に記載の燃焼器。
4. 前記案内筒は、前記サブ燃料の噴射方向において前記予混合噴射孔と重なるように、前記パイロットノズルを間隙を空けて囲繞する延長スリーブ部を備えることを特徴とする請求項３に記載の燃焼器。
5. 前記案内筒よりも小径に形成されて前記パイロットノズルを囲繞すると共に、前記パイロットノズルの先端部側において前記予混合噴射部に軸方向に隣接する燃料拡散防止リングが設けられていることを特徴とする請求項３又は４に記載の燃焼器。
6. 前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルの内方に設けられて前記予混合噴射部に前記サブ燃料を供給するサブ燃料供給部を備え、
   前記サブ燃料供給部は、前記複数の予混合噴射孔の数よりも少数のサブ燃料流路と、
   前記パイロットノズルの周方向に環状に設けられ、前記サブ燃料流路と前記複数の予混合噴射孔とを連通させるサブ燃料キャビティとを備えることを特徴とする請求項１から５のうちいずれか一項に記載の燃焼器。
7. 前記パイロットノズルは、前記パイロットノズルの先端部に設けられて前記パイロット燃料を噴射する複数のパイロット燃料孔と、
   前記パイロットノズルの内方に設けられて前記パイロット燃料孔に前記パイロット燃料を供給するパイロット燃料供給部とを備え、
   前記パイロット燃料供給部は、前記複数のパイロット燃料孔の数よりも少数のパイロット燃料流路と、
   前記パイロットノズルの周方向に環状に設けられ、前記パイロット燃料流路と前記複数のパイロット燃料孔とを連通させるパイロット燃料キャビティとを備えることを特徴とする請求項１から６のうちいずれか一項に記載の燃焼器。
8. 請求項１から７のうちいずれか一項に記載の燃焼器を備えたことを特徴とするガスタービン。

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