JPH06323543A - ガスタービン及び燃料の燃焼方法 - Google Patents

ガスタービン及び燃料の燃焼方法

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JPH06323543A
JPH06323543A JP6101841A JP10184194A JPH06323543A JP H06323543 A JPH06323543 A JP H06323543A JP 6101841 A JP6101841 A JP 6101841A JP 10184194 A JP10184194 A JP 10184194A JP H06323543 A JPH06323543 A JP H06323543A
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gas turbine
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annular
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Anthony Mcwhirter
マクワーター アンソニー
Eugenio Colautti
コラッティ ユージーニオ
David J Amos
ジョセフ アモス デビッド
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Original Assignee
Westinghouse Electric Corp
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 ＮＯｘの生成量を減少させるよう燃料と空気
の超希薄混合気による安定した燃焼を行うことができる
燃焼器を提供する。 【構成】 燃焼器（6 ）は、バリヤプレート（57）によ
り互いに分離された予混合領域（10）と燃焼領域（12）
を有する。燃料と空気から成る希薄混合気を導入する複
数の同心状に配置された環状通路（23〜26）が予混合領
域内に設けられる。各環状通路は、複数のスワーラ（5
9）が円周方向に配置された排出端を有し、スワーラは
環状通路を通って流れる燃料／空気混合気が燃焼領域内
へ入るようにし、スワーラは保炎器として働く。ドーナ
ツ形燃料マニホルド（70〜73）を環状通路の各々の上流
側に設けることにより、各環状通路内の燃料空気比（燃
空比）を個々に調節できる。燃焼器の点火温度を上げる
には、燃料を各環状通路に順次供給するが、まず最初に
燃料を最も内側の通路に供給する。パイロット燃料組立
体が環状通路に対し中央に配置されており、このパイロ
ット燃料組立体はスワールベーン（44）及び点火装置
（40）を有する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、燃料を圧縮空気内で燃
焼させる燃焼器（燃焼装置ともいう）に関する。より詳
細には、本発明は、燃焼によるＮＯｘの生成量を著しく
減少させるガスタービン用燃焼器及び燃料燃焼方法に関
する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンでは、一又二以上の燃焼器
内で燃料を圧縮機により得られた圧縮空気中で燃焼させ
る。伝統的に、かかる燃焼器は、燃料と空気のほぼ理論
混合気を生じさせ、これを拡散燃焼方式で燃焼させる主
燃焼領域を備えていた。主燃焼領域の下流側で、空気を
更に燃焼器内へ導入した。全体的な燃料空気比（燃空
比）は理論比よりもかなり小さいが、始動時における燃
料／空気混合気の着火は容易であり、主燃焼領域内での
燃料／空気混合気が局所的に濃厚なので着火温度の広範
囲にわたり良好な火炎安定性が得られた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】残念ながら、かかるほ
ぼ理論燃料／空気混合気を用いると、結果的に、主燃焼
領域中の温度が非常に高くなっていた。このように温度
が高いために、大気汚染物と考えられる窒素の酸化物
（ＮＯｘ）の生成が促進された。希薄燃料空気比での燃
焼によりＮＯｘ生成量が減少することは知られている
が、かかる希薄混合気は着火が困難であり、火炎安定性
が良くない。
【０００４】したがって、始動時における信頼性のある
着火を可能にするだけでなく、ＮＯｘの生成量を減少さ
せるよう燃料と空気から成る希薄混合気による安定した
燃焼を可能にする燃焼器を提供することが望ましい。
【０００５】したがって、本発明の一般的な目的は、始
動時における信頼性のある着火を可能にするだけでな
く、ＮＯｘの生成量を減少させるよう燃料と空気から成
る希薄混合気による安定した燃焼を可能にする燃焼器及
び燃料燃焼方法を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】簡単に述べると、本発明
の上記目的及び他の目的は、空気を圧縮する圧縮機、圧
縮空気中で燃料を燃焼させることにより高温ガスを生じ
させる燃焼器、及び燃焼器で生じた高温ガスを膨張させ
るタービンとから成るガスタービンにおいて達成され
る。燃焼器は、(1) 各々、入口端及び排出端を備えた複
数の同心状に配置された環状通路、(2) 環状通路内に燃
料を導入する各環状通路のための第１の燃料排出ポー
ト、及び(3) 燃料排出ポート経由による環状通路の各々
の中への燃料の導入を別々に制御する手段を有する。一
実施例では、燃焼器はそのほかに、各環状通路に対応し
て複数のスワーラ又は旋回翼を有し、かかるスワーラ
は、それぞれの環状通路の周りに円周方向に分布したア
レイを形成する。この実施例では、燃料排出ポート経由
による環状通路の各々の中への燃料の導入を別々に制御
する前記手段は環状通路の各々のためのほぼドーナツ形
のマニホルドを含み、度ーナッツ形マニホルドの各々
は、その対応の環状通路の上流側に配置されている。ま
た、本発明は、ガスタービンにおいて、燃料を圧縮空気
内で燃焼させる方法であって、(1) 燃料空気比が重量を
基準として少なくとも０．０４の燃料と空気の混合気か
ら成る第１の流れを、燃焼領域の中央部分内に導入し、
(2) 前記第１の流れを着火させて前記燃焼領域内に中央
パイロット火炎を生じさせ、(3) 燃料と空気の混合気か
ら成る第２の流れを、パイロット火炎発生後に、前記中
央部分の周りの前記燃焼領域の第１の部分に導入し、そ
れにより前記パイロット火炎の周りに第２の火炎を生じ
させ、前記第２の流れの燃料空気比は重量を基準として
０．０３５未満であり、さらに、(4) 燃料と空気の混合
気からから成る第３の流れを、前記第の火炎発生後に、
前記第１の部分の周りの前記燃焼領域の第２の部分に導
入し、それにより前記第２の火炎の周りに第３の火炎を
生じさせ、前記第３の流れの燃料空気比は重量を基準と
して０．０３５未満であることを特徴とする燃焼方法を
提供する。
【０００７】
【実施例】図面を参照すると、図１にはガスタービン１
が示されている。従前通り、ガスタービンは周囲空気２
を引き込む圧縮機３を有する。圧縮機３は圧縮空気４を
燃焼器６に送り、燃焼器６内での燃料５の燃焼により高
温ガス７が生じる。高温ガス７はタービン８内で膨脹
し、次に排ガス９として排出される。
【０００８】本発明は、ガスタービン１の燃焼器６、具
体的には、発生するＮＯｘが非常に低レベルになるよう
（例えば、ガスタービンがその基底負荷点火温度で作動
している時、水又は蒸気の注入を行わない状態で約９ｐ
ｐｍｖ以下）設計された燃焼器に関する。図２及び図３
に示すように、本発明の燃焼器は、空気及び燃料が混合
される予混合領域１０と、予混合領域の下流側に位置し
た燃焼領域１２とを含む。前端部にフランジ１３を備え
たハウジング２７が、燃焼器６の予混合領域１０を包囲
している。３つの大きな窓形開口部３０がハウジング２
７の周りに等間隔で配置されている。ダクト２８がハウ
ジング２７の前端部に取り付けられ、燃焼領域１２を包
囲している。冷却通路３１がダクト２１の周りに形成さ
れていて、フィルム冷却空気を導入できるようになって
いる。燃焼器６で生じた高温ガスをタービン８に送り出
すための出口５６がダクト２８の後端部に形成されてい
る。
【０００９】図４に示すように、ハウジング２７の前フ
ランジ１３はネジ１５によりプレート１４に取り付けら
れ、ガスタービン１の燃焼領域内への燃焼器６の取り付
けを容易にしている。また、図４に示すように、５つの
円筒形ライナ１８〜２２が、燃焼器６の予混合領域１０
内に同心状に配置されていて、４つの環状通路２３〜２
６を形成しており、隣り合う各ライナ対の間に環状通路
が一つずつ形成されている。環状通路の各々は、入口端
３４及び排出端３５を有する。支持ストラット３２が、
各環状通路の入口端３４に隣接して配置されていて、構
造体を補剛している。バリヤプレート５７が環状通路の
排出端３５に隣接してライナ１８〜２２の前端部に取り
付けらていて、燃焼器の予混合領域１０と燃焼領域１２
を互いに分離している。
【００１０】図５に最も良く示すように、複数のバッフ
ル３３がライナ１８〜２２から半径方向内方且つ外方へ
延びて環状通路２３〜２６内に延びており、これら環状
通路の周りにバッフルが円周方向に分布して配置されて
いる。図６で最も良く分かるように、複数のスワーラ又
は旋回翼５９がバリヤプレート５７内に配置されてい
て、排出端３５に隣接して環状通路２３〜２６の各々の
周りに円周方向に分布して配置されている。典型的なス
ワーラ５９が図９及び図１０に示されており、この典型
的なスワーラ５９は外側リングを備えており、この外側
リングから複数の翼又はベーン５３が延びている。スワ
ーラ翼５３はスワーラ５９を通って流れる燃料及び空気
に回転を与えるようになっている。そのように回転を与
える際、スワーラ翼５３は燃料と空気の混合を促進して
フレームを定着させるのに役立つ再循環状態を生じさせ
ている。中央に位置する通路５２がスワーラ５９の内部
に形成されており、この通路５２により、流体はスワー
ラ翼５３を通過することなくバリヤプレート５７を通っ
て流れることができる。通路５２の幾つかを開き、他を
塞いだままにすることにより、各スワーラ５９を通る空
気の流量を調節して安定性を向上させることができる。
【００１１】図１１に示すように、本発明の好ましい実
施例では、各スワーラ翼は金属製コア５４で構成されて
おり、金属製コアは、触媒材料５５、例えばパラジウム
とプラチナから成る組成物で被覆されており、この触媒
材料により、低温での燃焼を促進し、それゆえＮＯｘの
生成量を減少させる。適当な触媒被覆剤はコネチカット
州ニューヘブン所在のプリシジョン・コンバッション・
インコーポレイテッドを通じて入手できる。
【００１２】図４に示すように、燃料組立体が燃焼器６
内に配置されている。燃料組立体は４つの同心状のドー
ナツ形マニホルド７０〜７３で構成されている。各燃料
マニホルド７０〜７３は環状通路２３〜２６のうちの一
つの入口端３４のすぐ上流側に配置されている。複数の
後方に向いた燃料排出ポート４７（そのうちの一つが図
１２に示されている）がマニホルド７０〜７３の各々の
周囲の周りに分布して配置されている。本発明の好まし
い実施例では、排出ポート４７は互いに約２ｃｍ（０．
７５インチ）間隔で配置されていて、燃料５が環状通路
２３〜２６の周囲の周りに均等に分配されるようになっ
ている。加うるに、燃料排出ポート４７は各々、図１２
に示すように、約１８°の角度Ａに差し向けられてい
て、各燃料排出ポートは図４に示すように、燃料５を或
る角度をなして環状通路２０〜２６の各々の半径方向外
側領域中へ差し向け、それにより混合を促進するように
なっている。
【００１３】図４に示すように、４つの軸方向に延びる
燃料供給管７４〜７７のうちの１本は、４つの燃料マニ
ホルド７０〜７３の各々につながり、従って各マニホル
ドには燃料５が別個の燃料供給管により供給されるよう
になっている。流量調節弁７８が各燃料供給管７４〜７
７内に取り付けられている。その目的は、各燃料供給管
への燃料供給源（図示せず）からの燃料５の流量を調節
することにある。かくして、本発明によれば、各環状通
路２３〜２６への燃料の供給は別個に調節できる。好ま
しい実施例では、燃料は気体燃料、例えば天然ガスであ
る。
【００１４】図４に示すように、燃焼器６は又、プレー
ト１７を貫通するネジ１６によりプレート１４に取り付
けられたパイロット燃料組立体を備えている。パイロッ
ト燃料組立体は、パイロット燃料５′をパイロット燃料
管４２に供給する燃料パイプ３７を有する。図７に最も
良く示すように、パイロット燃料管４２は、最も内側の
ライナ１８内に配置されると共にこの中にバネクリップ
５８により心出しされたパイロット燃料／空気スワーラ
４３（図４に示す）に送り出す。図７に示すように、パ
イロット燃料／空気スワーラ４３は、内側リング６１、
外側リング６２、及びこれらリングの間に延びる複数の
スワラー翼４４で構成されている。スワーラ翼４４はパ
イロット４３を通って流れる空気と燃料に回転を与える
ようになっており、それにより良好な火炎安定性を確保
している。従来型のスパーク・ギャップ形式のものであ
るのが良い点火装置又は着火装置４０が、内側リング６
１内に配置されていて、その先端はパイロット４３をち
ょうど越えて延びるようになっている。パイロット燃料
管４２を貫通する電気導管３９が動力を点火装置４０に
供給する。
【００１５】燃焼器６へ供給された燃料の全てが、燃料
５を環状通路２３〜２６及びパイロット燃料管４２に供
給する燃料マニホルド７０〜７３を通って流れるわけで
はない。また、図４に示す燃料パイプ３８は補助パイロ
ット燃料と称する燃料５″を供給する。燃料パイプ３８
は、補助パイロット燃料５″を、パイロット燃料管４２
の一部を包囲する導管４１に送り出す。導管４１から、
補助パイロット燃料５″は、最も内側のライナ１８とパ
イロット燃料管４２との間に形成された環状通路４９に
差し向けられる。
【００１６】燃焼器６の作動原理を以下に説明する。燃
焼器一つだけについて作動を説明するが、ガスタービン
１は多くのかかる燃焼器６を備えていることは理解され
るべきである。起動の際、圧縮機３は始動モータ（図示
せず）により点火速度、典型的には設計速度の約１８％
〜約２０％まで高速回転される。圧縮機のロータ（図示
せず）の増速につれ、圧縮機３からの圧縮空気４は図４
に示すように３つの大きな窓形開口部３０を通って燃焼
器６内に流入する。燃焼器６への流入後、空気は４つの
流れ４′に分割され、一つの流れは４つの環状通路４９
及び２３〜２６の各々を通って流れる。
【００１７】点火速度に達すると、パイロット燃料５′
を燃料パイプ３７及びパイロット燃料管４２を経由して
導入する。図７に示すように、パイロットスワ−ラ４３
内では、パイロット燃料５′は環状通路４９を通って流
れる空気４′と十分な量混合し、燃料と空気の適度の混
合気、即ち、局所的な燃料空気比（又は、燃空比）が重
量を基準として少なくとも約０．０４の混合気を得て点
火を行わせる。動力の供給により燃焼を行い、その後、
パイロット燃料５′を点火装置４０に導入する。
【００１８】パイロットスワーラ４３内で行われる混
合、パイロットスワーラを通って流れる燃料と空気の混
合気６７の上記の局所燃料／空気比、及びスワーラ翼４
４の火炎定着効果の結果として、図１３に示すように非
常に安定したパイロット火炎６４がパイロットスワーラ
４３のすぐ下流側の燃焼領域１２の中央部分中に得られ
る。かかる燃焼（燃料と空気が火炎の前部のすぐ上流側
で燃料が濃いめの割合で混合される）は、一般に「拡
散」タイプの燃焼と称されている。
【００１９】残念なことに、パイロット火炎６４と関連
した拡散燃焼により、結果的にガス温度が局所的に高く
なり、従ってＮＯｘの生成量が多くなる。かくして、本
発明によれば、ガスタービン速度が点火速度を越えて大
きくなると、それ以上の燃料の燃焼が、燃料が濃いめの
拡散燃焼方式ではなくて、超希薄予混合タイプの燃焼方
式で生じる。当該技術分野で周知のように、希薄燃焼に
より、燃焼領域内の局部的ガス温度が最小限に抑えら
れ、従って、ＮＯｘの生成が最小限に抑えられる。本明
細書で用いる希薄燃料／空気混合気という用語は、空気
に対する燃料の比、即ち、燃料空気比が重量を基準とし
て約０．０３５よりも小さい混合気をいう。
【００２０】本発明によれば、かかる超希薄予混合燃焼
は、燃料５を希薄空気／空気混合気を燃料マニホルド７
０〜７３を介してパイロット燃料管４２の周りの環状通
路２３〜２６内に導入することにより得られる。燃料５
が環状通路２３〜２６を通って流れているとき、通路の
長さ及び乱流を引き起こすバッフル３３の存在により、
燃料と空気の高い混合の度合が促進される。かかる混合
により、その結果得られた燃料と空気の流れ６６（図４
及び図１３に示す）は全体にわたり希薄燃料／空気比を
呈している。その結果、ＮＯｘの生成を促進する局所的
な燃料濃厚域がない。環状通路２３〜２６を通って流れ
た後、燃料／空気混合気６６はスワーラ５９を経て予混
合領域１０から出て燃焼領域１２に流入する。燃焼領域
１２内では、希薄燃料／空気混合気６６はパイロット火
炎６４によって着火され、それにより、パイロット火炎
６４を包囲した状態で燃焼領域１２内にさらに別の同心
状の火炎前面８０〜８３を生じさせる。
【００２１】好ましい実施例では、燃料５は環状通路２
３〜２６内に順次供給される。かくして、タービン８に
加わる負荷が増大すると高温ガス７のより高い温度が必
要となるので、パイロット燃料管４２により得られる燃
料５′の外に追加の燃料５が当初において、その環状通
路のすぐ上流側で燃料マニホルド７０を経て内側の環状
通路２３にのみ供給される。環状通路２３を通って流れ
る燃料／空気混合気を点火させて、パイロット火炎６４
を包囲する燃焼領域の一部内に環状の火炎８０を生じさ
せた後、点火温度を一段と高くするため、燃料マニホル
ド７０により環状通路２３に供給される燃料を増加させ
るが、その環状通路内の燃空比が重量を基準として約
０．０３５に達するまでにする。
【００２２】しかる後、燃料を燃料マニホルド７１経由
で環状通路２４に供給することにより負荷を更に大きく
し、それにより第１の環状の火炎８０の周りに第２の環
状の火炎８０を生じさせる。追加の燃料をその燃空比が
重量を基準として０．０３５に達するまで環状通路２４
に供給する。さらにそれ以上負荷を増大させるには、燃
料を同様な方法で燃料マニホルド７２を経て環状通路２
５に供給し、最後にその燃料マニホルド７３を経て最も
外側の環状通路２６に供給する。その結果、燃焼器６の
点火温度が濃燃料／空気比の流れを生ずることなく増加
すると、火炎が燃焼領域１２内で半径方向外方へ延びる
ことになる。このようにすると、超希薄燃料／空気混合
気６６、従って、ＮＯｘの低生成量を作動範囲全体に亘
って維持できる。
【００２３】それ以上の改良策として、本発明によれ
ば、環状通路２３〜２６の各々を通って流れる稀薄燃料
／空気混合気６６に関して燃焼を達成した後、補助パイ
ロット燃料５″を燃料導管４１経由で最も内側の環状通
路４９に供給するのが良い。この場合もまた、通路４９
の長さにより、燃料と空気の良好な混合が促進され、図
４に示す稀薄燃料／空気混合気６８が得られる。次に、
パイロット燃料５′及びその関連の拡散燃焼（これは上
述のように、これはＮＯｘ発生の主要源である）を省く
ことができ、補助パイロット燃料５″の稀薄予混合燃焼
はパイロット火炎６４を維持するのに利用できる。
【００２４】典型的には、パイロット燃料／空気混合気
６７を除き、本発明の燃焼器６が動作する際の稀薄燃料
／空気比における燃焼の火炎安定性は不良であり、それ
により吹き消え（blow-out）の恐れが生じる。しかしな
がら本発明によれば、燃焼領域の中央にパイロット火炎
６４を用い、そして火炎６５を定着させるのに役立つ各
環状通路２３〜２６の排出部においてスワーラ５９（そ
のうち幾つかのコア５２は施栓される）を用いることに
より、良好な火炎安定性が達成される。
【００２５】図１４は、本発明のもう１つの実施例であ
るパイロットスワーラ４３′を示しており、かかる実施
例では、スパークタイプの点火装置４０に代えて、燃料
を点火させるのに十分な温度まで電気抵抗により加熱さ
れる要素６３で構成された点火装置が用いられている。
図１４に示すように、この実施例では、外側リング６２
の内面及び加熱要素６３の外面は、触媒材料、例えば先
にスワーラ翼５３に関連して説明したもので被覆されて
いる。
【００２６】本発明をガス燃料に関連して説明したが、
本発明は他の燃料を用いても実施できる。また、本発明
をガスタービンの燃焼器に関連して説明したが、本発明
は低ＮＯｘが望まれる他の型式の機械で用いられる燃焼
器に関しても実施できる。
【００２７】
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による燃焼器を用いるガスタービンの略
図である。
【図２】本発明の燃焼器の縦断面図である。
【図３】図２に示す燃焼器の前側部分の等角図である。
【図４】図２に示す燃焼器の前側部分の縦断面図であ
り、燃料配管及び点火装置を取り付けた状態で示す図で
ある。
【図５】図２のＶ−Ｖ線における横断面図である。
【図６】図２に示すＶＩ−ＶＩ線における断面図であ
る。
【図７】図４に示す燃焼器のパイロット区分の拡大図で
ある。
【図８】図７に示すＶＩＩＩ−ＶＩＩＩ線における図で
ある。
【図９】図２に示すスワーラのうちの１つの正面図であ
る。
【図１０】図９に示すＸ−Ｘ線における横断面図であ
る。
【図１１】図１０に示すＸＩ−ＸＩ線における横断面図
である。
【図１２】図４に示す燃料導管の横断面図である。
【図１３】作動中の本発明の燃焼器の長さ方向横断面部
分略図である。
【図１４】本発明による燃焼器のパイロット部分の変形
例の縦断面図である。
【符号の説明】
１ ガスタービン ２ 周囲空気 ３ 圧縮機 ４ 圧縮空気 ５ 燃料 ６ 燃焼器 ７ 高温ガス ８ タービン ９ 排ガス １０ 予混合領域 １２ 燃焼領域 １４ プレート １８ 円筒形ライナ ２３ 環状通路 ２７ ハウジング ２８ ダクト ３０ 開口部 ３８ 燃料パイプ ４０ 点火装置 ４３ パイロット燃料／空気スワーラ ４４，５３ スワーラ翼 ５９ スワーラ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ユージーニオ コラッティ カナダ国 オンタリオ ミシッソーガ シ リバークリークブールバード ナンバート ゥエンティワン 600 (72)発明者 デビッド ジョセフ アモス アメリカ合衆国 フロリダ州 オーランド シドンストリート 8518

Claims (13)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンであって、空気を圧縮する
    圧縮機と、燃料を前記圧縮空気内で燃焼させることによ
    り高温ガスを生じさせる燃焼器と、該燃焼器で生じた高
    温ガスを膨張させるタービンとから成り、前記燃焼器
    は、各々、入口端及び排出端を備えていて、共通軸線の
    周りに同心状に配置された複数の環状通路と、前記環状
    通路の各々のためのほぼドーナツ形のマニホルドとを有
    し、該ドーナツ形マニホルドの各々は、その対応の環状
    通路の前記入口端のすぐ上流側に設けられ、燃料を該環
    状通路内へ、前記共通軸線に対し鋭角をなして導入する
    手段を有しており、前記燃焼器は更に、ドーナツ形マニ
    ホルド経路による各環状通路内への燃料の導入を別々に
    制御する手段を有することを特徴とするガスタービン。
  2. 【請求項２】 鋭角で燃料を導入する前記手段は、前記
    ドーナツ形マニホルドの各々に形成されていて、その周
    りに円周方向に分布した複数の燃料排出ポートであるこ
    とを特徴とする請求項１のガスタービン。
  3. 【請求項３】 前記環状通路は各々、該環状通路を通っ
    て流れる流体に乱流を導入する手段を有することを特徴
    とする請求項１のガスタービン。
  4. 【請求項４】 前記乱流導入手段は、前記環状通路の各
    々の内部に配置され、その周りに円周方向に延びるバッ
    フルの第１及び第２の列を含み、前記第１のバッフル列
    は各々、前記第２のバッフル列から軸方向に間隔を置
    き、前記第１のバッフル列中の前記バッフルの少なくと
    も一部は半径方向内方に延び、前記第２のバッフル列中
    の前記バッフルの少なくとも一部は半径方向外方に延び
    ることを特徴とする請求項３のガスタービン。
  5. 【請求項５】 前記燃焼器は前記環状通路の各々のため
    のスワーラを更に有することを特徴とする請求項１のガ
    スタービン。
  6. 【請求項６】 前記燃焼器は前記環状通路の各々のため
    の複数のスワーラを有し、該スワーラの各々は、その周
    りに円周方向に分布した複数の翼を有し、前記スワーラ
    は、前記環状通路の各々の周りでその排出端の近傍で円
    周方向に分布したスワーラのアレイを形成することを特
    徴とする請求項１のガスタービン。
  7. 【請求項７】 スワーラ翼は各々、触媒材料で被覆され
    ていることを特徴とする請求項６のガスタービン。
  8. 【請求項８】 環状通路の前記排出端の下流側に位置し
    たプレートを更に有し、前記スワーラは各々、前記プレ
    ート内に設けられていることを特徴とする請求項６のガ
    スタービン。
  9. 【請求項９】 前記燃焼器は、環状通路と同心状に設け
    られた状態でこれによって包囲され、排出ポートを備え
    た燃料供給パイプと、前記燃料供給パイプの排出ポート
    の下流側に設けられたスワーラと、燃料と空気の混合気
    を着火させる手段とを更に有し、前記着火手段の少くと
    も一部は前記スワーラ内に位置していることを特徴とす
    る請求項１のガスタービン。
  10. 【請求項１０】 前記着火手段は電気抵抗により加熱さ
    れる要素を含むことを特徴とする請求項９のガスタービ
    ン。
  11. 【請求項１１】 前記加熱される要素は触媒材料で被覆
    されていることを特徴とする請求項１０のガスタービ
    ン。
  12. 【請求項１２】 前記燃焼器の少くとも一部は触媒材料
    で形成されていることを特徴とする請求項１のガスター
    ビン。
  13. 【請求項１３】 ガスタービンにおいて、燃料を圧縮空
    気内で燃焼させる方法であって、燃料空気比が重量を基
    準として少なくとも０．０４の燃料と空気の混合気から
    成る第１の流れを、燃焼領域の中央部分内に導入し、前
    記第１の流れを着火させて前記燃焼領域内に中央パイロ
    ット火炎を生じさせ、燃料と空気の混合気から成る第２
    の流れを、パイロット火炎発生後に、前記中央部分の周
    りの前記燃焼領域の第１の部分に導入し、それにより前
    記パイロット火炎の周りに第２の火炎を生じさせ、前記
    第２の流れの燃料空気比は重量を基準として０．０３５
    未満であり、さらに、燃料と空気の混合気からから成る
    第３の流れを、前記第の火炎発生後に、前記第１の部分
    の周りの前記燃焼領域の第２の部分に導入し、それによ
    り前記第２の火炎の周りに第３の火炎を生じさせ、前記
    第３の流れの燃料空気比は重量を基準として０．０３５
    未満であることを特徴とする燃焼方法。
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