KR20130066691A - 노즐 및 가스 터빈 연소기, 가스 터빈 - Google Patents

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Abstract

파일럿 노즐 및 가스 터빈 연소기, 가스 터빈에 있어서, 연료 통로(72)를 갖는 노즐 본체(71)와, 노즐 본체(71)의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로(78)를 형성하는 동시에 노즐 본체(71)의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링(75)과, 커버링(75)의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 연료 통로(72)와 연통되는 연료 분사 노즐(81)을 갖는 동시에 내측 공기 통로(78)로부터의 분사 공기의 외측에 연료를 분사 가능한 복수의 노즐 팁(80)과, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 분사되는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 설치함으로써, 파일럿 콘 내부의 냉각 공기량이나 속도 분포를 컨트롤함으로써 안정된 연소를 가능하게 한다.

Description

노즐 및 가스 터빈 연소기, 가스 터빈{NOZZLE, GAS TURBINE COMBUSTOR AND GAS TURBINE}
본 발명은, 확산 연소를 행하기 위한 노즐, 이 노즐을 갖는 가스 터빈 연소기, 이 가스 터빈 연소기가 탑재되는 가스 터빈에 관한 것이다.
일반적인 가스 터빈은, 압축기와 연소기와 터빈에 의해 구성되어 있다. 그리고 공기 도입구로부터 도입된 공기가 압축기에 의해 압축됨으로써 고온·고압의 압축 공기로 되고, 연소기에서, 이 압축 공기에 대하여 연료를 공급하여 연소시킴으로써 고온·고압의 연소 가스(작동 유체)를 얻어, 이 연소 가스에 의해 터빈을 구동하고, 이 터빈에 연결된 발전기를 구동한다.
종래의 가스 터빈의 연소기는, 파일럿 연소 버너의 주위를 둘러싸도록 복수의 메인 연소 버너가 배치되어 있고, 파일럿 연소 버너에는 파일럿 노즐이 내장되고, 메인 연소 버너에는 메인 노즐이 내장되어 있고, 파일럿 연소 버너 및 복수의 메인 연소 버너가 가스 터빈의 내통의 내부에 배치되어 있다.
이러한 가스 터빈 연소기로서는, 하기 특허문헌 1, 2에 기재된 것이 있다. 이 특허문헌 1에 기재된 가스 터빈 연소기는, 연료 통로를 형성하는 본체의 외측에 슬리브를 배치하는 동시에, 그 사이에 커버링을 배치하여 내외에 공기 통로를 형성하고, 커버링의 선단측에 연료 통로와 연통되는 연료 분사 노즐을 갖는 노즐 팁(75)을 설치하여 파일럿 노즐을 구성한 것이다. 또한, 특허문헌 2에 기재된 가스 터빈 연소기는, 연료 노즐에, 연료나 공기, 또는 그 혼합기가 통과하여 주 예혼합 회로와 함께 기능하는 통로인 확산 팁을 설치한 것이다.
일본 특허 출원 공개 제2009-168397호 공보 일본 특허 출원 공개 제2010-159757호 공보
상술한 종래의 가스 터빈 연소기에서는, 메인 노즐로부터 분사된 연료와 공기의 혼합기가 선회류(핫 가스)로 되고, 파일럿 노즐의 선단부에 재순환함으로써, 이 파일럿 노즐로부터 분사된 공기류와 충돌하고, 연소하여 화염이 형성된다. 이 경우, 파일럿 노즐로부터 분사된 공기류는, 그 유량 등의 편차에 의해 변동한다. 파일럿 노즐로부터의 공기류가 감소하면, 혼합기의 순환류가 파일럿 노즐측에 다량으로 유입됨으로써 온도가 상승해 버려, 파일럿 노즐의 선단부가 손상될 우려가 있고, 또한, NOx의 발생량도 증가해 버린다. 한편, 파일럿 노즐로부터의 공기량이 증가해 버리면, 파일럿 콘 내부의 속도 분포가 크게 바뀌어 버리므로 연소가 불안정해진다.
본 발명은, 상술한 과제를 해결하는 것이며, 냉각 공기량이나 속도 분포를 컨트롤하여 노즐의 소손을 방지하는 동시에 NOx의 발생량을 억제할 수 있는 노즐 및 가스 터빈 연소기, 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 노즐은, 연료 통로를 갖는 노즐 본체와, 상기 노즐 본체의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 노즐 본체의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링과, 상기 커버링의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 상기 연료 통로와 연통되는 연료 분사 노즐과, 상기 내측 공기 통로를 통과하여 분사되는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 구비하는 것을 특징으로 하는 것이다.
따라서, 선회력 부여 장치에 의해 내측 공기 통로를 통과하여 커버링으로부터 노즐 본체의 전방을 향해 분사되는 공기가 선회류로 되므로, 그 공기 유량 등이 변동되어도, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 연소를 안정화시키는 것이 가능해지고, 또한, 노즐 근방의 온도 상승을 억제함으로써 노즐의 선단부의 손상을 방지할 수 있는 동시에, NOx의 발생량을 감소시킬 수 있고, 그 결과, 안정된 연소를 가능하게 할 수 있다.
본 발명의 노즐에서는, 상기 선회력 부여 장치는, 상기 내측 공기 통로의 출구에 설치되는 가이드부를 갖는 것을 특징으로 하고 있다.
따라서, 선회력 부여 장치를 내측 공기 통로의 출구에 설치한 가이드부로 함으로써, 커버링으로부터 노즐 본체의 전방을 향해 분사되는 공기를 용이하게 선회류로 할 수 있다.
본 발명의 노즐에서는, 상기 연료 분사 노즐은, 상기 내측 공기 통로로부터의 분사 공기의 외측에 연료를 분사 가능한 복수의 노즐 팁에 설치되고, 상기 가이드부는, 상기 복수의 노즐 팁에 설치되는 것을 특징으로 하고 있다.
따라서, 복수의 노즐 팁에 가이드부를 설치함으로써, 구조의 간소화를 가능하게 할 수 있다.
본 발명의 노즐에서는, 상기 가이드부는, 상기 커버링에 있어서의 상기 복수의 노즐 팁과 둘레 방향의 동렬에 없는 위치에 설치되는 것을 특징으로 하고 있다.
따라서, 커버링으로부터 분사되는 공기의 선회류와 노즐 팁으로부터 분사되는 연료의 혼합을 촉진할 수 있다.
본 발명의 노즐에서는, 상기 커버링의 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 외측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 연료 통로로부터의 분사 연료의 외측을 향해 공기를 분사 가능한 슬리브를 설치하는 것을 특징으로 하고 있다.
따라서, 내측 공기 통로를 통과하여 분사되는 공기와 외측 공기 통로를 통과하여 분사되는 공기가 분사 연료를 끼워 넣음으로써, 양자의 혼합을 촉진할 수 있는 동시에, 연공비(燃空比)를 적정값으로 유지할 수 있다.
또한, 본 발명의 가스 터빈 연소기는, 고압 공기와 연료가 내부에서 연소하여 연소 가스를 발생시키는 연소통과, 상기 연소통 내에 있어서의 중앙부에 배치되는 파일럿 연소 버너와, 상기 연소통 내에 있어서의 상기 파일럿 연소 버너를 둘러싸도록 배치되는 복수의 메인 연소 버너를 구비하는 가스 터빈 연소기에 있어서, 상기 파일럿 연소 버너는, 파일럿 콘과, 상기 파일럿 콘의 내부에 배치되는 파일럿 노즐과, 상기 파일럿 노즐의 외주부에 설치되는 선회익을 갖고, 상기 파일럿 콘은, 연료 통로를 갖는 노즐 본체와, 상기 노즐 본체의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 노즐 본체의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링과, 상기 커버링의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 상기 연료 통로와 연통되는 연료 분사 노즐과, 상기 내측 공기 통로를 흐르는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 갖는 것을 특징으로 하는 것이다.
따라서, 파일럿 연소 버너에서, 선회력 부여 장치에 의해 내측 공기 통로를 통과하여 커버링으로부터 노즐 본체의 전방을 향해 분사되는 공기가 선회류로 되므로, 그 공기 유량 등이 변동되어도, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 연소를 안정화시키는 것이 가능해지고, 또한, 파일럿 노즐 근방의 온도 상승을 억제함으로써 파일럿 노즐의 선단부의 손상을 방지할 수 있는 동시에, NOx의 발생량을 감소시킬 수 있고, 그 결과, 안정된 연소를 가능하게 할 수 있다.
또한, 본 발명의 가스 터빈은, 압축기에서 압축한 압축 공기에 연소기에서 연료를 공급하여 연소하고, 발생한 연소 가스를 터빈에 공급함으로써 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 있어서, 상기 연소기는, 고압 공기와 연료가 내부에서 연소하여 연소 가스를 발생시키는 연소통과, 상기 연소통 내에 있어서의 중앙부에 배치되는 파일럿 연소 버너와, 상기 연소통 내에 있어서의 상기 파일럿 연소 버너를 둘러싸도록 배치되는 복수의 메인 연소 버너를 갖고, 상기 파일럿 연소 버너는, 파일럿 콘과, 상기 파일럿 콘의 내부에 배치되는 파일럿 노즐과, 상기 파일럿 노즐의 외주부에 설치되는 선회익을 갖고, 상기 파일럿 콘은, 연료 통로를 갖는 노즐 본체와, 상기 노즐 본체의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 노즐 본체의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링과, 상기 커버링의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 상기 연료 통로와 연통되는 연료 분사 노즐과, 상기 내측 공기 통로를 흐르는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 갖는 것을 특징으로 하는 것이다.
따라서, 파일럿 연소 버너에서, 선회력 부여 장치에 의해 내측 공기 통로를 통과하여 커버링으로부터 노즐 본체의 전방을 향해 분사되는 공기가 선회류로 되므로, 그 공기 유량 등이 변동되어도, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 연소를 안정화시키는 것이 가능해지고, 또한, 파일럿 노즐 근방의 온도 상승을 억제함으로써 파일럿 노즐의 선단부의 손상을 방지할 수 있는 동시에, NOx의 발생량을 감소시킬 수 있고, 그 결과, 안정된 연소를 가능하게 하여 터빈 효율을 향상시킬 수 있다.
본 발명의 노즐, 가스 터빈 연소기, 가스 터빈에 따르면, 노즐로부터 분사 연료의 내측에 분사되는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 설치하므로, 안정된 연소를 가능하게 할 수 있다.
도 1a은 본 발명의 제1 실시예에 관한 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 노즐 팁이 있는 위치에서의 단면도이다.
도 1b는 제1 실시예의 파일럿 노즐에 있어서의 가이드면의 작용을 나타내는 단면도이다.
도 2는 제1 실시예의 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 노즐 팁이 없는 위치에서의 단면도이다.
도 3은 제1 실시예의 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 정면도이다.
도 4는 제1 실시예의 가스 터빈을 나타내는 개략 구성도이다.
도 5는 제1 실시예의 가스 터빈 연소기를 나타내는 개략 구성도이다.
도 6은 제1 실시예의 가스 터빈 연소기에 있어서의 주요부 단면도이다.
도 7은 본 발명의 제2 실시예에 관한 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 개략 정면도이다.
도 8은 본 발명의 제3 실시예에 관한 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 정면도이다.
이하에 첨부 도면을 참조하여, 본 발명에 관한 노즐, 가스 터빈 연소기, 가스 터빈의 적합한 실시예를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시예에 의해 본 발명이 한정되는 것이 아니고, 또한, 실시예가 복수 있는 경우에는, 각 실시예를 조합하여 구성하는 것도 포함하는 것이다.
제1 실시예
도 1a은 본 발명의 제1 실시예에 관한 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 노즐 팁이 있는 위치에서의 단면도, 도 1b는 제1 실시예의 파일럿 노즐에 있어서의 가이드면의 작용을 나타내는 단면도, 도 2는 제1 실시예의 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 노즐 팁이 없는 위치에서의 단면도, 도 3은 제1 실시예의 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 정면도, 도 4는 제1 실시예의 가스 터빈을 나타내는 개략 구성도, 도 5는 제1 실시예의 가스 터빈 연소기를 나타내는 개략 구성도, 도 6은 제1 실시예의 가스 터빈 연소기에 있어서의 주요부 단면도이다.
제1 실시예의 가스 터빈은, 도 4에 도시하는 바와 같이, 압축기(11)와 연소기(12)와 터빈(13)에 의해 구성되어 있다. 이 가스 터빈에는, 도시하지 않은 발전기가 연결되어 있어, 발전 가능하게 되어 있다.
압축기(11)는, 공기를 도입하는 공기 도입구(20)를 갖고, 압축기 차실(21) 내에 입구 안내익(IGV:Inlet Guide Vane)(22)이 배치되는 동시에, 복수의 정익(23)과 동익(24)이 전후 방향[후술하는 로터(32)의 축 방향]으로 교대로 배치되어 있고, 그 외측에 추기실(25)이 설치되어 있다. 연소기(12)는, 압축기(11)에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고, 점화함으로써 연소 가능하게 되어 있다. 터빈(13)은, 터빈 차실(26) 내에 복수의 정익(27)과 동익(28)이 전후 방향[후술하는 로터(32)의 축 방향]으로 교대로 배치되어 있다. 이 터빈 차실(26)의 하류측에는, 배기 차실(29)을 통해 배기실(30)이 배치되어 있고, 배기실(30)은, 터빈(13)에 연속하는 배기 디퓨저(31)를 갖고 있다.
또한, 압축기(11), 연소기(12), 터빈(13), 배기실(30)의 중심부를 관통하도록 로터(회전축)(32)가 위치하고 있다. 로터(32)는, 압축기(11)측의 단부가 베어링부(33)에 의해 회전 가능하게 지지되는 한편, 배기실(30)측의 단부가 베어링부(34)에 의해 회전 가능하게 지지되어 있다. 그리고 이 로터(32)는, 압축기(11)에서, 각 동익(24)이 장착된 디스크가 복수 포개어져 고정되고, 터빈(13)에서, 각 동익(28)이 장착된 디스크가 복수 포개어져 고정되어 있고, 배기실(30)측의 단부에 도시하지 않은 발전기의 구동축이 연결되어 있다.
그리고 이 가스 터빈은, 압축기(11)의 압축기 차실(21)이 다리부(35)에 지지되고, 터빈(13)의 터빈 차실(26)이 다리부(36)에 의해 지지되고, 배기실(30)이 다리부(37)에 의해 지지되어 있다.
따라서, 압축기(11)의 공기 도입구(20)로부터 도입된 공기가, 입구 안내익(22), 복수의 정익(23)과 동익(24)을 통과하여 압축됨으로써 고온·고압의 압축 공기로 된다. 연소기(12)에서, 이 압축 공기에 대하여 소정의 연료가 공급되고, 연소한다. 그리고 이 연소기(12)에서 생성된 작동 유체인 고온·고압의 연소 가스가, 터빈(13)을 구성하는 복수의 정익(27)과 동익(28)을 통과함으로써 로터(32)를 구동 회전하고, 이 로터(32)에 연결된 발전기를 구동한다. 한편, 배기 가스(연소 가스)의 에너지는, 배기실(30)의 배기 디퓨저(31)에 의해 압력으로 변환되어 감속되고 나서 대기에 방출된다.
상술한 연소기(12)에 있어서, 도 5에 도시하는 바와 같이, 연소기 외통(41)은, 내부에 소정 간격을 두고 연소기 내통(42)이 지지되고, 이 연소기 내통(42)의 선단부에 연소기 미통(43)이 연결되어 연소기 케이싱이 구성되어 있다. 연소기 내통(42)은, 내부의 중심에 위치하여 파일럿 연소 버너(44)가 배치되는 동시에, 연소기 내통(42)의 내주면에 둘레 방향을 따라 파일럿 연소 버너(44)를 둘러싸도록 복수의 메인 연소 버너(45)가 배치되어 있다. 또한, 미통(43)은 바이패스 관(46)이 연결되어 있고, 이 바이패스 관(46)에 바이패스 밸브(47)가 설치되어 있다.
상세하게 설명하면, 도 6에 도시하는 바와 같이, 연소기 외통(41)은, 외통 본체(51)의 기단부에 외통 덮개부(52)가 밀착하고, 복수의 체결 볼트(53)에 의해 체결되어 구성되어 있고, 이 외통 덮개부(52)에 연소기 내통(42)의 기단부가 끼움 장착되고, 외통 덮개부(52)와 연소기 내통(42) 사이에 공기 통로(54)가 형성되어 있다. 그리고 연소기 내통(42)은, 내부의 중심에 위치하여 파일럿 연소 버너(44)가 배치되고, 그 주위에 복수의 메인 연소 버너(45)가 배치되어 있다.
파일럿 연소 버너(44)는, 연소기 내통(42)에 지지된 파일럿 콘(55)과, 파일럿 콘(55)의 내부에 배치된 파일럿 노즐(56)과, 파일럿 노즐(56)의 외주부에 설치되는 선회익(스월러 베인)(57)으로 구성되어 있다. 또한, 메인 연소 버너(45)는, 버너통(58)과, 버너통(58)의 내부에 배치된 메인 노즐(59)과, 메인 노즐(59)의 외주부에 설치되는 선회익(스월러 베인)(60)으로 구성되어 있다.
또한, 외통 덮개부(52)에는, 톱 해트부(61)가 끼워 맞추어지고, 복수의 체결 볼트(62)에 의해 체결되어 있고, 이 톱 해트부(61)에 연료 포트(63, 64)가 설치되어 있다. 그리고 도시하지 않은 파일럿 연료 라인이 파일럿 노즐(56)의 연료 포트(63)에 연결되고, 도시하지 않은 메인 연소 라인이 각 메인 노즐(59)의 연료 포트(64)에 연결되어 있다.
따라서, 고온·고압의 압축 공기의 공기류가 공기 통로(54)에 유입되면, 이 압축 공기가 연소기 내통(42) 내에 유입되고, 이 연소기 내통(42) 내에서, 이 압축 공기가 메인 연소 버너(45)로부터 분사된 연료와 혼합되고, 예혼합기의 선회류로 되어 연소기 미통(43) 내에 유입된다. 또한, 압축 공기는, 파일럿 연소 버너(44)로부터 분사된 연료와 혼합되고, 도시하지 않은 불씨에 의해 착화되어 연소하고, 연소 가스로 되어 연소기 미통(43) 내에 분출한다. 이때, 연소 가스의 일부가 연소기 미통(43) 내에 화염을 수반하여 주위에 확산되도록 분출함으로써, 각 메인 연소 버너(45)로부터 연소기 미통(43) 내에 유입된 예혼합기에 착화되어 연소한다. 즉, 파일럿 연소 버너(44)로부터 분사된 파일럿 연료에 의한 확산 화염에 의해, 메인 연소 버너(45)로부터의 희박 예혼합 연료의 안정 연소를 행하기 위한 보염을 행할 수 있다.
여기서, 제1 실시예의 파일럿 노즐(56)에 대해 상세하게 설명한다. 이 파일럿 노즐(56)의 선단부에 있어서, 도 1a 및 도 1b 내지 도 3에 도시하는 바와 같이, 노즐 본체(71)는, 중공 원통 형상을 이루고, 내부에 연료와 압축 공기의 혼합기(파일럿 연료)가 선단측을 향해 흐르는 연료 통로(72)가 형성되어 있고, 이 연료 통로(72)는, 기단부측이 연료 포트(63)(도 6 참조)에 연통되는 한편, 선단부측이 폐색되어 있다.
노즐 본체(71)는, 외측에 원통 형상을 이루는 슬리브(73)가 소정 간극을 두고 배치되어 있고, 노즐 본체(71)와 이 슬리브(73)의 간극에 공기 통로(74)가 형성되고, 이 공기 통로(74)에 압축된 공기(압축 공기)가 선단측을 향해 유동 가능하게 되어 있다. 그리고 이 공기 통로(74)는, 선단측에 원통 형상을 이루는 동시에, 선단부측이 내측을 향해 절곡된 커버링(75)이 배치되어 있다.
즉, 노즐 본체(71)는, 원통부(71a)와, 이 원통부(71a)의 선단부로부터 그 내측을 향해 소정 각도를 가지고 굴곡 경사하는 원추부(71b)와, 이 원추부(71b)의 선단부를 폐색하는 원반부(71c)를 갖고 있다. 또한, 커버링(75)은, 노즐 본체(71)와 슬리브(73) 사이에 위치하는 원통부(75a)와, 이 원통부(75a)의 선단부로부터 노즐 본체(71)의 선단부(71a)를 따라 내측에 소정 각도를 가지고 굴곡 경사하는 원추부(75b)를 갖고 있다. 그리고 노즐 본체(71)와 커버링(75)은, 그 사이에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 복수의 내측 스페이서(76)가 개재 장착됨으로써, 소정의 간극이 확보되어 있다. 또한, 커버링(75)과 슬리브(73)는, 그 사이에 외측 스페이서(77)가 개재 장착됨으로써, 소정의 간극이 확보되어 있다. 그로 인해, 노즐 본체(71)와 슬리브(73) 사이에 형성된 공기 통로(74)는, 커버링(75)에 의해 내측 공기 통로(78)와 외측 공기 통로(79)로 분기하게 된다.
또한, 커버링(75)은, 원추부(75b)에 복수의 노즐 팁(80)이 둘레 방향으로 소정 간격(균등 간격)을 두고 고정되어 있다. 그리고 노즐 본체(71)의 원추부(71b)로부터 각 노즐 팁(80)을 관통하도록 복수의 연료 분사 노즐(81)이 관통하여 설치되어 있고, 이 각 연료 분사 노즐(81)은, 기단부가 연료 통로(72)에 연통되어 있다.
그로 인해, 노즐 본체(71)의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 커버링(75)을 배치함으로써, 양자간에 내측 공기 통로(78)를 형성할 수 있고, 노즐 본체(71)의 전방이며, 노즐 본체(71)의 내측을 향해 공기를 분사 가능하게 되어 있다. 또한, 커버링(75)의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 복수의 노즐 팁(80)을 장착하는 동시에 연료 통로(72)와 연통되는 연료 분사 노즐(81)을 장착함으로써, 내측 공기 통로(78)로부터의 분사 공기의 외측을 향해 연료를 분사 가능하게 되어 있다. 또한, 커버링(75)의 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 슬리브(73)를 배치함으로써, 외측 공기 통로(79)를 형성할 수 있고, 연료 통로(72)로부터의 분사 연료의 외측을 향해 공기를 분사 가능하게 되어 있다.
또한, 이 파일럿 노즐(56)은, 내측 공기 통로(78)를 흐르는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치가 설치되어 있다. 제1 실시예에서는, 이 선회력 부여 장치를, 내측 공기 통로(78)의 출구에 설치되는 가이드부로 하고, 이 가이드부를, 복수의 노즐 팁(80)에 설치된 가이드면(82)으로 하고 있다.
즉, 노즐 팁(80)은, 커버링(75)에 있어서의 원추부(75b)에 둘레 방향으로 균등 간격을 두고 복수 고정되어 있고, 커버링(75)의 외주측에 위치하여 연료 분사 노즐(81)이 설치되어 있다. 그리고 이 각 노즐 팁(80)은, 커버링(75)의 원추부(75b)로부터 노즐 본체(71)의 중심축선 C를 향해 연장되고, 선단부가 내측 공기 통로(78)의 출구 전방에 위치하고 있고, 일단부면측에 만곡한 가이드면(82)이 형성되어 있다.
이하, 제1 실시예의 파일럿 노즐(56) 및 연소기(12)의 작용에 대해 설명한다.
파일럿 노즐(56)에서, 도 1a 및 도 3에 도시하는 바와 같이, 연료 분사 노즐(81)로부터 분사된 혼합기(연료)(F)는, 도시하지 않은 불씨에 의해 착화되어 연소하고, 고온의 연소 가스(FG)로 되어 화염을 수반하여 주위에 확산되도록 분출한다. 한편, 공기 통로(74)를 통과하는 공기는, 커버링(75)에 의해 내측 공기 통로(78)를 통과하는 선단 냉각 공기(A1)와, 외측 공기 통로(79)를 통과하는 외측 냉각 공기(A2)로 분할된다. 그리고 선단 냉각 공기(A1)는, 커버링(75)의 내측으로 안내되므로, 원추부(75b)에 의해 내측으로 방향을 바꾸어 진행하고, 노즐 본체(71)의 원반부(71c)의 전방을 향해 혼합기(F)의 내측에 분사된다. 이때, 도 1b에 도시하는 바와 같이, 내측 공기 통로(78)로부터 분사된 선단 냉각 공기(A1)는, 각 노즐 팁(80)에 설치된 각 가이드면(82)에 의해 노즐 본체(71)의 중심축선 C를 중심으로 하는 선회류로 된다. 또한, 외측 냉각 공기(A2)는, 커버링(75)의 외측으로 안내되므로, 원추부(75b)의 외측으로부터 전방을 향해 혼합기(F)의 외측에 분사된다.
한편, 연소기(12)에서, 도 6에 도시하는 바와 같이, 메인 노즐(59)로부터 분사된 연료와 압축 공기의 예혼합기는, 선회익(60)에 의해 선회류로 되므로, 연소기 내통(42) 내에서 외주측으로부터 중앙부측으로 재순환하고, 순환류로 되어 파일럿 노즐(56)의 선단부측으로 유입된다. 그로 인해, 파일럿 노즐(56)로부터 분사되어 선회류로 된 선단 냉각 공기(A1)는, 메인 노즐(59)로부터 분사되어 순환류로 된 예혼합기와 소정의 위치에서 충돌한다. 여기서, 양자가 적정하게 혼합됨으로써, 외측으로 흘러 화염이 되고, 안정된 연소가 가능해진다.
이 경우, 파일럿 노즐(56)로부터의 선단 냉각 공기(A1)가 선회류이므로, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 연소를 안정화시키는 것이 가능해진다. 그 결과, 파일럿 노즐(56) 근방의 온도 상승을 억제함으로써, 파일럿 노즐(56)의 손상이 방지되는 동시에, NOx의 발생량을 감소시키는 것이 가능해진다.
이와 같이 제1 실시예의 파일럿 노즐에 있어서는, 연료 통로(72)를 갖는 노즐 본체(71)와, 노즐 본체(71)의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로(78)를 형성하는 동시에 노즐 본체(71)의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링(75)과, 커버링(75)의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 연료 통로(72)와 연통되는 연료 분사 노즐(81)을 갖는 동시에 내측 공기 통로(78)로부터의 분사 공기의 외측에 연료를 분사 가능한 복수의 노즐 팁(80)과, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 분사되는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 설치하고 있다.
따라서, 선회력 부여 장치에 의해, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 커버링(75)으로부터 노즐 본체(71)의 전방을 향해 분사되는 공기가 선회류로 되므로, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 파일럿 콘 내부의 냉각 공기 분포를 컨트롤할 수 있으므로 연소를 안정화시키는 것이 가능해진다. 또한, 온도 상승을 억제함으로써, 파일럿 노즐(45)의 선단부의 손상을 방지할 수 있는 동시에, NOx의 발생량을 감소시킬 수 있고, 그 결과, 안정된 연소를 가능하게 할 수 있다.
또한, 제1 실시예의 파일럿 노즐에서는, 선회력 부여 장치로서, 내측 공기 통로(78)의 출구에 가이드면(가이드부)(82)을 설치하고 있다. 따라서, 커버링(75)으로부터 노즐 본체(71)의 전방을 향해 분사되는 공기를 용이하게 선회류로 할 수 있다.
또한, 제1 실시예의 파일럿 노즐에서는, 복수의 노즐 팁(80)에 가이드면(82)을 형성하고 있다. 따라서, 구조의 간소화, 제조의 용이화, 저비용화를 가능하게 할 수 있다. 이 경우, 노즐 팁(80)에 형성된 가이드면(82)에 의해 내측 공기 통로(78)의 통로 면적을 좁힘으로써, 분사 공기의 관통력이 증가하므로, 공기 유량을 안정시킬 수 있다. 또한, 파일럿 노즐(56)로부터 공기를 도입함으로써, 역화나 노즐 선단의 소손을 방지할 수 있다.
또한, 제1 실시예의 파일럿 노즐에서는, 커버링(75)의 외주부의 외측에 슬리브(73)를 소정 간극을 두고 배치함으로써 외측 공기 통로(79)를 형성하고, 연료 통로(72)로부터의 분사 연료의 외측을 향해 공기를 분사 가능하게 하고 있다. 따라서, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 분사되는 공기와 외측 공기 통로(79)를 통과하여 분사되는 공기가 분사 연료를 끼워 넣음으로써, 양자의 혼합을 촉진할 수 있는 동시에, 연공비를 적정값으로 유지할 수 있다.
또한, 제1 실시예의 가스 터빈 연소기 및 가스 터빈에 있어서는, 고압 공기와 연료가 내부에서 연소하여 연소 가스를 발생시키는 연소기 내통(42) 및 연소기 미통(43)과, 그 중앙부에 배치되는 파일럿 연소 버너(44)와, 파일럿 연소 버너(44)를 둘러싸도록 배치되는 복수의 메인 연소 버너(45)를 구비하여 구성하고 있다. 따라서, 파일럿 연소 버너(44)에서, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 커버링(75)으로부터 노즐 본체(71)의 전방을 향해 분사되는 공기가 선회류로 되므로, 그 공기 유량 등이 변동되어도, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 파일럿 콘 내부의 냉각 공기 분포를 컨트롤할 수 있으므로 연소를 안정화시키는 것이 가능해진다. 또한, 냉각 공기의 선회류에 의해 파일럿 노즐 근방의 온도 상승을 억제함으로써 파일럿 노즐(56)의 선단부의 손상을 방지할 수 있는 동시에, NOx의 발생량을 감소시킬 수 있고, 그 결과, 안정된 연소를 가능하게 하여 터빈 효율을 향상시키는 것이 가능하게 할 수 있다.
제2 실시예
도 7은 본 발명의 제2 실시예에 관한 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 개략 정면도이다. 또한, 본 실시예의 파일럿 노즐의 기본적인 구성은, 상술한 제1 실시예와 대략 마찬가지의 구성이며, 도 1 및 도 2를 사용하여 설명하는 동시에, 상술한 실시예와 마찬가지의 기능을 갖는 부재에는, 동일한 부호를 부여하여 상세한 설명은 생략한다.
제2 실시예에 있어서, 도 1 및 도 2, 도 7에 도시하는 바와 같이, 파일럿 노즐(56)에 있어서, 커버링(75)은, 원추부(75b)에 복수의 노즐 팁(90)이 둘레 방향으로 소정 간격(균등 간격)을 두고 고정되어 있다. 그리고 노즐 본체(71)의 원추부(71b)로부터 각 노즐 팁(90)을 관통하도록 복수의 연료 분사 노즐(91)이 관통하여 설치되어 있고, 이 각 연료 분사 노즐(91)은, 기단부가 연료 통로(72)에 연통되어 있다.
그로 인해, 노즐 본체(71)의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 커버링(75)을 배치함으로써, 양자간에 내측 공기 통로(78)를 형성할 수 있고, 노즐 본체(71)의 전방이며, 노즐 본체(71)의 내측을 향해 공기를 분사 가능하게 되어 있다. 또한, 커버링(75)의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 복수의 노즐 팁(90)을 장착하는 동시에 연료 통로(72)와 연통되는 연료 분사 노즐(91)을 장착함으로써, 내측 공기 통로(78)로부터의 분사 공기의 외측을 향해 연료를 분사 가능하게 되어 있다. 또한, 커버링(75)의 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 슬리브(73)를 배치함으로써, 외측 공기 통로(79)를 형성할 수 있고, 연료 통로(72)로부터의 분사 연료의 외측을 향해 공기를 분사 가능하게 되어 있다.
또한, 이 파일럿 노즐(56)은, 내측 공기 통로(78)를 흐르는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치가 설치되어 있다. 제2 실시예에서는, 이 선회력 부여 장치를, 내측 공기 통로(78)의 출구에 설치되는 가이드부로 하고, 이 가이드부를, 복수의 노즐 팁(90)에 설치된 가이드면(92)으로 하고 있다.
즉, 노즐 팁(90)은, 커버링(75)에 있어서의 원추부(75b)에 둘레 방향으로 균등 간격을 두고 복수 고정되어 있고, 커버링(75)의 외주측에 위치하여 연료 분사 노즐(91)이 설치되어 있다. 그리고 이 각 노즐 팁(90)은, 전체가 날개 형상을 이루고, 커버링(75)의 원추부(75b)로부터 노즐 본체(71)의 중심축선 C를 향해 연장되고, 선단부가 내측 공기 통로(78)의 출구 전방에 위치하고 있고, 일단부면측에 만곡한 가이드면(92)이 형성되어 있다.
따라서, 파일럿 노즐(56)은, 연료 분사 노즐(91)로부터 분사된 혼합기가 연소하고, 고온의 연소 가스(FG)로 되어 화염을 수반하여 주위에 확산되도록 분출한다. 한편, 공기 통로(74)를 통과하는 공기는, 커버링(75)에 의해 내측 공기 통로(78)를 통과하는 선단 냉각 공기(A1)와, 외측 공기 통로(79)를 통과하는 외측 냉각 공기(A2)로 분할된다. 그리고 내측의 선단 냉각 공기(A1)는, 각 노즐 팁(90)에 설치된 각 가이드면(92)에 의해 노즐 본체(71)의 중심축선 C를 중심으로 하는 선회류로 된다. 그리고 메인 노즐(59)로부터 분사된 연료와 압축 공기의 예혼합기는, 중앙부측으로 재순환하고, 순환류로 되어 파일럿 노즐(56)의 선단부측으로 유입된다. 그로 인해, 파일럿 노즐(56)로부터 분사되어 선회류로 된 선단 냉각 공기(A1)와, 메인 노즐(59)로부터 분사되어 순환류로 된 예혼합이 소정의 위치에서 충돌한다. 여기서, 양자가 적정하게 혼합됨으로써, 외측으로 흘러 화염이 되고, 안정된 연소가 가능해진다.
즉, 파일럿 노즐(56)로부터의 선단 냉각 공기(A1)가 선회류이므로, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 파일럿 콘 내부의 냉각 공기 분포를 컨트롤할 수 있으므로 연소를 안정화시키는 것이 가능해진다. 또한, 냉각 공기의 선회류에 의해 파일럿 노즐 근방의 온도 상승이 억제되므로, 파일럿 노즐(56)의 손상이 방지되는 동시에, NOx의 발생량을 감소시키는 것이 가능해진다.
이와 같이 제2 실시예의 파일럿 노즐에 있어서는, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 분사되는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 설치하고, 선회력 부여 장치로서, 복수의 노즐 팁(90)에 가이드면(92)을 형성하고 있다.
따라서, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 커버링(75)으로부터 노즐 본체(71)의 전방을 향해 분사되는 공기가, 노즐 팁(90)의 가이드면(92)에 의해 선회류로 되므로, 파일럿 노즐 근방의 온도 상승을 억제하여 파일럿 노즐(56)의 선단부의 손상을 방지할 수 있는 동시에, NOx의 발생량을 감소시킬 수 있고, 그 결과, 안정된 연소를 가능하게 할 수 있다.
제3 실시예
도 8은 본 발명의 제3 실시예에 관한 파일럿 노즐의 선단부를 나타내는 정면도이다. 또한, 본 실시예의 파일럿 노즐의 기본적인 구성은, 상술한 제1 실시예와 대략 마찬가지의 구성이며, 도 1 및 도 2를 사용하여 설명하는 동시에, 상술한 실시예와 마찬가지의 기능을 갖는 부재에는, 동일한 부호를 부여하여 상세한 설명은 생략한다.
제3 실시예에 있어서, 도 1 및 도 2, 도 8에 도시하는 바와 같이, 파일럿 노즐(56)에 있어서, 커버링(75)은, 원추부(75b)에 복수의 노즐 팁(95)이 둘레 방향으로 소정 간격(균등 간격)을 두고 고정되어 있다. 그리고 노즐 본체(71)의 원추부(71b)로부터 각 노즐 팁(95)을 관통하도록 복수의 연료 분사 노즐(96)이 관통하여 설치되어 있고, 이 각 연료 분사 노즐(96)은, 기단부가 연료 통로(72)에 연통되어 있다.
그로 인해, 노즐 본체(71)의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 커버링(75)을 배치함으로써, 양자간에 내측 공기 통로(78)를 형성할 수 있고, 노즐 본체(71)의 전방이며, 노즐 본체(71)의 내측을 향해 공기를 분사 가능하게 되어 있다. 또한, 커버링(75)의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 복수의 노즐 팁(95)을 장착하는 동시에 연료 통로(72)와 연통되는 연료 분사 노즐(96)을 장착함으로써, 내측 공기 통로(78)로부터의 분사 공기의 외측을 향해 연료를 분사 가능하게 되어 있다. 또한, 커버링(75)의 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 슬리브(73)를 배치함으로써, 외측 공기 통로(79)를 형성할 수 있고, 연료 통로(72)로부터의 분사 연료의 외측을 향해 공기를 분사 가능하게 되어 있다.
또한, 이 파일럿 노즐(56)은, 내측 공기 통로(78)를 흐르는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치가 설치되어 있다. 제3 실시예에서는, 이 선회력 부여 장치를, 내측 공기 통로(78)의 출구에 설치되는 가이드부로 하고, 이 가이드부를, 커버링(75)에 있어서의 복수의 노즐 팁(95)과 직경 방향으로 둘레 방향의 동렬에 없는 위치에 설치되는 복수의 선회익(97)으로 하고 있다.
즉, 노즐 팁(95)은, 커버링(75)에 있어서의 원추부(75b)에 둘레 방향으로 균등 간격을 두고 복수 고정되어 있고, 커버링(75)의 외주측에 위치하여 연료 분사 노즐(96)이 설치되어 있다. 한편, 선회익(97)은, 전체가 날개 형상을 이루고, 커버링(75)의 원추부(75b)로부터 노즐 본체(71)의 중심축선 C를 향하는 동시에, 방사 방향에 대하여 소정 각도 경사하는 방향으로 돌출되어 고정되어 있다.
따라서, 파일럿 노즐(56)은, 연료 분사 노즐(95)로부터 분사된 혼합기(F)가 연소하고, 고온의 연소 가스(FG)로 되어 화염을 수반하여 주위에 확산되도록 분출한다. 한편, 공기 통로(74)를 통과하는 공기는, 커버링(75)에 의해 내측 공기 통로(78)를 통과하는 선단 냉각 공기(A1)와, 외측 공기 통로(79)를 통과하는 외측 냉각 공기로 분할된다. 그리고 내측의 선단 냉각 공기(A1)는, 각 선회익(97)에 의해 노즐 본체(71)의 중심축선 C를 중심으로 하는 선회류로 된다. 그리고 메인 노즐(59)로부터 분사된 연료와 압축 공기의 예혼합기는, 중앙부측으로 재순환하고, 순환류로 되어 파일럿 노즐(56)의 선단부측으로 유입된다. 그로 인해, 파일럿 노즐(56)로부터 분사되어 선회류로 된 선단 냉각 공기(A1)와, 메인 노즐(59)로부터 분사되어 순환류로 된 예혼합기가 소정의 위치에서 충돌한다. 여기서, 양자가 적정하게 혼합됨으로써, 외측으로 흘러 화염이 되고, 안정된 연소가 가능해진다.
즉, 파일럿 노즐(56)로부터의 선단 냉각 공기(A1)가 선회류이므로, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 파일럿 콘 내부의 냉각 공기 분포를 컨트롤할 수 있으므로 연소를 안정화시키는 것이 가능해진다. 그 결과, 파일럿 노즐(56) 근방의 온도 상승을 억제함으로써, 파일럿 노즐(56)의 손상이 방지되는 동시에, NOx의 발생량을 감소시키는 것이 가능해진다.
이와 같이 제3 실시예의 파일럿 노즐에 있어서는, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 분사되는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 설치하고, 선회력 부여 장치로서, 커버링(75)에 있어서의 복수의 노즐 팁(95)과 둘레 방향의 동렬에 없는 위치에 복수의 선회익(97)을 설치하고 있다.
따라서, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 커버링(75)으로부터 노즐 본체(71)의 전방을 향해 분사되는 공기가, 각 선회익(97)에 의해 선회류로 되므로, 그 공기 유량 등이 변동되어도, 축 방향의 공기 유속 분포가 크게 변동하는 일은 없어, 파일럿 콘 내부의 냉각 공기 분포를 컨트롤할 수 있으므로 연소를 안정화시키는 것이 가능해진다. 또한, 온도 상승을 억제함으로써 파일럿 노즐(56)의 선단부의 손상을 방지할 수 있는 동시에, NOx의 발생량을 감소시킬 수 있고, 그 결과, 안정된 연소를 가능하게 할 수 있다. 또한, 노즐 팁(95)과 선회익(97)이 직경 방향으로 대향하지 않으므로, 커버링(75)으로부터 분사되는 공기의 선회류와 노즐 팁(95)으로부터 분사되는 연료의 혼합을 촉진할 수 있다.
또한, 이 제3 실시예에서, 선회력 부여 장치로서, 커버링(75)에 있어서의 복수의 노즐 팁(95)과 둘레 방향의 동렬에 없는 위치에 복수의 선회익(97)을 설치하였지만, 설치하는 위치는 여기에 한정되는 것이 아니라, 노즐 팁(95)과 간섭하거나, 분사 연료에 악영향을 주지 않도록 하면, 커버링(75)에 있어서의 복수의 노즐 팁(95)과 직경 방향으로 대향하는 위치에 복수의 선회익(97)을 설치해도 된다.
또한, 상술한 각 실시예에서는, 선회력 부여 장치를, 내측 공기 통로(78)의 출구에 설치된 노즐 팁(80, 90)에 설치되는 가이드면(82, 92)이나 선회익(97)으로 하였지만, 그 장착 위치는, 내측 공기 통로(78)의 출구에 한정되는 것이 아니라, 내측 공기 통로(78)의 내부에 가이드부 등을 설치해도 되는 것이다. 또한, 노즐 팁(80, 90), 가이드면(82, 92), 선회익(97)의 형상도 각 실시예에 한정되는 것이 아니라, 내측 공기 통로(78)를 통과하여 분사되는 공기에 선회력을 부여할 수 있으면, 어떠한 형상이어도 되는 것이다.
또한, 상술한 각 실시예에서는, 연료 분사 노즐(81, 91, 96)을 노즐 팁(80, 90, 95)에 설치하고, 이 노즐 팁(80, 90, 95)에 가이드면(82, 92)을 설치하였지만, 이 구성에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 노즐 본체(71)에 연료 분사 노즐과 가이드면을 설치해도 된다.
11 : 압축기
12 : 연소기
13 : 터빈
41 : 연소기 외통
42 : 연소기 내통(연소통)
43 : 연소기 미통
44 : 파일럿 연소 버너
45 : 메인 연소 버너
55 : 파일럿 콘
56 : 파일럿 노즐(노즐)
57 : 선회익
71 : 노즐 본체
72 : 연료 통로
73 : 슬리브
75 : 커버링
78 : 내측 공기 통로
79 : 외측 공기 통로
80, 90, 95 : 노즐 팁
81, 91, 96 : 연료 분사 노즐
82, 92 : 가이드면(선회력 부여 장치, 가이드부)
97 : 선회익(선회력 부여 장치, 가이드부)

Claims (7)

  1. 연료 통로를 갖는 노즐 본체와,
    상기 노즐 본체의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 노즐 본체의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링과,
    상기 커버링의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 상기 연료 통로와 연통되는 연료 분사 노즐과,
    상기 내측 공기 통로를 통과하여 분사되는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 구비하는 것을 특징으로 하는, 노즐.
  2. 제1항에 있어서, 상기 선회력 부여 장치는, 상기 내측 공기 통로의 출구에 설치되는 가이드부를 갖는 것을 특징으로 하는, 노즐.
  3. 제2항에 있어서, 상기 연료 분사 노즐은, 상기 내측 공기 통로로부터의 분사 공기의 외측에 연료를 분사 가능한 복수의 노즐 팁에 설치되고, 상기 가이드부는, 상기 복수의 노즐 팁에 설치되는 것을 특징으로 하는, 노즐.
  4. 제1항에 있어서, 상기 가이드부는, 상기 커버링에 있어서의 상기 복수의 노즐 팁과 둘레 방향의 동렬에 없는 위치에 설치되는 것을 특징으로 하는, 노즐.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 커버링의 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 외측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 연료 통로로부터의 분사 연료의 외측을 향해 공기를 분사 가능한 슬리브를 설치하는 것을 특징으로 하는, 노즐.
  6. 고압 공기와 연료가 내부에서 연소하여 연소 가스를 발생시키는 연소통과,
    상기 연소통 내에 있어서의 중앙부에 배치되는 파일럿 연소 버너와,
    상기 연소통 내에 있어서의 상기 파일럿 연소 버너를 둘러싸도록 배치되는 복수의 메인 연소 버너를 구비하는 가스 터빈 연소기에 있어서,
    상기 파일럿 연소 버너는,
    파일럿 콘과,
    상기 파일럿 콘의 내부에 배치되는 파일럿 노즐과,
    상기 파일럿 노즐의 외주부에 설치되는 선회익을 갖고,
    상기 파일럿 콘은,
    연료 통로를 갖는 노즐 본체와,
    상기 노즐 본체의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 노즐 본체의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링과,
    상기 커버링의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 상기 연료 통로와 연통되는 연료 분사 노즐과,
    상기 내측 공기 통로를 흐르는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 갖는 것을 특징으로 하는, 가스 터빈 연소기.
  7. 압축기에서 압축한 압축 공기에 연소기에서 연료를 공급하여 연소하고, 발생한 연소 가스를 터빈에 공급함으로써 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 있어서,
    상기 연소기는,
    고압 공기와 연료가 내부에서 연소하여 연소 가스를 발생시키는 연소통과,
    상기 연소통 내에 있어서의 중앙부에 배치되는 파일럿 연소 버너와,
    상기 연소통 내에 있어서의 상기 파일럿 연소 버너를 둘러싸도록 배치되는 복수의 메인 연소 버너를 갖고,
    상기 파일럿 연소 버너는,
    파일럿 콘과,
    상기 파일럿 콘의 내부에 배치되는 파일럿 노즐과,
    상기 파일럿 노즐의 외주부에 설치되는 선회익을 갖고,
    상기 파일럿 콘은,
    연료 통로를 갖는 노즐 본체와,
    상기 노즐 본체의 선단 외주부의 외측에 소정 간극을 두고 배치함으로써 내측 공기 통로를 형성하는 동시에 상기 노즐 본체의 전방을 향해 공기를 분사 가능한 커버링과,
    상기 커버링의 선단부에 둘레 방향으로 소정 간격을 두고 장착되어 상기 연료 통로와 연통되는 연료 분사 노즐과,
    상기 내측 공기 통로를 흐르는 공기에 선회력을 부여하는 선회력 부여 장치를 갖는 것을 특징으로 하는, 가스 터빈.
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