JP6870966B2

JP6870966B2 - Combustor nozzle and gas turbine

Info

Publication number: JP6870966B2
Application number: JP2016233326A
Authority: JP
Inventors: 青山　邦明; 邦明青山
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2016-11-30
Filing date: 2016-11-30
Publication date: 2021-05-12
Anticipated expiration: 2036-11-30
Also published as: JP2018091519A

Description

本発明は、燃焼器ノズル、及びガスタービンに関する。 The present invention relates to a combustor nozzle and a gas turbine.

一般的に、ガスタービンは、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。
ガスタービンの効率向上のためにはタービン入口温度の上昇が必要であるが、温度上昇に伴いＮＯｘが指数関数的に増加するという課題がある。ＮＯｘの増加に対する対策として、例えば、以下の特許文献１に開示されている燃焼器は、旋回流によって均一混合気を形成して局所的な高温領域の形成を抑制するバーナを備えている。
この燃焼器のバーナは、バーナ軸線に沿って延びる軸体であるノズルと、このノズルの外周を囲み、圧縮空気と燃料とを下流側に噴出するバーナ筒と、バーナ筒内の流体をバーナ軸線回りに旋回させる旋回翼と、を備えている。 Generally, a gas turbine is rotationally driven by a compressor that compresses the outside air to generate compressed air, a combustor that produces high-temperature and high-pressure combustion gas by burning fuel in the compressed air, and a combustion gas. It is equipped with a turbine.
It is necessary to raise the turbine inlet temperature in order to improve the efficiency of the gas turbine, but there is a problem that NOx increases exponentially as the temperature rises. As a countermeasure against the increase in NOx, for example, the combustor disclosed in Patent Document 1 below includes a burner that forms a uniform air-fuel mixture by a swirling flow and suppresses the formation of a local high temperature region.
The burner of this combustor has a nozzle which is a shaft body extending along the burner axis, a burner cylinder which surrounds the outer periphery of the nozzle and ejects compressed air and fuel to the downstream side, and a burner axis for the fluid in the burner cylinder. It is equipped with a swivel wing that swivels around.

特許文献１には、予混合ノズルのスワーラ胴内部には燃料ノズル軸とスワーラとが備えられており、燃料ノズル軸はその先端部が燃焼室内まで延長されている。また、燃料ノズル軸は中空になっており、軽油や重油等の液体燃料が供給される。スワーラは、燃料ノズル軸と同様に中空になっており、下流側の縁には燃料供給孔が設けられている。
この場合には、燃料ノズル軸へ供給された液体燃料はスワーラ内に導かれた後、燃料供給孔からスワーラ胴内へ供給されて予混合気体を形成する。この予混合気体は燃焼室へ噴射された後、燃料ノズル軸の先端で燃焼する。 In Patent Document 1, a fuel nozzle shaft and a swirler are provided inside the swirler cylinder of the premixed nozzle, and the tip of the fuel nozzle shaft extends to the combustion chamber. Further, the fuel nozzle shaft is hollow, and liquid fuel such as light oil or heavy oil is supplied. The swirl is hollow like the fuel nozzle shaft, and has a fuel supply hole on the downstream edge.
In this case, the liquid fuel supplied to the fuel nozzle shaft is guided into the swirler and then supplied from the fuel supply hole into the swirl cylinder to form a premixed gas. After being injected into the combustion chamber, this premixed gas burns at the tip of the fuel nozzle shaft.

特開２００３−４２４５３号公報Japanese Unexamined Patent Publication No. 2003-42453

しかしながら、特許文献１に示す従来の構成では、予混合ノズルの中央部に燃料供給管を有しているが、その燃料供給管後流に渦が生じるという問題があった。この渦がフラッシュバックの発生原因となることから、その点で改良の余地があった。 However, in the conventional configuration shown in Patent Document 1, although the fuel supply pipe is provided at the center of the premixing nozzle, there is a problem that a vortex is generated in the wake of the fuel supply pipe. Since this vortex causes flashback, there was room for improvement in that respect.

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、燃焼器ノズルの中央部で生じる管後流の渦をなくすことで、フラッシュバックの発生を抑制することができる燃焼器ノズル、及びガスタービンを提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above-mentioned problems, and a combustor nozzle and a gas capable of suppressing the occurrence of flashback by eliminating the vortex of the wake of the pipe generated at the center of the combustor nozzle. The purpose is to provide a turbine.

上記目的を達成するため、本発明に係る燃焼器ノズルは、軸線を中心として延びて、該軸線方向一方側を上流側として空気が導入される筒部と、該筒部の内周面から径方向内側に延びるように周方向に間隔をあけて複数が設けられ、それぞれ前記筒部を経由して供給される燃料を噴出する燃料噴出孔を有する旋回翼と、を備え、各前記旋回翼の径方向内側の端部は、前記軸線を中心とする仮想円筒面に接し、前記仮想円筒面には、中心軸が前記筒部の前記軸線方向に沿って延びる中空筒状体が設けられ、該中空筒状体の外周面には各前記旋回翼の径方向内側の端部が接続され、前記中空筒状体のバーナ軸線方向の長さが前記旋回翼と同じであり、前記中空筒状体の前記バーナ軸線方向の両端はそれぞれ前記旋回翼の上流側端面と下流側端面に一致し、前記中空筒状体の下流側端部は、下流側の先端に向かうに従い先細りとなるとともに、下流側に向かうに従い内径が大きくなるテーパ状に形成され、前記中空筒状体の上流側端部は、下流側に向かうに従い内径が小さくなる湾曲部が形成され、前記中空筒状体の内面は、前記軸線方向の全体にわたって上流側から下流側に向かうに従い拡径され、前記中空筒状体は、バーナ軸線に沿って延びる直線部と、該直線部の下流側に形成された尖形の先端部と、を有し、前記先端部のテーパ角度が前記直線部のテーパ角度より大きいことを特徴としている。 In order to achieve the above object, the combustor nozzle according to the present invention extends from the axis and has a diameter from a cylinder portion into which air is introduced with one side in the axis direction as the upstream side and an inner peripheral surface of the cylinder portion. A plurality of swivel blades are provided at intervals in the circumferential direction so as to extend inward in the direction, and each of the swivel blades has a swivel blade having a fuel ejection hole for ejecting fuel supplied via the cylinder portion. The radial inner end is in contact with a virtual cylindrical surface centered on the axis, and the virtual cylindrical surface is provided with a hollow tubular body having a central axis extending along the axial direction of the tubular portion. The radial inner end of each swivel blade is connected to the outer peripheral surface of the hollow tubular body, the length of the hollow tubular body in the burner axis direction is the same as that of the swivel blade, and the hollow tubular body Both ends of the burner in the axial direction coincide with the upstream end face and the downstream end face of the swivel blade, respectively, and the downstream end of the hollow tubular body tapers toward the downstream tip and downstream. The inner diameter of the hollow tubular body is formed in a tapered shape that increases toward the downstream side, and the upstream end portion of the hollow tubular body is formed with a curved portion whose inner diameter decreases toward the downstream side. The diameter is increased from the upstream side to the downstream side over the entire axial direction, and the hollow tubular body has a straight portion extending along the burner axis and a pointed tip formed on the downstream side of the straight portion. , And the taper angle of the tip portion is larger than the taper angle of the straight portion .

また、本発明に係るガスタービンは、上述した燃焼器ノズルを有する燃焼器と、空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えていることを特徴としている。 Further, the gas turbine according to the present invention is formed by a combustor having the above-mentioned combustor nozzle, a compressor that compresses air and supplies air to the combustor, and combustion of fuel in the combustor. It is characterized by being equipped with a turbine driven by combustion gas.

本発明によれば、各旋回翼の径方向内側の端部が軸線を中心とする仮想円筒面に接するように配置され、各旋回翼の径方向内側の端部同士によって囲まれた中央領域に筒部内に導入される空気のみが一方向に流れる領域が形成される。そのため、中央領域では、空気の渦が形成されることがなくなるうえ、燃料が混合されない領域となる。そして、中央領域の下流側では、その空気が旋回翼の燃料噴出孔から噴出される燃料と予混合される。このように、本発明では、従来のような旋回翼の中央に配置される燃料供給管後流に渦が生じることがなくなるため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器の熱損傷を防止することができる。 According to the present invention, the radial inner ends of each swivel blade are arranged so as to be in contact with a virtual cylindrical surface centered on the axis line, and in a central region surrounded by the radial inner ends of each swivel blade. A region is formed in which only the air introduced into the cylinder flows in one direction. Therefore, in the central region, an air vortex is not formed and the fuel is not mixed. Then, on the downstream side of the central region, the air is premixed with the fuel ejected from the fuel ejection holes of the swivel blade. As described above, in the present invention, since the vortex is not generated in the wake of the fuel supply pipe arranged in the center of the swivel blade as in the conventional case, the occurrence of flashback can be suppressed, and the combustor by flashback can be suppressed. Thermal damage can be prevented.

また、本発明では、各旋回翼の径方向内側の端部が中空筒状体に接続されているので、旋回翼の強度を大きくすることができ、補強効果を向上させることができる。
また、この場合、各旋回翼の径方向内側の端部が仮想円筒面に設けられた中空筒状体に接続され、この中空筒状体の内側において筒部内に導入される空気のみが一方向に流れる領域が形成される。そのため、中空筒状体内では、空気の渦が形成されることがなくなるうえ、燃料が混合されない領域となる。そして、中空筒状体の下流側では、その空気が旋回翼の燃料噴出孔から噴出される燃料と予混合される。そのため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器の熱損傷を防止することができる。 Further, in the present invention, since the radial inner end of each swivel blade is connected to the hollow tubular body, the strength of the swivel blade can be increased and the reinforcing effect can be improved.
Further, in this case, the radial inner end of each swivel blade is connected to a hollow cylindrical body provided on the virtual cylindrical surface, and only the air introduced into the tubular portion inside the hollow cylindrical body is unidirectional. A region is formed. Therefore, in the hollow tubular body, an air vortex is not formed and the fuel is not mixed. Then, on the downstream side of the hollow tubular body, the air is premixed with the fuel ejected from the fuel ejection hole of the swivel blade. Therefore, the occurrence of flashback can be suppressed, and thermal damage to the combustor due to flashback can be prevented.

また、本発明によれば、中空筒状体の内面における下流側端部から滑らかに空気を噴出させることができるので、中空筒状体後流に渦が発生し難くなる利点がある。 Further, according to the present invention , since air can be smoothly ejected from the downstream end portion on the inner surface of the hollow tubular body, there is an advantage that vortices are less likely to be generated in the wake of the hollow tubular body.

また、本発明によれば、中空筒状体の内面における上流側端部から滑らかに空気を中空筒状体内に通すことができるので、中空筒状体内を通過する空気を軸線方向に沿って直線的に流動させることができる。 Further, according to the present invention , since air can be smoothly passed into the hollow tubular body from the upstream end portion on the inner surface of the hollow tubular body, the air passing through the hollow tubular body is straight along the axial direction. Can be fluidized.

また、本発明によれば、中空筒状体において下流に向かうに従い内空断面積が大きくなり、フラッシュバックしない範囲で流速を遅くすることができる。そのため、中空筒状体後流の渦をより確実になくすことができ、フラッシュバックの発生を抑制しながら、予混合の周辺部の流速よりも早い流れになることを防ぐことができる。 Further, according to the present invention , in the hollow tubular body, the inner space cross-sectional area increases toward the downstream side, and the flow velocity can be slowed down within a range where flashback does not occur. Therefore, the vortex of the wake of the hollow tubular body can be more reliably eliminated, and while suppressing the occurrence of flashback, it is possible to prevent the flow from becoming faster than the flow velocity in the peripheral portion of the premix.

また、本発明に係る燃焼器ノズルは、前記旋回翼は、径方向の外周側で前記筒部に接続される翼付け根部と、前記翼付け根部に連設され、上流側より流れる流体を軸線回りに旋回させるために滑らかに旋回させて形成された湾曲部を有する翼胴部と、を備え、前記翼胴部の前記湾曲部は、前記筒部の内周面との間に間隔をあけて配置されていることが好ましい。 Further, in the combustor nozzle according to the present invention, the swivel blade is connected to the blade base portion connected to the cylinder portion on the outer peripheral side in the radial direction, and the fluid flowing from the upstream side is axially connected to the blade root portion. A wing body portion having a curved portion formed by smoothly turning to rotate around the wing body portion is provided, and the curved portion of the wing body portion is spaced from an inner peripheral surface of the tubular portion. It is preferable that they are arranged.

この場合には、旋回翼の旋回部分をなす翼胴部の湾曲部と筒部との間に隙間が形成されているので、旋回翼と筒部とが接する領域が小さくなり、接することによる渦が発生しにくくなる利点がある。 In this case, since a gap is formed between the curved portion of the blade body forming the swivel portion of the swivel blade and the tubular portion, the area in contact between the swivel blade and the tubular portion becomes smaller, and the vortex caused by the contact. Has the advantage of being less likely to occur.

本発明の燃焼器ノズル、及びガスタービンによれば、燃焼器ノズルの中央部で生じる管後流の渦をなくすことで、フラッシュバックの発生を抑制することができる。 According to the combustor nozzle and the gas turbine of the present invention, the occurrence of flashback can be suppressed by eliminating the vortex of the wake of the pipe generated at the center of the combustor nozzle.

本発明の第１の実施の形態によるガスタービンの構成を示す模式図である。It is a schematic diagram which shows the structure of the gas turbine by 1st Embodiment of this invention. 図１に示すガスタービンの燃焼器回りの断面図である。It is sectional drawing around the combustor of the gas turbine shown in FIG. 図２に示すガスタービンの燃焼器の構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the combustor of the gas turbine shown in FIG. 燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the main part of the main burner provided in a combustor. 図４に示すＡ−Ａ線矢視図であって、メインバーナの旋回翼を軸線方向で下流側から見た図である。FIG. 4 is a view taken along the line AA shown in FIG. 4, which is a view of the swivel blade of the main burner viewed from the downstream side in the axial direction. （ａ）は図４に示すＢ−Ｂ線矢視図であって、旋回翼の構成を示す図、（ｂ）は図４に示すＣ−Ｃ線断面図であって、旋回翼の構成を示す断面図である。(A) is a view taken along the line BB shown in FIG. 4, showing the configuration of the swivel blade, and (b) is a cross-sectional view taken along the line CC shown in FIG. 4, showing the configuration of the swivel blade. It is sectional drawing which shows. 第２の実施の形態による燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図であって、図４に対応する図である。It is sectional drawing which shows the main part of the main burner provided in the combustor by 2nd Embodiment, and is the figure corresponding to FIG. 図７に示すＤ−Ｄ線矢視図であって、メインバーナの旋回翼を軸線方向で下流側から見た図である。FIG. 7 is a view taken along the line DD shown in FIG. 7, which is a view of the swivel blade of the main burner viewed from the downstream side in the axial direction. 第１変形例による燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図であって、図４に対応する図である。It is sectional drawing which shows the main part of the main burner provided in the combustor by 1st modification, and is the figure corresponding to FIG. 第２変形例による燃焼器に設けられるメインバーナの要部を示す断面図であって、図４に対応する図である。It is sectional drawing which shows the main part of the main burner provided in the combustor by the 2nd modification, and is the figure corresponding to FIG.

以下、本発明の実施の形態による燃焼器ノズル、及びガスタービンについて、図面に基づいて説明する。かかる実施の形態は、本発明の一態様を示すものであり、この発明を限定するものではなく、本発明の技術的思想の範囲内で任意に変更可能である。 Hereinafter, the combustor nozzle and the gas turbine according to the embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. Such an embodiment shows one aspect of the present invention, does not limit the present invention, and can be arbitrarily changed within the scope of the technical idea of the present invention.

（第１の実施の形態）
図１に示すように、本実施の形態による燃焼器ノズルを備えたガスタービン１について図面を参照して詳細に説明する。
本実施の形態のガスタービン１は、空気Ａを圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機２と、燃料Ｆを圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する複数の燃焼器３と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービン４と、を備えている。 (First Embodiment)
As shown in FIG. 1, the gas turbine 1 provided with the combustor nozzle according to the present embodiment will be described in detail with reference to the drawings.
The gas turbine 1 of the present embodiment includes a compressor 2 that compresses air A to generate compressed air, and a plurality of combustors 3 that generate high-temperature and high-pressure combustion gas by burning fuel F in compressed air. And a turbine 4 that is rotationally driven by combustion gas.

圧縮機２は、回転軸線Ａｒを中心として回転する圧縮機ロータ６と、圧縮機ロータ６を回転可能に覆う圧縮機ケーシング７と、を有している。タービン４は、回転軸線Ａｒを中心として回転するタービンロータ８と、タービンロータ８を回転可能に覆うタービンケーシング９と、を有している。
圧縮機ロータ６の回転軸線とタービンロータ８の回転軸線とは、同一直線上に位置している。圧縮機ロータ６とタービンロータ８とは、互いに連結されてガスタービンロータ１０を成している。圧縮機ケーシング７とタービンケーシング９とは、互いに連結されてガスタービンケーシング１１を成している。 The compressor 2 includes a compressor rotor 6 that rotates about the rotation axis Ar, and a compressor casing 7 that rotatably covers the compressor rotor 6. The turbine 4 has a turbine rotor 8 that rotates about the rotation axis Ar, and a turbine casing 9 that rotatably covers the turbine rotor 8.
The rotation axis of the compressor rotor 6 and the rotation axis of the turbine rotor 8 are located on the same straight line. The compressor rotor 6 and the turbine rotor 8 are connected to each other to form a gas turbine rotor 10. The compressor casing 7 and the turbine casing 9 are connected to each other to form the gas turbine casing 11.

ガスタービンロータ１０には、例えば、発電機ＧＥＮのロータが連結されている。ガスタービンケーシング１１には、燃焼器３が固定されている。 For example, the rotor of the generator GEN is connected to the gas turbine rotor 10. A combustor 3 is fixed to the gas turbine casing 11.

図２に示すように、燃焼器３は、内部で燃料Ｆが燃焼して、この燃料Ｆの燃焼の結果生成される燃焼ガスをタービン４に送る燃焼筒１３（又は尾筒）と、燃焼筒１３内に燃料Ｆ及び圧縮空気Ａを噴出する燃料噴出器１４と、を有する。 As shown in FIG. 2, the combustor 3 includes a combustion cylinder 13 (or a tail cylinder) in which the fuel F burns inside and the combustion gas generated as a result of the combustion of the fuel F is sent to the turbine 4. A fuel ejector 14 for ejecting fuel F and compressed air A is provided in 13.

図３に示すように、燃料噴出器１４は、噴出した燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ１５と、噴出した燃料を予混合燃焼させるメインバーナ１６（燃焼器ノズル）と、パイロットバーナ１５及びメインバーナ１６を保持するバーナ保持筒１７と、を備えている。 As shown in FIG. 3, the fuel ejector 14 includes a pilot burner 15 that diffuses and burns the ejected fuel, a main burner 16 (combustor nozzle) that premixes and burns the ejected fuel, and a pilot burner 15 and a main burner 16. A burner holding cylinder 17 for holding the fuel is provided.

パイロットバーナ１５は、燃焼器軸線Ａｃを中心として軸線方向Ｄａに延びる軸体であるパイロットノズル１９と、このパイロットノズル１９の外周を覆うパイロットバーナ筒１８と、燃焼器軸線Ａｃを中心として圧縮空気Ａを旋回させる複数の旋回羽根２０と、を有している。ここで、燃焼器軸線Ａｃが延びている方向である軸線方向Ｄａの一方側を上流側（図３の左側）、他方側を下流側（図３の右側）とする。また、燃焼器軸線Ａｃは、このパイロットバーナ１５のバーナ軸線でもある。 The pilot burner 15 includes a pilot nozzle 19 which is a shaft body extending in the axial direction Da around the combustor axis Ac, a pilot burner cylinder 18 covering the outer periphery of the pilot nozzle 19, and compressed air A centered on the combustor axis Ac. It has a plurality of swivel blades 20 for swiveling. Here, one side of the upstream side (left side in FIG. 3) in the axial direction Da is the direction in which the combustor axis Ac extending to the other side and the downstream side (right side in FIG. 3). The combustor axis Ac is also the burner axis of the pilot burner 15.

パイロットノズル１９の下流側端部には、噴射孔が形成されている。複数の旋回羽根２０は、噴射孔が形成されている位置よりも上流側に設けられている。各々の旋回羽根２０は、パイロットノズル１９の外周から放射方向成分を含む方向に延びて、パイロットバーナ筒１８の内周面に接続されている。
パイロットバーナ筒１８は、パイロットノズル１９の外周に位置する本体部２１と、本体部２１の下流側に接続され下流側向かって次第に拡径されているコーン部２２と、を有している。複数の旋回羽根２０は、パイロットバーナ筒１８における本体部２１の内周面に接続されている。パイロットバーナ筒１８内には、その上流側から圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａが流入する。パイロットバーナ筒１８は、その下流端から、空気Ａと共に、パイロットノズル１９から噴射された燃料を噴出する。この燃料は、燃焼筒１３内で拡散燃焼する。 An injection hole is formed at the downstream end of the pilot nozzle 19. The plurality of swivel blades 20 are provided on the upstream side of the position where the injection holes are formed. Each swivel blade 20 extends from the outer periphery of the pilot nozzle 19 in a direction including a radial component, and is connected to the inner peripheral surface of the pilot burner cylinder 18.
The pilot burner cylinder 18 has a main body portion 21 located on the outer periphery of the pilot nozzle 19, and a cone portion 22 connected to the downstream side of the main body portion 21 and gradually increasing in diameter toward the downstream side. The plurality of swivel blades 20 are connected to the inner peripheral surface of the main body 21 of the pilot burner cylinder 18. Compressed air A compressed by the compressor 2 flows into the pilot burner cylinder 18 from the upstream side thereof. The pilot burner cylinder 18 ejects the fuel injected from the pilot nozzle 19 together with the air A from the downstream end thereof. This fuel is diffused and burned in the combustion cylinder 13.

複数のメインバーナ１６は、パイロットバーナ１５の外周側を囲むよう、燃焼器軸線Ａｃを中心として、周方向に並んで配置されている。 The plurality of main burners 16 are arranged side by side in the circumferential direction with the combustor axis Ac as the center so as to surround the outer peripheral side of the pilot burner 15.

メインバーナ１６は、バーナ軸線Ａｂを中心として延びて、バーナ軸線Ａｂ方向の上流側に空気Ａが導入されるメインバーナ筒２５（筒部）と、メインバーナ筒２５の内周面（後述する本体部２７の内周面２７ａ）から径方向内側に延びるように周方向に間隔をあけて複数（本実施の形態では４つ）が設けられ、それぞれメインバーナ筒２５を経由して供給される燃料Ｆを噴出する燃料噴出孔２６ａを有する旋回翼２６と、を備えている。
図４及び図５に示すように、メインバーナ１６における各旋回翼２６の径方向内側の内端部２６ｂは、バーナ軸線Ａｂを中心とする仮想円筒面Ｋ（図５に示す二点鎖線）に接している。すなわち、本実施の形態では、各旋回翼２６の内端部２６ｂによって囲まれる部分には、中空部Ｓが形成されている。 The main burner 16 has a main burner cylinder 25 (cylinder portion) extending about the burner axis Ab and introducing air A on the upstream side in the direction of the burner axis Ab, and an inner peripheral surface of the main burner cylinder 25 (main body described later). A plurality of fuels (four in the present embodiment) are provided at intervals in the circumferential direction so as to extend radially inward from the inner peripheral surface 27a) of the portion 27, and fuels are supplied via the main burner cylinder 25, respectively. It includes a swivel blade 26 having a fuel ejection hole 26a for ejecting F.
As shown in FIGS. 4 and 5, the inner end portion 26b of each swivel blade 26 in the main burner 16 in the radial direction is formed on a virtual cylindrical surface K (two-dot chain line shown in FIG. 5) centered on the burner axis Ab. I'm in contact. That is, in the present embodiment, the hollow portion S is formed in the portion surrounded by the inner end portion 26b of each swivel blade 26.

なお、メインバーナ１６のバーナ軸線Ａｂは、燃焼器軸線Ａｃ（図３参照）と平行であるため、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向と、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向とは同じ方向である。
また、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の上流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の上流側であり、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の下流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の下流側である。 Since the burner axis Ab of the main burner 16 is parallel to the combustor axis Ac (see FIG. 3), the axis direction with respect to the combustor axis Ac and the axis direction with respect to the burner axis Ab are the same directions.
Further, the upstream side in the axial direction with respect to the combustor axis Ac is the upstream side in the axial direction with respect to the burner axis Ab, and the downstream side in the axial direction with respect to the combustor axis Ac is the downstream side in the axial direction with respect to the burner axis Ab.

図３に示すように、メインバーナ筒２５は、複数の旋回翼２６の外周に位置する本体部２７と、本体部２７の下流側に接続され下流側向かって延びる延長部２８と、を有している。 As shown in FIG. 3, the main burner cylinder 25 has a main body portion 27 located on the outer periphery of the plurality of swivel blades 26, and an extension portion 28 connected to the downstream side of the main body portion 27 and extending toward the downstream side. ing.

図４及び図５に示すように、複数の旋回翼２６は、メインバーナ筒２５の軸線方向Ｄａ（図３参照）における中間部に設けられとともに、メインバーナ筒２５における本体部２７の内周面２７ａに接続されている。複数の旋回翼２６は、それぞれメインバーナ筒２５を経由して燃料Ｆ（ガス燃料）を噴射するための複数の燃料噴出孔２６ａ（図４参照）が形成されている。 As shown in FIGS. 4 and 5, the plurality of swivel blades 26 are provided at the intermediate portion of the main burner cylinder 25 in the axial direction Da (see FIG. 3), and the inner peripheral surface of the main body portion 27 of the main burner cylinder 25. It is connected to 27a. Each of the plurality of swivel blades 26 is formed with a plurality of fuel ejection holes 26a (see FIG. 4) for injecting fuel F (gas fuel) via the main burner cylinder 25.

旋回翼２６は、径方向の外周側でメインバーナ筒２５に接続される翼付け根部２６Ａと、径方向の内周側で内端部２６ｂを有する翼先端部２６Ｃと、翼付け根部２６Ａ及び翼先端部２６Ｃとの間の中間に位置する翼胴部２６Ｂと、を有している。翼胴部２６Ｂ及び翼先端部２６Ｃは、翼付け根部２６Ａから下流側に向けて張り出している。つまり、翼付け根部２６Ａのみがメインバーナ筒２５に接続されている。 The swivel blade 26 includes a wing root portion 26A connected to the main burner cylinder 25 on the outer peripheral side in the radial direction, a wing tip portion 26C having an inner end portion 26b on the inner peripheral side in the radial direction, a wing root portion 26A, and a wing. It has a wing body portion 26B located in the middle between the tip portion 26C and the wing body portion 26B. The wing body portion 26B and the wing tip portion 26C project toward the downstream side from the wing base portion 26A. That is, only the wing root portion 26A is connected to the main burner cylinder 25.

翼付け根部２６Ａは、バーナ軸線Ａｂ方向に沿って平面形状で、かつバーナ軸線Ａｂの長さ寸法で旋回翼２６全体よりも短い短翼形状をなしている。翼胴部２６Ｂは、上流側より流れる流体をバーナ軸線Ａｂ回りに旋回させるために滑らかに旋回させて形成された湾曲部２６ｃを有し、バーナ軸線Ａｂの長さ寸法で旋回翼２６全体と一致する長翼形状をなしている。翼胴部２６Ｂの湾曲部２６ｃにおける外周縁２６ｄは、メインバーナ筒２５の本体部２７の内周面２７ａと間隔ｄをあけて配置されている。翼先端部２６Ｃは、バーナ軸線Ａｂ方向に沿って平面形状で、バーナ軸線Ａｂ方向の長さ寸法が翼胴部２６Ｂと同じ寸法となっている（図６（ａ）参照）。
このように、メインバーナ１６の各々の旋回翼２６は、メインバーナ筒２５の内周面２７ａから径方向内側に張り出して、下流側に流通する空気Ａをバーナ軸線Ａｂ回りに旋回させるように形成されている。 The wing root portion 26A has a planar shape along the direction of the burner axis Ab, and has a short wing shape shorter than the entire swivel wing 26 in the length dimension of the burner axis Ab. The blade body portion 26B has a curved portion 26c formed by smoothly swirling the fluid flowing from the upstream side around the burner axis Ab, and coincides with the entire swivel blade 26 in the length dimension of the burner axis Ab. It has a long wing shape. The outer peripheral edge 26d of the curved portion 26c of the blade body portion 26B is arranged at a distance d from the inner peripheral surface 27a of the main body portion 27 of the main burner cylinder 25. The blade tip portion 26C has a planar shape along the burner axis Ab direction, and the length dimension in the burner axis Ab direction is the same as the blade body portion 26B (see FIG. 6A).
In this way, each swivel blade 26 of the main burner 16 is formed so as to project radially inward from the inner peripheral surface 27a of the main burner cylinder 25 and swivel the air A flowing downstream side around the burner axis Ab. Has been done.

また、図４及び図６（ｂ）に示すように、旋回翼２６には、翼胴部２６Ｂの下流側に形成され燃料Ｆを噴射する複数の燃料噴出孔２６ａと、メインバーナ筒２５の燃料供給部２５Ａと燃料噴出孔２６ａとに連通し燃料Ｆが流通される燃料流路２６Ｄと、を有している。 Further, as shown in FIGS. 4 and 6B, the swivel blade 26 has a plurality of fuel ejection holes 26a formed on the downstream side of the blade body 26B and injecting fuel F, and the fuel of the main burner cylinder 25. It has a fuel flow path 26D in which the fuel F is circulated through the supply unit 25A and the fuel ejection hole 26a.

メインバーナ筒２５には、図４に示すように、各旋回翼２６との接続部分において、旋回翼２６の燃料流路２６Ｄに燃料Ｆを供給するための前記燃料供給部２５Ａが設けられている。
メインバーナ筒２５内には、図３に示すように、その上流側から圧縮機２で圧縮された空気Ａが導入される。メインバーナ筒２５内では、この空気Ａと旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａから噴射された燃料Ｆとが混合して、予混合気体ＰＭが形成される。メインバーナ筒２５は、その下流端から予混合気体ＰＭを噴出する。この予混合気体ＰＭ中の燃料は、燃焼筒１３内で予混合燃焼する。 As shown in FIG. 4, the main burner cylinder 25 is provided with the fuel supply unit 25A for supplying fuel F to the fuel flow path 26D of the swivel blade 26 at the connection portion with each swivel blade 26. ..
As shown in FIG. 3, air A compressed by the compressor 2 is introduced into the main burner cylinder 25 from the upstream side thereof. In the main burner cylinder 25, the air A and the fuel F injected from the fuel ejection hole 26a of the swivel blade 26 are mixed to form a premixed gas PM. The main burner cylinder 25 ejects the premixed gas PM from its downstream end. The fuel in the premixed gas PM is premixed and combusted in the combustion cylinder 13.

バーナ保持筒１７は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、複数のメインバーナ筒２５の外周側を覆う。 The burner holding cylinder 17 has a cylindrical shape centered on the combustor axis Ac, and covers the outer peripheral side of the plurality of main burner cylinders 25.

図３に示すように、燃焼筒１３は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５から噴出した燃料が燃焼する燃焼領域４０を形成する燃焼部４１と、筒状を成し、燃料の燃焼で生成された燃焼ガスをタービン４の燃焼ガス流路内に導く燃焼ガス案内部４２と、を有する。燃焼筒１３の燃焼ガス案内部４２は、燃焼筒１３の燃焼部４１の下流側に形成されている。 As shown in FIG. 3, the combustion cylinder 13 has a cylindrical shape centered on the combustor axis Ac, and has a combustion unit 41 forming a combustion region 40 in which the fuel ejected from the main burner 16 and the pilot burner 15 burns. It has a tubular shape and has a combustion gas guide portion 42 that guides the combustion gas generated by combustion of fuel into the combustion gas flow path of the turbine 4. The combustion gas guide portion 42 of the combustion cylinder 13 is formed on the downstream side of the combustion portion 41 of the combustion cylinder 13.

次に、上述した構成のガスタービン１の動作及び作用について、図面に基づいて具体的に説明する。
図１に示すように、上記のようなガスタービン１において、圧縮機２は、外気を吸い込んでこれを圧縮する。圧縮機２で圧縮された空気Ａは、図３に示すように、燃焼器３のメインバーナ１６及びパイロットバーナ１５内に導かれる。メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５には、燃料供給源から燃料が供給される。メインバーナ１６は、燃料Ｆと空気Ａと予混合した予混合気体ＰＭを、燃焼筒１３の燃焼部４１内に噴出する。この予混合気体ＰＭは、燃焼部４１内で予混合燃焼する。また、パイロットバーナ１５は、燃焼筒１３の燃焼部４１内に、燃料と空気とをそれぞれ噴出する。この燃料は、燃焼部４１内で拡散燃焼または予混合燃焼する。前記の燃焼形態は、パイロットバーナ１５の燃料噴出部位を選択することによって、任意に変更することができる。燃焼筒１３の燃焼部４１内での燃料の燃焼で発生した高温高圧の燃焼ガスは、図１に示すように、燃焼筒１３の燃焼ガス案内部４２によりタービン４の燃焼ガス流路内に導かれ、タービンロータ８を回転させる。 Next, the operation and operation of the gas turbine 1 having the above-described configuration will be specifically described with reference to the drawings.
As shown in FIG. 1, in the gas turbine 1 as described above, the compressor 2 sucks in the outside air and compresses it. The air A compressed by the compressor 2 is guided into the main burner 16 and the pilot burner 15 of the combustor 3 as shown in FIG. Fuel is supplied to the main burner 16 and the pilot burner 15 from a fuel supply source. The main burner 16 ejects the premixed gas PM premixed with the fuel F and the air A into the combustion section 41 of the combustion cylinder 13. This premixed gas PM is premixed and burned in the combustion unit 41. Further, the pilot burner 15 ejects fuel and air into the combustion portion 41 of the combustion cylinder 13, respectively. This fuel is diffusion-combusted or premixed-combusted in the combustion unit 41. The combustion mode can be arbitrarily changed by selecting the fuel ejection portion of the pilot burner 15. As shown in FIG. 1, the high-temperature and high-pressure combustion gas generated by the combustion of fuel in the combustion portion 41 of the combustion cylinder 13 is guided into the combustion gas flow path of the turbine 4 by the combustion gas guide portion 42 of the combustion cylinder 13. Then, the turbine rotor 8 is rotated.

図３に示すように、メインバーナ筒２５には、圧縮機２で圧縮された空気Ａがその上流端から導入される。この空気Ａは、メインバーナ筒２５内の複数の旋回翼２６によりバーナ軸線Ａｂを中心として旋回する。燃料Ｆは、複数の旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａからメインバーナ筒２５内に噴射される。旋回翼２６から噴射された燃料Ｆと、旋回しつつ下流側に流れる空気Ａとは、メインバーナ筒２５内で予混合された後、予混合気体ＰＭとしてメインバーナ筒２５の下流端から燃焼筒１３内に噴出される。 As shown in FIG. 3, the air A compressed by the compressor 2 is introduced into the main burner cylinder 25 from the upstream end thereof. The air A is swiveled around the burner axis Ab by a plurality of swivel blades 26 in the main burner cylinder 25. The fuel F is injected into the main burner cylinder 25 from the fuel ejection holes 26a of the plurality of swivel blades 26. The fuel F injected from the swivel blade 26 and the air A flowing downstream while swirling are premixed in the main burner cylinder 25 and then used as a premixed gas PM in the combustion cylinder from the downstream end of the main burner cylinder 25. It is ejected in 13.

複数の旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａからメインバーナ筒２５内に噴射された燃料Ｆは、複数の旋回翼２６により旋回流が形成される空気Ａとの混合が促進される。また、予混合気体ＰＭは、メインバーナ筒２５から旋回しつつ燃焼筒１３内に噴出することにより、この予混合気体ＰＭの燃焼により形成される予混合火炎の保炎効果が高まる。 The fuel F injected into the main burner cylinder 25 from the fuel ejection holes 26a of the plurality of swivel blades 26 is promoted to be mixed with the air A in which the swirling flow is formed by the plurality of swivel blades 26. Further, the premixed gas PM is ejected into the combustion cylinder 13 while swirling from the main burner cylinder 25, so that the flame holding effect of the premixed flame formed by the combustion of the premixed gas PM is enhanced.

また、本実施の形態では、各旋回翼２６の内端部２６ｂがバーナ軸線Ａｂを中心とする仮想円筒面Ｋに接するように配置され、各旋回翼２６の内端部２６ｂ同士によって囲まれた中央領域（中空部Ｓ）にメインバーナ筒２５内に導入された空気Ａのみが一方向に流れる領域が形成される。そのため、中空部Ｓでは、空気Ａの渦が形成されることがなくなるうえ、燃料Ｆが混合されない領域となる。そして、中空部Ｓの下流側では、その空気Ａが旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａから噴出される燃料Ｆと予混合される。
このように、本実施の形態では、従来のような旋回翼の中央に配置される燃料供給管後流に渦が生じることがなくなるため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器３の熱損傷を防止することができる。 Further, in the present embodiment, the inner end portion 26b of each swivel blade 26 is arranged so as to be in contact with the virtual cylindrical surface K centered on the burner axis Ab, and is surrounded by the inner end portions 26b of each swivel blade 26. A region in which only the air A introduced into the main burner cylinder 25 flows in one direction is formed in the central region (hollow portion S). Therefore, in the hollow portion S, the vortex of the air A is not formed, and the fuel F is not mixed. Then, on the downstream side of the hollow portion S, the air A is premixed with the fuel F ejected from the fuel ejection hole 26a of the swivel blade 26.
As described above, in the present embodiment, since the vortex does not occur in the wake of the fuel supply pipe arranged in the center of the swivel blade as in the conventional case, the occurrence of flashback can be suppressed and the combustion by the flashback It is possible to prevent thermal damage to the vessel 3.

また、本実施の形態では、各旋回翼２６の径方向内側が中空部Ｓとなっているので、極めて簡単な構造により上述したようなフラッシュバック発生を抑制することができる。 Further, in the present embodiment, since the inside of each swivel blade 26 in the radial direction is a hollow portion S, it is possible to suppress the occurrence of flashback as described above by an extremely simple structure.

さらに本実施の形態では、旋回翼２６の旋回部分をなす翼胴部２６Ｂの湾曲部２６ｃの外周縁２６ｄとメインバーナ筒２５との間に隙間（間隔ｄ）が形成されているので、旋回翼２６とメインバーナ筒２５とが接する領域が小さくなり、接することによる渦が発生しにくくなる利点がある。 Further, in the present embodiment, since a gap (interval d) is formed between the outer peripheral edge 26d of the curved portion 26c of the blade body portion 26B forming the swivel portion of the swivel blade 26 and the main burner cylinder 25, the swivel blade is formed. There is an advantage that the area where the 26 and the main burner cylinder 25 are in contact with each other becomes smaller, and the vortex due to the contact is less likely to occur.

上述した本実施の形態による燃焼器ノズル、及びガスタービンでは、メインバーナ１６の中央部で生じる管後流の渦をなくすことで、フラッシュバックの発生を抑制することができる。 In the combustor nozzle and gas turbine according to the present embodiment described above, the occurrence of flashback can be suppressed by eliminating the vortex of the wake of the pipe generated in the central portion of the main burner 16.

次に、本発明の燃焼器ノズル、及びガスタービンによる他の実施の形態について、添付図面に基づいて説明するが、上述の第１の実施の形態と同一又は同様な部材、部分には同一の符号を用いて説明を省略し、第１の実施の形態と異なる構成について説明する。 Next, another embodiment using the combustor nozzle and the gas turbine of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings, but the same or similar members and parts as those in the first embodiment described above will be the same. The description will be omitted by using reference numerals, and a configuration different from that of the first embodiment will be described.

（第２の実施の形態）
次に、第２の実施の形態による燃焼器ノズル、及びガスタービンについて、図面に基づいて説明する。
図７及び図８に示すように、第２の実施の形態によるメインバーナ１６Ａ（燃焼器ノズル）は、各旋回翼２６の内端部２６ｂがそれぞれ、中心軸がメインバーナ筒２５のバーナ軸線Ａｂに沿って延びる円筒形状の中空筒状体３０の外周面３０ａに接続されている。中空筒状体３０は、例えば、ステンレス鋼材等の金属によって形成されている。中空筒状体３０のバーナ軸線Ａｂ方向の長さは旋回翼２６と同じであり、中空筒状体３０のバーナ軸線Ａｂ方向の両端はそれぞれ旋回翼２６の上流側端面と下流側端面に一致している。そして、中空筒状体３０内には、上流から下流に向けて空気Ａが流れる。 (Second Embodiment)
Next, the combustor nozzle and the gas turbine according to the second embodiment will be described with reference to the drawings.
As shown in FIGS. 7 and 8, in the main burner 16A (combustor nozzle) according to the second embodiment, the inner end portion 26b of each swivel blade 26 has its own central axis, and the burner axis Ab of the main burner cylinder 25 has its central axis. It is connected to the outer peripheral surface 30a of the cylindrical hollow tubular body 30 extending along the above. The hollow tubular body 30 is formed of, for example, a metal such as a stainless steel material. The length of the hollow tubular body 30 in the burner axis Ab direction is the same as that of the swivel blade 26, and both ends of the hollow tubular body 30 in the burner axis Ab direction coincide with the upstream end surface and the downstream end surface of the swivel blade 26, respectively. ing. Then, air A flows into the hollow tubular body 30 from the upstream to the downstream.

第２の実施の形態では、各旋回翼２６の内端部２６ｂが中空筒状体３０の外周面３０ａに接続されているので、旋回翼２６の強度を大きくすることができ、補強効果を向上させることができる。
また、この場合、各旋回翼２６の内端部２６ｂが仮想円筒面Ｋに外周面３０ａを一致させた中空筒状体３０に接続され、この中空筒状体３０の内側においてメインバーナ筒２５内に導入される空気Ａのみが一方向に流れる領域（中空部Ｓ）が形成される。そのため、中空筒状体３０の中空部Ｓでは、空気Ａの渦が形成されることがなくなるうえ、燃料Ｆが混合されない領域となる。そして、中空筒状体３０の下流側では、その空気Ａが旋回翼２６の燃料噴出孔２６ａから噴出される燃料と予混合される。そのため、フラッシュバック発生を抑制することができ、フラッシュバックによる燃焼器３の熱損傷を防止することができる。 In the second embodiment, since the inner end portion 26b of each swivel blade 26 is connected to the outer peripheral surface 30a of the hollow tubular body 30, the strength of the swivel blade 26 can be increased and the reinforcing effect is improved. Can be made to.
Further, in this case, the inner end portion 26b of each swivel blade 26 is connected to the hollow tubular body 30 whose outer peripheral surface 30a coincides with the virtual cylindrical surface K, and inside the hollow tubular body 30 inside the main burner cylinder 25. A region (hollow portion S) in which only the air A introduced into the air flows in one direction is formed. Therefore, in the hollow portion S of the hollow tubular body 30, the vortex of the air A is not formed, and the fuel F is not mixed. Then, on the downstream side of the hollow tubular body 30, the air A is premixed with the fuel ejected from the fuel ejection hole 26a of the swivel blade 26. Therefore, the occurrence of flashback can be suppressed, and thermal damage to the combustor 3 due to flashback can be prevented.

（第１変形例）
なお、中空筒状体３０は、第２の実施の形態のように円筒形状であることに限定されることはない。例えば、図９に示す第１変形例による燃焼器３の中空筒状体３０Ａは、内面がバーナ軸線Ａｂに沿って延びる直線部３１と、直線部３１の上流側に連設された湾曲部３２と、直線部３１の下流側に形成された尖形の先端部３３と、を有している。湾曲部３２は、中空筒状体３０の上流側内面において、上流側から下流側に向かうに従い内径が小さくなるように曲面を形成している。先端部３３は、下流側の先端に向かうに従って先細りとなるとともに、下流側に向かうに従い中空筒状体３０Ａの内径が大きくなるテーパ状に形成されている。 (First modification)
The hollow tubular body 30 is not limited to having a cylindrical shape as in the second embodiment. For example, in the hollow tubular body 30A of the combustor 3 according to the first modification shown in FIG. 9, a straight portion 31 whose inner surface extends along the burner axis Ab and a curved portion 32 connected to the upstream side of the straight portion 31 And a pointed tip portion 33 formed on the downstream side of the straight portion 31. The curved portion 32 forms a curved surface on the inner surface of the hollow tubular body 30 on the upstream side so that the inner diameter becomes smaller from the upstream side to the downstream side. The tip portion 33 is formed in a tapered shape that tapers toward the tip on the downstream side and increases the inner diameter of the hollow tubular body 30A toward the downstream side.

この場合には、先端部３３によって、中空筒状体３０Ａの内面における下流側端部から滑らかに空気Ａを噴出させることができるので、中空筒状体３０Ａ後流に渦が発生し難くなる利点がある。
また、本第１変形例では、湾曲部３２によって、中空筒状体３０Ａの内面における上流側端部から滑らかに空気Ａを中空筒状体３０Ａ内に通すことができるので、中空筒状体３０Ａ内を通過する空気Ａをバーナ軸線Ａｂ方向に沿って直線的に流動させることができる。 In this case, since the air A can be smoothly ejected from the downstream end portion on the inner surface of the hollow tubular body 30A by the tip portion 33, there is an advantage that vortices are less likely to be generated in the wake of the hollow tubular body 30A. There is.
Further, in the first modification, the curved portion 32 allows air A to smoothly pass through the hollow tubular body 30A from the upstream end portion on the inner surface of the hollow tubular body 30A, so that the hollow tubular body 30A can be smoothly passed through the hollow tubular body 30A. The air A passing through the inside can be linearly flowed along the burner axis Ab direction.

（第２変形例）
また、図１０に示すように、第２変形例による燃焼器３の中空筒状体３０Ｂは、第１変形例の中空筒状体３０Ａ（図９参照）の変形した形態であって、直線部３１の内面３１ａがバーナ軸線Ａｂ方向の全体にわたって上流側から下流側に向かうに従い拡径されている。つまり、中空筒状体３０Ｂは、出口部に向かって内空断面積を大きくなっている。
この場合には、中空筒状体３０Ｂにおいて下流に向かうに従い内空断面積が大きくなり、フラッシュバックしない範囲で流速を遅くすることができる。そのため、中空筒状体３０Ｂ後流の渦をより確実になくすことができ、フラッシュバックの発生を抑制しながら、予混合の周辺部の流速よりも早い流れになることを防ぐことができる。 (Second modification)
Further, as shown in FIG. 10, the hollow tubular body 30B of the combustor 3 according to the second modification is a modified form of the hollow tubular body 30A (see FIG. 9) of the first modification, and has a straight portion. The inner surface 31a of 31 is enlarged in diameter from the upstream side to the downstream side over the entire direction of the burner axis Ab. That is, the hollow tubular body 30B has a larger inner space cross-sectional area toward the outlet portion.
In this case, in the hollow tubular body 30B, the inner space cross-sectional area increases toward the downstream side, and the flow velocity can be slowed down within a range where flashback does not occur. Therefore, the vortex of the wake of the hollow tubular body 30B can be more reliably eliminated, and while suppressing the occurrence of flashback, it is possible to prevent the flow from becoming faster than the flow velocity in the peripheral portion of the premix.

以上、本発明による燃焼器ノズル、及びガスタービンの実施の形態について説明したが、本発明は上記の実施の形態に限定されるものではなく、その趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。 Although the embodiment of the combustor nozzle and the gas turbine according to the present invention has been described above, the present invention is not limited to the above-described embodiment and can be appropriately changed without departing from the spirit of the present invention.

例えば、本第２の実施の形態では、中空筒状体３０が円筒形状をなしているが、多角形断面の筒形状のものであってもかまわない。 For example, in the second embodiment, the hollow tubular body 30 has a cylindrical shape, but it may have a cylindrical shape with a polygonal cross section.

また、旋回翼２６の取付け数、燃料噴出孔２６ａの位置、数量等の構成は、適宜、条件に応じて変更することができる。
さらに旋回翼２６の形状として、本実施の形態では翼付け根部２６Ａ、翼胴部２６Ｂ、翼先端部２６Ｃが一体的に設けられ、そのうち翼胴部２６Ｂにおける湾曲部２６ｃの外周縁２６ｄとメインバーナ筒２５（本体部２７）の内周面２７ａとの間に間隔ｄが形成されているが、この間隔ｄの寸法は適宜設定することができるし、省略することも可能である。 Further, the configuration of the number of swivel blades 26 to be attached, the position of the fuel ejection hole 26a, the quantity, and the like can be appropriately changed according to the conditions.
Further, as the shape of the swivel blade 26, in the present embodiment, the blade base portion 26A, the blade body portion 26B, and the blade tip portion 26C are integrally provided, of which the outer peripheral edge 26d and the main burner of the curved portion 26c in the blade body portion 26B are provided. A gap d is formed between the cylinder 25 (main body 27) and the inner peripheral surface 27a, and the dimension of the gap d can be appropriately set or omitted.

その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上記した実施の形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、上記した実施の形態を適宜組み合わせてもよい。 In addition, it is possible to replace the components in the above-described embodiments with well-known components as appropriate without departing from the spirit of the present invention, and the above-described embodiments may be combined as appropriate.

１ガスタービン
２圧縮機
３燃焼器
４タービン
１３燃焼筒
１４燃料噴出器
１５パイロットバーナ
１６メインバーナ（燃焼器ノズル）
２５メインバーナ筒（筒部）
２６旋回翼
２６Ａ翼付け根部
２６Ｂ翼胴部
２６Ｃ翼先端部
２６ａ燃料噴出孔
２６ｂ内端部
２６ｃ湾曲部
２６ｄ外周縁
３０、３０Ａ中空筒状体
３２湾曲部
ｄ間隔
Ａ空気
Ａｂバーナ軸線
Ｄａ軸線方向
Ｆ燃料
ＰＭ予混合気体
Ｋ仮想円筒面
Ｓ中空部 1 Gas turbine 2 Compressor 3 Combustor 4 Turbine 13 Combustor 14 Fuel ejector 15 Pilot burner 16 Main burner (combustor nozzle)
25 Main burner cylinder (cylinder part)
26 Swivel wing 26A Wing base 26B Wing body 26C Wing tip 26a Fuel ejection hole 26b Inner end 26c Curved part 26d Outer peripheral edge 30, 30A Hollow tubular body 32 Curved part d Interval A Air Ab Burner axis Da Axial direction F Fuel PM Premixed gas K Virtual cylindrical surface S Hollow part

Claims

A cylinder that extends around the axis and introduces air with one side in the direction of the axis as the upstream side.
A swirl blade having a fuel ejection hole, each of which is provided at intervals in the circumferential direction so as to extend radially inward from the inner peripheral surface of the tubular portion and ejects fuel supplied via the tubular portion. ,
With
The radial inner end of each swivel blade is in contact with a virtual cylindrical surface centered on the axis.
The virtual cylindrical surface is provided with a hollow cylindrical body whose central axis extends along the axial direction of the tubular portion, and the outer peripheral surface of the hollow tubular body is a radial inner end of each swivel blade. Is connected,
The length of the hollow tubular body in the burner axis direction is the same as that of the swivel blade, and both ends of the hollow tubular body in the burner axis direction coincide with the upstream end surface and the downstream end surface of the swivel blade, respectively .
The downstream end of the hollow tubular body is formed in a tapered shape that tapers toward the tip on the downstream side and increases the inner diameter toward the downstream side.
The upstream end of the hollow tubular body is formed with a curved portion whose inner diameter decreases toward the downstream side.
The inner surface of the hollow tubular body is enlarged in diameter from the upstream side to the downstream side over the entire axial direction.
The hollow tubular body has a straight portion extending along the burner axis and a pointed tip portion formed on the downstream side of the straight portion.
A combustor nozzle in which the taper angle of the tip portion is larger than the taper angle of the straight portion.

The swivel blade is connected to the blade root portion connected to the cylinder portion on the outer peripheral side in the radial direction, and is connected to the blade root portion, and is smoothly swiveled in order to swirl the fluid flowing from the upstream side around the axis. With a wing fuselage having a formed curved portion,
The combustor nozzle according to claim 1 , wherein the curved portion of the blade body portion is arranged at a distance from the inner peripheral surface of the tubular portion.

A combustor having the combustor nozzle according to claim 1 or 2.
A compressor that compresses air and supplies air to the combustor,
A gas turbine comprising a turbine driven by combustion gas formed by combustion of fuel in the combustor.