JP5412283B2 - 燃焼装置 - Google Patents

Description

関連出願

本願は２００７年８月１０日出願の特願２００７−２１０２６９の優先権を主張するものであり、その全体を参照により本出願の一部をなすものとして引用する。

本発明は、ガスタービンエンジン，ボイラ等、高温ガスの供給を必要とする機器に使用する燃焼装置に関する。

ガスタービンエンジンにおいては、環境保全への配慮から、燃焼により排出される排ガスの組成に関して厳しい環境基準が設けられており、窒素酸化物（以下、ＮＯｘという）などの有害物質を低減することが求められている。一方、大型のガスタービンや航空機用エンジンでは、低燃費化および高出力化の要請から、圧力比が高く設定される傾向にあり、それに伴って燃焼装置入口における高温・高圧化が進み、この燃焼装置の入口温度の高温化によって燃焼温度が高くなり易いことから、ＮＯｘをむしろ増加させる要因になることが懸念されている。

そこで、近年では、ＮＯｘ発生量を効果的に低減できる希薄予混合燃焼方式と、着火性能と保炎性能に優れた拡散燃焼方式とを組み合わせた複合燃焼方式が提案されている（特許文献１，２）。希薄予混合燃焼方式は、空気と燃料とを予め混合して燃料濃度を均一化した混合気として燃焼させるので、局所的に火炎温度が高温となる燃焼領域が存在せず、かつ燃料の希薄化により全体的にも火炎温度を低くできることから、ＮＯｘ発生量を効果的に低減できる利点がある反面、大量の空気と燃料とを均一に混合することから、燃焼領域の局所燃料濃度が非常に薄くなってしまい、特に低負荷時の燃焼安定性すなわち保炎性能が低下する課題がある。一方、拡散燃焼方式は、燃料と空気とを拡散・混合しながら燃焼させることから、低負荷時にも吹き消えが起こり難く、保炎性能が優れている利点がある。したがって、複合燃焼方式は、始動時および低負荷時においては拡散燃焼により燃焼安定性を確保しながら、高負荷時においては予混合燃焼によりＮＯｘ発生量の低減を図れるものである。

従来の複合燃焼方式の燃焼装置では、例えば図６に示すように、燃焼装置８０の燃焼筒８１の頂部に、拡散燃料を燃焼室に噴射する拡散燃料バーナ（パイロットバーナ）８４を配置し、その外側を囲むように予混合気を燃焼室に噴射する予混合燃料バーナ（メインバーナ）８２を配置したバーナユニット８５を採用し、パイロットバーナ８４として、中心の燃料噴射口８４ａの周囲に、スワーラ８６を介して旋回流となった空気Ａを噴射する空気噴射口８４ｂを備える旋回型のバーナを用いている。
特開平８−２８８７１号公報 特開平８−２１０６４１号公報

しかし、上記のような旋回型のパイロットバーナ８４を使用した従来の燃焼装置においては、保炎を強化しようとするときには旋回等を用いて予混合気流に生じる逆流Ｒ１が強くなるように設定するが、そうするとパイロットバーナ中心部の部材に燃焼ガスが吹き付けられるため、パイロットバーナが焼損してしまう。焼損を回避するために旋回等を抑えて予混合気流に生じる逆流Ｒ１を弱くした場合には、保炎性が低下する。つまり、焼損回避の観点から、旋回等を抑えて予混合気流に生じる逆流Ｒ１を弱くする必要があるが、その場合には保炎性が低下する。そのため、予混合燃料濃度をあまり薄くすることができず、結果的にＮＯｘ排出レベルが高くなるということがあった。

本発明は、パイロットバーナから離れた位置に保炎領域を形成することにより、パイロットバーナの焼損を防止するとともに、保炎性能の向上により予混合気をより希薄な状態としてＮＯｘ排出レベルを低下させることのできる燃焼装置を提供することを目的とする。

前記した目的を達成するために、本発明に係る燃焼装置は、筒状の側壁を有し、内側に燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼筒の頂部に配置されて前記燃焼室に環状に予混合気を噴射して、その予混合気流の下流部に燃焼室の軸心に沿って前記頂部に向かう逆流領域を形成させるメインバーナと、前記頂部に配置されて前記燃焼室内の逆流領域に対向する方向にのみ燃料と空気の混合気を噴射するパイロットバーナとを備えている。ここで、「逆流領域に対向する方向にのみ」とは、パイロットバーナから噴射される混合気流が、従来のパイロットバーナが含む成分のような自己の逆流領域を形成する成分を含まない、つまり、燃焼室の軸心に沿った一様な流れの成分のみを含むことを意味する。

この構成によれば、パイロットバーナからの混合気が逆流領域を形成しないので、バーナから離れた位置に保炎領域を形成することができるから、保炎を強化するために流速を大きくしても、バーナ中心部の部材に高温の燃焼ガスが吹き付けられてバーナ中心部の部材が焼損することがない。また、メインバーナからの逆流した予混合気にパイロットバーナからの混合気が吹き込まれることにより、パイロットバーナからの混合気の流速が火炎伝播速度まで低下されるので、一層保炎性が向上する。その結果、メインバーナおよびパイロットバーナのいずれにおいても混合気をより希薄な状態にして運転することが可能となり、断熱火炎温度を下げることができるので、低ＮＯｘ燃焼が可能となる。

本発明の燃焼装置に用いる前記パイロットバーナは、多数の孔が形成された多孔体を備え、この多孔体を介して燃料と空気の予混合気を噴射するものであってよい。この構成によれば、従来の燃焼装置の構造に簡易な変更を加えるだけで、パイロットバーナの焼損防止および低ＮＯｘ燃焼の実現という効果を得ることができる。また、あらかじめ燃料と空気を十分に混合させた燃料濃度にムラの少ない予混合気をパイロットバーナから噴射するため、ＮＯｘの排出量をさらに低下させることができる。

本発明の燃焼装置は、前記パイロットバーナの予混合気通路に、混合を促進する多数の孔が形成された予混合体を備えたものであってよい。この構成によれば、前記パイロットバーナの予混合気通路を流れる燃料と空気との予混合気は、予混合体を通過する際に乱流を発生し、より均一に混合されるため、ＮＯｘの排出量をさらに低下させることができる。

このようにパイロットバーナも予混合燃焼方式とする場合、好ましくは、前記メインバーナは環状の予混合気通路を有し、この予混合気通路の内周側に前記パイロットバーナの予混合気通路を配置する。このような構成とすることで、メインバーナの環状の予混合気通路の内側のスペースを有効利用してパイロットバーナの予混合気通路を設けることができるので、燃焼装置がコンパクトになる。

本発明の燃焼装置では、前記パイロットバーナを、火炎の伝播速度よりも大きい初期速度で混合気を噴射するように設定することにより、混合気の流速が火炎の伝播速度と同じ速度まで低下した位置で形成される保炎領域を、前記パイロットバーナから軸心方向に離れた位置に形成させることが好ましい。これにより、パイロットバーナの焼損をより確実に防止することができる。火炎の伝播速度は燃料濃度の調整により制御が可能である。

また、前記パイロットバーナは、その噴射ガスを前記燃焼室内に向けてほぼ一方向に案内するパイロットノズルを備えていることが好ましい。このようなパイロットノズルを備えていれば、パイロットバーナからの混合気をより確実に一方向に噴射することができる。

上記燃焼装置においては、前記メインバーナと前記パイロットバーナに燃料を供給する燃料供給系統が互いに独立して設けられて、それぞれ独立に燃料濃度の調節が可能であることが好ましい。燃料濃度の調整により、火炎伝播速度を制御することが可能であるが、メインバーナからの予混合気の火炎伝播速度と、これに対向するパイロットバーナからの混合気の火炎伝播速度をそれぞれ別個に制御可能とすることにより、保炎領域の形成位置をより適正に制御することができるため、より確実にパイロットバーナの焼損を防止し、かつ低ＮＯｘ燃焼を実現することができる。

好ましくは、前記パイロットバーナは前記燃焼室からの火炎の侵入を防止する逆火防止機構を備えている。このような構成とすることにより、火炎がパイロットバーナの内部に逆流することを防ぎ、より効果的にパイロットバーナの焼損を防止することができる。

本発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明からより明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、本発明の範囲を定めるために利用されるべきでない。本発明の範囲は添付のクレームによって定まる。添付図面において、複数の図面における同一の部品番号は、同一部分を示す。
本発明の一実施形態に係る燃焼装置が適用されるガスタービンエンジンを示す概略図である。 同実施形態に係る燃焼装置を示す断面図である。 図２の燃焼装置の要部を示す断面図である。 図２の燃焼装置に用いる予混合体を示す正面図である。 本発明の他の実施形態に係る燃焼装置の要部を示す断面図である。 従来の燃焼装置を示す断面図である。

以下、本発明に係る実施形態を図面に従って詳細に説明する。図１は本発明の一実施形態に係る燃焼装置が適用されるガスタービンエンジンを示す簡略構成図である。ガスタービンエンジンＧＴは圧縮機１、燃焼装置２およびタービン３を主構成要素として構成されており、圧縮機１から供給される圧縮空気を燃焼装置２で燃焼させ、それにより発生する高圧の燃焼ガスをタービン３に供給する。圧縮機１は回転軸５を介してタービン３に連結されて、このタービン３によって駆動される。このガスタービンエンジンＧＴの出力により、航空機のロータまたは発電機のような負荷４を駆動する。燃焼装置２には、燃料供給装置９から送給される燃料が、燃料制御装置８を介して供給される。燃焼装置２には、キャン型、アニュラー型があるが、本発明に係る実施形態については、主にキャン型について説明する。なお、本発明はアニュラー型にも適用可能である。

図２は図１の実施形態に係る燃焼装置２を示す断面図である。この燃焼装置２は、エンジン回転軸心の周りに環状に複数個配置されるもので、内側に燃焼室１０を形成する燃焼筒１２と、燃焼筒１２の頂部１２ａに取り付けられて燃焼室１０に燃料と空気の混合気を噴射するバーナユニット１４とを備えている。これら燃焼筒１２およびバーナユニット１４は、燃焼装置２の外筒となるほぼ円筒状のハウジングＨに同心状に収容されている。ハウジングＨは、その下流側に設けられたフランジ１６を介して、圧縮機１およびタービン３を含むエンジン本体のメインハウジング（図示せず）にボルト（図示せず）により結合されている。一方、ハウジングＨの上流側端にはエンドカバー１８がボルト２０により固定されている。なお、バーナユニット１４の構成については後に詳述する。

ハウジングＨの上流側の内周壁に、環状の内側フランジ２４が形成されており、この内側フランジ２４に、燃焼筒１２から筒状に延びる支持筒２６がボルト２８で連結固定されることにより、燃焼筒１２の上流側端部がハウジングＨに取り付けられている。燃焼筒１２の下流端部は、タービン部への燃焼ガス導入路である遷移ダクト（図示せず）の入口部に支持されている。ハウジングＨと燃焼筒１２との間に、圧縮機１からの圧縮空気を矢印Ａで示すように燃焼筒１２に対し上流側方向に導く空気通路３０が形成されている。さらに、この空気通路３０に面して、支持筒２６の周壁に複数の空気導入孔３２が周方向に設けられ、空気通路３０を通って送られてきた圧縮空気Ａが、支持筒２６およびエンドカバー１８によって形成される空気導入空間３４に導入される。

燃焼筒１２の上流側の周壁には、１つ又は複数の点火プラグ３６が、ハウジングＨを貫通してハウジングＨに固定されており、バーナユニット１４から噴射された混合気に点火して、燃焼筒１２の上流部において第１の燃焼領域Ｓ１を形成させる。また、燃焼筒１２における第１燃焼領域Ｓ１よりも下流側には、短いパイプを貫通させて形成された複数の希釈用空気孔３８が配設されており、ハウジングＨにおける各希釈用空気孔３８に対向する部分には、第２のバーナである追焚バーナ４０が、各々の先端部を希釈用空気孔３８に臨ませてハウジングＨに取り付けられている。この追焚バーナ４０は、燃料を希釈用空気孔３８を通じて燃焼筒１２内に噴射して、燃焼室１０内で第１燃焼領域Ｓ１の下流側に第２の燃焼領域Ｓ２を形成させる。

図３は、図２の燃焼装置２の要部を示す断面図である。バーナユニット１４は、旋回成分を含む環状の予混合気流Ｐ１を噴射するメインバーナ４２と、メインバーナ４２の内側に配置されたパイロットバーナ４４とを備えている。このパイロットバーナ４４は、主として燃焼装置２の軸心Ｏ方向にのみ、すなわち図６に示す従来の旋回型のバーナによる逆流Ｒ１を生じさせない方向に、図３の予混合気流Ｐ２を噴射する。具体的には、バーナユニット１４は、燃焼筒１２の軸心である燃焼装置２の軸心Ｏと同心の外周円筒部４６ａと、この外周円筒部４６ａの上流側端から軸心Ｏに垂直な方向に円板状に延びる外周円板部４６ｂとからなるバーナ外筒４６を有し、さらに外周円筒部４６ａの径方向内側に同心に位置する内周円筒部４８ａと、内周円筒部４８ａの上流側端部付近から外周円板部４６ｂの上流側で外周円板部４６ｂに対して平行に延びる内周円板部４８ｂとからなるバーナ内筒４８を有している。バーナ外筒４６とバーナ内筒４８との間の空間が、メインバーナ４２の環状の第１予混合気通路４２ａを形成し、バーナ内筒４８の内方空間がパイロットバーナ４４の第２予混合気通路４４ａを形成している。したがって、燃焼筒１２，メインバーナ４２およびパイロットバーナ４４は軸心０を共有している。

メインバーナ４２の第１予混合気通路４２ａの最上流部、すなわち２つの円板部４６ｂ，４８ｂの最外周部の間に、径方向外方に向いた第１導入口４２ｂが形成されている。この第１導入口４２ｂの径方向外側に、燃料Ｆ１を供給するための第１燃料供給通路５２が、エンドカバー１８を貫通して配置されている。この第１燃料供給通路５２における空気導入空間３４内に位置する下流側部分は、エンドカバー１８に連結されて軸心Ｏのまわりに等間隔で配置された複数の第１燃料パイプ５１により形成されており、各第１燃料パイプ５１の先端部に、第１燃料噴射孔５２ａが設けられて、前記第１導入口４２ｂに対向している。この第１導入口４２ｂには、固定羽根からなるスワーラ５０が嵌め込み固定されており、このスワーラ５０により第１予混合気通路４２ａに導入される空気と燃料に旋回が与えられる。この旋回により第１予混合気通路４２ａ内で混合が進んで予混合気が生成され、燃焼装置２の軸心Ｏを中心とする旋回流として、第１予混合気通路４２ａの下流側の開口よりなる噴射口４２ｃから燃焼室１０へ噴射される。噴射された予混合気流Ｐ１はその下流部に、燃焼室１０の軸心Ｏに沿って燃焼筒１２の頂部１２ａに向かう逆流領域Ｒを形成する。なお、予混合気の旋回流を発生させるために、本実施形態のスワーラ５０に代えて、バーナの出口部分にバッフル板を設ける等してもよい。

バーナ内筒４８の上流端部から、パイロットバーナ４４の第２予混合気通路４４ａが径方向外側に円板状に延びている。この第２予混合通路４４ａの上流部は、パイロットバーナ４４に支持された環状の第１通路板５３と、この第１通路板５３にスペーサ５４を介して軸方向に対向するようにボルト５５で取り付けられた円板状の第２通路板５６との間に形成されている。第２予混合気通路４４ａ上流端が第２導入口４４ｂとなっており、この第２導入口４４ｂの径方向外側に、燃料Ｆ２を供給するための第２燃料供給通路５７が、エンドカバー１８を貫通して配置されている。この第２燃料供給通路５７も、第１燃料供給通路５２の場合と同様に、下流側部分が複数の第２燃料パイプ６９により形成され、各第２燃料パイプ６９の先端部に、第２燃料噴射孔５７ａが設けられて、前記第２導入口４４ｂに対向している。

なお、第１予混合気通路４２ａ，第１導入口４２ｂ，および噴射口４２ｃを含むメインバーナ４２に燃料を供給する第１燃料供給通路５２と、第２予混合気通路４４ａ，第２導入口４４ｂ，およびパイロットノズル４４ｃを含むパイロットバーナ４４に燃料を供給する第２燃料供給通路５７とは、互いに独立した燃料供給系統として設けられており、燃料流量をそれぞれ個別に制御することにより混合気の燃料濃度（空燃比）を独立に調節することが可能となっている。

パイロットバーナ４４の第２予混合気通路４４ａには、２つの予混合体５８が軸心Ｏに垂直に設けられている。各予混合体５８は、図４に示すように、平坦な金属板に複数の貫通孔５８ａを開けた板材を用いている。２つの予混合体５８は、図３のバーナユニット１４の第２通路板５６にナットで固定された軸心Ｏ上の支持棒５９に、軸心方向に互いに離間して取り付けられている。第２予混合気通路４４ａを流れる燃料と空気の混合気は、これら予混合体５８の孔を通過する際に乱流を発生し、より均一に混合される。なお、本実施形態では２枚の予混合体５８を用いたが、予混合体５８の数を１枚もしくは３枚以上としてもよく、あるいは予混合体５８を省略してもよい。

パイロットバーナ４４の予混合気噴射部となるバーナ内筒４８の最下流部には、下流部に向かって拡径となる内周壁を有するパイロットノズル４４ｃが形成されている。パイロットノズル４４ｃの上流側端に、多数の貫通孔が形成された多孔体６０が、第２予混合気通路４４ａの断面全体を覆うように軸心Ｏに垂直に固定されている。本実施形態においては、多孔体６０として、予混合体５８と同様の板材を用いている。パイロットバーナ４４の第２予混合気通路４４ａからの予混合気は、この多孔体６０によって一様な流れにされたのち、パイロットノズル４４ｃ内に噴射され、さらにパイロットノズル４４ｃのテーパ面によって案内されて、燃焼室１０内に、逆流領域Ｒに対向する方向に噴射される。このようにして、パイロットバーナ４４からの予混合気流Ｐ２は、旋回成分を含まずに、逆流領域Ｒに対向する向きにのみ噴射される。なお、パイロットノズル４４ｃの内周面はテーパ面ではなく円筒面としてもよい。また、パイロットノズル４４ｃを設けずに、多孔体６０から直接燃焼室１０に予混合気Ｐ２を噴射する構造としてもよい。

多孔体６０としては、逆流領域Ｒに対向するように軸心Ｏ方向にほぼ平行に予混合気を通す多数の孔を有する部材であればどのようなものを使用してもよい。例えば、パンチングメタル、ドリル、放電加工、レーザ、もしくはウォータージェットによって孔が開けられた板材、金属粉、金属繊維、金属網等を焼結した多孔質焼結金属、ポーラス金属、平織りや立体織りのメタルニット、または多孔質セラミックス等を使用することができる。形状も平面状に限らず、曲面状の板であってもよい。また、多孔体６０の材質としては、耐熱性のある材料、たとえば、鋼、鋳鉄、耐熱金属（ハステロイ、ＨＡ１８８、フェクラロイ等）、あるいはセラミックスを用いることができる。

予混合体５８としては、予混合を促進するために多数の孔を有する部材であれば、どのようなものを使用してもよい。例えば、パンチングメタル、放電加工、レーザ、もしくはウォータージェットによって孔が開けられた板材、金属粉、金属繊維、金属網等を焼結した多孔質焼結金属、ポーラス金属、平織りや立体織りのメタルニット、または多孔質セラミックス等を使用することができる。形状も平面状に限らず、曲面状の板であってもよい。また、多孔体６０の材質としては、耐熱性のある材料、たとえば、鋼、鋳鉄、耐熱金属（ハステロイ、ＨＡ１８８、フェクラロイ等）、あるいはセラミックスを用いることができる。

さらに、上記のように構成したパイロットバーナ４４では、多孔体６０の孔の径および数を変化させることにより、予混合気Ｐ２が噴射される際の初期速度を調節することができる。一方で、火炎の伝播速度は予混合気の燃料濃度を調整することにより調節することが可能である。したがって、パイロットバーナ４４から噴射される予混合気Ｐ２の初期速度を、火炎の伝播速度よりも大きくなるように設定することにより、予混合気Ｐ２の流速が火炎の伝播速度と同じ速度まで低下した位置で形成される保炎領域Ｂを、パイロットバーナ４４から軸心Ｏ方向に離れた位置に形成させることが可能である。

また、本実施形態においては、多孔体６０の孔径および孔の数を調整して、予混合気Ｐ２の初期速度を火炎の伝播速度よりも大きい値に設定することにより、保炎領域Ｂの火炎がバーナユニット１４の内部まで侵入する逆火現象を防止している。すなわち、この場合、多孔体６０が燃焼装置２の逆火防止構造として機能している。また、多孔体６０の孔径を、使用する条件に合った、火炎の伝播が可能な最小直径である限界直径（例えばメタンを主成分とする燃料の場合は３ｍｍ）以下になるようにすることによっても、火炎の内部侵入を防ぐことができるので、多孔体６０を逆火防止構造として機能させることが可能である。

次に、本実施形態に係る燃焼装置２の動作について説明する。図３に示すように、第１燃料供給通路５２から供給される燃料Ｆ１は、燃焼筒１２の外側の空気通路３０および空気導入孔３２を経て空気導入空間３４に導入された圧縮空気Ａとともに、メインバーナ４２の第１導入口４２ｂから第１予混合気通路４２ａに導入され、スワーラ５０を経ることによって旋回しながら、希薄な予混合気が生成され、メインバーナ４２の噴射部４２ｃから、予混合気流Ｐ１となって燃焼室１０内に噴射される。予混合気流Ｐ１は燃焼装置２の軸心Ｏを中心とする旋回流であるため、自身の遠心力によって一端外周側に広がった後、圧力が低くなった軸心Ｏ側に向かって還流し、軸心Ｏに沿って頂部１２ａに向かう。これにより、逆流領域Ｒが軸心Ｏに沿って形成される。

一方、第２燃料供給通路５７から供給される燃料Ｆ２は、メインバーナ４２の場合と同様に、圧縮空気Ａとともに、パイロットバーナ４４の第２導入口４４ｂから第２予混合気通路４４ａに導入される。この燃料Ｆ２と空気Ａは、パイロットバーナ４４内で旋回が付与されることなく、２枚の予混合体５８の孔を通過する際に混合され、均一な予混合気となり、多孔体６０の孔を通って一様な流れにされたのち、パイロットノズル４４ｃから、そのテーパ状の内周面に案内されて燃焼室１０内に噴射される。このとき、パイロットバーナ４４の第２予混合気通路４４ａが、メインバーナ４２の環状の第１予混合気通路４２ａの内周側に配置されているため、多孔体６０を介して軸心Ｏに沿って噴射される予混合気Ｐ２は、逆流領域Ｒに対向するガス流となる。さらに、パイロットバーナ４４からの予混合気流Ｐ２が旋回成分を含まないため、保炎性を高めるために予混合気流Ｐ２の流速を大きくしても逆流しないので、バーナユニット１４の主としてパイロットバーナ４４に燃焼ガスが吹き付けられることがなく、バーナユニット１４の焼損を防ぐことができる。また、予混合気流Ｐ２の流速を低下させることなく保炎性を維持・向上することが可能であることから、予混合気の燃料濃度をより希薄にしても必要な保炎性を確保することができ、断熱火炎温度を下げることができるので、結果として排出されるＮＯｘの低減も可能となる。

この場合、パイロットバーナ４４から噴射される予混合気流Ｐ２の初期速度を、火炎の伝播速度よりも大きくなるように設定することがより効果的である。すなわち、多孔体６０の孔の径および数の調整によって予混合気流Ｐ２の初期速度を制御し、他方、予混合気の燃料濃度の調整によって火炎の伝播速度を制御することにより、パイロットノズル４４ｃから燃焼室１０に流入する際の予混合気流Ｐ２の流速が、火炎の伝播速度より十分大きくなるように設定できる。このような初期速度を持つ、燃焼室１０内に流入した予混合気流Ｐ２は、パイロットノズル４４ｃ内で下流に向かって通路面積が徐々に大きくなり、さらに燃焼室１０に入って通路面積が急激に大きくなることから流速が低下し、さらにメインバーナ４２からの逆流である予混合気流Ｐ１とぶつかり合うことにより、火炎の伝播速度まで流速が低下する。火炎が安定して保持される保炎領域Ｂは、予混合気Ｐ２の流速が火炎の伝播速度と同じ速さまで低下した位置に形成されるため、バーナユニット１４から軸心Ｏ方向に離れた位置にこの保炎領域Ｂが形成され、バーナユニット１４の各部材が火炎の熱によって焼損することが回避される。

さらに、本実施形態においては、メインバーナ４２からの逆流した予混合気にパイロットバーナ４４からの予混合気が吹き込まれることにより、パイロットバーナ４４からの予混合気の流速が火炎伝播温度まで低下するので、一層保炎性が向上する。その結果、予混合気の燃料濃度を希薄にして、燃焼によるＮＯｘ発生量を低減することが可能となる。本実施形態に係る燃焼装置２と、図６に示した従来のバーナ構造を有する燃焼装置とで、燃焼によって排出されるガス中のＮＯｘ濃度を比較する実験を行ったところ、本実施形態の燃焼装置２では、従来の約半分のＮＯｘ濃度であった。

なお、上記の実施形態においては、パイロットバーナ４４として、多孔体６０を介して予混合気Ｐ２を噴射する方式のものを用いたが、図５に示す分散噴射型のパイロットバーナ４４Ｂを用いてもよい。このパイロットバーナ４４Ｂは、複数の第２燃料供給通路５７Ｂから燃料Ｆ２を、パイロットノズル４４Ｂｃの上流端近傍に配置した複数の混合孔７０にそれぞれ直接導入し、空気導入口７２および整流用の孔開きプレート７４を経てこの混合孔７０に導入された圧縮空気Ａとの混合気Ｍを燃焼室１０に噴射する。図４のパイロットバーナ４４Ｂを用いても、逆流領域Ｒに対向する方向にのみ混合気を噴射することにより、バーナユニット１４から離れた位置に保炎領域Ｂを形成させて、バーナユニット１４の焼損を防止するとともに、予混合気をより希薄な状態としてＮＯｘ排出レベルを低下させる効果を得ることができる。

また、上記実施形態においては、燃焼装置２をガスタービンエンジンＧＴに適用した例を説明したが、本発明に係る燃焼装置は、ガスタービンエンジンに限らず、ボイラなど高温ガスの供給を必要とする他の機器に適用することが可能である。

以上のとおり、図面を参照しながら好適な実施例を説明したが、当業者であれば、本件明細書を見て、自明な範囲内で種々の変更および修正を容易に想定するであろう。
したがって、そのような変更および修正は、請求の範囲から定まる発明の範囲内のものと解釈される。

Claims (8)

1. 筒状の側壁を有し、内側に燃焼室を形成する燃焼筒と、
   前記燃焼筒の頂部に配置されて前記燃焼室に環状に予混合気を噴射して、その予混合気流の下流部に燃焼室の軸心に沿って前記頂部に向かう逆流領域を形成させるメインバーナと、
   前記頂部の軸心を含む位置に配置されて前記燃焼室内の逆流領域に対向する方向にのみ燃料と空気の予混合気を噴射するパイロットバーナとを備え、
   前記パイロットバーナは、前記予混合気を前記燃焼室内に向けて案内する、下流部に向かって拡径となるパイロットノズルと、このパイロットノズルの上流端側に設けられた、多数の軸心方向の貫通孔を有する多孔体と、この多孔体の上流側に設けられて空気と燃料を予混合する予混合気通路とを備え、前記多孔体を介して燃料と空気の予混合気を噴射する燃焼装置。
2. 請求項１において、前記パイロットバーナの予混合気通路に、予混合を促進する多数の孔が形成された予混合体を備えた燃焼装置。
3. 請求項２において、複数の前記予混合体が、前記パイロットバーナの軸心上に配置された支持棒に軸心方向に離間して取り付けられている燃焼装置。
4. 請求項２または３において、前記メインバーナは環状の予混合気通路を有し、この予混合気通路の内周側に前記パイロットバーナの前記予混合気通路が配置されている燃焼装置。
5. 請求項１から４のいずれか一項において、前記パイロットバーナを、火炎の伝播速度よりも速い初期速度で予混合気を噴射するように設定することにより、予混合気の流速が火炎の伝播速度と同じ速度まで低下した位置で形成される保炎領域を、前記パイロットバーナから軸心方向に離れた位置に形成させる燃焼装置。
6. 請求項１から５のいずれか一項において、前記メインバーナと前記パイロットバーナに燃料を供給する燃料供給系統が互いに独立して設けられており、それぞれ独立に燃料濃度の調節が可能な燃焼装置。
7. 請求項１から６のいずれか一項において、前記パイロットバーナが前記燃焼室からの火炎の侵入を防止する逆火防止構造を備えている燃焼装置。
8. 請求項７において、前記逆火防止構造は多数の貫通孔を有する前記多孔体により形成されている燃焼装置。

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