JP7165545B2

JP7165545B2 - Combustor for gas turbine

Info

Publication number: JP7165545B2
Application number: JP2018178659A
Authority: JP
Inventors: 智志瀧口; 慶井上; 優佑田中
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2018-09-25
Filing date: 2018-09-25
Publication date: 2022-11-04
Anticipated expiration: 2038-09-25
Also published as: JP2020051640A

Description

本開示は、ガスタービン用燃焼器に関する。 The present disclosure relates to combustors for gas turbines.

特許文献１には、ガスタービンで生成されるＮＯｘを低減するための技術として、ガスタービン用燃焼器に供給された燃焼用空気に対して複数段に分けて燃料を噴射するよう構成されたガスタービンが開示されている。 Patent Document 1 discloses a technique for reducing NOx generated in a gas turbine, which is a gas configured to inject fuel in multiple stages into combustion air supplied to a gas turbine combustor. A turbine is disclosed.

ガスタービン用燃焼器に供給された燃焼用空気に対して複数段に分けて燃料を噴射する場合、下流側の段は上流側の段と比較して燃焼器の出口との距離が近くなる。このため、上流側の１段目の燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温領域に滞留する距離及び時間よりも、下流側の２段目以降の燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温領域に滞留する距離及び時間がそれぞれ短くなる。したがって、燃料の噴射位置を軸方向に分散せずに上流側の１段目に相当する位置のみから噴射する場合と比較して、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 When fuel is injected in multiple stages into combustion air supplied to a gas turbine combustor, downstream stages are closer to the exit of the combustor than upstream stages. Therefore, the burnt gas generated by the combustion of the fuel in the second and subsequent stages on the downstream side has a higher temperature than the distance and time for the burned gas generated by the combustion of the fuel in the first stage on the upstream side to stay in the high temperature region. The distance and time spent in the area are shortened, respectively. Therefore, the generation of NOx can be suppressed compared to the case where fuel is injected only from the position corresponding to the first stage on the upstream side without dispersing the fuel injection positions in the axial direction.

特開２０１０－１５９９５６号公報JP 2010-159956 A

ガスタービン用燃焼器に供給された燃焼用空気に対して複数段に分けて燃料を噴射する場合、２段目以降の燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温領域に滞留する距離及び時間は上記のように短くなるため、２段目以降の燃料と上流側から流れてくる既燃ガスや空気等とを短い距離で良好に混合しなければ、特に低負荷運転時に未燃焼炭化水素やＣＯ等が増加する懸念がある。 When fuel is injected in multiple stages into the combustion air supplied to the gas turbine combustor, the distance and time during which the burned gas generated by the combustion of the fuel in the second and subsequent stages stays in the high temperature region. As described above, the fuel from the second stage onwards and the burned gas, air, etc. flowing from the upstream side must be well mixed in a short distance, otherwise unburned hydrocarbons and CO There is a concern that such as will increase.

この点、特許文献１に記載のガスタービンでは、ガスタービン用燃焼器のヘッドエンドから１段目の燃料噴射が行われ、ガスタービン用燃焼器とタービンとを接続する移行区画の周壁に周方向に間隔を空けて複数配設された燃料噴射器から２段目の燃料噴射が行われるため、移行区画の中心軸線付近や周方向における燃料噴射器の間の位置に燃料が届きにくい。このため、２段目以降の燃料と上流側からの既燃ガスや空気等とを短い距離で良好に混合することが困難であり、特に低負荷運転時に未燃焼炭化水素やＣＯ等が増加しやすくなる。 In this respect, in the gas turbine disclosed in Patent Document 1, the first-stage fuel injection is performed from the head end of the gas turbine combustor, and the fuel is injected circumferentially into the peripheral wall of the transition section connecting the gas turbine combustor and the turbine. Since the second-stage fuel injection is performed from a plurality of fuel injectors that are spaced apart from each other, it is difficult for the fuel to reach the vicinity of the central axis of the transition section or positions between the fuel injectors in the circumferential direction. Therefore, it is difficult to mix the fuel in the second and subsequent stages with the burned gas, air, etc. from the upstream side in a short distance. easier.

本発明の少なくとも一実施形態は、上述したような従来の課題に鑑みなされたものであって、その目的とするところは、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができるガスタービン用燃焼器を提供することである。 At least one embodiment of the present invention has been devised in view of the conventional problems as described above, and the purpose thereof is to suppress the increase of unburned hydrocarbons and CO while suppressing the production of NOx. To provide a gas turbine combustor capable of

（１）本発明の少なくとも一実施形態に係るガスタービン用燃焼器は、
燃焼筒と、
燃料を供給するための第１燃料流路を内部に含み、前記燃焼筒の軸線上に延在する第１ノズルと、
燃料を供給するための第２燃料流路を内部に含み、前記第１ノズルに沿って延在する第２ノズルと、
を備え、
前記第１ノズルは、前記燃焼筒の軸方向において前記第２ノズルの先端よりも下流側に突出する突出部を含み、
前記第１ノズルは、
第１ノズル孔と、
前記軸方向における前記第１ノズル孔よりも下流側にて前記突出部に設けられた第２ノズル孔と、
を含む。 (1) A gas turbine combustor according to at least one embodiment of the present invention,
a combustion canister;
a first nozzle including therein a first fuel passage for supplying fuel and extending on the axis of the combustion can;
a second nozzle extending along the first nozzle and including a second fuel flow path therein for supplying fuel;
with
the first nozzle includes a protruding portion that protrudes downstream from the tip of the second nozzle in the axial direction of the combustion cylinder;
The first nozzle is
a first nozzle hole;
a second nozzle hole provided in the projecting portion downstream of the first nozzle hole in the axial direction;
including.

上記（１）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、第２ノズル孔が第１ノズル孔よりも下流側に設けられているため、第２ノズル孔は第１ノズル孔と比較して燃焼器の出口との距離が小さくなる。このため、第１ノズル孔から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温領域に滞留する距離及び時間よりも、第２ノズル孔から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温領域に滞留する距離及び時間がそれぞれ短くなる。よって、燃料の噴射位置を軸方向に分散せずに第１ノズル孔のみから噴射する場合と比較して、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (1) above, since the second nozzle hole is provided downstream of the first nozzle hole, the second nozzle hole is more combustible than the first nozzle hole. The distance from the outlet of the vessel becomes smaller. For this reason, the burnt gas generated by the combustion of the fuel injected from the second nozzle hole stays in the high temperature region for a longer distance and time than the burnt gas generated by the combustion of the fuel injected from the first nozzle hole. The distance and time spent in the high-temperature region are shortened, respectively. Therefore, generation of NOx can be suppressed as compared with the case where fuel is injected only from the first nozzle hole without dispersing the injection positions in the axial direction.

また、第２ノズル孔は、燃焼筒の軸線上に延在する第１ノズルに設けられているため、燃焼筒の軸線付近から燃焼筒の外周側へと燃料を拡散することができる。このため、特許文献１の構成（ガスタービン用燃焼器とタービンとを接続する移行区画の周壁に周方向に間隔を空けて複数配設された燃料噴射器から下流段の燃料が燃焼筒の内周側に向けて噴射される構成）と比較して、下流側で噴射された燃料と上流側からの既燃ガスや空気等とを短い距離で良好に混合し、燃料濃度の均一性を高めることができる。したがって、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができる。 Moreover, since the second nozzle hole is provided in the first nozzle extending on the axis of the combustion tube, the fuel can be diffused from the vicinity of the axis of the combustion tube to the outer peripheral side of the combustion tube. For this reason, the configuration of Patent Document 1 (a plurality of fuel injectors arranged at intervals in the circumferential direction on the peripheral wall of the transition section that connects the gas turbine combustor and the turbine) causes the fuel in the downstream stage to flow into the combustion cylinder. Compared to the structure in which the fuel is injected toward the circumference side), the fuel injected downstream and the burned gas, air, etc. from the upstream side are well mixed in a short distance, and the uniformity of the fuel concentration is improved. be able to. Therefore, it is possible to suppress the increase of unburned hydrocarbons and CO while suppressing the generation of NOx.

（２）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載のガスタービン用燃焼器において、
前記第１ノズルは、燃焼用空気を供給するための第１空気流路と、前記第１燃料流路から供給された燃料と前記第１空気流路から供給された燃焼用空気とを混合するための混合部と、を含み、前記混合部で生成された予混合ガスを前記第２ノズル孔から噴射するよう構成される。 (2) In some embodiments, in the gas turbine combustor described in (1) above,
The first nozzle mixes a first air flow path for supplying combustion air, and fuel supplied from the first fuel flow path and combustion air supplied from the first air flow path. and a mixing section for injecting the premixed gas generated in the mixing section from the second nozzle hole.

上記（２）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、燃料に燃焼用空気を混合することにより、第２ノズル孔から噴射されるガスの燃料濃度を低くして火炎の温度上昇を抑制し、ＮＯｘ生成を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (2) above, by mixing the combustion air with the fuel, the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole is lowered to suppress the temperature rise of the flame. , NOx production can be suppressed.

（３）幾つかの実施形態では、上記（２）に記載のガスタービン用燃焼器において、
前記混合部は、前記第１空気流路に面して配置された複数の旋回翼を含み、
前記旋回翼の翼面には前記第１燃料流路から供給された燃料を噴射するための噴射孔が形成されている。 (3) In some embodiments, in the gas turbine combustor described in (2) above,
the mixing section includes a plurality of swirl vanes arranged facing the first air flow path,
Injection holes for injecting the fuel supplied from the first fuel passage are formed in the blade surface of the swirl vane.

上記（３）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、第１空気流路から供給される燃焼用空気に旋回翼によって旋回力が付与されるとともに翼面の噴射孔から燃料が噴射されるため、燃料と燃焼用空気とを効果的に混合することができる。これにより、第２ノズル孔から噴射されるガスの燃料濃度を低くするとともに燃料濃度の均一性を高めることができる。したがって、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (3) above, the combustion air supplied from the first air flow path is given a swirl force by the swirl vanes, and the fuel is injected from the injection holes of the vane surfaces. Therefore, the fuel and the combustion air can be effectively mixed. As a result, the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole can be lowered and the uniformity of the fuel concentration can be improved. Therefore, it is possible to suppress the increase of unburned hydrocarbons and CO while suppressing the generation of NOx.

（４）幾つかの実施形態では、上記（２）又は（３）に記載のガスタービン用燃焼器において、
前記混合部は、前記第１空気流路に面して配置された複数の旋回翼を含み、
前記第１空気流路と前記第１燃料流路とを仕切る流路壁には、前記複数の旋回翼のうち互いに隣接する２つの旋回翼の間の位置に貫通孔が形成される。 (4) In some embodiments, in the gas turbine combustor according to (2) or (3) above,
the mixing section includes a plurality of swirl vanes arranged facing the first air flow path,
A passage wall partitioning the first air passage and the first fuel passage has a through hole formed between two adjacent swirl vanes among the plurality of swirl vanes.

上記（４）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、第１空気流路から供給された燃焼用空気に流路壁の噴射孔から燃料を噴射することで、燃焼用空気と燃料とを混合することができる。これにより、第２ノズル孔から噴射されるガスの燃料濃度を簡素な構成で低くすることができるため、簡素な構成でＮＯｘ生成を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (4) above, the combustion air and the fuel are injected into the combustion air supplied from the first air flow path through the injection holes in the flow path wall. Can be mixed. As a result, the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole can be lowered with a simple configuration, so NOx generation can be suppressed with a simple configuration.

（５）幾つかの実施形態では、上記（２）に記載のガスタービン用燃焼器において、
前記第１空気流路は前記第１燃料流路の外周側に設けられ、
前記混合部は、
前記燃焼筒の軸方向と交差する方向に延在し、前記第１燃料流路に接続する内筒と、
前記内筒の外周面と対向する内周面を含み、前記第１空気流路に接続する外筒と、
を含み、
前記外筒は、前記燃焼筒の径方向において、前記内筒よりも外側に突出している。 (5) In some embodiments, in the gas turbine combustor described in (2) above,
The first air flow path is provided on the outer peripheral side of the first fuel flow path,
The mixing section is
an inner cylinder extending in a direction crossing the axial direction of the combustion cylinder and connected to the first fuel flow path;
an outer cylinder including an inner peripheral surface facing the outer peripheral surface of the inner cylinder and connected to the first air flow path;
including
The outer cylinder protrudes further outward than the inner cylinder in the radial direction of the combustion cylinder.

上記（５）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、内筒から噴射された燃料が外筒を流れる燃焼用空気と混合されることにより、第２ノズル孔から噴射されるガスの燃料濃度を簡素な構成で低くすることができるため、簡素な構成でＮＯｘ生成を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (5) above, the fuel injected from the inner cylinder is mixed with the combustion air flowing through the outer cylinder, so that the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole is can be reduced with a simple configuration, NOx generation can be suppressed with a simple configuration.

（６）幾つかの実施形態では、上記（２）乃至（５）の何れかに記載のガスタービン用燃焼器において、
前記突出部は、冷却空気を供給するための冷却流路を内部に含み、
前記冷却流路は、前記第１空気流路の外周側にて前記軸方向に沿って延在する。 (6) In some embodiments, in the gas turbine combustor according to any one of (2) to (5) above,
the protrusion includes therein a cooling channel for supplying cooling air;
The cooling channel extends along the axial direction on the outer peripheral side of the first air channel.

上記（６）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、冷却流路を流れる冷却空気によって突出部を冷却することにより、燃焼室で高温ガスに晒される突出部の焼損を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (6) above, the projection is cooled by the cooling air flowing through the cooling passage, thereby suppressing burnout of the projection that is exposed to high-temperature gas in the combustion chamber. .

（７）幾つかの実施形態では、上記（６）に記載のガスタービン用燃焼器において、
前記冷却流路は、前記第１空気流路における前記混合部の下流側に接続する。 (7) In some embodiments, in the gas turbine combustor according to (6) above,
The cooling channel connects to the downstream side of the mixing section in the first air channel.

上記（７）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、第１空気流路における混合部の下流側において、予混合ガスの周りに第１空気流路の流路壁面に沿って冷却空気の膜を形成することができる。したがって、第１ノズルの先端部の焼損を抑制するとともに、第２ノズル孔から噴射する予混合ガスに対する逆火を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (7) above, on the downstream side of the mixing section in the first air flow path, the cooling air flows around the premixed gas along the flow path wall surface of the first air flow path. A film can be formed. Therefore, it is possible to suppress the burnout of the tip portion of the first nozzle and suppress the flashback of the premixed gas injected from the second nozzle hole.

（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかに記載のガスタービン用燃焼器において、
前記第１ノズル孔は、前記突出部に設けられる。 (8) In some embodiments, in the gas turbine combustor according to any one of (1) to (7) above,
A said 1st nozzle hole is provided in the said protrusion part.

上記（８）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、第１ノズル孔から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温の燃焼領域に滞留する距離及び時間を短くし、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (8) above, the burnt gas generated by combustion of the fuel injected from the first nozzle hole stays in the high-temperature combustion region for a short distance and time, thereby reducing NOx. generation can be suppressed.

（９）幾つかの実施形態では、上記（８）に記載のガスタービン用燃焼器において、
前記軸方向における前記第２ノズルの先端と前記第１ノズル孔との間の位置にて、前記第１ノズルの外周面から前記燃焼筒の径方向に沿って延在する出口基板を更に備える。 (9) In some embodiments, in the gas turbine combustor according to (8) above,
An outlet substrate extending along the radial direction of the combustion tube from the outer peripheral surface of the first nozzle is further provided at a position between the tip of the second nozzle and the first nozzle hole in the axial direction.

上記（９）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、第１ノズル孔から噴射された燃料の燃焼により生じる高温ガスが第２ノズル側へ逆流することを出口基板によって抑制することができる。これにより、第２ノズルの焼損を抑制することができる。 According to the gas turbine combustor described in (9) above, the outlet substrate can suppress backflow of high-temperature gas generated by combustion of fuel injected from the first nozzle hole toward the second nozzle. Thereby, the burnout of the second nozzle can be suppressed.

（１０）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかに記載のガスタービン用燃焼器において、
前記第１ノズルの周りに設けられた円筒状のバーナ筒と、前記バーナ筒の下流端に接続されるコーン部と、前記バーナ筒の内側に設けられたスワラと、を更に備え、
前記コーン部は前記軸方向において下流側に向かうにつれて直径が大きくなるように構成されており、
前記第１ノズルは、前記軸方向における前記第１ノズル孔と前記第２ノズル孔との間の位置にて前記コーン部の内部空間に燃料を噴射するよう構成された第３ノズル孔を備え、
前記第３ノズル孔は、前記軸方向に対して傾斜した斜め下流方向に燃料を噴射するよう構成される。 (10) In some embodiments, in the gas turbine combustor according to any one of (1) to (7) above,
Further comprising a cylindrical burner tube provided around the first nozzle, a cone portion connected to the downstream end of the burner tube, and a swirler provided inside the burner tube,
The cone portion is configured such that its diameter increases toward the downstream side in the axial direction,
The first nozzle has a third nozzle hole configured to inject fuel into the inner space of the cone portion at a position between the first nozzle hole and the second nozzle hole in the axial direction,
The third nozzle hole is configured to inject fuel in an oblique downstream direction inclined with respect to the axial direction.

上記（１０）に記載のガスタービン用燃焼器によれば、、スワラによって混合されて流れてきた予混合気を第３ノズル孔から噴射したガス流れによってコーン部に押し付けて、コーン部からの剥離を抑制することができる。これにより、１段目の火炎を安定的に形成することができる。 According to the gas turbine combustor described in (10) above, the premixed gas mixed by the swirler and flowing is pressed against the cone portion by the gas flow injected from the third nozzle hole, and separated from the cone portion. can be suppressed. As a result, the first-stage flame can be stably formed.

本発明の少なくとも一つの実施形態によれば、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができるガスタービン用燃焼器が提供される。 According to at least one embodiment of the present invention, there is provided a gas turbine combustor capable of suppressing increases in unburned hydrocarbons and CO while suppressing NOx production.

一実施形態に係るガスタービン用燃焼器２の概略的な断面構成を示す図である。1 is a diagram showing a schematic cross-sectional configuration of a gas turbine combustor 2 according to one embodiment; FIG. 一実施形態に係るガスタービン用燃焼器２の概略的な断面構成を示す図である。1 is a diagram showing a schematic cross-sectional configuration of a gas turbine combustor 2 according to one embodiment; FIG. 図１及び図２に示したＡ－Ａ断面の概略構成を示す図である。FIG. 3 is a diagram showing a schematic configuration of a section AA shown in FIGS. 1 and 2; FIG. 図２に示したＢ部の模式的な拡大図である。FIG. 3 is a schematic enlarged view of a B portion shown in FIG. 2; 図１及び図２に示したパイロットノズル６の先端部１０２の概略的な構成例を示す断面図である。Fig. 3 is a cross-sectional view showing a schematic configuration example of a tip portion 102 of the pilot nozzle 6 shown in Figs. 1 and 2; 図１及び図２に示したパイロットノズル６の先端部１０２の概略的な構成例を示す断面図である。Fig. 3 is a cross-sectional view showing a schematic configuration example of a tip portion 102 of the pilot nozzle 6 shown in Figs. 1 and 2; 一実施形態に係るガスタービン用燃焼器２の概略的な断面構成を示す図である。1 is a diagram showing a schematic cross-sectional configuration of a gas turbine combustor 2 according to one embodiment; FIG. パイロットノズル６の突出部１２の構成例を示す概略的な断面図である。4 is a schematic cross-sectional view showing a configuration example of a projecting portion 12 of the pilot nozzle 6. FIG.

以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。 Several embodiments of the present invention will now be described with reference to the accompanying drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, etc. of the components described as embodiments or shown in the drawings are not intended to limit the scope of the present invention, and are merely illustrative examples. do not have.
For example, expressions denoting relative or absolute arrangements such as "in a direction", "along a direction", "parallel", "perpendicular", "center", "concentric" or "coaxial" are strictly not only represents such an arrangement, but also represents a state of relative displacement with a tolerance or an angle or distance to the extent that the same function can be obtained.
For example, expressions such as "identical", "equal", and "homogeneous", which express that things are in the same state, not only express the state of being strictly equal, but also have tolerances or differences to the extent that the same function can be obtained. It shall also represent the existing state.
For example, expressions that express shapes such as squares and cylinders do not only represent shapes such as squares and cylinders in a geometrically strict sense, but also include irregularities and chamfers to the extent that the same effect can be obtained. The shape including the part etc. shall also be represented.
On the other hand, the expressions "comprising", "comprising", "having", "including", or "having" one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.

図１は、一実施形態に係るガスタービン用燃焼器２の概略的な断面構成を示す図である。図２は、一実施形態に係るガスタービン用燃焼器２の概略的な断面構成を示す図である。
幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、燃焼器２は、燃焼筒４と、燃焼筒４の軸線Ｏ上に延在するパイロットノズル６（第１ノズル）と、パイロットノズル６の外周側にパイロットノズル６に沿って延在する複数のメインノズル８（第２ノズル）と、を備える。パイロットノズル６は、燃料を供給するための第１燃料流路１８を内部に含み、メインノズル８は、燃料を供給するための第２燃料流路１９を内部に含む。 FIG. 1 is a diagram showing a schematic cross-sectional configuration of a gas turbine combustor 2 according to one embodiment. FIG. 2 is a diagram showing a schematic cross-sectional configuration of a gas turbine combustor 2 according to one embodiment.
In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2, the combustor 2 includes a combustion tube 4, a pilot nozzle 6 (first nozzle) extending on the axis O of the combustion tube 4, a pilot A plurality of main nozzles 8 (second nozzles) extending along the pilot nozzle 6 are provided on the outer peripheral side of the nozzle 6 . The pilot nozzle 6 internally includes a first fuel flow path 18 for supplying fuel, and the main nozzle 8 internally includes a second fuel flow path 19 for supplying fuel.

以下では、燃焼筒４の軸方向を単に「軸方向」と記載し、燃焼筒４の径方向を単に「径方向」と記載し、燃焼筒４の周方向を単に「周方向」と記載することとする。また、図１及び図２において、黒塗り矢印は、燃料を含むガスを意味し、白塗り矢印は、燃焼用空気を含むガスを意味する。 Hereinafter, the axial direction of the combustion tube 4 is simply referred to as the "axial direction", the radial direction of the combustion tube 4 is simply referred to as the "radial direction", and the circumferential direction of the combustion tube 4 is simply referred to as the "circumferential direction". It is assumed that 1 and 2, black arrows indicate gas containing fuel, and white arrows indicate gas containing combustion air.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、パイロットノズル６は、燃焼筒４の軸方向においてメインノズル８の先端１０よりも下流側に突出する突出部１２を含む。パイロットノズル６は、燃料又は燃料を含むガスを噴射するための第１ノズル孔１４と、燃料又は燃料を含むガスを噴射するための第２ノズル孔１６であって、燃焼筒４の軸方向における第１ノズル孔１４よりも下流側にて突出部１２に設けられた第２ノズル孔１６と、を含む。図示する形態では、パイロットノズル６は、燃焼筒４の周方向に配列された複数の第１ノズル孔１４と、燃焼筒４の周方向に配列された複数の第２ノズル孔１６とを含む。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2 , the pilot nozzle 6 includes a protrusion 12 that protrudes downstream from the tip 10 of the main nozzle 8 in the axial direction of the combustion tube 4 . The pilot nozzle 6 has a first nozzle hole 14 for injecting fuel or gas containing fuel, and a second nozzle hole 16 for injecting fuel or gas containing fuel. and a second nozzle hole 16 provided in the projecting portion 12 downstream of the first nozzle hole 14 . In the illustrated form, the pilot nozzle 6 includes a plurality of first nozzle holes 14 arranged in the circumferential direction of the combustion tube 4 and a plurality of second nozzle holes 16 arranged in the circumferential direction of the combustion tube 4 .

かかる構成によれば、第２ノズル孔１６が第１ノズル孔１４よりも下流側に設けられているため、第２ノズル孔１６は第１ノズル孔１４と比較して燃焼器２の出口（不図示）との距離が小さくなる。このため、第１ノズル孔１４から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温領域に滞留する距離及び時間よりも、第２ノズル孔１６から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温領域に滞留する距離及び時間がそれぞれ短くなる。よって、燃料の噴射位置を軸方向に分散せずに第１ノズル孔１４のみから噴射する場合と比較して、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 According to this configuration, the second nozzle hole 16 is provided downstream of the first nozzle hole 14 , so the second nozzle hole 16 is closer to the exit of the combustor 2 than the first nozzle hole 14 . shown) becomes smaller. For this reason, the burned gas generated by the combustion of the fuel injected from the second nozzle hole 16 stays in the high-temperature region rather than the distance and time that the burned gas generated by the combustion of the fuel injected from the first nozzle hole 14 stays in the high-temperature region. The distance and time that the gas stays in the high temperature region are shortened, respectively. Therefore, the generation of NOx can be suppressed compared to the case where fuel is injected only from the first nozzle holes 14 without dispersing the injection positions in the axial direction.

また、第２ノズル孔１６は、燃焼筒４の軸線Ｏ上に延在するパイロットノズル６に設けられているため、燃焼筒４の軸線Ｏ付近から燃焼筒４の外周側へと燃料を拡散することができる。このため、特許文献１の構成（ガスタービン用燃焼器とタービンとを接続する移行区画の周壁に周方向に間隔を空けて複数配設された燃料噴射器から下流段の燃料が燃焼筒の内周側に向けて噴射される構成）と比較して、下流側で噴射された燃料と上流側からの既燃ガスや空気等とを短い距離で良好に混合し、燃料濃度の均一性を高めることができる。したがって、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができる。 Further, since the second nozzle hole 16 is provided in the pilot nozzle 6 extending on the axis O of the combustion tube 4, the fuel is diffused from the vicinity of the axis O of the combustion tube 4 to the outer peripheral side of the combustion tube 4. be able to. For this reason, the configuration of Patent Document 1 (a plurality of fuel injectors arranged at intervals in the circumferential direction on the peripheral wall of the transition section that connects the gas turbine combustor and the turbine) causes the fuel in the downstream stage to flow into the combustion cylinder. Compared to the structure in which the fuel is injected toward the circumference side), the fuel injected downstream and the burned gas, air, etc. from the upstream side are well mixed in a short distance, and the uniformity of the fuel concentration is improved. be able to. Therefore, it is possible to suppress the increase of unburned hydrocarbons and CO while suppressing the generation of NOx.

また、燃焼器２において、部分負荷運転時から定格負荷運転時に亘って第１ノズル孔１４から燃料を噴射することにより、部分負荷運転時から定格負荷運転時に亘る広い運転範囲で、上流側の第１ノズル孔１４から噴射した燃料によって形成される燃焼領域の火炎温度（燃焼負荷）を維持することが可能となり、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができる。 In addition, in the combustor 2, by injecting fuel from the first nozzle hole 14 from the time of partial load operation to the rated load operation, a wide operating range from the time of partial load operation to the time of rated load operation can be achieved. It is possible to maintain the flame temperature (combustion load) of the combustion area formed by the fuel injected from the 1-nozzle hole 14, and suppress the increase of unburned hydrocarbons and CO while suppressing the generation of NOx.

また、例えば、基準負荷よりも小さい部分負荷運転時には第２ノズル孔１６から燃料を噴射せず、該基準負荷よりも大きい定格負荷付近又は定格負荷での運転時に第２ノズル孔１６から燃料を噴射して燃焼領域を形成することにより、高温の燃焼領域が拡大しやすい高負荷での運転時にのみ既燃ガスの滞留時間を短くすることができるため、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができる。 Further, for example, fuel is not injected from the second nozzle hole 16 during partial load operation smaller than the reference load, and fuel is injected from the second nozzle hole 16 during operation near the rated load larger than the reference load or at the rated load. By forming a combustion area by using the An increase in CO can be suppressed.

また、燃料の噴射位置を軸方向において複数段に分散して複数段の火炎を形成することにより、発熱量の分布を軸方向に分散することができるため、定格負荷付近の高負荷での運転時に発生する傾向がある燃焼振動を抑制する効果が期待できる。 In addition, by dispersing the fuel injection positions in multiple stages in the axial direction and forming multiple stages of flames, the distribution of the heat generation amount can be dispersed in the axial direction. The effect of suppressing combustion oscillation, which tends to occur at times, can be expected.

また、設計時において、突出部１２の突出量を調整することにより第２ノズル孔１６の軸方向位置を容易に調整することができるため、燃焼性の調整が容易である。 In addition, since the axial position of the second nozzle hole 16 can be easily adjusted by adjusting the amount of projection of the projecting portion 12 at the time of design, adjustment of combustibility is easy.

また、パイロットノズル６において第１ノズル孔１４近傍の箇所又は第２ノズル孔１６近傍の箇所に焼損が生じた場合であっても、パイロットノズル６のみを交換することでメンテナンスを完了することができるため、メンテナンスが容易である。 Further, even if the pilot nozzle 6 is burnt at a location near the first nozzle hole 14 or at a location near the second nozzle hole 16, maintenance can be completed by replacing only the pilot nozzle 6. Therefore, maintenance is easy.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、パイロットノズル６の内部には、軸方向に延在し燃料が流れる第１燃料流路１８と、軸方向に延在し燃焼用空気が流れる第１空気流路２０と、が設けられる。パイロットノズル６は、第１燃料流路１８から供給された燃料と第１空気流路２０から供給された空気とを混合するための混合部２２を含み、混合部２２で生成された予混合ガスを第２ノズル孔１６から噴射するよう構成される。これにより、第２ノズル孔１６から噴射される燃料を含むガスの燃料濃度を低くして火炎の温度上昇を抑制し、ＮＯｘ生成を抑制することができる。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2, the interior of the pilot nozzle 6 includes a first axially extending fuel flow passage 18 and an axially extending combustion chamber 18. A first air flow path 20 is provided through which the operating air flows. The pilot nozzle 6 includes a mixing section 22 for mixing the fuel supplied from the first fuel flow path 18 and the air supplied from the first air flow path 20. The premixed gas generated in the mixing section 22 is from the second nozzle hole 16. This makes it possible to reduce the fuel concentration of the gas containing the fuel injected from the second nozzle hole 16, suppress the temperature rise of the flame, and suppress the generation of NOx.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、パイロットノズル６の内部には、第１燃料流路１８の外周側且つ第１空気流路２０の内周側にて軸方向に延在する第３燃料流路８４が設けられる。パイロットノズル６は、第３燃料流路８４から供給された燃料を第１ノズル孔１４から噴射するように構成される。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2 , the interior of the pilot nozzle 6 has an axial air flow path outside the first fuel flow path 18 and inside the first air flow path 20 . A third fuel passage 84 is provided that extends to the . The pilot nozzle 6 is configured to inject fuel supplied from the third fuel flow path 84 from the first nozzle hole 14 .

幾つかの実施形態では、例えば図１に示すように、第１ノズル孔１４は突出部１２に設けられる。これにより、第１ノズル孔１４から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温の燃焼領域に滞留する距離及び時間を短くし、ＮＯｘの生成を抑制することができる。なお、図１に示す形態では、第１ノズル孔１４から噴射された燃料は拡散燃焼して１段目の火炎を形成し、第２ノズル孔１６から噴射された予混合ガスは予混合燃焼して２段目の火炎を形成する。 In some embodiments, the first nozzle hole 14 is provided in the projection 12, for example as shown in FIG. As a result, the distance and time for the burned gas generated by the combustion of the fuel injected from the first nozzle hole 14 to stay in the high-temperature combustion region can be shortened, and the generation of NOx can be suppressed. In the embodiment shown in FIG. 1, the fuel injected from the first nozzle hole 14 diffusely burns to form a first-stage flame, and the premixed gas injected from the second nozzle hole 16 undergoes premixed combustion. to form a second stage flame.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、燃焼器２は、複数のメインノズル８をそれぞれ収容する複数のバーナ筒４２と、複数のバーナ筒４２の下流端に接続される中間流路形成部４４と、を備える。メインノズル８及びバーナ筒４２はメインバーナ５６を構成しており、燃焼器２はメインバーナ５６を複数備える。図示する形態ではメインバーナ５６は、予混合燃焼バーナであり、バーナ筒４２に供給される燃焼用空気と、メインノズル８から供給される燃料とをスワラ５３により混合してから燃焼するように構成される。中間流路形成部４４は、燃焼筒４と同心円上に設けられた外側リング４６及び内側リング４８を含み、バーナ筒４２の内部空間である第２空気流路５０と燃焼筒４の燃焼室５２とを連通させる中間流路５４を外側リング４６と内側リング４８との間に形成する。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2 , the combustor 2 includes a plurality of burner tubes 42 each housing a plurality of main nozzles 8 and connected to the downstream ends of the plurality of burner tubes 42 . and an intermediate flow path forming portion 44 . The main nozzle 8 and the burner cylinder 42 constitute a main burner 56 , and the combustor 2 has a plurality of main burners 56 . In the illustrated form, the main burner 56 is a premixed combustion burner, and is configured to mix the combustion air supplied to the burner cylinder 42 and the fuel supplied from the main nozzle 8 by the swirler 53 before combustion. be done. The intermediate flow passage forming portion 44 includes an outer ring 46 and an inner ring 48 which are provided concentrically with the combustion cylinder 4 , and which forms a second air flow passage 50 which is the internal space of the burner cylinder 42 and the combustion chamber 52 of the combustion cylinder 4 . An intermediate passageway 54 is formed between the outer ring 46 and the inner ring 48 to communicate with.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、第２ノズル孔１６は、バーナ筒４２の出口端５７よりも軸方向における下流側に配置される。これにより、第２ノズル孔１６から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温の燃焼領域に滞留する距離及び時間を短くし、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 In some embodiments, the second nozzle hole 16 is located axially downstream of the outlet end 57 of the burner tube 42, as shown in FIGS. 1 and 2, for example. As a result, the distance and time in which the burned gas generated by the combustion of the fuel injected from the second nozzle hole 16 stays in the high-temperature combustion region can be shortened, and the generation of NOx can be suppressed.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、第２ノズル孔１６は、中間流路形成部４４の出口端５８よりも軸方向における下流側に配置される。これにより、第２ノズル孔１６から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温の燃焼領域に滞留する距離及び時間を短くし、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2 , the second nozzle hole 16 is located axially downstream of the outlet end 58 of the intermediate flow path forming portion 44 . As a result, the distance and time in which the burned gas generated by the combustion of the fuel injected from the second nozzle hole 16 stays in the high-temperature combustion region can be shortened, and the generation of NOx can be suppressed.

幾つかの実施形態では、例えば図１に示すように、第１ノズル孔１４は、バーナ筒４２の出口端５７よりも軸方向における下流側に配置される。これにより、第１ノズル孔１４から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温の燃焼領域に滞留する距離及び時間を短くし、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 In some embodiments, the first nozzle hole 14 is located axially downstream of the outlet end 57 of the burner tube 42, for example as shown in FIG. As a result, the distance and time for the burned gas generated by the combustion of the fuel injected from the first nozzle hole 14 to stay in the high-temperature combustion region can be shortened, and the generation of NOx can be suppressed.

幾つかの実施形態では、例えば図１に示すように、第１ノズル孔１４は、中間流路形成部４４の出口端５８よりも軸方向における下流側に配置される。これにより、第１ノズル孔１４から噴射された燃料の燃焼により発生する既燃ガスが高温の燃焼領域に滞留する距離及び時間を短くし、ＮＯｘの生成を抑制することができる。 In some embodiments, for example, as shown in FIG. 1 , the first nozzle hole 14 is arranged axially downstream of the outlet end 58 of the intermediate flow path forming portion 44 . As a result, the distance and time for the burned gas generated by the combustion of the fuel injected from the first nozzle hole 14 to stay in the high-temperature combustion region can be shortened, and the generation of NOx can be suppressed.

幾つかの実施形態では、例えば図１に示すように、燃焼器２は、軸方向におけるメインノズル８の先端１０と第１ノズル孔１４との間の位置にてパイロットノズル６の外周面７８から径方向に沿って延在する出口基板８０を備える。図示する形態では、出口基板８０は、軸方向における中間流路形成部４４の出口端５８と第１ノズル孔１４との間の位置にて内側リング４８からパイロットノズル６の外周面７８まで径方向に延在する。出口基板８０は、例えば環状に構成されていてもよい。 In some embodiments, for example, as shown in FIG. 1 , the combustor 2 extends from the outer peripheral surface 78 of the pilot nozzle 6 at a location axially between the tip 10 of the main nozzle 8 and the first nozzle hole 14 . It comprises an outlet substrate 80 extending along a radial direction. In the illustrated form, the outlet substrate 80 extends radially from the inner ring 48 to the outer peripheral surface 78 of the pilot nozzle 6 at a position axially between the outlet end 58 of the intermediate flow passage forming portion 44 and the first nozzle hole 14 . extend to The outlet substrate 80 may be, for example, annularly configured.

かかる構成では、第１ノズル孔１４から噴射された燃料の燃焼により生じる高温ガスがメインノズル８側へ逆流することを出口基板８０によって抑制することができる。これにより、メインバーナ５６の焼損を抑制することができる。 In such a configuration, the outlet substrate 80 can prevent the high-temperature gas generated by the combustion of the fuel injected from the first nozzle hole 14 from flowing back toward the main nozzle 8 . Thereby, burnout of the main burner 56 can be suppressed.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、燃焼筒４は、円筒状の内筒６０と、内筒６０の下流側端部に接続され、内筒６０と軸線Ｏを共有する外筒６２とを有している。燃焼筒４の外周側には燃焼器車室６４が設けられており、燃焼器車室６４には、不図示の圧縮機から供給された圧縮空気が供給される。燃焼器車室６４の圧縮空気は、内筒６０の外周側に配置された外パンチ６６を介して燃焼用空気として燃焼器２の内部に流入する。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2 , the combustion cannula 4 is connected to a cylindrical inner cylinder 60 and a downstream end of the inner cylinder 60 such that the inner cylinder 60 and the axis O are connected. It has a shared outer cylinder 62 . A combustor casing 64 is provided on the outer peripheral side of the combustion cylinder 4 , and compressed air supplied from a compressor (not shown) is supplied to the combustor casing 64 . Compressed air in the combustor casing 64 flows into the combustor 2 as combustion air through an outer punch 66 arranged on the outer peripheral side of the inner cylinder 60 .

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、燃焼器２は、外パンチ６６を通過した燃焼用空気をメインバーナ５６に導く第３空気流路７０を備え、第３空気流路７０には、トップハット燃料を噴射するトップハットノズル６８が設けられている。トップハットノズル６８から噴射されたトップハット燃料は、燃焼用空気に混入して、下流側のメインバーナ５６に向かって流れていく。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2 , the combustor 2 includes a third air flow path 70 that guides combustion air that has passed through the outer punch 66 to the main burner 56 . A top hat nozzle 68 for injecting top hat fuel is provided in the flow path 70 . The top hat fuel injected from the top hat nozzle 68 mixes with the combustion air and flows toward the main burner 56 on the downstream side.

かかる構成によれば、燃焼用空気にトップハットノズル６８からのトップハット燃料が混入されることにより、メインバーナ５６の燃焼安定性が改善されるとともに、ＮＯｘ生成が抑制される。 According to such a configuration, the top hat fuel from the top hat nozzle 68 is mixed with the combustion air, thereby improving the combustion stability of the main burner 56 and suppressing the generation of NOx.

幾つかの実施形態では、例えば図１及び図２に示すように、燃焼器２は、燃焼器車室６４の圧縮空気を外パンチ６６を介さずに第１空気流路２０に供給するように構成された第４空気流路７２を備える。 In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 1 and 2 , the combustor 2 supplies compressed air in the combustor casing 64 to the first airflow path 20 without passing through the outer punch 66 . A configured fourth air flow path 72 is provided.

これにより、外パンチ６６での圧力損失の影響を受けずに、動圧が大きな圧縮空気を燃焼用空気として取り込むことが可能となり、パイロットノズル６への燃焼用空気の割合を増加させることで、流量当たりの大きさが小さいコンパクトな設計が可能となる。 As a result, compressed air with a large dynamic pressure can be taken in as combustion air without being affected by pressure loss in the outer punch 66. By increasing the ratio of combustion air to the pilot nozzle 6, A compact design with a small size per flow rate is possible.

図３は、図１及び図２に示したＡ－Ａ断面の概略構成を示す図である。
幾つかの実施形態では、例えば図１～図３の少なくとも一図に示すように、第１空気流路２０は第１燃料流路１８の外周側に設けられ、混合部２２は、第１燃料流路１８の外周側にて第１空気流路２０に面して配置された複数の旋回翼２４を含む。複数の旋回翼２４は周方向に配列されており、旋回翼２４の翼面２６（図示する形態では、旋回翼２４の正圧面７４及び負圧面７６の各々）には、旋回翼２４の内部に形成されたキャビティ２３を介して第１燃料流路１８から供給された燃料を噴射する噴射孔２８が形成されている。 FIG. 3 is a diagram showing a schematic configuration of the AA section shown in FIGS. 1 and 2. As shown in FIG.
In some embodiments, for example as shown in at least one of FIGS. It includes a plurality of swirl vanes 24 arranged facing the first air flow path 20 on the outer peripheral side of the flow path 18 . The plurality of swirl vanes 24 are arranged in the circumferential direction, and the blade surfaces 26 of the swirl vanes 24 (in the illustrated embodiment, each of the pressure surface 74 and the suction surface 76 of the swirl vanes 24) have a An injection hole 28 for injecting fuel supplied from the first fuel flow path 18 through the formed cavity 23 is formed.

かかる構成によれば、第１空気流路２０から供給される燃焼用空気に旋回翼２４によって旋回力が付与されるとともに翼面２６の噴射孔２８から燃料が噴射されるため、燃料と燃焼用空気とを効果的に混合することができる。これにより、第２ノズル孔１６から噴射されるガスの燃料濃度を低くするとともに燃料濃度の均一性を高めることができる。したがって、ＮＯｘ生成を抑制しつつ未燃焼炭化水素及びＣＯの増加を抑制することができる。 According to this configuration, the combustion air supplied from the first air flow path 20 is given a swirling force by the swirl blades 24 and the fuel is injected from the injection holes 28 of the blade surface 26. can be effectively mixed with air. As a result, the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole 16 can be lowered and the uniformity of the fuel concentration can be improved. Therefore, it is possible to suppress the increase of unburned hydrocarbons and CO while suppressing the generation of NOx.

幾つかの実施形態では、例えば図３に示すように、第１空気流路２０と第１燃料流路１８とを仕切る流路壁３０には、互いに隣接する２つの旋回翼２４の間の位置に形成された貫通孔３２が設けられている。図示する形態では、貫通孔３２は旋回翼２４を周方向に挟むように旋回翼２４の両側に配置されている。 In some embodiments, the channel wall 30 separating the first air channel 20 and the first fuel channel 18, for example as shown in FIG. is provided with a through hole 32 formed therein. In the illustrated embodiment, the through holes 32 are arranged on both sides of the swirl vane 24 so as to sandwich the swirl vane 24 in the circumferential direction.

かかる構成によれば、第１空気流路２０から供給された燃焼用空気に流路壁３０の貫通孔３２から燃料を噴射することで、燃焼用空気と燃料とを混合することができる。これにより、第２ノズル孔１６から噴射されるガスの燃料濃度を簡素な構成で低くすることができるため、簡素な構成でＮＯｘ生成を抑制することができる。 According to this configuration, by injecting the fuel from the through holes 32 of the flow path wall 30 into the combustion air supplied from the first air flow path 20, the combustion air and the fuel can be mixed. As a result, the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole 16 can be lowered with a simple configuration, so NOx generation can be suppressed with a simple configuration.

幾つかの実施形態では、例えば図２に示すように、燃焼器２は、バーナ筒４２の内周側且つパイロットノズル６の外周側にて燃焼筒４と同心円上に設けられた円筒状のバーナ筒８６と、バーナ筒８６の下流端に接続されるコーン部８８とを備える。図２示す形態では、バーナ筒８６とパイロットノズル６との間にはスワラ９０が設けられており、パイロットノズル６、バーナ筒８６、コーン部８８及びスワラ９０がパイロットバーナ９５を構成する。パイロットバーナ９５において、第１ノズル孔１４から噴射された燃料は、上流側から流れてきた燃焼用空気とスワラ９０にて混合されるとともに旋回力を付与される。コーン部８８は軸方向において下流側に向かうにつれて直径（内径及び外径）が大きくなるように構成されており、スワラ９０によって混合された燃焼用空気と燃料との混合気がコーン部８８の内側空間９２を通って燃焼室５２へ供給される。 In some embodiments, for example, as shown in FIG. 2, the combustor 2 is a cylindrical burner provided concentrically with the combustion tube 4 on the inner peripheral side of the burner tube 42 and the outer peripheral side of the pilot nozzle 6. It comprises a tube 86 and a cone portion 88 connected to the downstream end of the burner tube 86 . 2, a swirler 90 is provided between the burner cylinder 86 and the pilot nozzle 6, and the pilot nozzle 6, the burner cylinder 86, the cone portion 88, and the swirler 90 constitute a pilot burner 95. In the pilot burner 95, the fuel injected from the first nozzle hole 14 is mixed with the combustion air flowing from the upstream side by the swirler 90 and is given a swirling force. The cone portion 88 is configured such that the diameter (inner diameter and outer diameter) increases toward the downstream side in the axial direction. It is supplied to combustion chamber 52 through space 92 .

幾つかの実施形態では、例えば図２に示すように、パイロットノズル６は、軸方向における第１ノズル孔１４の下流側且つ第２ノズル孔１６の上流側の位置に、第３ノズル孔８２を備えていてもよい。第３ノズル孔８２は、コーン部８８の内側空間９２に設けられており、１段目のパイロット火炎の保炎用にバックステップ８３が設けられている。また、パイロットノズル６の内部には、第１燃料流路１８の外周側且つ第１空気流路２０の内周側にて軸方向に延在する第４燃料流路９４が設けられており、第３ノズル孔８２は、第４燃料流路９４から供給された燃料を軸方向に対して径方向外側に傾斜した斜め下流方向に噴射するよう構成される。これにより、スワラ９０によって混合されて流れてきた混合気を第３ノズル孔８２から噴射した流れによってコーン部８８に押し付けて、コーン部８８からの剥離を抑制することができる。これにより、１段目のパイロット火炎を安定的に形成することができる。 In some embodiments, for example, as shown in FIG. 2, the pilot nozzle 6 has a third nozzle hole 82 at a position downstream of the first nozzle hole 14 and upstream of the second nozzle hole 16 in the axial direction. may be provided. The third nozzle hole 82 is provided in the inner space 92 of the cone portion 88, and is provided with a back step 83 for holding the first-stage pilot flame. Further, inside the pilot nozzle 6, a fourth fuel flow path 94 extending in the axial direction is provided on the outer peripheral side of the first fuel flow path 18 and the inner peripheral side of the first air flow path 20. The third nozzle hole 82 is configured to inject the fuel supplied from the fourth fuel flow path 94 in an oblique downstream direction that is inclined radially outward with respect to the axial direction. As a result, the air-fuel mixture mixed by the swirler 90 and flowing is pressed against the cone portion 88 by the flow jetted from the third nozzle hole 82 , and separation from the cone portion 88 can be suppressed. As a result, the first-stage pilot flame can be stably formed.

図４は、図２に示したＢ部の模式的な拡大図である。
幾つかの実施形態では、例えば図２又は図４に示すように、パイロットノズル６は、軸方向における第３ノズル孔８２の下流側且つ第２ノズル孔１６の上流側の位置に、第４ノズル孔９６を備えていてもよい。図示する形態では、パイロットノズル６は、軸方向と交差する方向に延在して第１燃料流路１８に接続する内筒３４と、内筒３４の外周面３６と対向する内周面３８を含み空気流路２０に接続する外筒４０と、を含み、外筒４０は、径方向において内筒３４よりも外側に突出している。 FIG. 4 is a schematic enlarged view of the B section shown in FIG.
In some embodiments, for example, as shown in FIG. 2 or FIG. 4, the pilot nozzle 6 is positioned downstream of the third nozzle hole 82 and upstream of the second nozzle hole 16 in the axial direction. Apertures 96 may be provided. In the illustrated form, the pilot nozzle 6 has an inner cylinder 34 extending in a direction crossing the axial direction and connected to the first fuel flow path 18 and an inner peripheral surface 38 facing the outer peripheral surface 36 of the inner cylinder 34 . and an outer cylinder 40 connected to the air flow path 20 , and the outer cylinder 40 protrudes outward from the inner cylinder 34 in the radial direction.

かかる構成によれば、内筒３４から噴射された燃料が外筒４０を流れる燃焼用空気と混合されながら、第４ノズル孔９６から燃焼室５２に噴射されて２段目の火炎を形成する。内筒３４から噴射された燃料が外筒４０を流れる燃焼用空気と混合されることにより、第２ノズル孔１６から噴射されるガスの燃料濃度を簡素な構成で低くすることができるため、簡素な構成でＮＯｘ生成を抑制することができる。なお、図２に示した形態では、第２ノズル孔１６から噴射された予混合ガスが３段目の火炎を形成する。 According to this configuration, the fuel injected from the inner cylinder 34 is mixed with the combustion air flowing through the outer cylinder 40 and injected from the fourth nozzle hole 96 into the combustion chamber 52 to form the second stage flame. Since the fuel injected from the inner cylinder 34 is mixed with the combustion air flowing through the outer cylinder 40, the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole 16 can be lowered with a simple configuration. NOx generation can be suppressed with such a configuration. In the form shown in FIG. 2, the premixed gas injected from the second nozzle hole 16 forms the third stage flame.

図５は、図１及び図２に示したパイロットノズル６の先端部１０２の概略的な構成例を示す断面図である。
幾つかの実施形態では、例えば図５及び図６に示すように、突出部１２の内部には、第１空気流路２０の外周側に、軸方向に沿って延在するとともに冷却空気が流れる冷却流路９８が設けられる。かかる構成によれば、冷却流路９８を流れる冷却空気によって突出部１２を冷却することにより、燃焼室５２で高温ガスに晒される突出部１２の焼損を抑制することができる。 FIG. 5 is a cross-sectional view showing a schematic configuration example of the tip portion 102 of the pilot nozzle 6 shown in FIGS. 1 and 2. As shown in FIG.
In some embodiments, for example, as shown in FIGS. 5 and 6, cooling air flows inside the protruding portion 12 along the axial direction to the outer peripheral side of the first air flow path 20. Cooling channels 98 are provided. According to such a configuration, by cooling the projecting portion 12 with the cooling air flowing through the cooling passage 98 , burning damage of the projecting portion 12 exposed to high-temperature gas in the combustion chamber 52 can be suppressed.

幾つかの実施形態では、例えば図５及び図６に示すように、冷却流路９８は、第１空気流路２０における混合部２２の下流側に接続するように構成される。これにより、第１空気流路２０における混合部２２の下流側において、予混合ガスの周りに第１空気流路２０の流路壁面１００に沿って冷却空気の膜を形成することができる。したがって、パイロットノズル６の先端部１０２の焼損を抑制するとともに、第２ノズル孔１６から噴射する予混合ガスに対する逆火を抑制することができる。 In some embodiments, the cooling channel 98 is configured to connect downstream of the mixing section 22 in the first air channel 20, for example as shown in FIGS. As a result, a film of cooling air can be formed along the channel wall surface 100 of the first air channel 20 around the premixed gas on the downstream side of the mixing section 22 in the first air channel 20 . Therefore, it is possible to suppress burnout of the tip portion 102 of the pilot nozzle 6 and suppress flashback of the premixed gas injected from the second nozzle hole 16 .

なお、図５及び図６に示す形態では、第１空気流路２０は、混合部２２の下流側において軸方向に延在する直線状流路部１２０と、直線状流路部１２０の下流端に接続し、下流側に向かうにつれて径方向外側に向かうように傾斜した傾斜流路部１２２とを含み、冷却流路９８から供給された冷却空気は、傾斜流路部１２２における径方向外側の流路壁面１００に沿って膜を形成する。他の形態では、第１空気流路２０は、混合部２２の下流側において、軸方向に延在する直線状流路部のみを有していてもよいし、下流側に向かうにつれて径方向外側に向かうように傾斜した傾斜流路部のみを有していてもよい。 5 and 6, the first air flow path 20 includes a linear flow path portion 120 extending in the axial direction on the downstream side of the mixing section 22 and a downstream end of the linear flow path portion 120. and is inclined radially outward toward the downstream side, and the cooling air supplied from the cooling passage 98 flows radially outward in the inclined passage portion 122. A film is formed along the road wall surface 100 . Alternatively, the first air flow path 20 may have only a linear flow path portion extending axially on the downstream side of the mixing section 22, or may have a straight flow path portion extending radially outward toward the downstream side. You may have only the inclined flow-path part inclined so that it may face.

幾つかの実施形態では、例えば図５及び図６に示すように、パイロットノズル６の先端部１０２は、軸線Ｏに沿って延在する空洞部１０４を含む。空洞部１０４は、円柱状部１０６と、円柱状部１０６の下流端に接続するとともに軸方向下流側に向かうにつれて直径が大きくなる拡径部１０８とを含む。 In some embodiments, the tip 102 of the pilot nozzle 6 includes a cavity 104 extending along the axis O, for example as shown in FIGS. The hollow portion 104 includes a columnar portion 106 and an enlarged diameter portion 108 connected to the downstream end of the columnar portion 106 and increasing in diameter toward the downstream side in the axial direction.

幾つかの実施形態では、例えば図５に示すように、パイロットノズル６の先端部１０２は、空洞部１０４を通った冷却空気が通過可能少なくとも一枚の多孔板１１０を含む。図示する形態では、空洞部１０４を通った冷却空気は２枚の多孔板１１０を介して燃焼室５２に流出する。 In some embodiments, for example as shown in FIG. 5, the tip 102 of the pilot nozzle 6 includes at least one perforated plate 110 through which cooling air can pass through the cavity 104 . In the illustrated form, cooling air passing through cavity 104 flows through two perforated plates 110 into combustion chamber 52 .

かかる構成によれば、空洞部１０４を通った冷却空気を多孔板１１０を介して燃焼室５２に流出させることにより、パイロットノズル６の先端部１０２の浸み出し冷却を行い、パイロットノズル６の先端部１０２の焼損を抑制することができる。 According to this configuration, the cooling air that has passed through the hollow portion 104 flows out to the combustion chamber 52 through the perforated plate 110, thereby performing seepage cooling of the tip portion 102 of the pilot nozzle 6, thereby cooling the tip portion 102 of the pilot nozzle 6. Burnout of the portion 102 can be suppressed.

幾つかの実施形態では、例えば図６に示すように、パイロットノズル６の先端部１０２は、空洞部１０４を通った冷却空気が燃焼室５２に流出可能な少なくとも一枚の多孔質部材１１２を含む。図示する形態では、空洞部１０４を通った冷却空気は多孔質部材１１２を介して先端部１０２の軸方向端面に形成された開口１１４から燃焼室５２に流出する。 In some embodiments, for example, as shown in FIG. 6, the tip 102 of the pilot nozzle 6 includes at least one porous member 112 that allows cooling air passing through the cavity 104 to flow into the combustion chamber 52. . In the illustrated form, cooling air that has passed through cavity 104 flows through porous member 112 and through openings 114 formed in the axial end face of tip 102 into combustion chamber 52 .

かかる構成によれば、空洞部１０４を通った冷却空気を多孔質部材１１２を介して燃焼室５２に流出させることにより、パイロットノズル６の先端部１０２の浸み出し冷却を行行い、パイロットノズル６の先端部１０２の焼損を抑制することができる。 According to such a configuration, the cooling air that has passed through the hollow portion 104 is allowed to flow out to the combustion chamber 52 through the porous member 112 , thereby performing seepage cooling of the tip portion 102 of the pilot nozzle 6 . Burnout of the tip portion 102 of the can be suppressed.

本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。 The present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes modifications of the above-described embodiments and modes in which these modes are combined as appropriate.

例えば、図２～図４に示した実施形態では、図４に示した円筒タイプの構成により２段目の火炎を形成し、図３に示したスワラータイプの構成により３段目の火炎を構成する形態を例示した。しかしながら、例えば図７に示すように、２段目以降の火炎は何れのタイプの構成であってもよい。 For example, in the embodiments shown in FIGS. 2 to 4, the cylindrical type configuration shown in FIG. 4 forms the second stage flame, and the swirler type configuration shown in FIG. 3 forms the third stage flame. I exemplified the form to do. However, as shown for example in FIG. 7, the second and subsequent flames may have any type of configuration.

図７に示す形態では、混合部２２は、燃焼筒４の軸方向と交差する方向に延在し第１燃料流路１８に接続する内筒１１６と、内筒１１６の外周面と対向する内周面を含み第１空気流路２０に接続する外筒１１８と、を含み、外筒１１８は、燃焼筒４の径方向において内筒１１６よりも外側に突出する。内筒１１６から噴射された燃料が外筒１１８を流れる燃焼用空気と混合されながら、第２ノズル孔１６から燃焼室５２に噴射されて３段目の火炎を形成する。内筒１１６から噴射された燃料が外筒１１８を流れる燃焼用空気と混合されることにより、第２ノズル孔１６から噴射されるガスの燃料濃度を簡素な構成で低くすることができるため、簡素な構成でＮＯｘ生成を抑制することができる。 In the form shown in FIG. 7 , the mixing section 22 includes an inner cylinder 116 extending in a direction intersecting the axial direction of the combustion cylinder 4 and connected to the first fuel flow path 18 , and an inner cylinder 116 facing the outer peripheral surface of the inner cylinder 116 . an outer cylinder 118 including a peripheral surface and connected to the first air flow path 20 , the outer cylinder 118 protruding outside the inner cylinder 116 in the radial direction of the combustion cylinder 4 . The fuel injected from the inner cylinder 116 is mixed with the combustion air flowing through the outer cylinder 118 and injected from the second nozzle hole 16 into the combustion chamber 52 to form a third stage flame. Since the fuel injected from the inner cylinder 116 is mixed with the combustion air flowing through the outer cylinder 118, the fuel concentration of the gas injected from the second nozzle hole 16 can be lowered with a simple configuration. NOx generation can be suppressed with such a configuration.

また、図１～図７に示した幾つかの実施形態では、突出部１２の先端部１０２が予混合ガスのみを噴射する形態を例示したが、突出部１２の先端部１０２は、例えば図８に示すように、拡散燃焼用の燃料流路１２４から拡散燃焼用の燃料を噴射するように構成されていてもよい。 Further, in some embodiments shown in FIGS. 1 to 7, the tip portion 102 of the protrusion 12 injects only the premixed gas, but the tip portion 102 of the protrusion 12 is, for example, shown in FIG. , the fuel for diffusion combustion may be injected from the fuel flow path 124 for diffusion combustion.

２ガスタービン用燃焼器
４燃焼筒
６パイロットノズル
８メインノズル
１０先端
１２突出部
１４第１ノズル孔
１６第２ノズル孔
１８第１燃料流路
１９第２燃料流路
２０第１空気流路
２２混合部
２３キャビティ
２４旋回翼
２６翼面
２８噴射孔
３０流路壁
３２貫通孔
３４内筒
３６外周面
３８内周面
４０外筒
４２バーナ筒
４４中間流路形成部
４６外側リング
４８内側リング
５０第２空気流路
５２燃焼室
５３スワラ
５４中間流路
５６メインバーナ
５７出口端
５８出口端
６０内筒
６２外筒
６４燃焼器車室
６６外パンチ
６８トップハットノズル
７０第３空気流路
７２第４空気流路
７４正圧面
７６負圧面
７８外周面
８０出口基板
８２第３ノズル孔
８４第３燃料流路
８６バーナ筒
８８コーン部
９０スワラ
９２内側空間
９４第４燃料流路
９５パイロットバーナ
９６第４ノズル孔
９８冷却流路
１００流路壁面
１０２先端部
１０４空洞部
１０６円柱状部
１０８拡径部
１１０多孔板
１１２多孔質部材
１１４開口
１１６内筒
１１８外筒
１２０直線状流路部
１２２傾斜流路部 2 Gas Turbine Combustor 4 Combustion Cylinder 6 Pilot Nozzle 8 Main Nozzle 10 Tip 12 Projection 14 First Nozzle Hole 16 Second Nozzle Hole 18 First Fuel Channel 19 Second Fuel Channel 20 First Air Channel 22 Mixing Part 23 Cavity 24 Swirl vane 26 Blade surface 28 Injection hole 30 Channel wall 32 Through hole 34 Inner cylinder 36 Outer peripheral surface 38 Inner peripheral surface 40 Outer cylinder 42 Burner cylinder 44 Intermediate channel forming part 46 Outer ring 48 Inner ring 50 Second Air flow path 52 Combustion chamber 53 Swirler 54 Intermediate flow path 56 Main burner 57 Outlet end 58 Outlet end 60 Inner cylinder 62 Outer cylinder 64 Combustor casing 66 Outer punch 68 Top hat nozzle 70 Third air flow channel 72 Fourth air flow Path 74 Positive pressure surface 76 Negative pressure surface 78 Outer peripheral surface 80 Outlet base plate 82 Third nozzle hole 84 Third fuel channel 86 Burner cylinder 88 Cone part 90 Swirler 92 Inside space 94 Fourth fuel channel 95 Pilot burner 96 Fourth nozzle hole 98 Cooling channel 100 Channel wall surface 102 Tip part 104 Cavity part 106 Cylindrical part 108 Expanded diameter part 110 Perforated plate 112 Porous member 114 Opening 116 Inner cylinder 118 Outer cylinder 120 Linear channel part 122 Inclined channel part

Claims

a combustion canister;
a first nozzle including therein a first fuel passage for supplying fuel and extending on the axis of the combustion can;
a second nozzle extending along the first nozzle and including a second fuel flow path therein for supplying fuel;
with
the first nozzle includes a protruding portion that protrudes downstream from the tip of the second nozzle in the axial direction of the combustion cylinder;
The first nozzle is
a first nozzle hole;
a second nozzle hole provided in the projecting portion downstream of the first nozzle hole in the axial direction;
including
The first nozzle mixes a first air flow path for supplying combustion air, and fuel supplied from the first fuel flow path and combustion air supplied from the first air flow path. and a mixing section for, configured to inject the premixed gas generated in the mixing section from the second nozzle hole,
the mixing section includes a plurality of swirl vanes arranged facing the first air flow path,
the protrusion includes therein a cooling channel for supplying cooling air;
the cooling channel extends along the axial direction on the outer peripheral side of the first air channel;
The outlet of the cooling channel is positioned between the plurality of swirl vanes and the second nozzle hole in the flow direction of the combustion air in the first air channel. A combustor for a gas turbine, formed in

The first air flow path includes, on the downstream side of the plurality of swirl vanes, an inclined flow path portion that is inclined radially outwardly of the combustion tube toward the downstream side, and supplies air from the cooling flow path. 2. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the cooled air forms a film along the radially outer flow path wall surface in the inclined flow path section .

3. The gas turbine combustor according to claim 1 , wherein a blade surface of said swirl vane is formed with an injection hole for injecting fuel supplied from said first fuel passage.

A through hole is formed in a channel wall that partitions the first air channel and the first fuel channel at a position between two adjacent swirl vanes of the plurality of swirl vanes. Item 4. The gas turbine combustor according to any one of Items 1 to 3 .

a combustion canister;
a first nozzle including therein a first fuel passage for supplying fuel and extending on the axis of the combustion can;
a second nozzle extending along the first nozzle and including a second fuel flow path therein for supplying fuel;
with
the first nozzle includes a protruding portion that protrudes downstream from the tip of the second nozzle in the axial direction of the combustion cylinder;
The first nozzle is
a first nozzle hole;
a second nozzle hole provided in the projecting portion downstream of the first nozzle hole in the axial direction;
including
The first nozzle mixes a first air flow path for supplying combustion air, and fuel supplied from the first fuel flow path and combustion air supplied from the first air flow path. and a mixing section for, configured to inject the premixed gas generated in the mixing section from the second nozzle hole,
The first air flow path is provided on the outer peripheral side of the first fuel flow path,
The mixing section is
an inner cylinder extending in a direction crossing the axial direction of the combustion cylinder and connected to the first fuel flow path;
an outer cylinder including an inner peripheral surface facing the outer peripheral surface of the inner cylinder and connected to the first air flow path;
including
A combustor for a gas turbine, wherein the outer cylinder protrudes further outward than the inner cylinder in a radial direction of the combustion cylinder.

the protrusion includes therein a cooling channel for supplying cooling air;
6. The gas turbine combustor according to claim 5 , wherein said cooling channel extends along said axial direction on the outer peripheral side of said first air channel.

7. The gas turbine combustor according to claim 6, wherein said cooling flow path is connected downstream of said mixing section in said first air flow path.

The combustor for a gas turbine according to any one of claims 1 to 7, wherein said first nozzle hole is provided in said projecting portion.

a combustion canister;
a first nozzle including therein a first fuel passage for supplying fuel and extending on the axis of the combustion can;
a second nozzle extending along the first nozzle and including a second fuel flow path therein for supplying fuel;
with
the first nozzle includes a protruding portion that protrudes downstream from the tip of the second nozzle in the axial direction of the combustion cylinder;
The first nozzle is
a first nozzle hole;
a second nozzle hole provided in the projecting portion downstream of the first nozzle hole in the axial direction;
including
The first nozzle hole is provided in the protrusion,
Further comprising an outlet substrate extending along the radial direction of the combustion cylinder from the outer peripheral surface of the first nozzle at a position between the tip of the second nozzle and the first nozzle hole in the axial direction , Combustor for gas turbine.

a combustion canister;
a first nozzle including therein a first fuel passage for supplying fuel and extending on the axis of the combustion can;
a second nozzle extending along the first nozzle and including a second fuel flow path therein for supplying fuel;
with
the first nozzle includes a protruding portion that protrudes downstream from the tip of the second nozzle in the axial direction of the combustion cylinder;
The first nozzle is
a first nozzle hole;
a second nozzle hole provided in the projecting portion downstream of the first nozzle hole in the axial direction;
including
Further comprising a cylindrical burner tube provided around the first nozzle, a cone portion connected to the downstream end of the burner tube, and a swirler provided inside the burner tube,
The cone portion is configured such that its diameter increases toward the downstream side in the axial direction,
The first nozzle has a third nozzle hole configured to inject fuel into the inner space of the cone portion at a position between the first nozzle hole and the second nozzle hole in the axial direction,
The combustor for a gas turbine, wherein the third nozzle hole is configured to inject fuel in an oblique downstream direction inclined with respect to the axial direction.

a combustion canister;
a first nozzle including therein a first fuel passage for supplying fuel and extending on the axis of the combustion can;
a second nozzle extending along the first nozzle and including a second fuel flow path therein for supplying fuel;
a burner cylinder accommodating the second nozzle;
A ring member provided so as to surround the outer peripheral side surface of the first nozzle, which is connected to the downstream end of the burner cylinder and has a flow path through which combustion air and fuel supplied from the second nozzle pass. an inner ring member formed on the outer peripheral side;
with
the first nozzle includes a projecting portion projecting downstream from the tip of the second nozzle and downstream from the downstream end of the inner ring member in the axial direction of the combustion cylinder;
The first nozzle is
a first nozzle hole;
a second nozzle hole provided in the projecting portion downstream of the first nozzle hole in the axial direction and downstream of the downstream end of the inner ring member ;
A combustor for a gas turbine, comprising:

12. The gas turbine combustor according to claim 11, wherein said first nozzle hole is provided downstream of a downstream end of said inner ring member in said axial direction.