WO2015046097A1 - ガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関 - Google Patents

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田村　一生
斉藤　圭司郎
慶 井上
赤松　真児
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    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine combustor configured to prevent the occurrence of combustion vibrations and a gas turbine engine equipped with the gas turbine combustor.
  • a pilot burner is disposed at the center of a combustion cylinder, and a plurality of main burners are disposed so as to surround the periphery of the pilot burner.
  • Gas turbine engines include those that burn gaseous fuel such as LNG and those that burn liquid fuel such as kerosene and A heavy oil.
  • a mixture of compressed air and fuel is generated in advance by injecting fuel into the flow of compressed air at the premixing nozzle of the main burner.
  • the air-fuel mixture is ignited by the flame injected from the pilot burner and burned to generate high-temperature and high-pressure combustion gas to drive the turbine on the downstream side.
  • the ratio between the air amount and the fuel amount can be adjusted relatively freely, and the air ratio (excess air ratio) in combustion can be increased.
  • the amount of NOx produced can be reduced by lowering the temperature.
  • combustion vibration is likely to occur.
  • the fluctuation range of the combustion pressure is amplified, the combustion becomes unstable, and low cycle vibration and noise due to the periodic fluctuation of the pressure of the combustor are generated.
  • Combustion vibration occurs when a periodic pressure fluctuation occurs in the combustor due to combustion, and this pressure fluctuation period coincides with the hydrodynamic natural frequency of the combustor.
  • the heat generation position by the injection flames injected from each main burner is the same position in the axial direction of the combustor. In this heat generation concentration area, the pressure of the combustion gas suddenly increases due to the temperature rise, and the pressure wave propagates in the combustor, and the combustion vibration is easily excited by resonance in the combustor. It becomes a state.
  • Patent Documents 1 and 2 disclose gas turbine combustors configured to suppress such combustion vibration.
  • Combustion vibration is suppressed by making the (shape) different and avoiding that the heat generation position by the injection flame is concentrated at the same position in the axial direction of the combustor.
  • the gas turbine combustor disclosed in Patent Document 2 differs from the shape of the elliptical extension pipes connected to the downstream side of the plurality of main nozzles (premixing nozzles), so The premixed gas is prevented from being ignited and combusted at the same position in the axial direction of the combustor, the concentration of the heat generation position by the injection flame is prevented, and the combustion vibration is suppressed.
  • the swirl angle of the swirler provided in the premixing pipe as in Patent Document 1 or the shape of the elliptical extension pipe as in Patent Document 2 is different from that of the gas turbine combustor. For example, a large cost is required to modify an existing gas turbine combustor.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and in the case of using liquid fuel, it is possible to reduce the generation amount of NOx and to prevent the occurrence of combustion vibration by a simple and high cost performance configuration. It is an object of the present invention to provide a gas turbine combustor that can be used and a gas turbine engine including the same.
  • the gas turbine combustor according to the first aspect of the present invention includes a pilot burner disposed at the center of the combustion cylinder, and a plurality of main burners disposed so as to surround the pilot burner.
  • the main burner has a main nozzle installed at the center of a cylindrical premixing nozzle, and an extension nozzle connected to a downstream side of the premixing nozzle from a fuel injection hole provided around the main nozzle
  • the liquid fuel is injected toward the inner surface of the main body, and the injection pattern of the liquid fuel injected from the fuel injection hole toward the inner surface of the extension nozzle is different among the plurality of main burners. Is set.
  • this gas turbine combustor since the injection pattern of the liquid fuel is different among the plurality of main burners, the concentration distribution of the mixture of compressed air and liquid fuel between the main burners can be changed. As a result, there is a difference in the length and shape of the combustion flames injected from each main burner, so that the heat generation distribution and the maximum heat generation point due to the plurality of combustion flames are concentrated at the same position in the axial direction of the combustor. It is possible to prevent combustion vibrations.
  • the air shape pressure loss does not change, and the air distribution is not biased. Therefore, the generation of NOx due to an increase in the average flame speed with a specific main burner with a small amount of air is suppressed, and the amount of NOx generated in the entire combustor can be reduced.
  • the injection angle of the liquid fuel in the fuel injection holes is different among the plurality of main burners. It can be considered.
  • the position of the fuel injection hole in the main nozzle may be different among the main burners.
  • the position of the fuel injection hole mentioned here may be an axial position, a circumferential position, a fuel injection hole installation pattern, or the like of the main nozzle of the fuel injection hole.
  • the number of the fuel injection holes in the main nozzle is made different among the main burners.
  • the diameter of the fuel injection hole in the main nozzle is made different among the main burners.
  • the liquid fuel injection patterns are different among the multiple main burners, and the length and shape of the combustion flames injected from each main burner are made different so that heat is generated by the multiple combustion flames. It is possible to prevent the distribution (maximum heating point) from concentrating on the same position of the combustor and to suppress combustion vibration.
  • the injection pattern may be made different by making the position of the main nozzle relative to the premixing nozzle changeable in at least one of the axial direction and the circumferential direction.
  • the position of the main nozzle in at least one of the axial direction and the circumferential direction even if the fuel injection angle, position, quantity, hole diameter, etc. of the fuel injection hole in the main nozzle itself are unchanged.
  • the position of the fuel injection hole can be changed in the axial direction and the circumferential direction. For this reason, the injection pattern of the liquid fuel injected from a plurality of main burners can be set more variously.
  • a gas turbine engine includes a compressor for compressing air, and gas turbine combustion having any one of the above-described configurations in which fuel is injected into the air compressed in the compressor and burned. And a turbine driven by expansion of combustion gas ejected from the gas turbine combustor.
  • the fuel injection hole provided in each main nozzle is changed, or only the axial position and the circumferential position of the main nozzle are changed. Due to the relatively simple and inexpensive structure, the concentration distribution of the mixture of compressed air and liquid fuel between the main burners is changed, and there is a difference in the length (shape) of the flame injected from each main burner. Thus, the heat generation position (heat generation distribution) due to the plurality of injection flames can be prevented from concentrating at the same position in the axial direction of the combustor, and combustion vibration can be suppressed.
  • combustion vibration is generated with a simple and high cost performance configuration. Can be prevented.
  • FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine combustor showing a first embodiment of the present invention.
  • the gas turbine combustor 1 is mounted on a gas turbine engine (not shown).
  • a gas turbine engine includes a compressor that compresses air, a gas turbine combustor that injects fuel into the air compressed in the compressor, and a combustion gas that is ejected from the gas turbine combustor.
  • the turbine is driven by the expansion of the gas turbine, and the turbine is rotated at high speed by using the energy of the combustion gas generated in the gas turbine combustor, and the generator is driven by obtaining the shaft output.
  • the gas turbine combustor 1 which concerns on this invention is used as said gas turbine combustor.
  • the gas turbine combustor 1 includes a combustion cylinder 2 forming an outer peripheral portion thereof, a single pilot burner 3 disposed along a central axis C of the combustion cylinder 2, and so as to surround the periphery of the pilot burner 3.
  • the apparatus has a typical premixing configuration including a plurality of (for example, eight) main burners 4 arranged at intervals.
  • the compressed air A compressed by a compressor flows from the left side toward the right side in FIG. 1 in the gas turbine combustor 1 (combustion cylinder 2).
  • the pilot burner 3 is provided with a shaft-like pilot nozzle 5 at its axial center.
  • a plurality of fuel injection holes 6 are formed at the tip of the pilot nozzle 5 on the downstream side.
  • a substantially funnel-shaped pilot nozzle outer cylinder 7 is attached so as to surround the pilot nozzle 5 with a space therebetween. The diameter of the pilot nozzle outer cylinder 7 is gradually reduced toward the downstream side of the flow of the compressed air A.
  • a plurality of wing-shaped pilot swirlers 8 are installed on the inner peripheral surface of the pilot nozzle outer cylinder 7 so as to stand up toward the pilot nozzle 5 side. Since these pilot swirlers 8 are provided with pitch angles that are inclined in the same direction, the flow of the compressed air A flowing inside the pilot nozzle outer cylinder 7 becomes a swirling flow (swirl flow).
  • a pilot cone 9 is provided so as to cover the periphery of the pilot nozzle 5.
  • the pilot cone 9 is formed in a substantially funnel shape whose diameter increases toward the downstream side of the flow of the compressed air A, and on the downstream side of the pilot nozzle outer cylinder 7 inside the upstream end portion of the pilot cone 9. The end portions are inserted with a short gap in the radial direction.
  • Liquid fuel F1 is injected into the swirling flow (swirl flow) of the compressed air A flowing inside the pilot nozzle outer cylinder 7 from the fuel injection hole 6 of the pilot nozzle 5, and the compressed fuel A is swirling so that the liquid fuel Mixing with F1 is promoted. In this manner, the fuel mixture M1 is generated when the liquid fuel F1 is preliminarily mixed with the compressed air A in the pilot burner 3.
  • the fuel mixture M1 is ejected from the pilot cone 9 toward a combustion region (not shown), ignited by a seed flame (not shown), and diffusion combustion is performed inside and downstream of the pilot cone 9.
  • the pilot cone 9 prevents the fuel mixture M1 injected from the pilot burner 3 and its combustion flame from diffusing in the centrifugal direction, and interferes with the fuel mixture M2 combustion flame from the main burner 4 described later. Is prevented.
  • the plurality of main burners 4 are provided with shaft-shaped main nozzles 11 at the respective shaft centers. These main nozzles 11 have a tapered cone shape in which the downstream end of the flow of the compressed air A becomes narrower toward the tip.
  • a premixing nozzle 12 is provided so as to cover the periphery of the main nozzle 11.
  • the premixing nozzle 12 has a substantially cylindrical shape, and an upstream inlet portion is expanded in a bell mouth shape, and an extended nozzle 13 is connected to a downstream outlet portion.
  • the extension nozzle 13 has a circular shape at the end on the premixing nozzle 12 side, but the opening shape at the end on the outlet side has an inner peripheral surface of the combustion cylinder 2 and the pilot cone 9 as shown in FIG. It has a substantially fan shape along the outer peripheral surface.
  • a plurality of wing-shaped main swirlers 14 (see FIG. 1) extending radially from the outer peripheral surface of the main nozzle 11 are fixed to the inner peripheral surface of the premixing nozzle 12, and the main nozzle 11 is premixed by these main swirlers 14. 12 is fixed at the center. Since each main swirler 14 is provided with a pitch angle inclined in the same direction, a swirl flow (swirl flow) in the same rotation direction is generated in the flow of the compressed air A passing through the inside of each premixing nozzle 12. .
  • the main nozzle 11 is provided with a plurality of fuel injection holes 15 on the outer peripheral surface of the cone near its tip, from which liquid fuel F2 is injected.
  • the liquid fuel F ⁇ b> 2 is injected obliquely toward the inner surface 13 a of the extension nozzle 13, atomized by hitting the inner surface 13 a, and mixed with the compressed air A. Since the compressed air A is swirling inside the premixing nozzle 12, mixing of the compressed air A and the liquid fuel F2 is promoted.
  • the fuel mixture M2 is generated by premixing the liquid fuel F2 with the compressed air A in the main burner 4, and this fuel mixture M2 is ejected from the extension nozzle 13 toward a combustion region (not shown).
  • the fuel mixture M1 injected from the pilot burner 3 is ignited by the combustion flame to generate combustion flames FA1 and FA2.
  • the fuel injection holes 15 do not necessarily have to be provided in the main nozzle 11.
  • the fuel injection holes 15 need only be provided around the main nozzle 11, such as the blade surface of the main swirler 14.
  • a turbine (not shown) of the gas turbine engine is driven by the expansion pressure of the combustion gas of the combustion flame ejected from the pilot burner 3 and the main burner 4 and is taken out as an output, and a compressor provided coaxially with the main shaft of the turbine is driven. Compressed air A is supplied.
  • the injection pattern of the liquid fuel F2 injected from the fuel injection hole 15 provided in the main nozzle 11 toward the inner surface 13a of the extension nozzle 13 is different among the plurality of main burners 4 (main nozzles 11). Is set to
  • the injection angle of the liquid fuel F2 in the fuel injection hole 15 differs between the main burners 4 (main nozzles 11).
  • the fuel injection angle ⁇ 2 of the fuel injection hole 15 of the lower main nozzle 11 is set to be narrower than the fuel injection angle ⁇ 1 of the fuel injection hole 15 of the upper main nozzle 11. .
  • the vertical cross-sectional view of the lower half of FIG. This is the difference in the injection pattern.
  • FIG 3 shows the heat distribution along the axial direction in the combustion cylinder 2 by the combustion flames FA1 and FA2.
  • the heat generation distributions HD1 and HD2 The axial length is different, and the axial positions of the highest heat generation points Hmax1 and Hmax2 are also different.
  • the fuel injection angle of the fuel injection hole 15 is set to at least two types of ⁇ 1 and ⁇ 2, and the arrangement is, for example, half of the eight premixing nozzles 12 (main nozzles 11), which are alternately arranged. It is conceivable that the fuel injection angles ⁇ 1 and ⁇ 2 are grouped in groups of four, arranged symmetrically, or randomly arranged. Further, the fuel injection angle may be set larger than the two types of ⁇ 1 and ⁇ 2.
  • the gas turbine combustor 1 configured as described above, since the injection pattern of the liquid fuel F2 is different among the plurality of main burners 4, the compressed air A and the liquid fuel F2 between the main burners 4 are different.
  • the concentration distribution of the fuel mixture M2 can be changed.
  • the lengths L1 and L2 of the combustion flames FA1 and FA2 injected from the main burners 4 and the shapes of the combustion flames FA1 and FA2 are differentiated, and the heat generation distributions HD1 and HD2 (maximum heat generation points Hmax1, Hmax 2) can be prevented from concentrating at the same position in the axial direction of the combustion cylinder 2, and combustion vibration in the gas turbine combustor 1 can be effectively suppressed.
  • the injection angles ⁇ 1 and ⁇ 2 of the liquid fuel F2 in the fuel injection holes 15 of the main nozzle 11 are set to the plurality of main burners 4 respectively. Therefore, the combustion vibration can be suppressed by making the injection pattern of the liquid fuel F2 different among the plurality of main burners 4 with a simple and high cost performance configuration.
  • the shape of the inflow path of the compressed air A is kept the same among the plurality of main burners 4, the air shape pressure loss does not change, and the air distribution is not biased. Therefore, the generation of NOx due to the increase in the average flame speed by the specific main burner 4 with a small amount of air is suppressed, and the amount of NOx generated in the gas turbine combustor 1 as a whole can be reduced.
  • the four fuel injection holes 15 are arranged in a cross shape at intervals of 90 degrees in the front view, respectively, in the main nozzles 11 of all the main burners 4.
  • this mode is not necessarily required, and the number and arrangement position (interval) of the fuel injection holes 15 may be varied.
  • FIG. 4 is a longitudinal sectional view of the main burner 4 and the injection flame showing the second embodiment of the present invention.
  • the main nozzle 11 of each main burner 4 has a structure in which the injection pattern of the liquid fuel F2 injected from the fuel injection hole 15 toward the inner surface 13a of the extension nozzle 13 is different among the plurality of main burners 4.
  • the positions of the fuel injection holes 15 in the axial direction are different.
  • the position of the fuel injection hole 15 in each main nozzle 11 is set to three types P1, P2, and P3 in the axial direction, and approaches the tip side of the main nozzle 11 in the order of P1, P2, and P3.
  • a plurality of main burners 4 provided with the main nozzles 11 whose positions of the fuel injection holes 15 are different in the axial direction are installed in the combustion cylinder 2 at random or in groups.
  • FIG. 5 is a front view of the main burner 4 (main nozzle 11, fuel injection hole 15, extension nozzle 13) showing a third embodiment of the present invention.
  • the circumferential position of the fuel injection holes 15 in each main nozzle 11 and the installation pattern are made different.
  • the diameter of each fuel injection hole 15 is the same, but may be different.
  • the four fuel injection holes 15 are arranged in a cross shape at intervals of 90 degrees in the front view, respectively, in the main nozzles 11 of all the main burners 4.
  • three fuel injection holes 15 are formed in each main nozzle 11, and the position of these fuel injection holes 15 is the tip of the main nozzle 11. They are arranged at unequal intervals along the circumferential direction R of the conical surface. For this reason, in each main burner 4, the liquid fuel F ⁇ b> 2 injected from each fuel injection hole 15 hits different areas of the inner surface 13 a of the extension nozzle 13.
  • each of the main nozzles 11 has a simple and low-cost configuration, as in the first and second embodiments.
  • the heat generation distribution (maximum heat generation point) of the combustion flame injected from the main burner 4 can be prevented from concentrating at the same position in the axial direction of the combustion cylinder 2, and combustion vibration in the gas turbine combustor can be suppressed.
  • FIG. 6 is a front view of the main burner 4 (main nozzle 11, fuel injection hole 15, extension nozzle 13) showing a fourth embodiment of the present invention.
  • the quantity and the hole diameter of the fuel injection holes 15 in each main nozzle 11 are made different.
  • the three combustion injection holes 15a having the same hole diameter are arranged in the main nozzle 11 of one adjacent main burner 4 at unequal intervals.
  • the main nozzle 11 of the other main burner 4 is provided with four fuel injection holes 15b, 15c, 15d, 15e at unequal intervals, and one of them 15b has a hole diameter larger than 15a.
  • the other three 15c, 15d, and 15e have hole diameters smaller than 15a. Therefore, as in the third embodiment, in each main burner 4, the liquid fuel F2 injected from each of the fuel injection holes 15a to 15e hits a different region of the inner surface 13a of the extension nozzle 13, and the injection amount is also different. Yes.
  • the heat generated by a plurality of combustion flames can be obtained by a simple and low-cost configuration as in the first to third embodiments. It is possible to prevent the distribution (maximum heat generation point) from concentrating at the same position in the axial direction of the combustion cylinder 2 and to suppress combustion vibration in the gas turbine combustor.
  • FIG. 7 is a longitudinal sectional view of the main burner 4 and the injection flame showing the fifth embodiment of the present invention.
  • the position of the main nozzle 11 with respect to the premixing nozzle 12 is set to at least one direction of the axial direction L and the circumferential direction R. It can be changed.
  • the main nozzle 11 can be fixed to the premixing nozzle 12 and can be fixed again after being moved in the axial direction L and the circumferential direction R with respect to the premixing nozzle 12.
  • the position can be freely changed with respect to the premixing nozzle 12 and the extension nozzle 13.
  • the position of the fuel injection hole 15 in the axial direction L can be adjusted steplessly from P1 ⁇ P2 ⁇ P3.
  • the lengths of the combustion flames FA1, FA2, and FA3 when the fuel injection holes 15 are at the respective points P1, P2, and P3 are set to L1, L2, respectively. , L3.
  • the position in the circumferential direction R of the fuel injection hole 15 in each main nozzle 11 can be freely set at 360 degrees.
  • the liquid fuel F2 injected from each fuel injection hole 15 is supplied to the extension nozzle 13 in each main burner 4. It is possible to hit different areas of the inner surface 13a.
  • the fuel injection pattern between the plurality of main burners 4 (main nozzles 11) is made possible by changing the position of the main nozzle 11 with respect to the premixing nozzle 12 in the axial direction and the circumferential direction.
  • the structure is different. Thereby, even if the fuel injection angle, position, quantity, hole diameter, etc. of the fuel injection hole 15 in the main nozzle 11 itself are unchanged, the position of the main nozzle 11 is changed to at least one of the axial direction and the circumferential direction.
  • the position of the fuel injection hole 15 can be freely changed with respect to the inner surface 13a of the extension nozzle 13.
  • the injection pattern of the liquid fuel F2 injected from the plurality of main burners 4 is set more variously, and the heat generation distribution (maximum heat generation point) by the plurality of combustion flames FA1, FA2, FA3. It is possible to prevent the combustion vibration in the gas turbine combustor from being concentrated at the same position.
  • the fuel injection holes 15 provided in each main nozzle 11. Or a mixture of the compressed air A and the liquid fuel F2 between the main burners 4 by a relatively simple and inexpensive structure that only changes the axial position and the circumferential position of the main nozzle 11.
  • the concentration distribution of the gas M2 is changed to give a difference in the length (shape) of the flames injected from the main burners 4, and the heat generation positions (heat generation distributions) due to the plurality of injection flames are in the axial direction of the combustion cylinder 2. Concentration at the same position can be prevented and combustion vibration can be suppressed.
  • the present invention is not limited to the configuration of the above-described embodiment, and can be appropriately modified or improved within a scope not departing from the gist of the present invention. Are also included in the scope of rights of the present invention.
  • the above embodiments and reference embodiments may be combined with each other.

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Abstract

　液体燃料を使用するガスタービン燃焼器において、簡素でコストパフォーマンスの高い構成により、燃焼振動の発生を防止する。ガスタービン燃焼器（１）は、燃焼筒（２）の中心部に配置されたパイロットバーナ（３）と、その周囲を取り囲むように配置された複数のメインバーナ（４）とを備え、メインバーナ（４）は、円筒状の予混合ノズル（１２）の中心部にメインノズル（１１）が設置されて、メインノズル（１１）の周辺に設けられた燃料噴射孔（１５）から、予混合ノズル（１２）の下流側に接続された延長ノズル（１３）の内面（１３ａ）に向かって液体燃料（Ｆ２）が噴射される構成であり、その噴射パターンが、複数のメインバーナ（４）の間で異なるように設定されている。例えば、燃料噴射孔（１５）における液体燃料（Ｆ２）の噴射角度（θ１，θ２）を、複数のメインバーナ（４）の間で異ならせることによって噴射パターンを異ならせている。

Description

ガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関
　本発明は、燃焼振動の発生を防止するようにしたガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関に関するものである。
　近年、環境保全への関心の高まりとともに、窒素酸化物（ＮＯｘ）等のエミッション低減が求められている。ガスタービン機関においても例外ではなく、特に燃焼器に関する種々の研究開発が進められている。
　多くのガスタービン機関に広く適用されている予混合燃焼方式の燃焼器は、燃焼筒の中心部にパイロットバーナが配置され、このパイロットバーナの周囲を取り囲むように複数のメインバーナが配置されている。ガスタービン機関には、ＬＮＧ等の気体燃料を燃焼させるものと、灯油やＡ重油等の液体燃料を燃焼させるものとがある。
　気体燃料、液体燃料、いずれの燃料を用いる燃焼器においても、メインバーナの予混合ノズルにおいて、圧縮空気の流れの中に燃料を噴き込むことにより、予め圧縮空気と燃料との混合気を生成し、この混合気がパイロットバーナから噴射される火炎に着火されて燃焼し、高温・高圧な燃焼ガスを生成させて後流側のタービンを駆動する。このように、圧縮空気と燃料とを予め混合させることにより、空気量と燃料量との比を比較的自由に調整でき、燃焼における空気比（空気過剰率）を増大させることができるため、燃焼温度を低下させてＮＯｘの生成量を低減することができる。
　ところが、予混合燃焼方式のガスタービン燃焼器では、燃焼振動が発生しやすい。燃焼振動が生じると燃焼圧力の変動幅が増幅されて燃焼が不安定になるとともに、燃焼器の圧力の周期的変動による低サイクル振動や騒音が発生するようになる。
　燃焼振動は、燃焼により燃焼器内に周期的圧力変動が生じ、この圧力変動周期が燃焼器の流体力学的固有振動数と一致したような場合に生じる。特に、従来では、複数のメインバーナから噴射される火炎の形状が全て同一形状となるように設計されていたため、各メインバーナから噴射される噴射火炎による発熱位置が燃焼器の軸方向の同一位置に集中しやすく、この発熱集中領域では温度上昇による急激な燃焼ガスの圧力上昇が生じ、その圧力波が燃焼器内に伝播するようになり、燃焼器内で共鳴して燃焼振動が励起されやすい状態となる。
　このような燃焼振動を抑制するようにしたガスタービン燃焼器が特許文献１，２に開示されている。
　特許文献１に開示されているガスタービン燃焼器は、２つ以上の予混合管に設けられたスワーラのスワール角度を異ならせることにより、各予混合管から燃焼室内に噴射される火炎の長さ（形状）を異ならせ、噴射火炎による発熱位置が燃焼器の軸方向の同一位置に集中することを回避することにより燃焼振動を抑制している。
　また、特許文献２に開示されているガスタービン燃焼器は、複数のメインノズル（予混合ノズル）の下流側に接続されている楕円延長管の形状を異ならせることにより、全部のメインノズルからの予混合気が燃焼器の軸線方向の同一位置で着火、燃焼することを防止して、噴射火炎による発熱位置の集中を防止し、燃焼振動を抑制している。
特開２００３－１３９３２６号公報 特開２００１－２５４９４７号公報
　しかしながら、上記の特許文献１，２に開示されている従来のガスタービン燃焼器は、ガス燃料を使用するガスタービン燃焼器においては少なからず貢献をもたらすが、液体燃料を使用するガスタービン燃焼器においては、複数の予混合ノズルの間における圧縮空気と液体燃料との混合気の濃度分布を変化させなければ火炎の長さ（形状）に差が出にくいため、大きな効果をもたらすことができなかった。
　しかも、特許文献１のように予混合管に設けられたスワーラのスワール角度を異ならせたり、特許文献２のように楕円延長管の形状を異ならせたりするのは、ガスタービン燃焼器の構造を大きく変更することになるため、例えば既存のガスタービン燃焼器に改造を施すのに多大なコストが掛かってしまう。
　しかも、特許文献１，２のガスタービン燃焼器では、各メインノズル（メインバーナ）の間で流入空気の経路の形状が異なってしまうため、空気の形状圧力損失が変化し、空気配分に偏りが生じる可能性がある。そのため、空気量が少ないメインノズルでは平均火炎速度が高くなり、燃焼器全体としてＮＯｘの生成量が増加する傾向がある。
　本発明は上記の事情に鑑みてなされたものであり、液体燃料を使用する場合において、簡素でコストパフォーマンスの高い構成により、ＮＯｘの生成量を低減させるとともに、燃焼振動の発生を防止することができるガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
　即ち、本発明の第１の態様に係るガスタービン燃焼器は、燃焼筒の中心部に配置されたパイロットバーナと、前記パイロットバーナの周囲を取り囲むように配置された複数のメインバーナと、を備え、前記メインバーナは、円筒状の予混合ノズルの中心部にメインノズルが設置されて、前記メインノズルの周辺に設けられた燃料噴射孔から、前記予混合ノズルの下流側に接続された延長ノズルの内面に向かって液体燃料が噴射される構成であり、前記燃料噴射孔から前記延長ノズルの内面に向かって噴射される前記液体燃料の噴射パターンが、前記複数のメインバーナの間で異なるように設定されている。
　このガスタービン燃焼器によれば、複数のメインバーナの間で液体燃料の噴射パターンが異なっているため、これら各メインバーナの間における圧縮空気と液体燃料との混合気の濃度分布を変化させることができ、これによって各メインバーナから噴射される燃焼火炎の長さおよび形状に差を持たせ、複数の燃焼火炎による発熱分布および最高発熱点が燃焼器の軸方向の同一位置に集中することを防止して、燃焼振動を抑制することができる。
　しかも、複数のメインバーナの間で流入空気の経路の形状が同一形状に保たれるため、空気の形状圧力損失が変化することがなく、空気配分に偏りが生じない。したがって、空気量が少ない特定のメインバーナで平均火炎速度が高くなることによるＮＯｘの生成が抑制され、燃焼器全体としてＮＯｘの生成量を低減させることができる。
　前記複数のメインバーナの間で前記燃料噴射孔から噴射される前記液体燃料の噴射パターンを異ならせる構造として、前記燃料噴射孔における前記液体燃料の噴射角度を、前記複数のメインバーナの間で異ならせることが考えられる。
　また、同じく前記液体燃料の噴射パターンを異ならせる構造として、前記メインノズルにおける前記燃料噴射孔の位置を、前記各メインバーナの間で異ならせることも考えられる。ここで言う燃料噴射孔の位置とは、燃料噴射孔のメインノズルにおける軸方向位置、周方向位置、そして燃料噴射孔の設置パターン等が考えられる。
　同じく前記液体燃料の噴射パターンを異ならせる構造として、前記メインノズルにおける前記燃料噴射孔の数量を、前記各メインバーナの間で異ならせることが考えられる。
　同じく前記液体燃料の噴射パターンを異ならせる構造として、前記メインノズルにおける前記燃料噴射孔の孔径を、前記各メインバーナの間で異ならせることが考えられる。
　上記のように、メインノズルにおける燃料噴射孔の燃料噴射角度や、燃料噴射孔の位置、燃料噴射孔の数量、燃料噴射孔の孔径等を、各メインバーナの間で異ならせるようにすれば、簡素でコストの安い構成により、複数のメインバーナの間で液体燃料の噴射パターンを異なせて、各メインバーナから噴射される燃焼火炎の長さや形状に差を持たせ、複数の燃焼火炎による発熱分布（最高発熱点）が燃焼器の同一位置に集中することを防止して燃焼振動を抑制することができる。
　また、前記の各構成において、前記予混合ノズルに対する前記メインノズルの位置を、軸方向および周方向の少なくとも一方向に変更可能にすることによって前記噴射パターンを異ならせるようにしてもよい。
　上記構成によれば、メインノズル自体における燃料噴射孔の燃料噴射角度、位置、数量、孔径等は不変であっても、メインノズルの位置を軸方向および周方向の少なくとも一方向に変更することにより、燃料噴射孔の位置を軸方向および周方向に変更することができる。このため、複数のメインバーナから噴射される液体燃料の噴射パターンを、より多彩に設定することができる。
　また、本発明の第２の態様に係るガスタービン機関は、空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機において圧縮された前記空気に燃料を噴き込んで燃焼させる上記いずれかの構成のガスタービン燃焼器と、該ガスタービン燃焼器から噴出する燃焼ガスの膨張によって駆動されるタービンとを備える。
　上記構成によれば、液体燃料を使用するガスタービン機関において、各メインノズルに設けられている燃料噴射孔に変更を加える、もしくはメインノズルの軸方向位置や周方向位置に変更を加えるのみの、比較的簡素で安価な構造により、各メインバーナの間における圧縮空気と液体燃料との混合気の濃度分布を変化させて、各メインバーナから噴射される火炎の長さ（形状）に差を持たせ、複数の噴射火炎による発熱位置（発熱分布）が燃焼器の軸方向の同一位置に集中することを防止して、燃焼振動を抑制することができる。
　以上のように、本発明に係るガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関によれば、液体燃料を使用するガスタービン燃焼器において、簡素でコストパフォーマンスの高い構成により、燃焼振動の発生を防止することができる。
本発明の第１実施形態を示すガスタービン燃焼器の軸方向に沿う縦断面図である。 図１のII-II線に沿うガスタービン燃焼器の縦断面図である。 第１実施形態の作用を示すメインバーナおよび噴射火炎の縦断面図と熱分布のグラフである。 本発明の第２実施形態を示すメインバーナおよび噴射火炎の縦断面図である。 本発明の第３実施形態を示すメインバーナ（メインノズル、燃料噴射孔、延長ノズル）の正面図である。 本発明の第４実施形態を示すメインバーナ（メインノズル、燃料噴射孔、延長ノズル）の正面図である。 本発明の第５実施形態を示すメインバーナおよび噴射火炎の縦断面図である。
　以下に、本発明に係るガスタービン燃焼器の複数の実施形態について、図面を参照しながら説明する。
［第１実施形態］
　図１は、本発明の第１実施形態を示すガスタービン燃焼器の縦断面図である。
　このガスタービン燃焼器１は、図示しないガスタービン機関に搭載されるものである。ガスタービン機関は、広く周知の通り、空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機において圧縮された空気に燃料を噴き込んで燃焼させるガスタービン燃焼器と、このガスタービン燃焼器から噴出する燃焼ガスの膨張によって駆動されるタービンとを備えており、ガスタービン燃焼器において発生した燃焼ガスのエネルギを利用してタービンを高速で回転駆動し、軸出力を得て発電機等を駆動するものである。そして、上記のガスタービン燃焼器として、本発明に係るガスタービン燃焼器１が用いられている。
　ガスタービン燃焼器１は、その外周部をなす燃焼筒２と、この燃焼筒２の中心軸線Ｃに沿って配置された１基のパイロットバーナ３と、このパイロットバーナ３の周囲を取り囲むように等間隔に配置された複数基（例えば８基）のメインバーナ４とを備えた典型的な予混合方式の構成を持つものである。なお、図示しない圧縮機で圧縮された圧縮空気Ａは、ガスタービン燃焼器１（燃焼筒２）の内部を、図１に向かって左側から右側に向かって流れる。
　パイロットバーナ３は、その軸心部に軸状のパイロットノズル５を備えている。このパイロットノズル５の下流側の先端部には複数の燃料噴射孔６が穿設されている。また、パイロットノズル５の周囲を、間隔を開けて取り巻くように略ファンネル状のパイロットノズル外筒７が装着されている。このパイロットノズル外筒７は、その径が圧縮空気Ａの流れの下流側に向かって徐々に縮まっている。
　パイロットノズル外筒７の内周面には、複数の翼状のパイロットスワーラ８が、パイロットノズル５側に向かって起立するように設置されている。これらのパイロットスワーラ８には、同一の方向に傾斜するピッチ角が付与されているため、パイロットノズル外筒７の内部を流れる圧縮空気Ａの流れが旋回流（スワール流）となる。
　また、パイロットノズル５の周囲を覆うようにパイロットコーン９が設けられている。このパイロットコーン９は、圧縮空気Ａの流れの下流側に向かって径が拡大する略ファンネル状に形成されており、パイロットコーン９の上流側端部の内側に、パイロットノズル外筒７の下流側端部が、径方向に間隔を空けて短く挿入されている。
　パイロットノズル外筒７の内部を流れる圧縮空気Ａの旋回流（スワール流）には、パイロットノズル５の燃料噴射孔６から液体燃料Ｆ１が噴射され、圧縮空気Ａが旋回していることによって液体燃料Ｆ１との混合が促進される。このように、パイロットバーナ３において圧縮空気Ａに液体燃料Ｆ１が予め混合されることにより、燃料混合気Ｍ１が生成される。
　燃料混合気Ｍ１は、パイロットコーン９から図示しない燃焼領域に向かって噴出し、図示しない種火によって着火され、パイロットコーン９の内部および下流で拡散燃焼が行われる。なお、パイロットコーン９により、パイロットバーナ３から噴射された燃料混合気Ｍ１およびその燃焼火炎が遠心方向に拡散することが防止され、後述するメインバーナ４からの燃料混合気Ｍ２燃焼火炎に干渉することが防止される。
　一方、複数のメインバーナ４は、それぞれの軸心部に軸状のメインノズル１１を備えている。これらのメインノズル１１は、圧縮空気Ａの流れの下流側の端部が、先端に向かって細くなるテーパーコーン状である。また、メインノズル１１の周囲を覆うように予混合ノズル１２が設けられている。予混合ノズル１２は略円筒状であり、その上流側の入口部がベルマウス状に拡開され、下流側の出口部には延長ノズル１３が接続されている。延長ノズル１３は、その予混合ノズル１２側の端部の形状が円形であるが、出口側の端部の開口形状は、図２に示すように燃焼筒２の内周面とパイロットコーン９の外周面とに沿う略扇型の形状となっている。
　メインノズル１１の外周面から放射状に延びる複数の翼状のメインスワーラ１４（図１参照）が予混合ノズル１２の内周面に固定されており、これらのメインスワーラ１４によってメインノズル１１が予混合ノズル１２の中心部に固定されている。各メインスワーラ１４には、同一の方向に傾斜するピッチ角が付与されているため、各予混合ノズル１２の内部を通る圧縮空気Ａの流れに同一回転方向の旋回流（スワール流）が発生する。
　メインノズル１１は、その先端付近の円錐外周面に複数の燃料噴射孔１５が設けられており、ここから液体燃料Ｆ２が噴射される。液体燃料Ｆ２は、延長ノズル１３の内面１３ａに向かって斜めに噴射され、内面１３ａに当たることによって微粒化されて圧縮空気Ａに混合される。予混合ノズル１２の内部では圧縮空気Ａが旋回しているため、圧縮空気Ａと液体燃料Ｆ２との混合が促進される。
　このように、メインバーナ４において圧縮空気Ａに液体燃料Ｆ２が予め混合されることにより、燃料混合気Ｍ２が生成され、この燃料混合気Ｍ２は、延長ノズル１３から図示しない燃焼領域に向かって噴出し、パイロットバーナ３から噴射される燃料混合気Ｍ１の燃焼火炎により着火され、燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２を生成する。なお、燃料噴射孔１５は必ずしもメインノズル１１に設けられていなくてもよく、例えばメインスワーラ１４の翼面等、要するにメインノズル１１の周辺に設けられていればよい。
　パイロットバーナ３とメインバーナ４から噴出する燃焼火炎の燃焼ガスの膨張圧力によってガスタービン機関の図示しないタービンが駆動され、出力として取り出されるとともに、タービンの主軸と同軸的に設けられた圧縮機が駆動されて圧縮空気Ａが供給される。
　本発明において、メインノズル１１に設けられた燃料噴射孔１５から延長ノズル１３の内面１３ａに向かって噴射される液体燃料Ｆ２の噴射パターンは、複数のメインバーナ４（メインノズル１１）の間で異なるように設定されている。
　具体的には、燃料噴射孔１５における液体燃料Ｆ２の噴射角度が、各メインバーナ４（メインノズル１１）の間で異なっている。例えば、図１では、上側のメインノズル１１の燃料噴射孔１５の燃料噴射角度θ１よりも、下側のメインノズル１１の燃料噴射孔１５の燃料噴射角度θ２の方が狭い角度に設定されている。このため、図３の下半分の縦断面図にも示すように、燃料噴射角度がθ１の場合とθ２の場合とでは、液体燃料Ｆ２が延長ノズル１３の内面１３ａに当たる位置が異なっている。これが即ち噴射パターンの違いとなる。
　図３に示すように、燃料噴射角度がθ１の場合は、噴射された液体燃料Ｆ２が延長ノズル１３の内面１３ａに当たって微粒化される位置が圧縮空気Ａの流れの比較的上流側となるため、燃料混合気Ｍ２への着火が早まり、燃焼火炎ＦＡ１の長さＬ１が比較的短くなる。また、燃料噴射角度がθ１よりも狭いθ２の場合は、噴射された液体燃料Ｆ２が延長ノズル１３の内面１３ａに当たる位置が比較的下流側となるため、着火が遅くなって燃焼火炎ＦＡ２の長さＬ２が比較的長くなる。
　図３の上半分のグラフは、燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２による燃焼筒２内の軸方向に沿う熱分布を示している。ここに示すように、燃料噴射孔１５の燃料噴射角度がθ１の場合に生成される燃焼火炎ＦＡ１と、燃料噴射角度がθ２の場合に生成される燃焼火炎ＦＡ２とでは、発熱分布ＨＤ１とＨＤ２の軸方向長さが異なり、最高発熱点Ｈmax１とＨmax２の軸方向位置も異なる。
　燃料噴射孔１５の燃料噴射角度は、少なくともθ１とθ２の２種類を設定し、その配置は、例えば８基設けられている予混合ノズル１２（メインノズル１１）のうちの半数とし、それらを交互に配置したり、燃料噴射角度θ１のものとθ２のものとを４基ずつグループ分けして対称的に配置したり、全くランダムに配置したりすること等が考えられる。また、燃料噴射角度はθ１とθ２の２種類よりも多く設定してもよい。
　以上のように構成されたガスタービン燃焼器１によれば、複数のメインバーナ４の間で液体燃料Ｆ２の噴射パターンが異なっているため、各メインバーナ４の間における圧縮空気Ａと液体燃料Ｆ２との燃料混合気Ｍ２の濃度分布を変化させることができる。これにより、各メインバーナ４から噴射される燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２の長さＬ１，Ｌ２およびその形状に差を持たせ、複数の燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２による発熱分布ＨＤ１，ＨＤ２（最高発熱点Ｈmax１，Ｈmax２）が燃焼筒２の軸方向の同一位置に集中することを防止して、ガスタービン燃焼器１における燃焼振動を効果的に抑制することができる。
　本実施形態では、複数のメインバーナ４の間で液体燃料Ｆ２の噴射パターンを異ならせる構造として、メインノズル１１の燃料噴射孔１５における液体燃料Ｆ２の噴射角度θ１，θ２を、複数のメインバーナ４の間で異ならせたため、簡素でコストパフォーマンスの高い構成により、複数のメインバーナ４の間で液体燃料Ｆ２の噴射パターンを異なせて燃焼振動を抑制することができる。
　しかも、複数のメインバーナ４の間で圧縮空気Ａの流入経路の形状が同一形状に保たれるため、空気の形状圧力損失が変化することがなく、空気配分に偏りが生じない。したがって、空気量が少ない特定のメインバーナ４で平均火炎速度が高くなることによるＮＯｘの生成が抑制され、ガスタービン燃焼器１全体としてＮＯｘの生成量を低減させることができる。
　なお、上記実施形態では、図２に示すように、全部のメインバーナ４のメインノズル１１に、それぞれ４つの燃料噴射孔１５が正面視において９０度間隔で十字状に配置されている。しかし、必ずしもこの態様である必要はなく、燃料噴射孔１５の数量や配置位置（間隔）等を異ならせてもよい。
［第２実施形態］
　図４は、本発明の第２実施形態を示すメインバーナ４および噴射火炎の縦断面図である。この実施形態では、燃料噴射孔１５から延長ノズル１３の内面１３ａに向かって噴射される液体燃料Ｆ２の噴射パターンを複数のメインバーナ４の間で異ならせる構造として、各メインバーナ４のメインノズル１１の燃料噴射孔１５の軸方向位置を異ならせている。
　例えば、各メインノズル１１における燃料噴射孔１５の位置は、軸方向にＰ１，Ｐ２，Ｐ３の３種類が設定されており、Ｐ１→Ｐ２→Ｐ３の順にメインノズル１１の先端側に近付いていく。このように燃料噴射孔１５の位置が軸方向に異なるメインノズル１１を備えた複数のメインバーナ４が燃焼筒２にランダムに、あるいはグループ分けされて設置されている。
　燃料噴射孔１５の軸方向位置がＰ１→Ｐ２→Ｐ３とメインノズル１１の先端側に近付くにつれて、噴射される液体燃料Ｆ２が延長ノズル１３の内面１３ａに当たって微粒化される位置が圧縮空気Ａの流れの下流側に移動し、燃料混合気Ｍ２への着火が遅くなってゆくため、それぞれの燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２，ＦＡ３の長さが、Ｌ１→Ｌ２→Ｌ３と伸びてゆく。
　このように、各メインノズル１１における燃料噴射孔１５の位置を軸方向に変化させれば、非常に簡素でコストパフォーマンスの高い構成により、第１実施形態の場合と同じく、複数の燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２，ＦＡ３による発熱分布（最高発熱点）が燃焼筒２の軸方向の同一位置に集中することを防止し、ガスタービン燃焼器１における燃焼振動を抑制することができる。
［第３実施形態］
　図５は、本発明の第３実施形態を示すメインバーナ４（メインノズル１１、燃料噴射孔１５、延長ノズル１３）の正面図である。この実施形態では、複数のメインバーナ４（メインノズル１１）の間において燃料噴射パターンを異ならせる構造として、各メインノズル１１における燃料噴射孔１５の周方向位置と設置パターンとを異ならせている。各燃料噴射孔１５の孔径は同じであるが、異ならせてもよい。
　例えば、第１実施形態では、図２に示すように、全部のメインバーナ４のメインノズル１１に、それぞれ４つの燃料噴射孔１５が正面視において９０度間隔で十字状に配置されていた。しかし、この第３実施形態では、隣り合うメインバーナ４において、それぞれのメインノズル１１に燃料噴射孔１５が３つずつ形成されており、これらの燃料噴射孔１５の位置が、メインノズル１１の先端円錐面の円周方向Ｒに沿って不等間隔に配置されている。このため、それぞれのメインバーナ４において、各々の燃料噴射孔１５から噴射される液体燃料Ｆ２が、延長ノズル１３の内面１３ａの異なる領域に当たるようになっている。
　このように、各メインノズル１１における燃料噴射孔１５の周方向位置と設置パターンとを異ならせれば、簡素でコストの安い構成により、第１実施形態および第２実施形態の場合と同様に、各メインバーナ４から噴射される燃焼火炎の発熱分布（最高発熱点）が燃焼筒２の軸方向の同一位置に集中することを防止し、ガスタービン燃焼器における燃焼振動を抑制することができる。
［第４実施形態］
　図６は、本発明の第４実施形態を示すメインバーナ４（メインノズル１１、燃料噴射孔１５、延長ノズル１３）の正面図である。この実施形態では、複数のメインバーナ４（メインノズル１１）の間において燃料噴射パターンを異ならせる構造として、各メインノズル１１における燃料噴射孔１５の数量と孔径とを異ならせている。
　例えば、隣り合う一方のメインバーナ４のメインノズル１１には、第３実施形態（図５参照）の場合と同様に、孔径の同じ３つの燃焼噴射孔１５ａが不等間隔で配置されているが、他方のメインバーナ４のメインノズル１１には、４つの燃料噴射孔１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ，１５ｅが不等間隔で設けられており、そのうちの１つ１５ｂは、その孔径が１５ａよりも大きく、他の３つ１５ｃ，１５ｄ，１５ｅは孔径が１５ａよりも小さくなっている。このため、第３実施形態と同じく、それぞれのメインバーナ４において、各々の燃料噴射孔１５ａ～１５ｅから噴射される液体燃料Ｆ２が、延長ノズル１３の内面１３ａの異なる領域に当たり、噴射量も異なっている。
　このように、メインノズル１１に設けられる燃料噴射孔１５の数量や孔径を異ならせれば、簡素でコストの安い構成により、第１～第３実施形態の場合と同様に、複数の燃焼火炎による発熱分布（最高発熱点）が燃焼筒２の軸方向の同一位置に集中することを防止し、ガスタービン燃焼器における燃焼振動を抑制することができる。
［第５実施形態］
　図７は、本発明の第５実施形態を示すメインバーナ４および噴射火炎の縦断面図である。この実施形態では、複数のメインバーナ４（メインノズル１１）の間において燃料噴射パターンを異ならせる構造として、予混合ノズル１２に対するメインノズル１１の位置を、軸方向Ｌおよび周方向Ｒの少なくとも一方向に変更可能にしている。
　即ち、メインノズル１１は、予混合ノズル１２に対する固定を解除し、予混合ノズル１２に対して軸方向Ｌおよび周方向Ｒに移動させてから再固定することができ、これによって燃料噴射孔１５の位置を予混合ノズル１２および延長ノズル１３に対して自由に変更することができる。
　例えば、燃料噴射孔１５の軸方向Ｌの位置については、Ｐ１→Ｐ２→Ｐ３と無段階に調整することができる。これにより、第２実施形態（図４参照）の場合と同じく、燃料噴射孔１５がＰ１，Ｐ２，Ｐ３の各点にある場合における燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２，ＦＡ３の長さを、それぞれＬ１，Ｌ２，Ｌ３に変更することができる。
　また、各メインノズル１１における燃料噴射孔１５の周方向Ｒの位置については、３６０度自由に設定することができる。これにより、第３実施形態（図５参照）や第４実施形態（図６参照）と同じく、それぞれのメインバーナ４において、各々の燃料噴射孔１５から噴射される液体燃料Ｆ２を、延長ノズル１３の内面１３ａの異なる領域に当たるようにすることができる。
　このように、本実施形態では、予混合ノズル１２に対するメインノズル１１の位置を、軸方向および周方向に変更可能にすることによって、複数のメインバーナ４（メインノズル１１）の間において燃料噴射パターンを異ならせる構造とした。
　これにより、メインノズル１１自体における燃料噴射孔１５の燃料噴射角度、位置、数量、孔径等は不変であっても、メインノズル１１の位置を軸方向および周方向の少なくとも一方向に変更することにより、燃料噴射孔１５の位置を延長ノズル１３の内面１３ａに対して自在に変更することができる。
　このため、複数のメインバーナ４から噴射される液体燃料Ｆ２の噴射パターンをより多彩に設定し、複数の燃焼火炎ＦＡ１，ＦＡ２，ＦＡ３…による発熱分布（最高発熱点）が燃焼筒２の軸方向の同一位置に集中することを防止して、ガスタービン燃焼器における燃焼振動を抑制することができる。
　以上説明したように、本発明に係るガスタービン燃焼器、およびこれを備えたガスタービン機関によれば、液体燃料を使用するガスタービン機関において、各メインノズル１１に設けられている燃料噴射孔１５に変更を加える、もしくはメインノズル１１の軸方向位置や周方向位置に変更を加えるのみの、比較的簡素で安価な構造により、各メインバーナ４の間における圧縮空気Ａと液体燃料Ｆ２との混合気Ｍ２の濃度分布を変化させて、各メインバーナ４から噴射される火炎の長さ（形状）に差を持たせ、複数の噴射火炎による発熱位置（発熱分布）が燃焼筒２の軸方向の同一位置に集中することを防止して、燃焼振動を抑制することができる。
　なお、本発明は上記実施形態の構成のみに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更や改良を加えることができ、このように変更や改良を加えた実施形態も本発明の権利範囲に含まれるものとする。例えば、上記の各実施形態および各参考実施形態を相互に組み合わせる等してもよい。
１　ガスタービン燃焼器
２　燃焼筒
３　パイロットバーナ
４　メインバーナ
５　パイロットノズル
１１　メインノズル
１２　予混合ノズル
１３　延長ノズル
１３ａ　延長ノズル１３の内面
１４　メインスワーラ
１５，１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ，１５ｅ　燃料噴射孔
Ａ　圧縮空気
Ｆ１，Ｆ２　液体燃料
Ｍ１，Ｍ２　燃料混合気
Ｐ１，Ｐ２，Ｐ３　燃料噴射孔の軸方向位置
θ１，θ２　液体燃料Ｆ２の噴射角度

Claims (7)

  1. 　燃焼筒の中心部に配置されたパイロットバーナと、
    　前記パイロットバーナの周囲を取り囲むように配置された複数のメインバーナと、を備え、
    　前記メインバーナは、円筒状の予混合ノズルの中心部にメインノズルが設置されて、前記メインノズルの周辺に設けられた燃料噴射孔から、前記予混合ノズルの下流側に接続された延長ノズルの内面に向かって液体燃料が噴射される構成であり、
    　前記燃料噴射孔から前記延長ノズルの内面に向かって噴射される前記液体燃料の噴射パターンが、前記複数のメインバーナの間で異なるように設定されているガスタービン燃焼器。
  2. 　前記燃料噴射孔における前記液体燃料の噴射角度を、前記複数のメインバーナの間で異ならせることによって前記噴射パターンを異ならせた請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  3. 　前記メインノズルにおける前記燃料噴射孔の位置を、前記各メインバーナの間で異ならせることによって前記噴射パターンを異ならせた請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  4. 　前記メインノズルにおける前記燃料噴射孔の数量を、前記各メインバーナの間で異ならせることによって前記噴射パターンを異ならせた請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  5. 　前記メインノズルにおける前記燃料噴射孔の孔径を、前記各メインバーナの間で異ならせることによって前記噴射パターンを異ならせた請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  6. 　前記予混合ノズルに対する前記メインノズルの位置を、軸方向および周方向の少なくとも一方向に変更可能にすることによって前記噴射パターンを異ならせた請求項２～５のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器。
  7. 　空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機において圧縮された前記空気に燃料を噴き込んで燃焼させる請求項１から６のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器と、該ガスタービン燃焼器から噴出する燃焼ガスの膨張によって駆動されるタービンとを備えるガスタービン機関。
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