KR20230046985A - 버너 및 연소기 - Google Patents

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KR20230046985A
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미츠히로 가리슈쿠
사토시 도도
요시타카 히라타
도모히로 아사이
쇼헤이 요시다
야스히로 아키야마
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미츠비시 파워 가부시키가이샤
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Abstract

[과제] 벨로우즈를 이용하여 열변형에 유연하게 대응할 수 있으며, 동시에 벨로우즈의 손상을 억제할 수 있는 버너 및 연소기를 제공한다.
[해결 수단] 외통 및 내통을 갖는 이중관 구조의 버너에 있어서, 상기 내통이, 상기 외통에 고정된 팁측 지지부와, 상기 외통에 고정된 베이스측 지지부와, 상기 팁측 지지부로 지지된 본체부와, 상기 본체부와 상기 베이스측 지지부 사이에 개재되는 벨로우즈와, 상기 팁측 지지부와 상기 베이스측 지지부 사이의 위치에 장착한 격벽 부재를 포함하여 구성되며, 상기 격벽 부재의 외주면과 상기 외통의 내주면 사이에, 상기 벨로우즈의 최외주면과 상기 외통의 내주면 사이의 제 1 갭보다 작은 제 2 갭이 개재되어 있는 버너를 제공한다.

Description

버너 및 연소기{BURNER AND COMBUSTOR}
본 발명은 가스 터빈 엔진에 이용하는 버너 및 연소기에 관한 것이다.
가스 터빈 엔진의 연소기에 이용하는 버너에는, 가스 터빈 엔진의 작동 중에 축방향으로의 열변형을 벨로우즈로 허용하는 것이 있다(특허문헌 1).
일본 특허 공개 제 2016-99107 호 공보
가스 터빈 엔진의 작동 중에는, 가스 터빈 엔진의 기계 진동이나 연소기의 연소 진동이 버너에 전달된다. 그 때문에, 버너는 열변형될 뿐만 아니라 가진(加振)되며, 얇은 금속판으로 형성된 벨로우즈를 이용하면, 벨로우즈가 주위의 구조물과 간섭하여 손상될 우려가 있다. 또한, 벨로우즈 그 자체도 열에 의해 직경방향으로 변형된다.
본 발명의 목적은 벨로우즈를 이용하여 열변형에 유연하게 대응할 수 있으며, 동시에 벨로우즈의 손상을 억제할 수 있는 버너 및 연소기를 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위해서, 본 발명은 외통 및 내통을 갖는 이중관 구조의 버너에 있어서, 상기 내통이, 상기 외통에 고정된 팁측 지지부와, 상기 외통에 고정된 베이스측 지지부와, 상기 팁측 지지부로 지지된 본체부와, 상기 본체부와 상기 베이스측 지지부 사이에 개재되는 벨로우즈와, 상기 팁측 지지부와 상기 베이스측 지지부 사이의 위치에 장착한 격벽 부재를 포함하여 구성되며, 상기 격벽 부재의 외주면과 상기 외통의 내주면 사이에, 상기 벨로우즈의 최외주면과 상기 외통의 내주면 사이의 제 1 갭보다 작은 제 2 갭이 개재되어 있는 버너를 제공한다.
본 발명에 의하면, 벨로우즈를 이용하여 열변형에 유연하게 대응할 수 있으며, 동시에 벨로우즈의 손상을 억제할 수 있다.
도 1은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 버너를 적용한 가스 터빈 플랜트의 하나의 구성예이다.
도 2는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 버너의 상세 구조를 도시하는 단면도이다.
도 3은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 버너에 구비된 내통을 발출하여 도시하는 단면도이다.
도 4는 도 2 중의 Ⅳ부의 확대도이다.
도 5는 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 버너의 요부를 확대하여 도시하는 단면도이다.
이하에 도면을 이용하여 본 발명의 실시형태를 설명한다.
(제 1 실시형태)
1. 가스 터빈 플랜트
도 1은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 버너를 적용한 가스 터빈 플랜트의 하나의 구성예를 도시하는 도면이다. 도 1에 도시한 가스 터빈 플랜트(1)는 압축기(2), 연소기(3), 가스 터빈(4), 발전기(6), 및 기동용 모터(7)를 포함하여 구성되어 있다. 압축기(2), 연소기(3), 및 가스 터빈(4)은 발전기(6)를 구동하는 가스 터빈 엔진을 구성한다.
압축기(2)는 기동용 모터(7)에 의해 기동되며, 흡기부(도시하지 않음)로부터 흡입된 공기(a1)를 압축하고, 고압의 압축 공기(a2)를 생성하여 연소기(3)에 공급한다. 연소기(3)는, 압축기(2)로부터 공급된 압축 공기(a2)를 연료와 혼합하여 연소하고, 고온의 연소 가스(b1)를 생성하여 가스 터빈(4)에 공급한다. 가스 터빈(4)은, 연소기(3)로부터 공급되는 연소 가스(b1)로 구동된다. 가스 터빈(4)을 구동한 연소 가스(b1)는, 배기 가스(b2)로서 가스 터빈(4)으로부터 배출된다. 발전기(6)는, 가스 터빈(4)에서 얻어진 회전 이동력에 의해 구동되어 발전된다. 본 실시형태에 있어서는, 압축기(2), 가스 터빈(4) 및 발전기(6)는 축(29)에 의해 서로 연결되어 있다.
2. 연소기
연소기(3)는 외통(10), 내통(12), 엔드 커버(13), 버너(8), 메인 연료 계통(26), 및 파일럿 연료 계통(27)을 포함하여 구성되어 있다.
2-1. 외통, 내통, 엔드 커버
내통(12)은 버너(8)에 대해 연소 가스(b1)의 흐름방향의 하류측에 마련되어 있다. 내통(12)은 원통형상으로 형성되며, 외측의 환상 유로(24)(후술함)를 흐르는 압축 공기(a2)와, 내측의 연소실(5)을 흐르는 연소 가스(b1)를 구획한다. 외통(10)은, 원통형상으로 형성되며, 내통(12)의 외주를 덮도록 하여 마련되어 있다. 외통(10)과 내통(12) 사이에 형성되는 단면 환상의 환상 유로(24)에는, 압축기(2)로부터 연소기(3)에 공급되는 압축 공기(a2)가 흐른다. 엔드 커버(13)는 버너(8)의 환상 유로(24)를 흐르는 압축 공기(a2)의 흐름방향의 하류측에 마련되어 있으며, 외통(10)의 일단(환상 유로(24)를 흐르는 압축 공기(a2)의 흐름방향의 하류측의 단부)을 폐지(閉止)하고 있다.
환상 유로(24)를 흐르는 압축 공기(a2)는, 내통(12)의 외주면측으로부터 내통(12)을 대류 냉각한다. 또한, 내통(12)의 벽면에는 다수의 공기 구멍(25)이 마련되어 있으며, 환상 유로(24)를 흐르는 압축 공기(a2)의 일부가 공기 구멍(25)을 거쳐서 내통(12)의 내부에 냉각 공기(a3)로서 유입되고, 내통(12)의 내벽면을 따라서 필름 냉각막을 형성한다. 공기 구멍(25)에 유입되는 일이 없이 환상 유로(24)를 흐르는 압축 공기(a2)는, 연소 공기(a4)로서 버너(8)에 공급된다. 버너(8)에 유입된 연소 공기(a4)는, 메인 연료 계통(26)으로부터 버너(8)에 공급되는 연료와 함께 연소실(5)에 분사되고, 연료와 혼합되어 연소된다.
2-2. 버너
버너(8)는 내통(12)의 중심선 상에 배치된 단일의 파일럿 버너(30)(후술함)와, 이 파일럿 버너(30)를 둘러싸고 복수 마련된 메인 버너(40)를 포함하여 구성되어 있다.
-파일럿 버너-
파일럿 버너(30)는 단일의 파일럿 연료 노즐(31), 복수의 메인 연료 노즐(32), 연료 헤더(캐비티)(33), 및 스월러(34)를 포함하여 구성되어 있다. 파일럿 버너(30)는, 엔드 커버(13)에 볼트 등으로 고정되어 있다.
파일럿 연료 노즐(31)은 연소실(5)에 파일럿 연료를 공급한다. 파일럿 연료에는, 경유, 등유, A중유 등의 오일 연료, 혹은 천연 가스, 프로판 등의 가스 연료를 사용할 수 있다. 파일럿 연료 노즐(31)은, 내통(12)의 중심선 상에 위치하고 있다.
메인 연료 노즐(32)은 연소실(5)에 메인 연료를 공급한다. 메인 연료에는, 천연 가스나 프로판 외, 코크스로 가스, 제유소 오프 가스, 석탄 가스화 가스와 같은 수소나 일산화탄소를 포함한 가스 연료를 사용할 수 있다. 메인 연료 노즐(32)은 파일럿 연료 노즐(31)의 주위를 둘러싸도록 하여 복수 마련되어 있으며, 연료 분배기로서의 연료 헤더(33)에 접속되어 있다. 스월러(34)에는, 메인 연료 노즐(32)에 대응하여 복수의 공기 구멍(35)이 마련되어 있다. 각 메인 연료 노즐(32)로부터 대응하는 공기 구멍(35)을 향하여 메인 연료가 분사되며, 각 공기 구멍(35)으로부터 메인 연료가 연소 공기(a4)와 함께 연소실(5)에 분출된다.
다음에 파일럿 버너(30)의 상세 구조에 대해 설명한다.
-메인 버너-
각 메인 버너(40)는 복수의 메인 연료 노즐(41), 연료 헤더(캐비티)(42b, 42b), 및 공기 구멍 플레이트(43)를 포함하여 구성되어 있다.
메인 연료 노즐(41)은, 각 메인 버너(40)에 있어서 동심원형상으로 복수 설치되어 있다. 동심원형상의 메인 연료 노즐(41)의 복수의 환상열에 대해, 내주측으로부터 순서대로 제 1 열, 제 2 열, 제 3 열이라 호칭한다.
연료 헤더(42a, 42b)는 연료 분배기이며, 엔드 커버(13)에 지지되어 있다. 내주측의 연료 헤더(42a)에는, 제 1 열의 각 메인 연료 노즐(41)이 접속되어 있다. 외주측의 연료 헤더(42b)에는, 제 2 열 및 제 3 열의 각 메인 연료 노즐(41)이 접속되어 있다.
공기 구멍 플레이트(43)는 다수의 공기 구멍(44)을 갖는 도넛형의 플레이트이며, 메인 연료 노즐(41)과 연소실(5) 사이에 위치하고 있다. 이 공기 구멍 플레이트(43)는 각 메인 버너(40)에서 공용되며, 각 메인 버너(40)를 구성하는 영역에 있어서 메인 연료 노즐(41)에 대응하여 제 1 열 내지 제 3 열의 복수의 공기 구멍(44)을 갖고 있다.
2-3. 메인 연료 계통
메인 연료 계통(26)은, 연료 공급원(26a), 및 연료 배관(26b 내지 26e)을 포함하여 구성되어 있다. 연료 배관(26b)은 연료 차단 밸브(개폐 밸브)(26f)를 갖는 동시에, 연료 공급원(26a)으로부터 연장되며 연료 차단 밸브(26f)의 하류측에서 연료 배관(26c 내지 26e)으로 분기되어 있다. 연료 배관(26c)은 연료 헤더(33)에 접속되어 있다. 연료 배관(26d)은 연료 헤더(42a)에 접속되어 있다. 연료 배관(26e)은 연료 헤더(42b)에 접속되어 있다. 연료 배관(26c)에는 연료 유량 조절 밸브(26g)가, 연료 배관(26d)에는 연료 유량 조절 밸브(26h)가, 연료 배관(26e)에는 연료 유량 조절 밸브(26i)가 각각 마련되어 있다.
연료 공급원(26a)으로부터 연료 배관(26b, 26c)을 통하여 연료 헤더(33)에 공급된 메인 연료는, 연료 헤더(33)로부터 각 메인 연료 노즐(32)에 분배되며, 각 메인 연료 노즐(32)로부터 연소실(5)에 분출된다. 마찬가지로, 연료 공급원(26a)으로부터 연료 배관(26b, 26d, 26e)을 통하여 연료 헤더(42a, 42b)에 공급된 메인 연료는, 연료 헤더(42a, 42b)로부터 각 메인 연료 노즐(41)에 분배되고, 각 메인 연료 노즐(41)로부터 연소실(5)에 분출된다. 연료 배관(26d)을 경유하는 메인 연료의 유량은, 연료 유량 조절 밸브(26g)에 의해 조절된다. 연료 배관(26d)을 경유하는 메인 연료의 유량은, 연료 유량 조절 밸브(26h)에 의해 조절된다. 연료 배관(26e)을 경유하는 메인 연료의 유량은, 연료 유량 조절 밸브(26i)에 의해 조절된다. 이 연료 유량의 조절에 의해, 가스 터빈 플랜트(1)의 발전량이 제어된다.
2-4. 파일럿 연료 계통
파일럿 연료 계통(27)은, 연료 공급원(27a) 및 연료 배관(27b)을 포함하여 구성되어 있다. 연료 배관(27b)은, 연료 차단 밸브(개폐 밸브)(27c) 및 연료 유량 조절 밸브(27d)를 갖고 있으며, 연료 공급원(27a)과 파일럿 연료 노즐(31)을 접속하고 있다. 연료 공급원(27a)의 파일럿 연료는, 연료 배관(27b)을 거쳐서 파일럿 연료 노즐(31)에 공급되며, 파일럿 연료 노즐(31)로부터 연소실(5)에 분출된다. 파일럿 연료의 유량은, 연료 유량 조절 밸브(27d)로 조절된다.
3. 파일럿 버너
도 2는 파일럿 버너(30)의 상세 구조를 도시하는 단면도이며, 도 3은 파일럿 버너(30) 내통을 발출하여 도시하는 단면도이며, 도 4는 도 2 중의 Ⅳ부의 확대도이다. 도 3 내지 도 5에 있어서, 전술한 파일럿 연료 노즐(31)은 도면의 간결성을 위해 도시 생략하고 있다.
이들 도면에 도시한 바와 같이, 파일럿 버너(30)는, 이미 설명한 구성 요소의 외에, 외통(36) 및 내통(37)을 갖고 있으며, 외통(36) 및 내통(37)으로 이루어지는 이중관 구조를 하고 있다.
-외통-
외통(36)은 파일럿 버너(30)의 외곽(바디)이며, 본체(36a), 플랜지(36b), 및 연료 포트(36c)를 포함하여 구성되어 있다.
외통(36)의 본체(36a)는, 원통형상으로 형성되어 있으며, 내통(37)을 수용하는 원기둥형상의 공간(36d)을 내부에 갖고 있다. 이 공간(36d)에 있어서, 연료 포트(36c)로부터 연소실(5)측에서 내통(37)의 외측의 영역이, 전술한 연료 헤더(33)를 구성한다. 즉, 연료 헤더(33)는, 외통(36) 및 내통(37) 사이에 형성된 환상의 공간이다. 또한, 공간(36d) 중 연료 포트(36c)를 사이에 두고 연소실(5)과 반대측의 영역이 벨로우즈실(38)(후술함)을 구성한다.
플랜지(36b)는, 외통(36)의 일부에 있어서, 원통형의 본체(36a)의 외주면으로부터 반경방향의 외측으로 돌출된 원판형상의 부분이다. 환언하면, 플랜지(36b)에 본체(36a)가 직교하고, 원판형상의 플랜지(36b)의 중앙을 본체(36a)가 관통한 것과 같은 구성이다. 엔드 커버(13)(도 1)에 외통(36)을 통하여, 플랜지(36b)를 엔드 커버(13)에 볼트 등으로 고정하는 것에 의해, 파일럿 버너(30)가 지지된다. 외통(36)의 본체(36a)는 플랜지(36b)를 걸쳐서 연장되는 장척물이며, 엔드 커버(13)를 관통하여 연소실(5)에 연료를 분사하는 위치(즉 연소실(5)의 부근)까지 연장되어 있다.
연료 포트(36c)는, 플랜지(36b)의 외주면으로부터 반경방향의 외측으로 연장되는 배관부(36c1)와, 배관부(36c1)의 단부에 마련한 플랜지부(36c2)를 포함하여 구성되어 있다. 배관부(36c1)는 직관형상의 부위이며, 연료 헤더(33)에 접속하는 연료 유로(36h)가 내부에 통하고 있다. 연료 유로(36h)는, 직경방향 외측으로부터 연료 헤더(33)에 접속하고 있다. 단, 배관부(36c1)는 L자 관형상으로 구성할 수도 있다. 이 경우에서도, 플랜지(36b)의 외주면에 배관부(36c1)를 접속하는 것에 의해, 연료 유로(36h)는 직경방향의 외측으로부터 연료 헤더(33)에 접속한다.
-내통-
내통(37)은 팁측 지지부(37a), 베이스측 지지부(37b), 본체부(37c), 벨로우즈(37d), 및 격벽 부재(37e)를 포함하여 구성되어 있다. 이 내통(37)도 외통(36)의 본체(36a)와 마찬가지로 장척물이며, 또한, 외통(36)의 본체(36a)보다 소경이다. 또한, 팁측 지지부(37a), 베이스측 지지부(37b), 본체부(37c), 벨로우즈(37d), 및 격벽 부재(37e)는, 모두 동축 상에 서로 연결된 링형상 또는 원통형상의 부재이며, 설계 상, 중심선이 일치하고 있다. 또한, 격벽 부재의 형상은 원형으로 한정되는 것은 아니며, 직사각형 형상이어도 좋다.
팁측 지지부(37a)는, 내통(37)의 팁측(파일럿 버너(30)를 엔드 커버(13)에 장착한 상태에서 연소실(5)에 가까운 측, 이하, 마찬가지임)의 부분에 마련되어 있으며, 외통(36)에 고정되어 있다. 본 실시형태에 있어서는, 본체부(37c)와 일체로 형성되며 본체부(37c)의 외주면으로부터 반경방향의 외측으로 돌출된 원판형상의 부재를, 팁측 지지부(37a)로서 예시하고 있다. 단, 팁측 지지부(37a)의 구성은 적절히 변경 가능하며, 본체부(37c)와는 별개의 도넛형상의 판재를 팁측 지지부(37a)로서 채용할 수도 있다. 또한, 팁측 지지부(37a)는, 내통(37)의 본체부(37c)의 외주면 및 외통(36)의 본체(36a)의 내주면 사이에 간극없이 존재하고 있으며, 공간(36d)의 팁측의 단부, 즉 연료 헤더(33)의 팁측의 단부를 폐지하는 엔드 커버의 역할을 겸하고 있다. 전술한 각 메인 연료 노즐(32)은, 내통(37)의 본체부(37c)의 주위를 둘러싸도록 하여 환상으로 배치되며, 팁측 지지부(37a)에 지지되며 연료 헤더(33)에 접속하고 있다.
베이스측 지지부(37b)는, 내통(37)의 베이스측(파일럿 버너(30)를 엔드 커버(13)에 장착한 상태에서 연소실(5)로부터 먼 측, 이하, 마찬가지임)의 부분에 마련되어 있으며, 외통(36)에 고정되어 있다. 본 실시형태에 있어서는, 독립된 링형상의 부재를 베이스측 지지부(37b)로서 벨로우즈(37d)의 베이스측의 단부에 장착한 구성을 예시하고 있다. 단, 베이스측 지지부(37b)의 구성은 적절히 변경 가능하며, 예를 들면 베이스측 지지부(37b)가 벨로우즈(37d)와 일체로 형성된 구성을 채용할 수도 있다. 또한, 베이스측 지지부(37b)는, 내통(37)(벨로우즈(37d))의 외주면 및 외통(36)(본체(36a))의 내주면 사이에 간극없이 존재하고 있다. 이 베이스측 지지부(37b) 및 팁측 지지부(37a)에 의한 2개소에 의해서만, 내통(37)은 외통(36)에 지지되어 있다. 베이스측 지지부(37b)와 팁측 지지부(37a)의 간격은 길며, 예를 들면 300㎜를 초과한다.
본체부(37c)는, 내측에 파일럿 연료 노즐(31)(도 1)을 통하는 원통형상의 부재이다. 본체부(37c)에 있어서의 팁 부근의 위치에 팁측 지지부(37a)가 위치하고 있으며, 이 팁측 지지부(37a)를 거쳐서 본체부(37c)가 외통(36)에 지지되어 있다. 이 본체부(37c)의 팁측의 단부에는, 전술한 스월러(34)가 마련되어 있다.
벨로우즈(37d)는, 본체부(37c)의 베이스측의 단부에 연결되며, 벨로우즈실(38)에 수용되며 본체부(37c)와 베이스측 지지부(37b) 사이에 개재되어 있다. 벨로우즈(37d)의 베이스측 단부는, 베이스측 지지부(37b)를 거쳐서 외통(36)에 구속되어 있다. 벨로우즈(37d)는 얇은 금속판으로 주름상자 형상으로 구성된 부품이며, 팁측 지지부(37a)를 기점으로 하는 본체부(37c)의 축방향으로의 열변형에 종동하여 신축해, 본체부(37c)의 축방향으로의 열변형을 흡수하는 역할을 수행한다. 벨로우즈(37d)의 최대 외경(주름상자 형상의 최외주면의 외경)은, 내통(37)의 본체부(37c)의 외경에 비해 크고, 본체부(37c)의 외주면과 비교하여, 벨로우즈(37d)의 최외주면은, 외통(36)의 공간(36d)의 내벽면과의 사이의 면 사이의 거리가 짧다.
격벽 부재(37e)는, 본체부(37c)의 벨로우즈측의 부분에 장착되며, 팁측 지지부(37a)와 베이스측 지지부(37b) 사이에 배치되어 있다. 본 실시형태에 있어서, 격벽 부재(37e)는, 내통(37)의 본체부(37c)와 벨로우즈(37d) 대향부에 위치하고 있으며, 본체부(37c)의 베이스측 단부와 벨로우즈(37d)의 팁측 단부에 끼워맞추어져 있다. 격벽 부재(37e)의 외경은, 본체부(37c)의 외경이나 벨로우즈(37d)의 외경(최대 외경)보다 크다. 또한, 이 격벽 부재(37e)는, 연료 헤더(33)에 개구되는 연료 유로(36h)의 출구(36i)와 벨로우즈(37d) 사이에 개재되어 있으며, 연료 헤더(33)와 벨로우즈실(38)을 구획하고 있다.
단, 격벽 부재(37e)의 외주면과, 이것에 대면하는 외통(36)의 본체(36a)의 내주면(벨로우즈실(38) 또는 연료 헤더(33)의 내벽면) 사이에는, 작은 갭(G2)(도 4)이 개재되어 있다. 이 갭(G2)은, 벨로우즈(37d)의 최외주면과, 이것에 대면하는 외통(36)의 내주면(즉 벨로우즈실(38)의 내벽면) 사이의 갭(G1)(도 4)보다 작으며, 예를 들면 0.5㎜ 내지 1㎜ 정도이다. 격벽 부재(37e)와 그 내주면에 접촉하는 구조물(본체부(37c) 또는 벨로우즈(37d)) 사이에 간극은 없다. 갭(G2)은 벨로우즈(37d)의 외통(36)에 대립되는 직경방향으로의 일정한 열신장차를 허용하는 관점, 및 파일럿 버너(30)의 가진시에 있어서의 벨로우즈(37d)와 벨로우즈실(38)의 내벽과의 간섭을 억제하는 관점으로 설정되어 있다.
4. 효과
(1) 파일럿 버너(30)는 외통(36) 및 내통(37)을 갖는 이중관 구조를 하고 있으며, 팁측 지지부(37a)와 베이스측 지지부(37b)의 2개소에만 장척의 내통(37)이 외통(36)에 지지되어 있다. 예를 들면 기동시에 연소 공기(a4)로 가열된 상태에서 저온의 연료가 공급될 때 등, 외통(36)과 내통(37) 사이의 신장차는 상황에 따라서 변화한다. 외통(36)과 내통(37)의 신장차는 주로 축방향으로 생기며, 이 축방향의 신장차를 벨로우즈(37d)에 의해 유연하게 흡수할 수 있다.
부가하여, 가스 터빈 엔진의 작동 중에는, 기계 진동이나 연소 진동에 의해 파일럿 버너(30)가 가진되며, 내통(37)에는 팁측 지지부(37a) 및 베이스측 지지부(37b)를 진폭의 마디로 하는 진동이 생긴다. 내통(37)의 본체부(37c)에 대해서는, 외통(36)(본체(36a))의 내벽면과의 사이에 연료 헤더(33)가 개재되어 있으며, 상응하는 공간이 있으므로 원칙적으로 외통(36)의 내벽면과 간섭하는 일은 없다. 그러나, 내통(37)의 벨로우즈(37d)에 대해서는, 외통(36)의 내벽면(벨로우즈실(38)의 내벽면)과의 사이의 공간이 연료 헤더(33)에 비해 작고, 내통(37)의 진폭이 커지면 외통(36)의 내벽면과 간섭할 가능성이 있다. 특히 벨로우즈(37d)는 얇은 금속판으로 구성되어 있으므로, 다른 구조물과의 간섭은 바람직하지 않다.
그래서, 본 실시형태에서는, 팁측 지지부(37a)와 베이스측 지지부(37b) 사이에 있어서 내통(37)의 본체부(37c)에 격벽 부재(37e)가 장착되어 있다. 격벽 부재(37e)의 외주면과 외통(36)의 내주면 사이에는 전술한 갭(G2)이 개재되어 있으며, 이 갭(G2)에 의해 벨로우즈(37d)와 외통(36)의 직경방향으로의 열신장차를 일정량 허용하여, 벨로우즈(37d)를 보호할 수 있다. 부가하여, 이 갭(G2)은 벨로우즈(37d)의 최외주면과 외통(36)의 내주면 사이의 갭(G1)보다 작은 범위로 적절히 설정해 둔다. 이에 의해 팁측 지지부(37a)와 베이스측 지지부(37b) 사이에서 격벽 부재(37e)가 외통(36)의 내주면에 간섭하여, 격벽 부재(37e)가 내통(37)의 진폭을 억제하는 스토퍼의 역할을 수행한다. 그러므로, 벨로우즈(37d)의 직경방향으로의 움직임을 효과적으로 제한할 수 있어서, 벨로우즈(37d)와 외통(36)의 간섭도 억제할 수 있다. 격벽 부재(37e)를 벨로우즈(37d)의 부근에 배치하는 것에 의해, 효과적으로 벨로우즈(37d)를 제진할 수 있다.
이상과 같이, 본 실시형태의 파일럿 버너(30)에 의하면, 벨로우즈(37d)를 이용하여 열변형에 유연하게 대응할 수 있으며, 동시에 벨로우즈(37d)의 손상도 효과적으로 억제할 수 있다.
(2) 본 실시형태의 경우, 연료 헤더(33)에 개구되는 연료 유로(36h)의 출구(36i)와 벨로우즈(37d) 사이에 격벽 부재(37e)를 배치하고, 연료 헤더(33)와 벨로우즈실(38)을 격벽 부재(37e)로 구획하도록 구성되어 있다. 이에 의해, 벨로우즈(37d)가 장애물이 되어 댐퍼의 역할을 수행해, 연료 유로(36h)로부터 연료 헤더(33)에 공급되는 연료가 강력하게 벨로우즈실(38)에 유입되는 것을 억제할 수 있다. 연료 헤더(33)에 공급되는 연료에 동반하여 파일럿 버너(30)에 이물이 진입하여도, 그 이물이 벨로우즈실(38)에 진입하여 벨로우즈(37d)에 간섭하는 것을 억제할 수 있어서, 연료에 동반하는 이물로부터 벨로우즈(37d)를 보호할 수 있다. 또한, 저온의 연료의 흐름에 벨로우즈(37d)가 노출되는 것을 억제할 수 있어서, 벨로우즈(37d)와 주위의 구조물의 신장차를 억제할 수 있는 점도 메리트이다.
(제 2 실시형태)
도 5는 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 파일럿 버너의 요부를 확대하여 도시하는 단면도이다. 동일한 도면은 제 1 실시형태의 도 4에 대응하고 있다. 도 5에 있어서 제 1 실시형태와 동일하거나 또는 대응하는 요소에는, 제 1 실시형태와 동일한 부호를 부여하여 설명을 적절히 생략한다.
본 실시형태가 제 1 실시형태와 상위한 점은, 격벽 부재(37e)의 외주면과 외통(36)의 내주면 사이의 갭(G2)을 시일하는 시일 부재(39)를 구비하고 있는 점이다. 시일 부재는 갭(G2)의 형상에 따른 링형상의 부재이며, 벨로우즈(37d)의 외통(36)과의 직경방향의 상대 신장차의 변화를 허용하도록 탄성재를 이용하는 것이 바람직하다. 시일 부재(39)를 마련하는 경우, 갭(G2)은 제 1 실시형태에 대해 크게 설정할 수 있다. 그 외의 점에서, 본 실시형태는 제 1 실시형태와 마찬가지이다.
본 실시형태에 의하면, 제 1 실시형태와 마찬가지의 효과에 부가하여, 연료 헤더(33)와 벨로우즈실(38) 사이를 시일 부재(39)로 구획하고, 연료 헤더(33)에 공급되는 연료의 벨로우즈실(38)로의 흐름을 시일할 수 있다. 이에 의해, 연료 헤더(33)에 공급되는 연료에 동반하는 이물이 벨로우즈(37d)에 간섭하는 것을 보다 효과적으로 억제할 수 있다. 또한, 벨로우즈실(38)로의 연료의 진입을 억제하여, 벨로우즈실(38)에 있어서의 연료의 체류를 억제할 수 있다.
3: 연소기 31: 파일럿 연료 노즐
32: 메인 연료 노즐 36: 외통
36h: 연료 유로 37: 내통
37a: 팁측 지지부 37b: 베이스측 지지부
37c: 본체부 37d: 벨로우즈
37e: 격벽 부재 39: 시일 부재
G1: 제 1 갭 G2: 제 2 갭

Claims (4)

  1. 외통 및 내통을 갖는 이중관 구조의 버너에 있어서,
    상기 내통이,
    상기 외통에 고정된 팁측 지지부와,
    상기 외통에 고정된 베이스측 지지부와,
    상기 팁측 지지부로 지지된 본체부와,
    상기 본체부와 상기 베이스측 지지부 사이에 개재되는 벨로우즈와,
    상기 팁측 지지부와 상기 베이스측 지지부 사이의 위치에 장착한 격벽 부재를
    포함하여 구성되며,
    상기 격벽 부재의 외주면과 상기 외통의 내주면 사이에, 상기 벨로우즈의 최외주면과 상기 외통의 내주면 사이의 제 1 갭보다 작은 제 2 갭이 개재되어 있는 것을 특징으로 하는
    버너.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 외통 및 상기 내통의 사이에 형성된 연료 헤더와,
    상기 연료 헤더에 접속하는 복수의 메인 연료 노즐과,
    상기 내통의 내측을 통하는 파일럿 연료 노즐과,
    상기 연료 헤더에 접속하는 연료 유로를 구비하고,
    상기 연료 헤더에 개구되는 상기 연료 유로의 출구와 상기 벨로우즈 사이에 상기 격벽 부재가 개재되어 있는 것을 특징으로 하는
    버너.
  3. 제 1 항 있어서,
    상기 격벽 부재의 외주면과 상기 외통의 내주면 사이의 상기 제 2 갭을 시일하는 시일 부재를 구비하고 있는 것을 특징으로 하는
    버너.
  4. 제 1 항에 기재된 버너를 구비한 연소기.
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