WO2013035474A1 - ガスタービン燃焼器 - Google Patents

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premixing
gas turbine
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松本匡史
小田剛生
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川崎重工業株式会社
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    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00004—Preventing formation of deposits on surfaces of gas turbine components, e.g. coke deposits
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    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03343—Pilot burners operating in premixed mode

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine combustor capable of suppressing emission of nitrogen oxides (hereinafter referred to as NOx).
  • An object of the present invention is to provide a gas turbine combustor equipped with a pilot burner capable of realizing a low NOx by sufficiently premixing compressed air and fuel.
  • a gas turbine combustor is a gas turbine combustor that mixes fuel with compressed air from a compressor, burns the fuel, and supplies the fuel to a turbine, forming a combustion chamber.
  • a pilot burner provided at the head of the combustion cylinder and a premixed main burner arranged on the outer periphery thereof, the pilot burner being provided at the upstream end and directed from the radially outer side to the inner side.
  • An inflow passage through which the compressed air flows, a plurality of fuel supply holes for injecting fuel into the inflow passage in a direction orthogonal to the flow of the compressed air, and an axial direction while mixing the compressed air and fuel from the inflow passage A premixing passage that leads downstream; and a plurality of premixed gas injection holes that inject the premixed gas from the premixing channel into the combustion chamber.
  • the compressed air and the fuel from the plurality of fuel supply holes are supplied orthogonally to the compressed air in the inflow passage. Therefore, mixing of the compressed air and the fuel is promoted by the shearing force of the compressed air with respect to the fuel. Further, since the premixed gas is deflected by 90 ° when being guided from the inflow passage to the premixing passage, a large turbulence occurs in the flow, and the premixing is promoted. Furthermore, since the premixed gas is guided axially downstream in the premixing passage, premixing is further promoted in the premixing passage. As a result, a uniform premixed gas with less fuel concentration unevenness can be obtained.
  • this premixed gas is injected into the combustion chamber from the plurality of premixed gas injection holes, uneven distribution of the premixed gas in the combustion chamber is suppressed. Also, since the premixed gas is injected into the combustion chamber from the premixed main burner arranged on the outer periphery of the pilot burner, it is not a rich mixture in the combustion chamber from the low load region to the high load region. A uniform premixed gas with less fuel concentration unevenness is combusted. Thereby, the discharge amount of NOx can be reduced.
  • a fuel injection hole for injecting a part of the pilot fuel into the combustion chamber is further provided at the center of the pilot burner. According to this configuration, since part of the pilot fuel is injected into the combustion chamber from the fuel injection hole provided in the center portion of the pilot burner, the ignitability is improved and a stable flame holding property can be ensured.
  • the fuel injection hole can stably inject fuel into the combustion chamber without causing clogging due to carbon adhesion.
  • the premixing passage has a speed increasing portion whose passage area decreases toward the downstream. According to this configuration, since the flow velocity of the premixed gas increases by passing through the speed increasing portion, backfire from the combustion chamber side to the premixing passage can be prevented.
  • a mixing promoting member for promoting premixing by deflecting the premixed gas toward the radially outer side is provided upstream of the speed increasing portion in the premixing passage.
  • the premixed mixture of compressed air and fuel introduced into the premixing passage is deflected radially outward by the mixing promoting member, so that premixing is promoted by the deflection.
  • the mixing promoting member is provided in a portion having a large passage area upstream of the speed increasing portion in the premixing passage, an increase in flow resistance due to the mixing promoting member is suppressed by an amount corresponding to a small flow rate.
  • the inflow passage preferably has an annular inflow port and a plurality of guide pieces arranged radially inward of the inflow port to guide the compressed air toward the center of the inflow passage.
  • the fuel supply hole is disposed between the adjacent guide pieces. According to this configuration, since the plurality of fuel supply holes are arranged between the guide pieces, the fuel is subjected to multipoint injection, and the fuel partitioned in the circumferential direction by the guide pieces is supplied to the inflow passage. A uniform premixed gas with less unevenness of concentration can be obtained.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine power generator to which a gas turbine combustor according to an embodiment of the present invention is applied. It is a longitudinal cross-sectional view of the gas turbine combustor concerning the embodiment.
  • the pilot burner used with the gas turbine combustor concerning the embodiment is shown, (A) is an enlarged longitudinal sectional view, (B) is a sectional view taken along the line IIIB-IIIB in (A), and (C) is a sectional view in (A). Sectional view along line IIIC-IIIC, (D) is a sectional view along line IIID-IIID in (A). It is the enlarged view seen from the arrow IV direction of FIG. It is a longitudinal cross-sectional view which shows the conventional spreading
  • FIG. 1 shows a schematic configuration of a gas turbine power generator in which the gas turbine combustor is used.
  • a gas turbine power generator GT includes a compressor 1, a combustor 2, and a turbine 3 as main components.
  • the combustor 2 includes a fuel supply device 5 and a fuel control device 6. Compressed air A supplied from the compressor 1 and fuel F supplied from the fuel supply device 5 via the fuel control device 6 are combusted in the combustor 2, and the high-temperature and high-pressure combustion gas G generated thereby is converted into a turbine. 3 to drive the turbine 3.
  • the compressor 1 is driven by a turbine 3 via a rotating shaft 7, and this turbine 3 also drives a generator 9 via a speed reducer 8.
  • the combustor 2 is a backflow can type in which the compressed air A and the combustion gas G introduced into the combustor 2 flow in opposite directions in the combustor 2.
  • the combustor 2 includes a plurality of cylindrical housings H disposed on a circumference concentric with the rotation shaft 7.
  • a substantially cylindrical combustion cylinder 10 is accommodated in each housing H, and a combustion chamber 11 is formed therein.
  • An end cover 12 is fixed to the head (the left end portion in FIG. 2) of the housing H by a bolt 12a.
  • an annular air passage 15 for guiding the compressed air A from the compressor 1 (FIG. 1) to the head 10a of the combustion cylinder 10, that is, the upstream side. is formed.
  • An air introduction chamber 16 is formed inside the support cylinder 13, and a plurality of air introduction holes 18 that guide the compressed air A into the air introduction chamber 16 are provided in the support cylinder 13.
  • a part of the fuel F is directly ejected into the combustion chamber 11 at the center of the head portion 10a of the combustion cylinder 10, and a premixed gas M1 generated by mixing the fuel F and the compressed air A is generated in the combustion chamber 11.
  • a single premixed pilot burner 20 is provided. The base end of the pilot burner 20 is connected to a pilot fuel introduction port 28 provided in the end cover 12.
  • a single premixed main burner 21 that jets premixed gas M2 generated by mixing fuel F and compressed air A into the combustion chamber 11 from the premixing passage 29 so as to surround the outer periphery of the pilot burner 20 Is provided.
  • a premixing passage 29 having an L-shaped longitudinal section is formed between the main inner peripheral wall 21a and the main outer peripheral wall 21b.
  • the upstream end of the premixing passage 29 opens outward in the radial direction, and a plurality of main fuel nozzles 23 are arranged at equal intervals in the circumferential direction of the main burner 21 outside the opened annular air intake port 29a.
  • a plurality of main fuel injection holes 23a are formed in a portion of the main fuel nozzle 23 facing the air intake port 29a.
  • the base end of the main fuel nozzle 23 is connected to a main fuel introduction port 25 provided in the end cover 12.
  • a swirler 26 is disposed in the air intake port 29a.
  • the fuel F supplied from the main fuel introduction port 25 is swirled by the swirler 26 together with the compressed air A flowing in from the air intake port 29a, premixed in the annular premixing passage 29, and then annularly preliminarily mixed.
  • the pre-mixed gas M2 is ejected from the mixed ejection port 29b into the combustion chamber 11.
  • Fuel F is supplied to the pilot fuel introduction port 28 and the main fuel introduction port 25 from the fuel supply device 5 of FIG.
  • a spark plug 30 is disposed upstream of the peripheral wall 10 b of the combustion cylinder 10 with its tip facing the combustion chamber 11.
  • the spark plug 30 penetrates through the housing H and is fixed to the housing H.
  • the premixed pilot burner 20 injects the premixed gas M1 into the combustion chamber 11 and ignites the spark plug 30.
  • the load is low, only the premixed pilot burner 20 operates.
  • the premixed gas M2 injected from the main burner 21 into the combustion chamber 11 and the premixed gas M1 from the premixed pilot burner 20 are burned.
  • a first combustion region S ⁇ b> 1 is formed on the downstream side of the main burner 21 in the upstream portion of the combustion cylinder 10.
  • a plurality of, for example, four air holes 31 are provided at equal intervals in the circumferential direction on the downstream side of the first combustion region S1 in the combustion cylinder 10.
  • a premixing type burner 40 is attached to a portion of the housing H that faces each air hole 31. The tip end faces the combustion chamber 11 through the air hole 31.
  • the reheating burner 40 is disposed so as to penetrate the peripheral wall 10b of the combustion cylinder 10 on the downstream side of the combustion cylinder 10 with respect to the main burner 21, and injects the premixed gas M3 for the reheating burner into the combustion cylinder 10.
  • the second combustion region S2 is formed in the combustion chamber 11 on the downstream side of the first combustion region S1.
  • FIGS. 3A to 3D show details of the pilot burner 20.
  • the pilot burner 20 has a straight burner axis C1 that is concentric with the axis C of the combustion cylinder 10 (FIG. 2), an inflow passage 41 for compressed air A, A premixing passage 43 and a plurality of air-fuel mixture injection holes 44A and 44B provided at the downstream end are provided.
  • the inflow passage 41 is provided at the upstream end (left side in FIG. 3A) and allows the compressed air A to flow in from the radially outer side to the inner side.
  • the premixing passage 43 guides the compressed air A and fuel F from the inflow passage 41 to the downstream in the axial direction (right side in FIG. 3A) while mixing them.
  • the mixture injection holes 44A and 44B inject the premixed gas M1 from the premixing passage 43 toward the combustion chamber 11 (FIG. 2).
  • An annular inflow port 41a is formed on the outer periphery of the inflow passage 41, and a plurality of fuels that inject fuel F in a direction perpendicular to the flow of the compressed air A in the inflow passage 41 on the radially inner side of the inflow passage 41a.
  • a supply hole 42 is provided.
  • the premixing passage 43 has a speed increasing portion 45 whose passage area decreases toward the downstream. The premixed gas M1 is injected from the mixed gas injection holes 44A and 44B after the flow velocity increases through the speed increasing portion 45.
  • a mixing promoting member 46 that promotes premixing by deflecting the premixed gas M1 radially outward is provided.
  • a flame holding fuel passage 48 extending along the axis C1 is provided at the center of the pilot burner 20, and a fuel injection hole 49 is communicated with the downstream end thereof. A part of the pilot fuel F is injected from the fuel injection hole 49 into the combustion chamber (FIG. 2).
  • the flame holding fuel passage 43 is formed by a hollow portion of the central pipe P1.
  • the premixing passage 43 has a constricted portion (acceleration portion) 45 that forms an outer wall, a cylindrical body 20a that is closed at the front end (downstream end), and a fuel pipe P1 that forms a flame holding fuel passage 48 at the center.
  • the fuel injection hole 49 is formed at the center of the tip wall 20 b of the pilot nozzle 20 and is a circular hole having a smaller diameter than the flame holding fuel passage 48.
  • the cylindrical body 20a and the tip wall 20b are integrally formed.
  • the inlet 41a has a plurality of (for example, twelve) guide pieces 50 that guide the compressed air A from the annular inlet 41a toward the center side at equal intervals in the circumferential direction. Is provided.
  • the guide piece 50 is disposed between the disc-shaped nozzle plate 54 and the upstream end portion of the cylindrical body 20a, and is fixed to the both 54 and 20a by welding, for example.
  • a plurality of fuel supply holes 42 are provided concentrically with the nozzle plate 54.
  • the plurality of fuel supply holes 42 communicate with the fuel reservoir space 55 and open toward the radially inner side of the combustion cylinder 10.
  • a fuel introduction path 12 a for introducing the fuel F into the fuel reservoir space 55 is formed between the nozzle plate 54 and the end plate 12.
  • the fuel F enters the fuel reservoir space 55 through the fuel introduction port 28 and the fuel introduction path 12a.
  • a part of the fuel F is guided to the flame holding fuel passage 48, and the other fuel F is supplied to the inflow passage 41 from the fuel supply hole 42.
  • a central protrusion 54 a having a tip that is in an inverted conical shape is formed at the center of the nozzle plate 54.
  • the central protrusion 54a has a length slightly exceeding at least the height of the guide piece 50 (length in the axial direction).
  • the compressed air A flows from the radially outer side to the inner side between the adjacent guide pieces 50, 50 through the inflow port 41a.
  • a plurality of fuel supply holes 42 for injecting the fuel F in a direction orthogonal to the flow of the compressed air A, two in total, 24 are provided.
  • the fuel F becomes multipoint injection, and the fuel F partitioned in the circumferential direction by the guide pieces 50 enters the inflow passage 41. Since the fuel is supplied, a uniform premixed gas with less fuel F concentration unevenness can be obtained.
  • the compressed air A is introduced toward the center of the inflow port 41a by a plurality of guide pieces 50. Therefore, the compressed air A from the inflow port 41a collides with the central portion of the inflow passage 41 to increase the turbulence. As a result, stirring with the fuel F is promoted.
  • the premixed gas M1 thus obtained collides with the central protrusion 54a, so that it is smoothly deflected by 90 ° and introduced into the premixing passage 43.
  • the mixing promoting member 46 is formed with an insertion hole 46a through which the central pipe P1 of the flame holding fuel passage 48 is inserted at the center, and is arranged at equal intervals in the circumferential direction on the outer periphery.
  • a plurality of protruding pieces 46b are formed.
  • the mixing promoting member 46 can be formed by punching a metal plate. The mixing promoting member 46 is fixed to the central pipe P1 at the portion of the insertion hole 46a, so that it is installed on the upstream side of the speed increasing portion 45 in the premixing passage 43, and a space 46c between the projecting pieces 46b. Becomes a passage of the premixed gas M2.
  • a plurality of (for example, 12) first premixed gas injection holes 44A are provided on the peripheral wall of the cylindrical body at equal intervals in the circumferential direction.
  • the premixed gas injection hole 44A is set so as to be directed obliquely outward in the radial direction. Thereby, a part of the premixed gas M1 injected from the premixed gas injection hole 44A is directed to the spark plug 30 (FIG. 2).
  • FIG. 4 shows the pilot burner 20 viewed from the downstream side.
  • the fuel injection hole 49 is provided at the center of the tip portion that coincides with the axis C1 of the pilot burner 20, and a plurality of second premixed gas injection holes 44B (in the example shown in the figure) 8) are provided.
  • a plurality of carbon removal injection holes 53 (three in the illustrated example) for supplying premixed gas are formed on the outer peripheral side of the fuel injection hole 49 and on the inner peripheral side of the second premixed gas injection hole 44B. . As shown in FIG.
  • the carbon removal injection holes 53 are directed obliquely inward so that a part of the premixed gas M1 in the premixing passage 43 is injected into the tip of the fuel injection holes 49. Is formed.
  • Each carbon removal injection hole 53 has a very small diameter comparable to that of the fuel injection hole 49.
  • the refueling burner 40 has a structure in which the upstream fuel injection portion has substantially the same structure as the pilot burner 20, a detailed description of the structure and operation thereof will be omitted.
  • the operation of the pilot burner 20 of the gas turbine combustor according to this embodiment will be described.
  • the fuel F supplied from the fuel supply device 5 via the fuel control device 6 shown in FIG. 1 is guided to the pilot burner 20 from the fuel introduction port 28 in FIG.
  • a part of the fuel F is guided to the fuel introduction passage 48 and injected from the fuel injection hole 49 into the combustion chamber 11 (FIG. 2), and is used for flame holding.
  • the dense fuel F is injected from the fuel injection holes 49 and diffused and burned, so that the flame holding property and the ignitability are improved.
  • the amount of fuel F injected from the fuel injection holes 49 is extremely small and does not affect the premixed combustion by the pilot burner 20.
  • the air-fuel mixture M1 is deflected by 90 ° when being guided from the inflow passage 41 to the premixing passage 43, the flow is greatly disturbed and premixing is promoted. Further, since the premixed gas M1 is guided through the long premixing passage 43 in the axial direction, premixing is promoted in the premixing passage 43. Since this premixed gas M1 is injected into the combustion chamber 11 from the plurality of premixed gas injection holes 44A, 44B, uneven distribution of the premixed gas in the combustion chamber 11 is suppressed.
  • the mixing promoting member 46 Since the premixed gas M2 guided to the downstream in the axial direction through the premixing passage 43 is deflected radially outward by the mixing promoting member 46, the turbulence increases and premixing is further promoted. Further, since the mixing promoting member 46 is provided in a portion of the premixing passage 43 that is upstream of the speed increasing portion 45 and has a large passage area, the flow promoting resistance is increased by the mixing promoting member 46 by an amount that the flow velocity is not large. Is suppressed.
  • the premixed gas M2 that has passed through the mixing promoting member 46 passes through the speed increasing portion 45 whose passage area decreases toward the downstream, so that the flow velocity of the premixed gas M2 increases, and thus the combustion chamber 11 (FIG. 2). ) From the side to the premixing passage 43 can be prevented. By preventing backfire in this way, damage to the pilot burner 20 can be avoided.
  • a part of the premixed gas M1 that has passed through the speed increasing portion 45 is injected diagonally outward in the radial direction from the first premixed gas injection hole 44A.
  • the other part of the premixed gas M1 is injected from the second premixed gas injection hole 44B into the combustion chamber 11 (FIG. 2) substantially in the direction of the axis C1. Further, the remaining portion of the premixed gas M1 is injected obliquely from the carbon removal injection hole 53 toward the tip of the fuel injection hole 49, and the fuel concentration near the outlet of the fuel injection hole 49 is reduced. This prevents the fuel injection holes 49 from being clogged due to soot generated due to excessive fuel concentration.
  • the compressed air A and the fuel F are sufficiently mixed, and the pilot premixed gas M1 having a uniform concentration is obtained.
  • the main premixed gas M2 is also supplied to the combustion chamber 11 from the main burner 21 shown in FIG.
  • a first combustion region formed by the premixed gas M1 and the premixed gas M2 in this case is indicated as S1.
  • the reheating burner 40 is also a premix type, and the reheating premixed gas M3 is also supplied from the reheating burner 40 into the combustion chamber 11 and burned.
  • the second combustion region in this case is indicated as S2.
  • the reheating burner 40 is also a premixed type, generation of NOx in the second combustion region S2 is also suppressed, and the emission amount can be reduced.
  • the amount of NOx is significantly larger than that of the diffusion combustion type that generates a large amount of NOx at a high temperature during combustion. Reduction can be achieved.
  • the conventional pilot burner 70 shown in FIG. 5 is a diffusion combustion type.
  • the fuel F introduced from the fuel introduction port 28 is guided into the introduction passage 72, injected from the fuel injection hole 74 at the tip, and mixed with the compressed air A outside the pilot burner 70 on the downstream side. Therefore, on the downstream side of the pilot burner 70, only the air-fuel mixture with insufficient variation in concentration due to insufficient mixing of the compressed air A and the fuel F can be obtained. For this reason, combustion temperature becomes high and it becomes easy to produce
  • FIG. 5 The horizontal axis of the figure is the load factor with a rating of 100%, and the vertical axis is the NOx concentration at the outlet of the combustion cylinder (oxygen concentration of combustion air 15%).
  • Comparative examples (a) and (b) shown in the figure show the results of an engine test carried out by mounting a conventional DLE combustor on the engine.
  • the pilot burner is the diffusion type shown in FIG. 5, and the main burner and the reheating burner are premixed.
  • the chasing burner is not operated, and in the comparative example (b), the chasing burner is actuated.
  • the first example and the second example show test results obtained by mounting the combustor according to the embodiment on an engine.
  • the pilot burner, the main burner, and the reheating burner are all premixed.
  • the reheating burner is not operated, and in the second example, the revolving burner is operated in the black circle mark ⁇ . Yes.
  • the NOx concentration greatly increases as the load factor increases.
  • the NOx concentration is greatly reduced in the region where the load factor is high by the amount of operation of the premixing type burner.
  • the pilot burner is a premix type
  • the NOx concentration is lower than that of the comparative example (a) as indicated by the downward arrow Y1.
  • the operation of the premixing type burner can reduce the NOx emission amount even more than the comparative example (b) as shown by the arrow Y2 even in the region where the load factor is high. Yes.

Abstract

　ガスタービン燃焼器(2)は、燃焼室(11)を形成する燃焼筒(10)の頭部に設けられたパイロットバーナ(20)と、その外周に配置された予混合型のメインバーナ(21)とを備える。パイロットバーナ(20)は、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって圧縮空気(A)を流入させる流入通路(41)と、流入通路(41)に圧縮空気(A)の流れと直交する方向に燃料(F)を噴射する複数の燃料供給孔(42)と、流入通路(41)からの圧縮空気(A)および燃料(F)を混合させながら軸方向下流に導く予混合通路(43)と、予混合通路(43)からの予混合気(M1)を燃焼室(11)に噴射する複数の予混合気噴射孔(44A)，(44B)とを備えている。

Description

ガスタービン燃焼器 関連出願
　本出願は、２０１１年９月５日出願の特願２０１１－１９２５４９の優先権を主張するものであり、その全体を参照により本願の一部をなすものとして引用する。
　本発明は、窒素酸化物（以下、ＮＯｘという）の排出量を抑制できるガスタービン燃焼器に関する。
　ガスタービン装置については、運転時にタービンから排出される排ガス組成に関して厳しい環境基準が設けられている。特に、排ガス中に含まれるＮＯｘの排出量の低減が望まれている。従来、このようなガスタービン装置における低ＮＯｘ化の手法として、燃焼室内に水や蒸気を噴射して燃焼火炎温度を低下させる方法が採用されていた。しかし、この方法によると、水や蒸気の噴射設備が必要となることでコスト高となる。さらに、装置の熱交換率が低下し、使用する水質が悪い場合にはタービンの腐食により装置の寿命を短くするなどの課題があった。これらの課題を克服するガスタービン装置として、近年、水や蒸気を用いることなく、低ＮＯｘ化を図るＤＬＥ(Dry Low Emission)燃焼器を用いたガスタービン装置がある。このようなＤＬＥ燃焼器において、これまで拡散燃焼型であったパイロットバーナを予混合型にすることで、タービンから排出されるＮＯｘ排出量の一層の低減を図ったものがある（特許文献１）。
特開２０１１－２１８７５号公報
　しかしながら、前記特許文献１に開示された予混合型パイロットバーナを用いた燃焼器の場合では、燃料と圧縮空気とが混合される予混合距離がきわめて短いため、均一で濃度のばらつきのない予混合気が得られない。したがって、理想的な希薄予混合燃焼が行えず、満足のいくＮＯｘ排出量の低減は期待できない。
　本発明の目的は、圧縮空気と燃料の十分な予混合化が図れて低ＮＯｘ化を実現できるパイロットバーナを備えたガスタービン燃焼器を提供することにある。
　前記目的を達成するために、本発明に係るガスタービン燃焼器は、圧縮機からの圧縮空気に燃料を混合して燃焼させてタービンに供給するガスタービン燃焼器であって、燃焼室を形成する燃焼筒の頭部に設けられたパイロットバーナと、その外周に配置された予混合型のメインバーナとを備え、前記パイロットバーナは、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって前記圧縮空気を流入させる流入通路と、前記流入通路に圧縮空気の流れと直交する方向に燃料を噴射する複数の燃料供給孔と、前記流入通路からの圧縮空気および燃料を混合させながら軸方向下流に導く予混合通路と、前記予混合通路からの予混合気を前記燃焼室に噴射する複数の予混合気噴射孔とを備えている。
　この構成によれば、流入通路において圧縮空気と複数の燃料供給孔からの燃料が圧縮空気に直交して供給される。よって、燃料に対する圧縮空気のせん断力によって圧縮空気と燃料との混合が促進される。また、予混合気は、流入通路から予混合通路に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気は、予混合通路を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路内において予混合がさらに促進される。その結果、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。この予混合気が複数の予混合気噴射孔から燃焼室に噴射されるので、燃焼室内での予混合気の偏在が抑制される。また、パイロットバーナの外周に配置された予混合型のメインバーナからも予混合気が燃焼室に噴射されるので、低負荷領域から高負荷領域まで、燃焼室内で、濃度の濃い混合気ではなく、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が燃焼される。これにより、ＮＯｘの排出量を低減できる。
　本発明において、さらに、パイロットバーナの中心部に、パイロット用燃料の一部を前記燃焼室に噴射する燃料噴射孔を備えていることが好ましい。この構成によれば、パイロットバーナの中心部に設けた燃料噴射孔から、パイロット用燃料の一部が前記燃焼室に噴射されるので、着火性が向上して安定した保炎性を確保できる。
　本発明において、さらに、前記燃料噴射孔の下流側近傍に前記予混合通路内の予混合気の一部を供給するカーボン除去用噴射孔を有するのが好ましい。この構成によれば、前記燃料噴射孔から燃焼室に噴射された燃料の濃度を、前記カーボン除去用噴射孔からの予混合気により薄くして、燃料の過濃により煤（カーボン）が発生するのを防止できる。これにより、前記燃料噴射孔はカーボン付着による目詰まりを起こすことなく、安定して燃焼室に燃料を噴射できる。
　本発明において、前記予混合通路は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部を有することが好ましい。この構成によれば、増速部を通ることで予混合気の流速が増すので、燃焼室側から予混合通路への逆火を防止できる。
　本発明において、前記予混合通路における前記増速部の上流側に、予混合気を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材が設けられるのが好ましい。この構成によれば、予混合通路内に導かれた圧縮空気と燃料の予混合気が前記混合促進部材により、径方向外側寄りに偏向させられるので、その偏向により予混合が促進される。また、混合促進部材が予混合通路における増速部の上流側である通路面積の大きい部分に設けられているので、流速が大きくない分だけ、混合促進部材による流路抵抗の増大が抑制される。
　本発明において、前記流入通路は環状の流入口と、この流入口の径方向内方に配置されて、前記圧縮空気を流入通路の中心へ向けて案内する複数のガイド片を有することが好ましい。この構成によれば、圧縮空気は、環状の流入口から中心側へ向けて導入されるので、流入通路の中心部で流入口からの圧縮空気が衝突して乱れが大きくなる結果、燃料との撹拌が促進される。
　本発明において、隣接する前記ガイド片の間に前記燃料供給孔が配置されていることが好ましい。この構成によれば、複数の燃料供給孔がガイド片間に配置されているから、燃料が多点噴射となり、しかもガイド片によって周方向に区画された燃料が流入通路に供給されるので、燃料の濃度むらの一層少ない均一な予混合気が得られる。
　請求の範囲および／または明細書および／または図面に開示された少なくとも２つの構成のどのような組合せも、本発明に含まれる。特に、請求の範囲の各請求項の２つ以上のどのような組合せも、本発明に含まれる。
　本発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明から、より明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、本発明の範囲を定めるために利用されるべきものではない。本発明の範囲は添付の請求の範囲によって定まる。添付図面において、複数の図面における同一の符号は、同一または相当する部分を示す。
本発明の一実施形態にかかるガスタービン燃焼器が適用されるガスタービン発電装置の概略構成図である。 同実施形態にかかるガスタービン燃焼器の縦断面図である。 同実施形態にかかるガスタービン燃焼器で使用するパイロットバーナを示し、（Ａ）はその拡大縦断面図、（Ｂ）は（Ａ）のIIIＢ－IIIＢ線断面図、（Ｃ）は（Ａ）のIIIＣ－IIIＣ線断面図、（Ｄ）は（Ａ）のIIIＤ－IIIＤ線断面図である。 図３（Ａ）の矢印IV方向から見た拡大図である。 比較例として示す従来の拡散型パイロットバーナを示す縦断面図である。 ガスタービン燃焼器における負荷率とＮＯｘの排出量の関係を示す特性図である。
　以下、本発明の一実施形態にかかるガスタービン燃焼器ついて図面を参照しながら詳述する。図１は同ガスタービン燃焼器が使用されるガスタービン発電装置の概略構成を示す。同図において、ガスタービン発電装置ＧＴは、圧縮機１と、燃焼器２と、タービン３とを主な構成要素としている。燃焼器２は、燃料供給装置５と燃料制御装置６とを備えている。圧縮機１から供給される圧縮空気Ａと、燃料制御装置６を介して燃料供給装置５から供給される燃料Ｆとを燃焼器２で燃焼させ、これにより発生する高温高圧の燃焼ガスＧをタービン３に供給して、このタービン３を駆動する。圧縮機１は回転軸７を介してタービン３により駆動され、このタービン３はまた、減速機８を介して発電機９を駆動する。
　図２の縦断面図に示すように、前記燃焼器２は、これに導入される圧縮空気Ａと燃焼ガスＧとが互いに燃焼器２内の逆方向に流れる逆流缶型である。燃焼器２は、回転軸７と同心の円周上に配設された複数の円筒状のハウジングＨを有する。各ハウジングＨ内に、ほぼ円筒状の燃焼筒１０が収納されており、その内部に燃焼室１１が形成されている。前記ハウジングＨの先端側となる頭部（図２の左端部）にはエンドカバー１２がボルト１２ａにより固定されている。
　ハウジングＨの上流側には、ハウジングＨ内に位置する支持筒１３の基端部が連結される。この支持筒１３の先端部（図２の右端部）に燃焼筒１０の頭部１０ａが固定されて、燃焼筒１０が支持筒１３を介してハウジングＨに支持されている。燃焼筒１０の周壁１０ｂとこれを覆うハウジングＨとの間には、圧縮機１（図１）からの圧縮空気Ａを燃焼筒１０の頭部１０ａ、つまり、上流側へ導く環状の空気通路１５が形成されている。支持筒１３の内側には空気導入室１６が形成されており、支持筒１３に、圧縮空気Ａを空気導入室１６内に導く複数の空気導入孔１８が設けられている。
　燃焼筒１０の頭部１０ａの中央部には、燃料Ｆの一部を燃焼室１１内に直接噴出するとともに、燃料Ｆと圧縮空気Ａを混合して生成した予混合気Ｍ１を燃焼室１１内に噴出する単一の予混合型のパイロットバーナ２０が設けられている。このパイロットバーナ２０の基端はエンドカバー１２に設けたパイロット燃料導入口２８に接続されている。パイロットバーナ２０の外周を囲むようにして、燃料Ｆと圧縮空気Ａを混合して生成した予混合気Ｍ２を、予混合通路２９から燃焼室１１内に噴出する単一の予混合型のメインバーナ２１が設けられている。
　メインバーナ２１は、メイン内周壁２１ａとメイン外周壁２１ｂとの間に、縦断面Ｌ字状の予混合通路２９が形成されている。この予混合通路２９の上流端が径方向外向きに開口しており、その開口した環状の空気取入口２９ａの径方向外側に複数のメイン燃料ノズル２３がメインバーナ２１の周方向に等間隔で配置されている。メイン燃料ノズル２３における空気取入口２９ａに対向する部分に、複数のメイン燃料噴射孔２３ａが形成されている。メイン燃料ノズル２３の基端はエンドカバー１２に設けたメイン燃料導入口２５に接続されている。空気取入口２９ａにはスワーラ２６が配置されている。メイン燃料導入口２５から供給された燃料Ｆは、空気取入口２９ａから流入する圧縮空気Ａとともに、スワーラ２６によって旋回が付与され、環状の予混合通路２９内で予混合されたのち、環状の予混合噴出口２９ｂから予混合気Ｍ２として燃焼室１１内に噴出される。
　前記パイロット燃料導入口２８およびメイン燃料導入口２５には、図１の燃料供給装置５から燃料制御装置６を介して燃料Ｆが供給される。
　燃焼筒１０の周壁１０ｂの上流部には、点火プラグ３０が、その先端を燃焼室１１内に臨ませて配置されている。点火プラグ３０は、ハウジングＨを貫通してハウジングＨに固定されており、起動時には、予混合型パイロットバーナ２０から燃焼室１１内に予混合気Ｍ１を噴射して点火プラグ３０により点火する。低負荷時には予混合型パイロットバーナ２０のみが作動する。つづいて、低負荷時よりも負荷が大きい通常運転時には、メインバーナ２１から燃焼室１１内に噴射された予混合気Ｍ２と予混合型パイロットバーナ２０からの予混合気Ｍ１とを燃焼して、燃焼筒１０の上流部において、メインバーナ２１の下流側に第１の燃焼領域Ｓ１を形成させる。
　燃焼筒１０における第１の燃焼領域Ｓ１よりも下流側には、複数、たとえば４つの空気孔３１が周方向に等間隔に設けられている。前記ハウジングＨにおける各空気孔３１に対向する部分には、予混合型の追焚きバーナ４０が取り付けられている。その先端部は、空気孔３１を通して燃焼室１１内に臨んでいる。こうして、追焚きバーナ４０は、メインバーナ２１よりも燃焼筒１０の下流側で燃焼筒１０の周壁１０ｂを貫通して配置され、追焚きバーナ用の予混合気Ｍ３を燃焼筒１０内に噴射して、燃焼室１１内で第１の燃焼領域Ｓ１の下流側に第２の燃焼領域Ｓ２を形成させる。
　図３（Ａ）～（Ｄ）は、パイロットバーナ２０の詳細を示す。図３（Ａ）に示すように、このパイロットバーナ２０は、燃焼筒１０の軸心Ｃ（図２）と同心となる真直なバーナ軸心Ｃ１を有し、圧縮空気Ａの流入通路４１と、予混合通路４３と、下流端部に設けられた複数の混合気噴射孔４４Ａ、４４Ｂとを備えている。流入通路４１は、上流端部（図３（Ａ）左側）に設けられて径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａを流入させる。予混合通路４３は、前記流入通路４１からの圧縮空気Ａおよび燃料Ｆを混合させながら軸方向下流（図３（Ａ）右側）に導く。混合気噴射孔４４Ａ、４４Ｂは、予混合通路４３からの予混合気Ｍ１を燃焼室１１（図２）に向けて噴射する。
　流入通路４１の外周には環状の流入口４１ａが形成されており、この流入口４１ａの径方向内側に、流入通路４１の圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２が設けられている。前記予混合通路４３は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部４５を有している。予混合気Ｍ１は、この増速部４５を通って流速が増したのち、混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂから噴射される。
　また、予混合通路４３における前記増速部４５の上流側に、予混合気Ｍ１を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材４６が設けられている。さらに、パイロットバーナ２０の中心部には、軸心Ｃ１に沿って延びる保炎燃料通路４８が設けられ、その下流側先端に燃料噴射孔４９が連通している。この燃料噴射孔４９からパイロット用燃料Ｆの一部が燃焼室（図２）に噴射されるようになっている。保炎燃料通路４３は、中央パイプＰ１の中空部によって形成されている。予混合通路４３は、外壁を形成する、くびれ部（増速部）４５を持ち、先端（下流端）が閉止された円筒体２０ａと、中心部の保炎燃料通路４８を形成する燃料パイプＰ１との間に形成された環状の通路である。燃料噴射孔４９は、パイロットノズル２０の先端壁２０ｂの中心部に形成されており、保炎燃料通路４８よりも小径の円孔である。この実施形態では、円筒体２０ａと先端壁２０ｂは一体形成されている。
　図３（Ｂ）に示すように、流入口４１ａには、圧縮空気Ａを環状の流入口４１ａから中心側へ向けて案内する複数（例えば１２枚）のガイド片５０が、周方向に等間隔で設けられている。ガイド片５０は円盤状のノズルプレート５４と円筒体２０ａの上流端部との間に配置され、両者５４，２０ａに例えば溶接により固定されている。
　ノズルプレート５４の外周部近傍には、複数の燃料供給孔４２がノズルプレート５４と同心状の配置で設けられている。複数の燃料供給孔４２は燃料溜め空間５５に連通し、燃焼筒１０の径方向内方に向かって開孔している。ノズルプレート５４とエンドプレート１２との間に、燃料溜め空間５５に燃料Ｆを導入するための燃料導入路１２ａが形成されている。燃料Ｆは燃料導入口２８および燃料導入路１２ａを通って燃料溜め空間５５に入る。一部の燃料Ｆは保炎燃料通路４８に導かれ、その他の燃料Ｆは燃料供給孔４２から流入通路４１に供給される。また、このノズルプレート５４の中央部には先端が逆円錐状となった中央突起５４ａが形成されている。この中央突起５４ａは、少なくともガイド片５０の高さ（軸心方向長さ）を若干上回る長さを有している。
　流入通路４１では、流入口４１ａを通って、隣接するガイド片５０，５０の間に径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａが流入する。前記隣接するガイド片５０，５０の間に、圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２が２個ずつ、計２４個設けられている。このように、複数の燃料供給孔４２がガイド片５０，５０間に配置されているから、燃料Ｆが多点噴射となり、しかもガイド片５０によって周方向に区画された燃料Ｆが流入通路４１に供給されるので、燃料Ｆの濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。
　ここで、圧縮空気Ａは、複数のガイド片５０によって流入口４１ａの中心側へ向けて導入される。そのため、流入通路４１の中心部で流入口４１ａからの圧縮空気Ａが衝突して乱れが大きくなる。その結果、燃料Ｆとの撹拌が促進される。こうして得られた予混合気Ｍ１が中央突起５４ａに衝突することで、円滑に９０°偏向されて予混合通路４３に導入される。
　図３（Ｃ）に示すように、混合促進部材４６は、中央部に保炎燃料通路４８の中央パイプＰ１を挿通させる挿通孔４６ａが形成され、外周部に円周方向に等間隔に配置された複数の突片４６ｂ（図例では４つ）が形成されたものである。たとえば、混合促進部材４６は金属板を打ち抜いて作成できる。この混合促進部材４６は、前記挿通孔４６ａの部分で中央パイプＰ１に固定されることで、予混合通路４３における増速部４５よりも上流側に設置され、各突片４６ｂの間の空間４６ｃが予混合気Ｍ２の通路となる。
　図３（Ｄ）に示すように、第１の予混合気噴射孔４４Ａが円筒体の周壁に周方向に等間隔で複数個（たとえば１２個）設けられている。この予混合気噴射孔４４Ａは、図３（Ａ）に示すように、径方向斜め外方に向かうように設定されている。これにより、予混合気噴射孔４４Ａから噴射される予混合気Ｍ１の一部が前記点火プラグ３０（図２）に向かう。
　図４はパイロットバーナ２０を下流側から見たものである。同図に示すように、先端部におけるパイロットバーナ２０の軸心Ｃ１に合致する中心部に前記燃料噴射孔４９が設けられ、その周囲に複数の第２の予混合気噴射孔４４Ｂ（図例では８個）が設けられている。燃料噴射孔４９の外周側で第２の予混合気噴射孔４４Ｂの内周側には、予混合気を供給する複数のカーボン除去用噴射孔５３（図例では３個）が形成されている。このカーボン除去用噴射孔５３は、図３（Ａ）に示すように、予混合通路４３内の予混合気Ｍ１の一部が、燃料噴射孔４９の先端に噴射されるように斜め内側に向かって形成されている。各カーボン除去用噴射孔５３は、燃料噴射孔４９と同程度の極めて小径のものとしている。
　図３（Ａ）において、パイロットバーナ２０の円筒体２０ａの下流端部近傍は、横断面Ｌ字形の環状のカラー５７を介してメイン内周壁２１ａに、熱変形を許容された状態で支持されている。
　追焚きバーナ４０は、その上流の燃料噴射部分がパイロットバーナ２０と実質的に同一構造のものが採用されているので、その詳しい構造や作用についての説明は省略する。
　つぎに、この実施形態にかかるガスタービン燃焼器のパイロットバーナ２０の作動について説明する。ガスタービンＧＴの全負荷領域において、図１に示す燃料制御装置６を介して燃料供給装置５から供給される燃料Ｆは、図３（Ａ）の燃料導入口２８からパイロットバーナ２０に導かれる。この燃料Ｆの一部は燃料導入通路４８に導かれて燃料噴射孔４９から燃焼室１１（図２）に噴射され、保炎用に供される。燃料噴射孔４９から濃い燃料Ｆが噴射されて拡散燃焼することで、保炎性および着火性が向上する。燃料噴射孔４９からの燃料Ｆの噴射量はきわめて微量であり、パイロットバーナ２０による予混合燃焼に影響を与えない。
　燃料Ｆの大部分は、燃料供給孔４２から流入通路４１内に導かれる。それと同時に、圧縮機１（図１）からの圧縮空気Ａが流入通路４１に、径方向外方からガイド片５０,５０の間を通って径方向内方に向かって導入される。このとき、圧縮空気Ａと燃料Ｆとは直交状態で混合されるので、燃料Ｆに対する圧縮空気Ａによるせん断力によって圧縮空気Ａと燃料Ｆとの混合が促進されながら予混合通路４３を軸方向下流に導かれる。前述のとおり、圧縮空気Ａと燃料Ｆは流入通路４１内を径方向内方へ向かって流れることで、中心部で衝突して乱れが大きくなり、混合が促進される。また、混合気Ｍ１は、流入通路４１から予混合通路４３に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気Ｍ１は、長い予混合通路４３を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路４３内において予混合が促進される。この予混合気Ｍ１が複数の予混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂから燃焼室１１に噴射されるので、燃焼室１１内での予混合気の偏在が抑制される。
　予混合通路４３を軸方向下流に導かれる予混合気Ｍ２は、混合促進部材４６により径方向外側寄りに偏向させられるので、乱れが大きくなって、予混合がより促進される。また、混合促進部材４６が予混合通路４３における増速部４５の上流側である通路面積の大きい部分に設けられているので、流速が大きくない分だけ、混合促進部材４６による流路抵抗の増大が抑制される。
　つづいて、混合促進部材４６を経た予混合気Ｍ２は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部４５を通過することで、予混合気Ｍ２の流速が増すので、燃焼室１１（図２）側から予混合通路４３への逆火が防止できる。このように逆火が防止されることにより、パイロットバーナ２０の損傷を回避できる。
　増速部４５を経た予混合気Ｍ１の一部は、第１の予混合気噴射孔４４Ａから径方向斜め外方に向かって噴射される。予混合気Ｍ１の他の一部は第２の予混合気噴射孔４４Ｂから燃焼室１１（図２）に、ほぼ軸心Ｃ１方向へ向かって噴射される。さらに、予混合気Ｍ１の残部はカーボン除去用噴射孔５３から燃料噴射孔４９の先端に向かって斜め方向に噴射され、燃料噴射孔４９の出口付近の燃料濃度を低下させている。これにより、燃料の過濃によって発生する煤に起因する燃料噴射孔４９の目詰まりを防止する。
　このように、本発明の実施形態に含まれるパイロットバーナ２０によれば、圧縮空気Ａと燃料Ｆとが十分に混合され、濃度が均一なパイロット予混合気Ｍ１が得られる。始動時および低負荷時を除く通常運転時には、図２に示すメインバーナ２１からもメイン予混合気Ｍ２が燃焼室１１に供給される。この場合の予混合気Ｍ１および予混合気Ｍ２が形成する第１の燃焼領域をＳ１として示す。加えて、追焚きバーナ４０も予混合型であり、この追焚きバーナ４０からも追焚き予混合気Ｍ３が燃焼室１１内に供給されて燃焼される。この場合の第２の燃焼領域をＳ２として示す。追焚きバーナ４０も予混合型であることで、第２の燃焼領域Ｓ２でのＮＯｘの発生も抑制され、その排出量を低減できる。このように、パイロットバーナ２０、メインバーナ２１および追焚きバーナ４０のすべてが予混合型であるので、燃焼時、高温となって多量のＮＯｘを発生させる拡散燃焼型に比べ、大幅にＮＯｘ量の低減を図ることができる。
　これに対して、図５に示す従来のパイロットバーナ７０は、拡散燃焼型である。燃料導入口２８から導入された燃料Ｆは導入通路７２内に導かれ、先端の燃料噴射孔７４から噴射されて、パイロットバーナ７０の下流側外方で、圧縮空気Ａと混合される。したがって、パイロットバーナ７０の下流側では、圧縮空気Ａと燃料Ｆの混合が不十分で濃度にばらつきのある混合気しか得られない。このため、燃焼温度が高くなり、ＮＯｘが生成されやすくなる。
　つぎに、本発明の実施形態にかかる燃焼器と、図５の従来例の燃焼器とをエンジンに搭載して行ったエンジン試験の結果を、図６を参照して説明する。同図の横軸は定格を１００％とする負荷率であり、縦軸は燃焼筒出口でのＮＯｘ濃度（燃焼用空気の酸素濃度１５％）である。同図に示す比較例（ａ）および（ｂ）は従来のＤＬＥ燃焼器をエンジンに搭載して行ったエンジン試験結果を示すものである。パイロットバーナは図５に示した拡散型であり、メインバーナおよび追焚きバーナは予混合型である。比較例（ａ）では追焚きバーナを作動させておらず、比較例（ｂ）における黒三角印▲では追焚きバーナを作動させている。第１例および第２例は、実施形態にかかる燃焼器をエンジンに搭載して行った試験結果を示すものである。ここでは、パイロットバーナ、メインバーナおよび追焚きバーナのすべてが予混合型であり、第１例では追焚きバーナを作動させておらず、第２例における黒丸印●では追焚きバーナを作動させている。
　同図から明らかなように、比較例（ａ）では負荷率の上昇に伴ってＮＯｘ濃度が大きく増加している。比較例（ｂ）では比較例（ａ）に比べると、予混合型の追焚きバーナを作動させた分だけ、負荷率の高い領域でＮＯｘ濃度が大きく低下している。本発明の第１例では、パイロットバーナを予混合型としたことにより、下向きの矢印Ｙ１で示すように、比較例（ａ）よりもＮＯｘ濃度が低下している。また、本発明の第２例では、予混合型の追焚きバーナの作動により、負荷率が高い領域でも、矢印Ｙ２で示すように，比較例（ｂ）よりもさらにＮＯｘ排出量を低減できている。
　以上のとおり、図面を参照しながら好適な実施形態を説明したが、当業者であれば、本件明細書を見て、自明な範囲内で種々の変更および修正を容易に想定するであろう。したがって、そのような変更および修正は、添付の特許請求の範囲から定まるこの発明の範囲内のものと解釈される。
　１…圧縮機
　２…燃焼器
　３…タービン
　１０…燃焼筒
　１１…燃焼室
　１５…空気通路
　２０…パイロットバーナ
　２１…メインバーナ
　４０…追焚きバーナ
　４１…流入通路
　４１ａ…流入口
　４２…燃料供給孔
　４３…予混合通路
　４４Ａ，４４Ｂ…予混合気噴射孔
　４５…増速部
　４６…混合促進部材
　４８…保炎燃料通路
　４９…燃料噴射孔
　５０…ガイド片
　５３…カーボン除去用噴射孔
　５４ａ…中央突起
　Ａ…圧縮空気
　Ｆ…燃料
　Ｈ…ハウジング
　Ｍ１…予混合気

Claims (7)

  1. 　圧縮機からの圧縮空気に燃料を混合して燃焼させてタービンに供給するガスタービン燃焼器であって、
    　燃焼室を形成する燃焼筒の頭部に設けられたパイロットバーナと、その外周に配置された予混合型のメインバーナとを備え、
    　前記パイロットバーナは、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって前記圧縮空気を流入させる流入通路と、
    　前記流入通路に圧縮空気の流れと直交する方向に燃料を噴射する複数の燃料供給孔と、
    　前記流入通路からの圧縮空気および燃料を混合させながら軸方向下流に導く予混合通路と、
    　前記予混合通路からの予混合気を前記燃焼室に噴射する複数の予混合気噴射孔とを備えたガスタービン燃焼器。
  2. 　請求項１において、さらに、パイロットバーナの中心部に、パイロット用燃料の一部を前記燃焼室に噴射する燃料噴射孔を備えたガスタービン燃焼器。
  3. 　請求項２において、さらに、前記燃料噴射孔の下流側近傍に前記予混合通路内の予混合気の一部を供給するカーボン除去用噴射孔を有するガスタービン燃焼器。
  4. 　請求項１、２または３において、前記予混合通路は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部を有するガスタービン燃焼器。
  5. 　請求項４において、前記予混合通路における前記増速部の上流側に、予混合気を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材が設けられているガスタービン燃焼器。
  6. 　請求項１～５のいずれか一項において、前記流入通路は環状の流入口と、この流入口の径方向内方に配置されて、前記圧縮空気を流入通路の中心へ向けて案内する複数のガイド片を有するガスタービン燃焼器。
  7. 　請求項６において、隣接する前記ガイド片の間に前記燃料供給孔が配置されているガスタービン燃焼器。
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