JP6301774B2 - Gas turbine combustor - Google Patents

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Description

本発明はガスタービン燃焼器に係り、特に燃料を噴射する燃料ノズルを備えたガスタービン燃焼器に関するものである。   The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a gas turbine combustor including a fuel nozzle that injects fuel.

ガスタービン燃焼器では、排ガスが環境に与える負荷の低減を目的として、ガスタービン燃焼器の運転時に排出されるＮＯｘに対して厳しい環境基準が設定されている。   In the gas turbine combustor, strict environmental standards are set for NOx discharged during operation of the gas turbine combustor for the purpose of reducing the load of exhaust gas on the environment.

ＮＯｘの排出量は火炎温度の高温化に伴い増加するため、ガスタービン燃焼器で局所的に高温な火炎の形成を抑制して均一な燃焼を実現させる必要がある。   Since the amount of NOx emission increases as the flame temperature increases, it is necessary to suppress the formation of a high-temperature flame locally in the gas turbine combustor to achieve uniform combustion.

ガスタービン燃焼器で均一な燃焼を行うためには燃料の分散性向上が有効であり、例えば公知例の特開２０１３−１０８６６７号公報に記載されたガスタービン燃焼器の技術では、ガスタービン燃焼器の空気孔プレートの周方向及び半径方向に複数の燃料ノズルをそれぞれ設置することで、燃料の分散性を高めている。   In order to perform uniform combustion in the gas turbine combustor, it is effective to improve the dispersibility of the fuel. For example, in the technology of the gas turbine combustor described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2013-108667, a gas turbine combustor is known. By disposing a plurality of fuel nozzles in the circumferential direction and the radial direction of the air hole plate, fuel dispersibility is enhanced.

また、公知例の特開２０１３−０５３８１４号公報に記載されたガスタービン燃焼器では、燃焼室を形成する燃焼筒の頭部に設けられた予混合型のパイロットバーナと、その外周に配置された予混合型のメインバーナを設置して、空気と燃料の十分な予混合化を図って低ＮＯｘ化を実現している。   Moreover, in the gas turbine combustor described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2013-053814 as a known example, a premixed pilot burner provided at the head of a combustion cylinder forming a combustion chamber and an outer periphery thereof are arranged. A premixed main burner is installed to achieve sufficient NOx reduction by pre-mixing air and fuel.

特開２０１３−１０８６６７号公報JP 2013-108667 A 特開２０１３−０５３８１４号公報JP 2013-053814 A

特許文献１に記載された技術のガスタービン燃焼器では、燃料の分散性向上を目的として燃料ノズルの本数を増加させると、燃料ノズル同士の距離もしくは燃料ノズルと付近の壁との距離が短くなるという課題がある。   In the gas turbine combustor of the technique described in Patent Document 1, when the number of fuel nozzles is increased for the purpose of improving the dispersibility of fuel, the distance between the fuel nozzles or the distance between the fuel nozzle and the nearby wall is shortened. There is a problem.

そして、燃料ノズル同士の距離や、燃料ノズルと付近の壁との距離が短くなると、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘になるため、特許文献２に記載された技術のガスタービン燃焼器では、燃料ノズルを構造的に支持する燃料ノズルプレートに対して、該燃料ノズルの端部を下流側から接合しようとすると、接合のための十分な空間を確保することができないという課題がある。   When the distance between the fuel nozzles or the distance between the fuel nozzle and the nearby wall is shortened, the space around the fuel nozzle is narrowed. Therefore, in the gas turbine combustor of the technique described in Patent Document 2, When trying to join the end of the fuel nozzle from the downstream side to the fuel nozzle plate that structurally supports the nozzle, there is a problem that a sufficient space for joining cannot be secured.

本発明の目的は、燃焼ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして燃焼ノズルと燃料ノズルプレートを接合する精度の向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器を提供することにある。   The object of the present invention is to improve the accuracy of joining the combustion nozzle and the fuel nozzle plate by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate even if the space around the combustion nozzle is narrow, and the reliability of the structure. It is an object of the present invention to provide a gas turbine combustor having an improved level.

本発明のガスタービン燃焼器は、燃料を供給する複数の燃料ノズルと、これらの燃料ノズルの端部を構造的に支持して上流側から流入する燃料を該燃料ノズルに配分する役割を担う燃料ノズルプレートと、燃焼用空気を供給する複数の空気孔を有する空気孔プレートから構成したバーナを備えたガスタービン燃焼器において、燃料ノズルプレートに燃料ノズルを挿入する燃焼ノズル取り付け用孔を形成し、燃料ノズルプレートと、燃焼ノズル取り付け用孔に挿入された燃料ノズルとを、この燃料ノズルプレートの上流側から接合して接合部を形成し、燃料ノズルプレートに形成された燃料ノズルを挿入する燃焼ノズル取り付け用孔の内面と前記燃焼ノズル取り付け用孔に挿入された燃料ノズルの外面との間に燃焼振動の発生によって両者が接触する隙間を形成し、燃料ノズルと燃焼ノズル取り付け用孔との接触に伴って摩擦力を発生させて前記燃料ノズルに作用する振動を減衰するように構成したことを特徴とする。

A gas turbine combustor according to the present invention has a plurality of fuel nozzles for supplying fuel, and a fuel that plays a role of structurally supporting end portions of these fuel nozzles and distributing fuel flowing from the upstream side to the fuel nozzles. In a gas turbine combustor comprising a nozzle plate and a burner composed of an air hole plate having a plurality of air holes for supplying combustion air, a combustion nozzle mounting hole for inserting a fuel nozzle into the fuel nozzle plate is formed, A fuel nozzle plate and a fuel nozzle inserted into the combustion nozzle mounting hole are joined from the upstream side of the fuel nozzle plate to form a joint , and the combustion nozzle into which the fuel nozzle formed on the fuel nozzle plate is inserted Due to the occurrence of combustion vibration between the inner surface of the mounting hole and the outer surface of the fuel nozzle inserted into the combustion nozzle mounting hole, the two contact each other. To form a gap, by generating a frictional force with the contact between the fuel nozzle and the combustion nozzle mounting hole, characterized by being configured so as to damp vibrations acting on the fuel nozzle.

本発明によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして燃焼ノズルと燃料ノズルプレートを接合する精度の向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present invention, even when the space around the fuel nozzle is narrow, the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate is facilitated to improve the accuracy of joining the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and the reliability of the structure is improved. Can realize a gas turbine combustor with improved efficiency.

本発明の実施例１であるガスタービン燃焼器における燃料及び空気の流れと燃焼過程の概略を示すガスタービン燃焼器の断面図。Sectional drawing of the gas turbine combustor which shows the outline of the flow of a fuel and air, and the combustion process in the gas turbine combustor which is Example 1 of this invention. 図１に示した本発明の実施例１であるガスタービン燃焼器におけるバーナ部の構成部品を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the component of the burner part in the gas turbine combustor which is Example 1 of this invention shown in FIG. 図１に示した本発明の実施例１であるガスタービン燃焼器における燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate in the gas turbine combustor which is Example 1 of this invention shown in FIG. 比較例のガスタービン燃焼器のバーナ部を構成する燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate which comprise the burner part of the gas turbine combustor of a comparative example. 本発明の実施例２であるガスタービン燃焼器における燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate in the gas turbine combustor which is Example 2 of this invention. 本発明の実施例３であるガスタービン燃焼器における燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate in the gas turbine combustor which is Example 3 of this invention. 本発明の実施例４であるガスタービン燃焼器における燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate in the gas turbine combustor which is Example 4 of this invention. 本発明の実施例５であるガスタービン燃焼器における燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate in the gas turbine combustor which is Example 5 of this invention. 本発明の実施例６であるガスタービン燃焼器における燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate in the gas turbine combustor which is Example 6 of this invention. 本発明の実施例７であるガスタービン燃焼器における燃料ノズルと燃料ノズルプレートの接合方法を示す部分断面図。The fragmentary sectional view which shows the joining method of the fuel nozzle and fuel nozzle plate in the gas turbine combustor which is Example 7 of this invention.

本発明のガスタービン燃焼器の実施例について、図面を用いて以下に説明する。   Embodiments of the gas turbine combustor of the present invention will be described below with reference to the drawings.

本発明の実施例１であるガスタービン燃焼器が適用されるガスタービンプラントの構成について、図１を用いて説明する。   A configuration of a gas turbine plant to which a gas turbine combustor that is Embodiment 1 of the present invention is applied will be described with reference to FIG.

図１に示した実施例１のガスタービン燃焼器が適用されるガスタービンプラント１において、ガスタービンプラント１を構成するガスタービンは、大気より空気２を取り込み圧縮する圧縮機３と、圧縮機３において圧縮した圧縮空気４と燃料５を燃焼させ、高温高圧の燃焼ガス６を生成するガスタービン燃焼器７と、このガスタービン燃焼器７で発生した燃焼ガス６により駆動され、燃焼ガス６のエネルギーを回転動力として取り出すガスタービン８と、ガスタービン８の回転動力を使用して発電する発電機９とから構成される。   In the gas turbine plant 1 to which the gas turbine combustor of the first embodiment shown in FIG. 1 is applied, the gas turbine constituting the gas turbine plant 1 includes a compressor 3 that takes in air 2 from the atmosphere and compresses it, and a compressor 3. The compressed air 4 and the fuel 5 compressed in step 1 are combusted to generate a high-temperature and high-pressure combustion gas 6, and the energy of the combustion gas 6 is driven by the combustion gas 6 generated in the gas turbine combustor 7. Is constituted by a gas turbine 8 that takes out as rotational power, and a generator 9 that generates electric power using the rotational power of the gas turbine 8.

前記ガスタービン燃焼器７は、ガスタービン燃焼器７の端部に設置されるエンドカバー１０と、エンドカバー１０に取り付けられる円筒状の前側外筒１１と、前側外筒１１の後ろ側に取り付けられる長い円筒状の後側外筒１２を備えている。   The gas turbine combustor 7 is attached to an end cover 10 installed at an end of the gas turbine combustor 7, a cylindrical front outer cylinder 11 attached to the end cover 10, and a rear side of the front outer cylinder 11. A long cylindrical rear outer cylinder 12 is provided.

前記前側外筒１１及び後側外筒１２の内側には、複数の空気孔２１を形成した円盤状の空気孔プレート１３が設置され、この空気孔プレート１３の上流側に、燃料を空気孔プレート１３に形成された空気孔２１に向けて噴出する複数の燃料ノズル１５を設けた燃料ノズルプレート１４が設置され、この空気孔プレート１３の下流側に、その内側に燃料と空気が混合して燃焼させる燃焼室２３を形成する長い円筒状のライナ１６が設置されている。   A disk-shaped air hole plate 13 having a plurality of air holes 21 is installed inside the front outer cylinder 11 and the rear outer cylinder 12, and fuel is supplied to the air hole plate upstream of the air hole plate 13. A fuel nozzle plate 14 provided with a plurality of fuel nozzles 15 ejected toward an air hole 21 formed in 13 is installed, and fuel and air are mixed and burned on the downstream side of the air hole plate 13 inside. A long cylindrical liner 16 that forms a combustion chamber 23 is installed.

そして、前記圧縮機３で圧縮された圧縮空気４は、後側外筒１２とライナ１６との間に形成された円環状の流路１７を通り、ガスタービン燃焼器７に形成されたバーナ１８に流入する。   The compressed air 4 compressed by the compressor 3 passes through an annular flow path 17 formed between the rear outer cylinder 12 and the liner 16, and a burner 18 formed in the gas turbine combustor 7. Flow into.

このバーナ１８は、燃料を噴射する複数の燃料ノズル１５と、燃料ノズル１５の端部を構造的に支持し、上流側から流入する燃料を前記燃料ノズル１５に配分する役割を担う燃料ノズルプレート１４と、前記複数の燃料ノズル１５を備えた燃料ノズルプレート１４の下流側に、燃焼用の空気が供給される複数の空気孔２１を形成した空気孔プレート１３から構成されている。   The burner 18 structurally supports a plurality of fuel nozzles 15 for injecting fuel, and an end portion of the fuel nozzle 15, and a fuel nozzle plate 14 that plays a role of distributing the fuel flowing from the upstream side to the fuel nozzle 15. And an air hole plate 13 in which a plurality of air holes 21 to which combustion air is supplied are formed on the downstream side of the fuel nozzle plate 14 having the plurality of fuel nozzles 15.

また、圧縮空気４の一部は、ライナ１６を冷却するための冷却空気１９として前記ライナ１６に設けた多数の冷却孔からライナ１６内に流入する。   A part of the compressed air 4 flows into the liner 16 from a number of cooling holes provided in the liner 16 as cooling air 19 for cooling the liner 16.

ガスタービン燃焼器７に供給される燃料５は、エンドカバー１０に設けた燃料供給管２０を通って燃料ノズルプレート１４に流入し、燃料ノズルプレート１４から各燃料ノズル１５を通過して空気孔プレート１３に形成した複数の空気穴２１に向けて噴射される。   The fuel 5 supplied to the gas turbine combustor 7 flows into the fuel nozzle plate 14 through the fuel supply pipe 20 provided in the end cover 10, passes through each fuel nozzle 15 from the fuel nozzle plate 14, and passes through the air hole plate. 13 is ejected toward a plurality of air holes 21 formed in 13.

そして、空気孔プレート１３の空気孔２１の燃料ノズル側入り口において、燃料ノズル１５から噴射された燃料５と、後側外筒１２とライナ１６との間に形成された円環状の流路１７を通って供給された圧縮空気４とが混合されて混合気２２となり、この燃料５と圧縮空気４の混合気２２が燃焼室２３に向かって噴射されて燃焼し、高温の火炎２４を形成する。   An annular flow path 17 formed between the fuel 5 injected from the fuel nozzle 15 and the rear outer cylinder 12 and the liner 16 at the fuel nozzle side entrance of the air hole 21 of the air hole plate 13 is provided. The compressed air 4 supplied therethrough is mixed to form an air-fuel mixture 22, and the air-fuel mixture 22 of the fuel 5 and the compressed air 4 is injected toward the combustion chamber 23 and combusts to form a high-temperature flame 24.

本実施例のガスタービン燃焼器７は、燃料５として天然ガスだけでなくコークス炉ガスや製油所オフガス、石炭ガス化ガスなどの燃料も使用できる。   The gas turbine combustor 7 of this embodiment can use not only natural gas but also fuel such as coke oven gas, refinery off-gas, and coal gasification gas as the fuel 5.

次に、図２に実施例１であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８の構成を示す。図２に示すように、本実施例のガスタービン燃焼器７に設けられたバーナ１８は、空気孔プレート１３と、燃料ノズルプレート１４、及び燃料ノズル１５から構成されている。   Next, the structure of the burner 18 of the gas turbine combustor 7 which is Example 1 is shown in FIG. As shown in FIG. 2, the burner 18 provided in the gas turbine combustor 7 of this embodiment includes an air hole plate 13, a fuel nozzle plate 14, and a fuel nozzle 15.

燃料を噴射する燃料ノズル１５の上流側端部４０は、燃料ノズルプレート１４に対して接合され、その接合部は燃料５が漏洩しないようにシールされている。   The upstream end 40 of the fuel nozzle 15 for injecting fuel is joined to the fuel nozzle plate 14, and the joint is sealed so that the fuel 5 does not leak.

燃料ノズル１５の下流側端部３０と、空気孔プレート１３の空気孔２１は、接合もしくは接触しておらず、圧縮空気４が空気孔プレート１３に形成された空気孔２１に対して自由に流入することができるように構成されている。   The downstream end 30 of the fuel nozzle 15 and the air hole 21 of the air hole plate 13 are not joined or contacted, and the compressed air 4 freely flows into the air hole 21 formed in the air hole plate 13. It is configured to be able to.

そして、燃料ノズル１５の上流側端部４０と、燃料ノズルプレート１４との接合方法は、通常、ボルト締結、溶接、ろう付けなどが利用される。   And as for the joining method of the upstream edge part 40 of the fuel nozzle 15, and the fuel nozzle plate 14, bolt fastening, welding, brazing, etc. are normally utilized.

次に実施例１であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法について、図３及び図４の部分拡大図を用いて説明する。   Next, a method for joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 according to the first embodiment and the fuel nozzle plate 14 will be described with reference to partial enlarged views of FIGS.

図３の部分拡大図は、本実施例のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４とを溶接によって接合した場合の接合方法を示している。   The partial enlarged view of FIG. 3 shows a joining method when the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of this embodiment and the fuel nozzle plate 14 are joined by welding.

ただし本実施例は、ガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４とを接合する接合方法について、溶接による接合に限定するものではなく、溶接以外の接合方法も利用できるものである。   However, in this embodiment, the joining method for joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 and the fuel nozzle plate 14 is not limited to joining by welding, and joining methods other than welding are also possible. It can be used.

図３の部分拡大図に示したように、本実施例のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４との接合方法では、燃料ノズルプレート１４に燃料ノズル１５を挿入するための燃焼ノズル取り付け用孔４４を貫通させて形成し、燃料ノズル１５の上流側端部４０と、前記燃焼ノズル取り付け用孔４４に挿入した燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との双方に、燃料ノズルプレート１４に対して上流側から溶接を施して接合部４５を形成し、燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との両者を接合するように構成する。   As shown in the partially enlarged view of FIG. 3, in the joining method of the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of this embodiment, the fuel nozzle 15 is attached to the fuel nozzle plate 14. A combustion nozzle mounting hole 44 for insertion is formed through, and an upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 and an upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14 inserted into the combustion nozzle mounting hole 44. Both are welded to the fuel nozzle plate 14 from the upstream side to form a joint portion 45, and both the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14 are joined. Configure as follows.

図４は、ガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４とを接合する比較例の接合方法を示したものであり、この図４に示した比較例の接合方法では、燃料ノズル１５の上流側近傍の側面４０ｂと、燃料ノズルプレート１４の下流側端部４１ｂとの双方を、燃料ノズルプレート１４に対して下流側から接合部４２を形成して接合している。 FIG. 4 shows a joining method of a comparative example in which the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 and the fuel nozzle plate 14 are joined. The joining method of the comparative example shown in FIG. Then, both the side surface 40b in the vicinity of the upstream side of the fuel nozzle 15 and the downstream end portion 41b of the fuel nozzle plate 14 are joined to the fuel nozzle plate 14 by forming a joining portion 42 from the downstream side . .

しかしながら、図４に示した燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４を接合する比較例の接合方法では、燃料ノズルプレート１４の下流側で、多数の燃料ノズル１５が密に配設されていて燃料ノズル１５の周囲の空間４３が狭隘な場合に、燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４を接合する接合作業を行うための十分な作業空間を燃料ノズルプレート１４の下流側に確保することができないという課題がある。   However, in the joining method of the comparative example in which the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 shown in FIG. 4 are joined, many fuel nozzles 15 are densely arranged on the downstream side of the fuel nozzle plate 14. When the surrounding space 43 is narrow, there is a problem that a sufficient working space for performing the joining operation for joining the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 cannot be secured on the downstream side of the fuel nozzle plate 14. .

また、図４に示した比較例の燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４を接合する比較例の接合方法においては、図４に示した構造から明らかなように、燃料ノズルプレート１４の上流側には燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４との接合を行うための作業空間は存在していない。   Further, in the joining method of the comparative example in which the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 of the comparative example shown in FIG. 4 are joined, as is clear from the structure shown in FIG. There is no working space for joining the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14.

そこで、図３に示した本実施例のガスタービン燃焼器７においては、ガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法において、多数の燃料ノズル１５が密に配置されている場合であっても、本実施例のガスタービン燃焼器における燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４との接合方法では、燃料ノズルプレート１４に燃料ノズル１５を挿入するための燃焼ノズル取り付け用孔４４を貫通させて形成し、この燃焼ノズル取り付け用孔４４に挿入した燃料ノズル１５が燃料ノズルプレート１４の下流側に突き出るように配設している。   Therefore, in the gas turbine combustor 7 of the present embodiment shown in FIG. 3, in the method of joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 and the fuel nozzle plate 14, a large number of fuel nozzles 15. Even when the fuel nozzles are densely arranged, the method for joining the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 in the gas turbine combustor of the present embodiment is a combustion for inserting the fuel nozzle 15 into the fuel nozzle plate 14. The nozzle mounting hole 44 is formed so as to penetrate therethrough, and the fuel nozzle 15 inserted into the combustion nozzle mounting hole 44 is disposed so as to protrude downstream of the fuel nozzle plate 14.

そして、この燃焼ノズル取り付け用孔４４に挿入した前記燃料ノズル１５の上流側端部４０と、前記燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との双方に、燃料ノズルプレート１４に対して上流側から溶接を施して接合部４５を形成し、燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との両者を接合するように構成したものである。   Then, both the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 inserted into the combustion nozzle mounting hole 44 and the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 from the upstream side with respect to the fuel nozzle plate 14. The joint 45 is formed by welding, and both the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 are joined.

即ち、本実施例のガスタービン燃焼器７では、燃料ノズルプレート１４の上流側には前記燃料ノズル１５が配設されていない構造を採用しているので、燃料ノズルプレート１４の上流側では燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４との接合を実施する上で十分に広い作業空間が確保されており、燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４との接合精度が向上すると共に、この接合精度向上に伴なって燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４との接合部の構造信頼性が高くなる。   That is, in the gas turbine combustor 7 of the present embodiment, a structure in which the fuel nozzle 15 is not provided on the upstream side of the fuel nozzle plate 14 is employed, so that the fuel nozzle is provided on the upstream side of the fuel nozzle plate 14. 15 and a fuel nozzle plate 14 are sufficiently wide to secure a working space. The joining accuracy between the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 is improved, and the joining accuracy is improved. The structural reliability of the joint between the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 is increased.

また、本実施例のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法においては、ガスタービン燃焼器７の燃焼室２３内で燃料５と圧縮空気４との混合気２２が燃焼する際に燃焼振動が発生して燃料ノズル１５が該燃料ノズル１５の中心軸と直角方向に振動する場合に、前記燃料ノズル１５の側面と、燃料ノズルプレート１４に燃料ノズル１５を挿入するために形成した燃焼ノズル取り付け用孔４４の内面とが接触して振動を抑制するので、両者を溶接するために形成した接合部４５に作用する負荷を低減することが可能となる。   Further, in the method of joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 and the fuel nozzle plate 14 of the present embodiment, the fuel 5 and the compressed air 4 in the combustion chamber 23 of the gas turbine combustor 7. When the fuel nozzle 15 vibrates in a direction perpendicular to the central axis of the fuel nozzle 15 when the air-fuel mixture 22 is combusted, the fuel nozzle 15 has fuel on the side surface and the fuel nozzle plate 14. Since the vibration is suppressed by contact with the inner surface of the combustion nozzle mounting hole 44 formed for inserting the nozzle 15, it is possible to reduce the load acting on the joint portion 45 formed for welding the both. Become.

さらには、燃料ノズル１５の側面と、燃料ノズルプレート１４の燃焼ノズル取り付け用孔４４の内面との間に、わずかな隙間を設けるようにすることで、燃料ノズル１５の側面と燃料ノズルプレート１４の燃焼ノズル取り付け用孔４４の内面との間に両者の接触に伴なって摩擦力を発生させることができるので、この摩擦力によって燃料ノズル１５に作用する振動を減衰させる効果を得ることが可能となる。   Furthermore, by providing a slight gap between the side surface of the fuel nozzle 15 and the inner surface of the combustion nozzle mounting hole 44 of the fuel nozzle plate 14, the side surface of the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 A frictional force can be generated between the combustion nozzle mounting hole 44 and the inner surface of the combustion nozzle mounting hole 44 due to the contact between the two, and an effect of attenuating the vibration acting on the fuel nozzle 15 by this frictional force can be obtained. Become.

本実施例によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして接合の精度向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present embodiment, even if the space around the fuel nozzle is narrow, the gas turbine combustor can improve the accuracy of the joining by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and improving the reliability of the structure. Can be realized.

次に本発明の実施例２であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法について図５の部分拡大図を用いて説明する。   Next, a method of joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 which is Embodiment 2 of the present invention and the fuel nozzle plate 14 will be described with reference to a partially enlarged view of FIG.

図５の部分拡大図は実施例２であるガスタービン燃焼器に設けたバーナ８の構造の詳細を示しており、先に説明した本発明の実施例１のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４とを接合する接合方法と基本的な構成は類似しているので、両者に共通した構成の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The partial enlarged view of FIG. 5 shows the details of the structure of the burner 8 provided in the gas turbine combustor according to the second embodiment, and the burner 18 of the gas turbine combustor 7 according to the first embodiment of the present invention described above is shown. Since the basic configuration is similar to the joining method of joining the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 to be configured, the description of the configuration common to both is omitted, and different portions will be described below.

図５の部分拡大図は、実施例２のガスタービン燃焼器７のバーナ１８において、燃料ノズル１５がその上流側端部４０で燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１に対して接合されている様子を示している。   In the partial enlarged view of FIG. 5, in the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the second embodiment, the fuel nozzle 15 is joined to the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 at the upstream end 40. It shows a state.

図５に示した実施例２のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズルプレート１４に貫通して形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４の上流側に、燃焼ノズル取り付け用孔４４の下流側の孔の直径よりも大径に形成された段差部５１を設けると共に、前記燃焼ノズル取り付け用孔４４の内部に挿入された燃焼ノズル１５の上流側端部４０に、燃焼ノズル１５の下流側の部分の直径よりも大径に形成された段差部５０を設け、この燃焼ノズル１５の上流側端部４０に設けた段差部５０が、燃焼ノズル取り付け用孔４４の上流側に設けた段差部５１と当接するように構成している。   In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the second embodiment shown in FIG. 5, on the upstream side of the combustion nozzle mounting hole 44 formed through the fuel nozzle plate 14, on the downstream side of the combustion nozzle mounting hole 44. A step portion 51 having a diameter larger than the diameter of each of the holes is provided, and an upstream end 40 of the combustion nozzle 15 inserted into the combustion nozzle mounting hole 44 is provided on the downstream side of the combustion nozzle 15. A step portion 50 having a diameter larger than the diameter of the portion is provided, and the step portion 50 provided in the upstream end portion 40 of the combustion nozzle 15 is provided on the upstream side of the combustion nozzle mounting hole 44. It is comprised so that it may contact | abut.

そして、燃料ノズル１５に設けた大径の前記段差部５０の上流側端部４０と、燃焼ノズル取り付け用孔４４に形成した大径の前記段差部５１の上流側に面した前記燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との双方に、燃料ノズルプレート１４に対して上流側から溶接を施して接合部４５を形成し、前記燃料ノズル１５の上流側端部４０と前記燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との両者を接合している。   The fuel nozzle plate 14 faces the upstream end 40 of the large-diameter step portion 50 provided in the fuel nozzle 15 and the upstream side of the large-diameter step portion 51 formed in the combustion nozzle mounting hole 44. The fuel nozzle plate 14 is welded to the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14 from the upstream side to form a joint portion 45, and the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream side of the fuel nozzle plate 14 are upstream. Both the side end portions 41 are joined.

図５に示した実施例２のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズル１５の上流側端部に設けた段差部５０の外形が燃料ノズル１５の下流側の外径よりも大きな直径を有する構造にすると共に、燃料ノズルプレート１４の燃料ノズル取り付け用孔４４の上流側に形成した段差部５１の内径が燃料ノズル取り付け用孔４４の下流側の内径よりも大きな直径を有する構造にすることで、燃料ノズル１５に設けた大径の前記段差部５０の下面が、燃料ノズル取り付け用孔４４に設けた大径の段差部５１の下面に当接して、燃料ノズル１５が燃料ノズル取り付け用孔４４から下流側に抜け落ちることを阻止するように構成されている。   In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 according to the second embodiment shown in FIG. 5, the outer shape of the stepped portion 50 provided at the upstream end of the fuel nozzle 15 is larger than the outer diameter of the downstream side of the fuel nozzle 15. And a structure in which the inner diameter of the step portion 51 formed on the upstream side of the fuel nozzle mounting hole 44 of the fuel nozzle plate 14 is larger than the inner diameter of the downstream side of the fuel nozzle mounting hole 44. Thus, the lower surface of the large-diameter stepped portion 50 provided in the fuel nozzle 15 contacts the lower surface of the large-diameter stepped portion 51 provided in the fuel nozzle mounting hole 44 so that the fuel nozzle 15 is in the fuel nozzle mounting hole. It is comprised so that it may prevent falling out of 44 from the downstream.

上記した構成を採用することによって、燃料ノズル１５の上流側端部と、燃料ノズルプレート１４に貫通して形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４の上流側端部との接合部４５に損傷が発生して破損した場合においても、燃料ノズル１５の上流側端部４０に設けた大径の段差部５０の下面が、燃料ノズルプレート１４に設けた燃料ノズル取り付け用孔４４に形成した大径の段差部５１の下面と当接して前記燃料ノズル１５の移動を阻止するように構成していることから、燃料ノズル１５が燃料ノズルプレート１４の燃料ノズル取り付け用孔４４から下流側に抜け落ちてガスタービン燃焼器の他の部品が損傷することを防止するものである。   By adopting the above-described configuration, damage occurs at the joint 45 between the upstream end of the fuel nozzle 15 and the upstream end of the combustion nozzle mounting hole 44 formed through the fuel nozzle plate 14. Even when the fuel nozzle 15 is damaged, the lower surface of the large-diameter step portion 50 provided at the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 has a large-diameter step formed in the fuel nozzle mounting hole 44 provided in the fuel nozzle plate 14. Since the fuel nozzle 15 is configured to be in contact with the lower surface of the portion 51 to prevent the movement of the fuel nozzle 15, the fuel nozzle 15 falls out from the fuel nozzle mounting hole 44 of the fuel nozzle plate 14 to the downstream side, and the gas turbine combustion This prevents the other parts of the vessel from being damaged.

また、前記段差部５０，５１は、燃料ノズル１５の軸方向５２の位置決めを行うことも可能となる。   Further, the step portions 50 and 51 can be positioned in the axial direction 52 of the fuel nozzle 15.

本実施例によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして接合の精度向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present embodiment, even if the space around the fuel nozzle is narrow, the gas turbine combustor can improve the accuracy of the joining by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and improving the reliability of the structure. Can be realized.

次に本発明の実施例３であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４との接合方法について、図６の部分拡大図を用いて説明する。   Next, a method for joining the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 which is Embodiment 3 of the present invention will be described with reference to a partially enlarged view of FIG.

図６の部分拡大図は、実施例３のガスタービン燃焼器７におけるバーナ１８の構造の詳細を示しており、先に示した本発明の実施例１のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１とを接合する接合方法と基本的な構成は類似しているので、両者に共通した構成の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   6 shows details of the structure of the burner 18 in the gas turbine combustor 7 of the third embodiment, and constitutes the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the first embodiment of the present invention described above. Since the basic configuration is similar to the joining method for joining the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14, the description of the configuration common to both is omitted. Differences will be described below.

図６に、実施例３のガスタービン燃焼器７におけるバーナ１８の構造の詳細を示す。   FIG. 6 shows details of the structure of the burner 18 in the gas turbine combustor 7 of the third embodiment.

図６に示した実施例３のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズルプレート１４に貫通して形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４に挿入された燃料ノズル１５の上流側端部４０と、燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１とに、燃料ノズルプレート１４の上流側から溶接を施して溶接部４５を形成し、燃料ノズル１５の上流側端部４０がこの接合部４５によって燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１に接合されている様子を示している。   In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the third embodiment shown in FIG. 6, the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 inserted into the combustion nozzle mounting hole 44 formed through the fuel nozzle plate 14, and The upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14 is welded from the upstream side of the fuel nozzle plate 14 to form a welded portion 45, and the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 is connected to the fuel nozzle by the joint portion 45. A state in which the plate 14 is joined to the upstream end 41 is shown.

実施例３のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズルプレート１４に貫通して形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４から下流側に突き出た燃料ノズル１５の部分の外形が、根元部から下流側端部３０に向かって外径が徐々に小さくなる外形漸減形状部６０を有するように形成されている。   In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the third embodiment, the outer shape of the portion of the fuel nozzle 15 protruding downstream from the combustion nozzle mounting hole 44 formed through the fuel nozzle plate 14 is downstream from the root portion. It is formed so as to have an outer shape gradually decreasing shape portion 60 whose outer diameter gradually decreases toward the side end portion 30.

実施例３のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃焼ノズル取り付け用孔４４から下流側に突き出た燃料ノズル１５の外径が下流側端部３０に向かって徐々に小さくなる形状の外形漸減形状部６０を有するように形成されていることから、燃料ノズル１５の外径が徐々に小さくなっている分だけ燃料ノズル１５が軽量化され、この結果、燃焼振動に伴って燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１を接合する接合部４５に作用する負荷を低減することができる。   In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 according to the third embodiment, the outer diameter of the fuel nozzle 15 protruding downstream from the combustion nozzle mounting hole 44 gradually decreases toward the downstream end 30, and the outer shape gradually decreases. Since the fuel nozzle 15 is formed so as to have the portion 60, the fuel nozzle 15 is reduced in weight by the amount that the outer diameter of the fuel nozzle 15 is gradually reduced. As a result, the upstream side of the fuel nozzle 15 is accompanied by combustion vibration. The load acting on the joining portion 45 joining the end portion 40 and the upstream side end portion 41 of the fuel nozzle plate 14 can be reduced.

本実施例によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして接合の精度向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present embodiment, even if the space around the fuel nozzle is narrow, the gas turbine combustor can improve the accuracy of the joining by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and improving the reliability of the structure. Can be realized.

次に本発明の実施例４であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法について図７の部分拡大図を用いて説明する。   Next, a method of joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 which is Embodiment 4 of the present invention and the fuel nozzle plate 14 will be described with reference to a partially enlarged view of FIG.

図７の部分拡大図は実施例２のガスタービン燃焼器におけるバーナ８の構造の詳細を示しており、先に示した本発明の実施例２のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１とを接合する接合方法と基本的な構成は類似しているので、両者に共通した構成の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The partial enlarged view of FIG. 7 shows the details of the structure of the burner 8 in the gas turbine combustor of the second embodiment, and the fuel constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the second embodiment of the present invention described above. Since the basic configuration is similar to the joining method of joining the upstream end portion 40 of the nozzle 15 and the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14, description of the configuration common to both is omitted and different. The part will be described below.

図７に示した実施例４のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズル１５の上流側端部に設けた段差部５０の外形が燃料ノズル１５の下流側の外径よりも大きな直径を有する構造にすると共に、燃料ノズルプレート１４の燃料ノズル取り付け用孔４４の上流側に形成した段差部５１の内径が燃料ノズル取り付け用孔４４の下流側の内径よりも大きな直径を有する構造に形成することで、燃料ノズル１５に設けた大径の前記段差部５０の下面が、燃料ノズル取り付け用孔４４に設けた大径の段差部５１の下面に当接して、燃料ノズル１５が燃料ノズル取り付け用孔４４から下流側に抜け落ちを阻止するように構成されている。   In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 according to the fourth embodiment shown in FIG. 7, the outer shape of the stepped portion 50 provided at the upstream end of the fuel nozzle 15 is larger than the outer diameter of the downstream side of the fuel nozzle 15. And a structure in which the inner diameter of the stepped portion 51 formed on the upstream side of the fuel nozzle mounting hole 44 of the fuel nozzle plate 14 is larger than the inner diameter of the downstream side of the fuel nozzle mounting hole 44. Thus, the lower surface of the large-diameter step portion 50 provided in the fuel nozzle 15 contacts the lower surface of the large-diameter step portion 51 provided in the fuel nozzle mounting hole 44, and the fuel nozzle 15 is used for mounting the fuel nozzle. It is configured so as to prevent the hole 44 from dropping out downstream.

上記した構成を採用することによって、燃料ノズル１５の上流側端部４０と、燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との接合部４５に損傷が発生して破損した場合においても、燃料ノズル１５に大径に形成した段差部５０の下面が、燃料ノズルプレート１４に設けた燃料ノズル取り付け用孔４４の上流側に大径に形成した段差部５１の下面と当接して前記燃料ノズル１５の移動を阻止するように構成していることから、燃料ノズル１５が燃料ノズルプレート１４の燃料ノズル取り付け用孔４４から下流側に抜け落ちてガスタービン燃焼器の他の部品が損傷することを防止するものである。   By adopting the above-described configuration, even when the joint 45 between the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 is damaged and broken, the fuel nozzle 15 The lower surface of the step portion 50 formed in a large diameter comes into contact with the lower surface of the step portion 51 formed in a large diameter on the upstream side of the fuel nozzle mounting hole 44 provided in the fuel nozzle plate 14 to move the fuel nozzle 15. Therefore, the fuel nozzle 15 is prevented from falling out of the fuel nozzle mounting hole 44 of the fuel nozzle plate 14 to the downstream side and damaging other parts of the gas turbine combustor. is there.

更に、燃料ノズル１５は、実施例３に記載した燃料ノズル１５の形状と同様に、燃料ノズルプレート１４に貫通して形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４から下流側に燃料ノズル１５が突き出た部分において、この燃料ノズル１５の外形が、根元部から下流側端部３０に向かって外径が徐々に小さくなる形状の外形漸減形状部６０を有するように形成されている。   Further, the fuel nozzle 15 is a portion where the fuel nozzle 15 protrudes downstream from the combustion nozzle mounting hole 44 formed through the fuel nozzle plate 14 in the same manner as the shape of the fuel nozzle 15 described in the third embodiment. The outer shape of the fuel nozzle 15 is formed so as to have an outer shape gradually decreasing shape portion 60 whose outer diameter gradually decreases from the root portion toward the downstream end portion 30.

実施例４のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズルプレート１４に形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４から下流側に突き出た燃料ノズル１５の外形が、根元部から下流側端部３０に向かって外径が徐々に小さくなる形状の外形漸減形状部６０を有するように形成されていることから、燃料ノズル１５の外径が徐々に小さくなっている分だけ燃料ノズル１５が軽量化されており、この結果、燃焼振動に伴って燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１を接合する接合部４５に作用する負荷を低減することができる。
図７に示した実施例４のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、強度を維持しつつ燃料ノズル１５が軽量化され、燃焼振動に伴い燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４とを接合する接合部４５に作用する負荷を低減することができる。 In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the fourth embodiment, the outer shape of the fuel nozzle 15 protruding downstream from the combustion nozzle mounting hole 44 formed in the fuel nozzle plate 14 extends from the root portion to the downstream end portion 30. Since the outer diameter gradually decreases and the outer diameter gradually decreases, the fuel nozzle 15 is reduced in weight by the amount that the outer diameter of the fuel nozzle 15 gradually decreases. As a result, it is possible to reduce the load acting on the joint portion 45 that joins the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14 with combustion vibration.
In the burner 18 of the gas turbine combustor 7 according to the fourth embodiment shown in FIG. 7, the fuel nozzle 15 is reduced in weight while maintaining the strength, and the joint that joins the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 with combustion vibration. The load acting on 45 can be reduced.

本実施例によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして接合の精度向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present embodiment, even if the space around the fuel nozzle is narrow, the gas turbine combustor can improve the accuracy of the joining by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and improving the reliability of the structure. Can be realized.

次に本発明の実施例５であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法について図８の部分拡大図を用いて説明する。   Next, a method for joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 which is Embodiment 5 of the present invention and the fuel nozzle plate 14 will be described with reference to a partially enlarged view of FIG.

図８の部分拡大図は実施例５のガスタービン燃焼器７のバーナ１８の構造の詳細を示しており、先に示した本発明の実施例１のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１とを接合する接合方法と基本的な構成は類似しているので、両者に共通した構成の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The partial enlarged view of FIG. 8 shows details of the structure of the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the fifth embodiment, and constitutes the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the first embodiment of the present invention described above. Since the basic configuration is similar to the joining method for joining the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14, the description of the configuration common to both is omitted and the difference is made. The parts to be described will be described below.

図８に示した実施例５のガスタービン燃焼器７におけるバーナ１８において、本実施例のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズルプレート１４に貫通して形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４が途中から上流側に向かって外径が徐々に大きくなるテーパー部７０の内壁面を有するように形成されており、この燃焼ノズル取り付け用孔４４のテーパー部７０の内壁面の形状に対応するように、前記燃焼ノズル取り付け用孔４４に挿入される燃料ノズル１５の外壁面にも、途中から上流側に向かって外径が徐々に大きくなるテーパー部７２の外壁面を有するように形成されている。   In the burner 18 in the gas turbine combustor 7 of the fifth embodiment shown in FIG. 8, the combustion nozzle mounting hole 44 formed through the fuel nozzle plate 14 in the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the present embodiment. Is formed so as to have an inner wall surface of the tapered portion 70 whose outer diameter gradually increases from the middle toward the upstream side, and corresponds to the shape of the inner wall surface of the tapered portion 70 of the combustion nozzle mounting hole 44. Further, the outer wall surface of the fuel nozzle 15 inserted into the combustion nozzle mounting hole 44 is also formed to have an outer wall surface of the tapered portion 72 whose outer diameter gradually increases from the middle toward the upstream side. .

そして、燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１の近傍に形成したテーパー部７０の内壁面と、燃焼ノズル取り付け用孔４４に挿入された燃料ノズル１５の上流側端部４０の近傍に形成されたテーパー部７２の外壁面に対して、燃料ノズルプレート１４の上流側から溶接を施して溶接部４５を形成し、燃料ノズル１５がこの接合部４５によって燃料ノズルプレート１４に接合されている様子を示している。   The inner wall surface of the tapered portion 70 formed in the vicinity of the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14 and the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 inserted into the combustion nozzle mounting hole 44 are formed. The outer wall surface of the tapered portion 72 is welded from the upstream side of the fuel nozzle plate 14 to form a welded portion 45, and the fuel nozzle 15 is joined to the fuel nozzle plate 14 by the joined portion 45. ing.

燃料ノズル１５の上流側端部４０近傍に形成した外径が下流側部分の外径よりも大径となるテーパー部７２の外壁面を有するように形成すると共に、燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１近傍となる燃料ノズル取り付け用孔４４に形成した内径が下流側部分の内径よりも大径となるテーパー部７０の内壁面を有するように形成することで、燃料ノズル１５に設けた前記テーパー部７２の外壁面が、燃料ノズル取り付け用孔４４に設けたテーパー部７０の内壁面に当接して、燃料ノズル１５が燃料ノズル取り付け用孔４４から下流側に抜け落ちを阻止するように構成されている。   The outer diameter formed in the vicinity of the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 has an outer wall surface of the tapered portion 72 that is larger than the outer diameter of the downstream portion, and the upstream end of the fuel nozzle plate 14 The taper provided in the fuel nozzle 15 is formed such that the inner diameter formed in the fuel nozzle mounting hole 44 in the vicinity of the portion 41 has the inner wall surface of the tapered portion 70 that is larger than the inner diameter of the downstream portion. The outer wall surface of the portion 72 is in contact with the inner wall surface of the tapered portion 70 provided in the fuel nozzle mounting hole 44, so that the fuel nozzle 15 is prevented from falling off the fuel nozzle mounting hole 44 downstream. Yes.

上記した構成を採用することによって、燃料ノズル１５の上流側端部４０と、燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との接合部４５に損傷が発生して破損した場合においても、燃料ノズル１５の上流側端部４０の近傍に形成したテーパー部７２の外壁面が、燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１の近傍の燃料ノズル取り付け用孔４４に形成したテーパー部７０の内壁面と当接して前記燃料ノズル１５の移動を阻止するように構成していることから、燃料ノズル１５が燃料ノズルプレート１４の燃料ノズル取り付け用孔４４から下流側に抜け落ちてガスタービン燃焼器の他の部品が損傷することを防止するものである。   By adopting the above-described configuration, even when the joint 45 between the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 is damaged and broken, the fuel nozzle 15 The outer wall surface of the taper portion 72 formed in the vicinity of the upstream end portion 40 contacts the inner wall surface of the taper portion 70 formed in the fuel nozzle mounting hole 44 in the vicinity of the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14. Therefore, the fuel nozzle 15 falls off the fuel nozzle mounting hole 44 of the fuel nozzle plate 14 to the downstream side and damages other parts of the gas turbine combustor. It is to prevent that.

また、燃料ノズル１５にテーパー部７２を設けたことによって、燃料ノズルプレート１４に形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４のテーパー部７０に対して、燃料ノズル１５の軸方向５２と、半径方向７１の位置決めを行うことができる。   Further, by providing the fuel nozzle 15 with the tapered portion 72, the axial direction 52 of the fuel nozzle 15 and the radial direction 71 with respect to the tapered portion 70 of the combustion nozzle mounting hole 44 formed in the fuel nozzle plate 14. Positioning can be performed.

本実施例によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして接合の精度向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present embodiment, even if the space around the fuel nozzle is narrow, the gas turbine combustor can improve the accuracy of the joining by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and improving the reliability of the structure. Can be realized.

次に本発明の実施例６であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法について、図９の部分拡大図を用いて説明する。   Next, a method of joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 which is Embodiment 6 of the present invention and the fuel nozzle plate 14 will be described with reference to a partially enlarged view of FIG.

図９の部分拡大図は、実施例６のガスタービン燃焼器７におけるバーナ１８の構造の詳細を示しており、先に示した本発明の実施例１のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４とを接合する接合方法と基本的な構成は類似しているので、両者に共通した構成の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The partial enlarged view of FIG. 9 shows details of the structure of the burner 18 in the gas turbine combustor 7 of the sixth embodiment, and constitutes the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the first embodiment of the present invention described above. Since the basic configuration is similar to the joining method for joining the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 to each other, the description of the configuration common to both is omitted, and different portions will be described below.

図９に示した実施例６のガスタービン燃焼器７におけるバーナ１８の構造において、本実施例のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズルプレート１４に貫通して形成された燃焼ノズル取り付け用孔４４に挿入された燃料ノズル１５の上流側端部４０に、該燃料ノズル１５の下流側の外径よりも大径に形成したフランジ部８０を設けている。   In the structure of the burner 18 in the gas turbine combustor 7 of the sixth embodiment shown in FIG. 9, the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the present embodiment is for attaching a combustion nozzle formed through the fuel nozzle plate 14. A flange portion 80 having a larger diameter than the outer diameter on the downstream side of the fuel nozzle 15 is provided at the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 inserted into the hole 44.

そして、燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１と、燃料ノズル１５の上流側端部４０に設けた大径のフランジ部８０に対して、燃料ノズルプレート１４の上流側から溶接を施して溶接部４５を形成し、燃料ノズル１５の上流側端部４０の下面がこの接合部４５によって燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１に接合されている様子を示している。   The upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 and the large-diameter flange portion 80 provided at the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 are welded from the upstream side of the fuel nozzle plate 14 to be welded. 45 is formed, and the lower surface of the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 is joined to the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 by the joint 45.

本実施例では、燃料ノズル１５の上流側端部４０に設けたフランジ部８０の外径を、燃料ノズルプレート１４の燃料ノズル取り付け用孔４４の内径よりも大径に形成することで、燃料ノズル１５の上流側端部４０の下面と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１とを接合する接合部４５に損傷が発生した場合においても、燃料ノズル１５が燃料ノズルプレート１４の燃料ノズル取り付け用孔４４から下流側に抜け落ちてガスタービン燃焼器の他の部品が損傷することを防止するものである。   In this embodiment, the outer diameter of the flange portion 80 provided at the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 is formed to be larger than the inner diameter of the fuel nozzle mounting hole 44 of the fuel nozzle plate 14, so that the fuel nozzle 15, the fuel nozzle 15 is attached to the fuel nozzle mounting hole of the fuel nozzle plate 14 even when damage occurs to the joint portion 45 that joins the lower surface of the upstream end portion 40 of the fuel tank 15 and the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14. This prevents the other parts of the gas turbine combustor from falling downstream from 44 and damaging.

また、燃料ノズル１５のフランジ部８０である該燃料ノズル１５の上流側端部４０の下面が燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１と接触する接触部８１において、燃料ノズル１５の軸方向５２の位置決めを行うことができる。   Further, in the contact portion 81 where the lower surface of the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 that is the flange portion 80 of the fuel nozzle 15 is in contact with the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14, Positioning can be performed.

本実施例によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして接合の精度向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present embodiment, even if the space around the fuel nozzle is narrow, the gas turbine combustor can improve the accuracy of the joining by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and improving the reliability of the structure. Can be realized.

次に本発明の実施例７であるガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５と、燃料ノズルプレート１４との接合方法について、図１０の部分拡大図を用いて説明する。   Next, a method of joining the fuel nozzle 15 constituting the burner 18 of the gas turbine combustor 7 which is Embodiment 7 of the present invention and the fuel nozzle plate 14 will be described with reference to a partially enlarged view of FIG.

図１０の部分拡大図は、実施例７のガスタービン燃焼器におけるバーナ８の構造の詳細を示しており、先に示した本発明の実施例２のガスタービン燃焼器７のバーナ１８を構成する燃料ノズル１５の上流側端部４０と燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１とを接合する接合方法と基本的な構成は類似しているので、両者に共通した構成の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The partial enlarged view of FIG. 10 shows details of the structure of the burner 8 in the gas turbine combustor of the seventh embodiment, and constitutes the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the second embodiment of the present invention described above. Since the basic configuration is similar to the joining method for joining the upstream end portion 40 of the fuel nozzle 15 and the upstream end portion 41 of the fuel nozzle plate 14, the description of the configuration common to both is omitted and the difference is made. The parts to be described will be described below.

図１０に示した実施例７のガスタービン燃焼器７におけるバーナ１８の構造において、本実施例のガスタービン燃焼器７のバーナ１８では、燃料ノズル１５の燃料流路の途中にオリフィス部９０を設けており、そして、燃料ノズル１５に設けた大径の前記段差部５０の上流側端部４０と、燃料ノズルプレート１４に形成した燃焼ノズル取り付け用孔４４に設けた大径の前記段差部５１の上流側となる前記燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との双方に、燃料ノズルプレート１４の上流側から溶接を施して接合部４５を形成し、前記燃料ノズル１５の上流側端部４０と前記燃料ノズルプレート１４の上流側端部４１との両者を接合するように構成している。   In the structure of the burner 18 in the gas turbine combustor 7 of the seventh embodiment shown in FIG. 10, the burner 18 of the gas turbine combustor 7 of the present embodiment has an orifice portion 90 provided in the middle of the fuel flow path of the fuel nozzle 15. The large-diameter step portion 51 provided in the upstream end 40 of the large-diameter step portion 50 provided in the fuel nozzle 15 and the combustion nozzle mounting hole 44 formed in the fuel nozzle plate 14. Both the upstream end 41 of the fuel nozzle plate 14 on the upstream side is welded from the upstream side of the fuel nozzle plate 14 to form a joint 45, and the upstream end 40 of the fuel nozzle 15 The fuel nozzle plate 14 is configured to be joined to the upstream end 41.

燃料ノズル１５と燃料ノズルプレート１４を溶接で接合した場合、図４に示した比較例の接合方法では溶接による熱変形が発生して燃料ノズル１５の燃料流路の途中に設けたオリフィス部９０の内径が変化することになるが、実施例７のガスタービン燃焼器７におけるバーナ８の構造では、溶接による熱変形の方向が燃料ノズル１５の半径方向７１ではなく軸方向５２であるため、燃料ノズル１５のオリフィス部９０に生じる変形が小さく抑制され、燃料流量を高い精度で制御できる。   When the fuel nozzle 15 and the fuel nozzle plate 14 are joined by welding, in the joining method of the comparative example shown in FIG. 4, thermal deformation due to welding occurs and the orifice portion 90 provided in the middle of the fuel flow path of the fuel nozzle 15 Although the inner diameter changes, in the structure of the burner 8 in the gas turbine combustor 7 of the seventh embodiment, the direction of thermal deformation due to welding is not the radial direction 71 of the fuel nozzle 15 but the axial direction 52, so the fuel nozzle The deformation generated in the 15 orifice portions 90 is suppressed to be small, and the fuel flow rate can be controlled with high accuracy.

本実施例によれば、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘であっても、燃焼ノズルと燃料ノズルプレートの接合を容易にして接合の精度向上を図り、構造の信頼性を高めたガスタービン燃焼器が実現できる。   According to the present embodiment, even if the space around the fuel nozzle is narrow, the gas turbine combustor can improve the accuracy of the joining by facilitating the joining of the combustion nozzle and the fuel nozzle plate, and improving the reliability of the structure. Can be realized.

１：ガスタービンプラント、２：空気、３：圧縮機、４：圧縮空気、５：燃料、６：燃焼ガス、７：ガスタービン燃焼器、８：ガスタービン、９：発電機、１０：エンドカバー、１１：前側外筒、１２：後側外筒、１３：空気孔プレート、１４：燃料ノズルプレート、１５：燃料ノズル、１６：ライナ、１７：後側外筒とライナの間の流路、１８：バーナ、１９：冷却するための冷却空気、２０：燃料供給管、２１：空気孔プレートの空気孔、２２：燃料と圧縮機の混合気、２３：燃焼室、２４：火炎、３０：燃焼ノズルの下流側端部、４０：燃料ノズルの上流側端部、４０ｂ：燃料ノズルの上流側近傍の側面、４１：燃料ノズルプレートの上流側端部、４１ｂ：燃料ノズルプレートの下流側端部、４３：燃料ノズルの周囲の空間、４４：燃焼ノズル取り付け用孔、４２、４５：接合部、５０：燃焼ノズルの段差部、５１：燃焼ノズル取り付け用孔の段差部、５２：燃料ノズルの軸方向、６０：外形漸減形状部、７０、７２：テーパー部、７１：燃料ノズルの半径方向、８０：燃料ノズルの上流側端部のフランジ部、８１：燃料ノズルのフランジ部と燃料ノズルプレートの接触部、９０：オリフィス部。 1: gas turbine plant, 2: air, 3: compressor, 4: compressed air, 5: fuel, 6: combustion gas, 7: gas turbine combustor, 8: gas turbine, 9: generator, 10: end cover 11: front outer cylinder, 12: rear outer cylinder, 13: air hole plate, 14: fuel nozzle plate, 15: fuel nozzle, 16: liner, 17: flow path between the rear outer cylinder and liner, 18 : Burner, 19: Cooling air for cooling, 20: Fuel supply pipe, 21: Air hole in the air hole plate, 22: Mixture of fuel and compressor, 23: Combustion chamber, 24: Flame, 30: Combustion nozzle 40: upstream end of the fuel nozzle, 40b: side surface near the upstream side of the fuel nozzle, 41: upstream end of the fuel nozzle plate, 41b: downstream end of the fuel nozzle plate, 43 : Space around the fuel nozzle, 44: Fuel Nozzle mounting holes, 42 and 45: junction, 50: stepped portion of the fuel nozzle, 51: stepped portion of the combustion nozzle mounting hole, 52: axial direction of the fuel nozzle, 60: outer tapering shape portion, 70, 72: Tapered portion, 71: radial direction of fuel nozzle, 80: flange portion at upstream end of fuel nozzle, 81: contact portion between flange portion of fuel nozzle and fuel nozzle plate, 90: orifice portion.

Claims (8)

燃料を供給する複数の燃料ノズルと、これらの燃料ノズルの端部を構造的に支持して上流側から流入する燃料を該燃料ノズルに配分する役割を担う燃料ノズルプレートと、燃焼用空気を供給する複数の空気孔を有する空気孔プレートから構成したバーナを備えたガスタービン燃焼器において、
燃料ノズルプレートに燃料ノズルを挿入する燃焼ノズル取り付け用孔を形成し、
燃料ノズルプレートと、燃焼ノズル取り付け用孔に挿入された燃料ノズルとを、この燃料ノズルプレートの上流側から接合して接合部を形成し、
燃料ノズルプレートに形成された燃料ノズルを挿入する燃焼ノズル取り付け用孔の内面と前記燃焼ノズル取り付け用孔に挿入された燃料ノズルの外面との間に燃焼振動の発生によって両者が接触する隙間を形成し、
燃料ノズルと燃焼ノズル取り付け用孔との接触に伴って摩擦力を発生させて前記燃料ノズルに作用する振動を減衰するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 A plurality of fuel nozzles for supplying fuel, a fuel nozzle plate that structurally supports the ends of these fuel nozzles and distributes the fuel flowing from the upstream side to the fuel nozzles, and supplies combustion air In a gas turbine combustor comprising a burner composed of an air hole plate having a plurality of air holes,
A hole for attaching a combustion nozzle for inserting the fuel nozzle into the fuel nozzle plate is formed,
The fuel nozzle plate and the fuel nozzle inserted into the combustion nozzle mounting hole are joined from the upstream side of the fuel nozzle plate to form a joint,
A gap is formed between the inner surface of the combustion nozzle mounting hole for inserting the fuel nozzle formed in the fuel nozzle plate and the outer surface of the fuel nozzle inserted into the combustion nozzle mounting hole by the occurrence of combustion vibration. And
A gas turbine combustor configured to attenuate a vibration acting on the fuel nozzle by generating a frictional force with the contact between the fuel nozzle and the combustion nozzle mounting hole . 請求項１に記載のガスタービン燃焼器において、
燃料ノズルプレートに設けた燃焼ノズル取り付け用孔に挿入された燃料ノズルのうち、燃料ノズルプレートの燃焼ノズル取り付け用孔の内部に位置する前記燃料ノズルの上流側部分の外径が、前記燃料ノズルの下流側部分の外径に対して大径となるように形成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 1.
Out of the fuel nozzles inserted into the combustion nozzle mounting holes provided in the fuel nozzle plate, the outer diameter of the upstream portion of the fuel nozzle located inside the combustion nozzle mounting hole of the fuel nozzle plate A gas turbine combustor formed so as to have a larger diameter than an outer diameter of a downstream portion. 請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、
燃料ノズルプレートに設けられた燃料ノズルを挿入する燃焼ノズル取り付け用孔のうち、前記燃焼ノズル取り付け用孔の上流側部分の内径が、前記燃焼ノズル取り付け用孔の下流側部分の内径に対して大径となるように形成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 2.
Of the combustion nozzle mounting holes for inserting the fuel nozzles provided in the fuel nozzle plate, the inner diameter of the upstream portion of the combustion nozzle mounting hole is larger than the inner diameter of the downstream portion of the combustion nozzle mounting hole. A gas turbine combustor formed to have a diameter. 請求項１に記載のガスタービン燃焼器において、
燃焼ノズルの上流側端部に、燃料ノズルプレートに設けた燃料ノズルを挿入する燃焼ノズル取り付け用孔の内径よりも大きい外径を有するフランジを設けるように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 1.
A gas turbine combustor comprising a flange having an outer diameter larger than an inner diameter of a combustion nozzle mounting hole for inserting a fuel nozzle provided in a fuel nozzle plate at an upstream end portion of the combustion nozzle. . 請求項３に記載のガスタービン燃焼器において、
燃料ノズルプレートに設けられた燃料ノズルを挿入する燃焼ノズル取り付け用孔のうち、前記燃焼ノズル取り付け用孔の上流側部分の内径が前記燃焼ノズル取り付け用孔の下流側部分の内径に対して大径となるように構成した第一の段差部を設けると共に、燃焼ノズル取り付け用孔に挿入された前記燃料ノズルの上流側部分の外形が前記燃料ノズルの下流側部分の外径に対して大径となるように構成した第二の段差部を設け、
前記燃料ノズルの第二の段差部が前記燃焼ノズル取り付け用孔の第一の段差部と当接するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 3.
Of the combustion nozzle mounting holes for inserting the fuel nozzles provided in the fuel nozzle plate, the inner diameter of the upstream portion of the combustion nozzle mounting hole is larger than the inner diameter of the downstream portion of the combustion nozzle mounting hole. And the outer shape of the upstream portion of the fuel nozzle inserted into the combustion nozzle mounting hole is larger than the outer diameter of the downstream portion of the fuel nozzle. Provided with a second step portion configured to be,
A gas turbine combustor configured such that the second step portion of the fuel nozzle is in contact with the first step portion of the combustion nozzle mounting hole. 請求項３に記載のガスタービン燃焼器において、
燃料ノズルプレートに形成された前記燃焼ノズル取り付け用孔の上流側部分の内径が前記燃焼ノズル取り付け用孔の下流側部分の内径よりも大径となるように形成した第一のテーパー部を設けると共に、燃焼ノズル取り付け用孔に挿入された前記燃料ノズルの上流側部分の外径が前記燃焼ノズル取り付け用孔の下流側部分の外径よりも大径となるように形成した第二のテーパー部を設け、
前記燃料ノズルの第二のテーパー部の外面が前記燃焼ノズル取り付け用孔の第一のテーパー部と当接するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 3.
A first tapered portion formed so that an inner diameter of an upstream portion of the combustion nozzle mounting hole formed in the fuel nozzle plate is larger than an inner diameter of a downstream portion of the combustion nozzle mounting hole; A second taper portion formed so that the outer diameter of the upstream portion of the fuel nozzle inserted into the combustion nozzle mounting hole is larger than the outer diameter of the downstream portion of the combustion nozzle mounting hole. Provided,
A gas turbine combustor configured such that an outer surface of a second tapered portion of the fuel nozzle is in contact with a first tapered portion of the combustion nozzle mounting hole. 請求項１乃至６のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器において、The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 6,
燃料ノズルプレートの燃焼ノズル取り付け用孔から下流側に突き出た燃料ノズルの部分の外径が、前記燃料ノズルの下流側端部に向かって小径となるように形成されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。A gas characterized in that the outer diameter of the portion of the fuel nozzle protruding downstream from the combustion nozzle mounting hole of the fuel nozzle plate is formed so as to become smaller in diameter toward the downstream end of the fuel nozzle. Turbine combustor. 請求項１乃至７のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器において、The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 7,
燃料ノズルの内部に形成された燃料流路内に、流路を狭めるオリフィスを備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器。A gas turbine combustor comprising an orifice for narrowing a flow path in a fuel flow path formed inside a fuel nozzle.
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