WO2018116975A1 - メインノズル、燃焼器及びメインノズルの製造方法 - Google Patents

メインノズル、燃焼器及びメインノズルの製造方法 Download PDF

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WO2018116975A1
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combustor
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敦 森脇
宮本　健司
斉藤　圭司郎
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a main nozzle, a combustor, and a method for manufacturing the main nozzle.
  • a premixed combustion method in which fuel is mixed in advance with compressed air (combustion air) sent from a compressor to generate a premixed gas and combust the premixed gas.
  • compressed air combustion air
  • this type of combustor one having a pilot nozzle provided on the central axis of the combustor and a plurality of main nozzles arranged in parallel with the pilot nozzle is known.
  • the combustor disclosed in Patent Document 1 below includes a main nozzle that forms a uniform air-fuel mixture by a swirling flow and suppresses the formation of a local high-temperature region.
  • the main nozzle of the combustor includes a main nozzle body that is a shaft body that extends along the axis of the main nozzle, and swirl vanes that swirl the compressed air fed from the compressor.
  • a temperature sensor such as a thermocouple is provided at the tip of the main nozzle, and the main nozzle is damaged by injecting compressed air in the turbine compartment based on the detection result of the temperature sensor.
  • Technology to avoid is known.
  • the present invention relates to a main nozzle capable of preventing a main nozzle from being damaged due to abnormal combustion such as flashback by detailed temperature monitoring, a combustor including the main nozzle, and a main nozzle. It aims at providing the manufacturing method of.
  • a main nozzle of a combustor provided with a plurality of circumferentially spaced apart outer peripheral sides of a pilot nozzle, the main nozzle body extending along an axis, and the main nozzle A swirl vane that projects from the outer peripheral surface of the nozzle body in the radial direction of the axis and swirls fluid flowing downstream in the axial direction around the axis; and provided on the main nozzle body and downstream of the swirl vane And a plurality of temperature sensors arranged on a tangent of a downstream end portion of the blade center line between the blade front surface and the blade back surface of the swirl blade.
  • the temperature of the main nozzle body in detail by providing a plurality of temperature sensors on the outer surface of the main nozzle body. Specifically, the temperature distribution as a surface can be grasped by a plurality of measurement points.
  • the temperature sensor on the tangent line where the flow rate of the fluid becomes slow, it becomes easy to detect flashback when the premixed gas to which the swirl is applied burns. That is, on the tangent line, the flow rate of the fluid is slowed down, so that the risk of flashback is increased.
  • the flashback can be easily detected.
  • a combustor including a pilot nozzle and the plurality of main nozzles.
  • the main nozzle manufacturing method directly draws the temperature sensor on the main nozzle body using a drawing apparatus.
  • the temperature sensor can be thinned. Thereby, the disturbance of the flow by the temperature sensor can be reduced. In addition, a plurality of temperature sensors can be easily formed.
  • the present invention it is possible to monitor the temperature of the main nozzle body in detail by providing a plurality of temperature sensors on the outer surface of the main nozzle body. Specifically, the temperature distribution as a surface can be grasped by a plurality of measurement points.
  • the temperature sensor on the tangent line where the flow rate of the fluid becomes slow, it becomes easy to detect flashback when the premixed gas to which the swirl is applied burns. That is, on the tangent line, the flow rate of the fluid is slowed down, so that the risk of flashback is increased.
  • the flashback can be easily detected.
  • the gas turbine 1 of the present embodiment generates a combustion gas G by combusting a fuel F in the compressed air A and a compressor 2 that compresses the outside air Ao to generate the compressed air A.
  • a plurality of combustors 3 and a turbine 4 driven by combustion gas G are provided.
  • the compressor 2 includes a compressor rotor 6 that rotates about a gas turbine axis Ar, a compressor casing 7 that rotatably covers the compressor rotor 6, and a plurality of compressor vane rows 8. .
  • a direction in which the gas turbine axis Ar extends is referred to as a gas turbine axis direction Da.
  • a circumferential direction centered on the gas turbine axis Ar is simply referred to as a circumferential direction Dc
  • a direction perpendicular to the gas turbine axis Ar is referred to as a radial direction Dr.
  • the side away from the gas turbine axis Ar is defined as the radially outer side
  • the side approaching the gas turbine axis Ar is defined as the radially inner side.
  • the compressor rotor 6 includes a compressor rotor shaft 9 extending in the gas turbine axial direction Da along the gas turbine axis Ar, and a plurality of compressor rotor blade rows 10 attached to the compressor rotor shaft 9. Yes.
  • the plurality of compressor rotor cascades 10 are arranged in the gas turbine axial direction Da.
  • Each compressor moving blade row 10 is composed of a plurality of moving blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • a compressor stationary blade row 8 is disposed on each downstream side of the plurality of compressor moving blade rows 10.
  • Each of the compressor vane rows 8 is fixed inside the compressor casing 7.
  • Each compressor stationary blade row 8 is composed of a plurality of stationary blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • the turbine 4 includes a turbine rotor 11 that rotates about a gas turbine axis Ar, a turbine casing 12 that rotatably covers the turbine rotor 11, and a plurality of turbine stationary blade rows 13.
  • the turbine rotor 11 includes a turbine rotor shaft 14 extending in the gas turbine axial direction Da along the gas turbine axis Ar, and a plurality of turbine rotor blade rows 15 attached to the turbine rotor shaft 14.
  • the plurality of turbine rotor blade rows 15 are arranged in the gas turbine axial direction Da.
  • Each of the turbine rotor blade rows 15 includes a plurality of rotor blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • a turbine stationary blade row 13 is arranged on each upstream side of the plurality of turbine blade rows 15.
  • Each turbine stationary blade row 13 is fixed inside the turbine casing 12.
  • Each turbine stationary blade row 13 is composed of a plurality of turbine stationary blades 5 arranged in the circumferential direction Dc.
  • the gas turbine 1 further includes a cylindrical intermediate casing 16 centered on the gas turbine axis Ar.
  • the intermediate casing 16 is disposed between the compressor casing 7 and the turbine casing 12 in the gas turbine axial direction Da.
  • the compressor casing 7, the intermediate casing 16, and the turbine casing 12 are connected to each other to form a gas turbine casing 21.
  • the compressor rotor 6 and the turbine rotor 11 are located on the same gas turbine axis Ar, and are connected to each other to form a gas turbine rotor 20.
  • a rotor of a generator GEN is connected to the gas turbine rotor 20.
  • the combustor 3 generates high-temperature and high-pressure combustion gas G by supplying fuel F to the compressed air A compressed by the compressor 2.
  • the plurality of combustors 3 are fixed to the intermediate casing 16 at intervals in the circumferential direction Dc. As shown in FIG. 2, the combustor 3 is connected to the fuel injector 26 that injects the fuel F together with the compressed air A, the inner cylinder 17 that surrounds the fuel injector 26 from the outer peripheral side, and the downstream side of the inner cylinder 17. And a transition piece 18 (combustor transition piece) extending further downstream. The transition piece 18 sends the high-temperature and high-pressure combustion gas G to the combustion gas passage 22 in the turbine casing 12.
  • the fuel injectors 26 are disposed at equal intervals in a pilot burner 27 disposed on the combustor axis Ac and in a circumferential direction around the combustor axis Ac (hereinafter referred to as a combustor circumferential direction Dcc).
  • the direction in which the combustor axis Ac extends is referred to as a combustor axis direction Dac.
  • the pilot burner 27 has a pilot nozzle 33 extending in the combustor axial direction Dac.
  • the base end of the pilot nozzle 33 is fixed to the nozzle base 31.
  • the main burner 28 has a main nozzle 34 extending in the combustor axial direction Dac.
  • the base end of the main nozzle 34 is fixed to the nozzle base 31.
  • the burner holding cylinder 29 covers the outer peripheral sides of the pilot burner 27 and the plurality of main burners 28.
  • the burner holding cylinder 29 is fixed to the nozzle base 31.
  • the combustor top flange 30 protrudes from the nozzle base 31 in a radial direction with respect to the combustor axis Ac.
  • the combustor top flange 30 has an annular shape around the combustor axis Ac.
  • a plurality of fuel pipes for supplying fuel F to the plurality of combustors 3 and a cooling medium are not shown in the region along the outer peripheral surface of the intermediate casing 16 on the outer peripheral side of the intermediate casing 16.
  • the main burner 28 includes a main nozzle 34 and a main burner cylinder 35 that covers the outer periphery of the main nozzle 34.
  • the main nozzle 34 has a main nozzle main body 36 that is a shaft extending along a burner axis Ab (axis) parallel to the combustor axis Ac (see FIG. 2), and a plurality of swirling compressed air A around the burner axis Ab. , And a plurality of temperature sensors 40 provided on the main nozzle body 36.
  • the main burner cylinder 35 is concentric with the main nozzle 34 and is disposed so as to surround the main nozzle 34.
  • a ring-shaped air passage 45 is formed between the outer peripheral surface of the main nozzle body 36 and the inner peripheral surface of the main burner cylinder 35.
  • the compressed air A flows through the air passage 45 from the upstream side (left side in FIG. 3) to the downstream side (right side in FIG. 3).
  • Each swirl blade 37 of the main nozzle 34 protrudes radially outward from the outer peripheral surface of the main nozzle body 36.
  • the swirl vane 37 is formed to swirl the premixed gas flowing downstream, around the burner axis Ab.
  • the main nozzle body 36 has a pointed tip 46 provided on the downstream side.
  • the tip end portion 46 is gradually narrowed toward the downstream side.
  • the distal end portion 46 is formed in a tapered shape that tapers toward the downstream distal end.
  • Each swirl vane 37 is formed with a plurality of fuel injection holes 38 for injecting fuel (gas fuel).
  • a fuel channel (not shown) for supplying fuel to the fuel injection hole 38 of the swirl vane 37 is formed inside the main nozzle body 36.
  • a clearance 47 is provided between the outer peripheral side end face (tip) of each swirl blade 37 and the inner peripheral face of the main burner cylinder 35.
  • the blade front surface 37a of the swirl blade 37 is positive pressure
  • the blade back surface 37b is negative pressure
  • the leakage flow of the compressed air A and the compressed air A flowing in the direction of the burner axis Ab in the air passage 45 act to generate a vortex air flow.
  • the fuel injected from the fuel injection hole 38 and evaporated and atomized is more effectively mixed with the compressed air A, and the homogenization of the premixed gas is promoted.
  • the temperature sensor 40 is a thermocouple that makes a circuit by bringing the tips of two kinds of metal wires into contact with each other and measures a temperature difference through a thermoelectromotive force generated at a junction (measurement point).
  • Each temperature sensor 40 has a measurement point 41 that is a location for measuring temperature, a first metal wire portion 42, and a second metal wire portion 43 (see FIG. 5).
  • the measurement point 41 is a joint point between the first metal wire portion 42 and the second metal wire portion 43.
  • the inventors have a low fluid flow rate on the main nozzle body 36 on the extension line of the blade center line M between the blade belly surface 37a and the blade back surface 37b (see FIG. 4) of the swirl blade 37.
  • the plurality of measurement points 41 are on the downstream side of the swirl vane 37 and at the downstream end M1 of the blade center line M between the blade abdominal surface 37a and the blade back surface 37b of the swirl vane 37. It is arranged on the tangent line L.
  • the plurality of measurement points 41 are provided on the tangent line L at intervals in the combustor axial direction Dac.
  • the tangent line L is an imaginary line extending in the combustor axial direction Dac on the outer surface of the main nozzle body 36.
  • the tangent line L is formed in a spiral shape around the burner axis Ab.
  • the number of tangent lines L corresponds to the number of swirl blades 37.
  • the interval between the measurement points 41 in the combustor axial direction Dac is approximately the same as the interval between the tangents L adjacent in the circumferential direction around the burner axis Ab.
  • interval of the measurement points 41 adjacent to the combustor axial direction Dac become comparable.
  • the measurement points 41 are evenly arranged on the outer surface of the main nozzle body 36.
  • the plurality of measurement points 41 of the temperature sensor 40 are arranged along the tangent line L.
  • the first metal wire portion 42 extends on the tangent line L.
  • the second metal line portion 43 extends along the tangent line L after extending in a direction intersecting the tangent line L from each measurement point 41. That is, in the plurality of temperature sensors 40, the first metal wire portion 42 is common to the plurality of measurement points 41.
  • the line widths of the first metal line portion 42 and the second metal line portion 43 can be set to 250 ⁇ m, for example. Moreover, the thickness of the 1st metal wire part 42 and the 2nd metal wire part 43 can be 25 micrometers, for example.
  • a metal constituting the first metal wire portion 42 and the second metal wire portion 43 it is preferable to use platinum or a platinum rhodium alloy suitable for high temperature measurement.
  • the plurality of temperature sensors 40 are connected to a measuring instrument (not shown). The user can grasp the metal temperature of the main nozzle body 36 measured by the plurality of temperature sensors 40 via the measuring device.
  • the method for manufacturing the main nozzle 34 includes a main nozzle body manufacturing process for manufacturing the main nozzle body 36 and a temperature sensor forming process for forming the temperature sensor 40.
  • the temperature sensor 40 can be formed by using a drawing apparatus that directly draws the first metal wire portion 42 and the second metal wire portion 43.
  • a drawing device a device capable of continuously arranging linear metals, for example, a welding robot or a metal 3D (three-dimensional) printer can be employed.
  • a welding apparatus such as an LMD (Laser Metal Deposition, Laser Metal Deposition, hereinafter referred to as LMD) apparatus can also be employed.
  • LMD Laser Metal Deposition, Laser Metal Deposition
  • the compressor 2 sucks outside air Ao and compresses it.
  • the air compressed by the compressor 2 is guided into the main burner 28 and the pilot burner 27 of the combustor 3.
  • Fuel is supplied to the main burner 28 and the pilot burner 27 from a fuel supply source.
  • the main burner 28 is a premixed gas premixed with fuel and air. It ejects into the tail cylinder 18.
  • the premixed gas is premixed and combusted in the transition piece 18.
  • the pilot burner 27 ejects fuel and air into the tail cylinder 18. This fuel is subjected to diffusion combustion or premixed combustion in the transition piece 18.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas G generated by the combustion of fuel in the tail cylinder 18 is guided into the combustion gas passage 22 of the turbine 4 to rotate the turbine rotor 11.
  • Compressed air A compressed by the compressor 2 is introduced into the main burner cylinder 35 from its upstream end.
  • the compressed air A swirls around the burner axis Ab from a plurality of swirl vanes 37 in the main burner cylinder 35.
  • the fuel is injected into the main burner cylinder 35 from the fuel injection holes 38 of the plurality of swirl vanes 37.
  • the fuel injected from the swirl vane 37 and the compressed air A that flows downstream while swirling are premixed in the main burner cylinder 35 and then premixed from the downstream end of the main burner cylinder 35 to the tail cylinder 18. Erupted inside.
  • the fuel injected into the main burner cylinder 35 from the fuel injection holes 38 of the plurality of swirl vanes 37 is promoted to be mixed with the compressed air A by the swirl flow formed by the plurality of swirl vanes 37. Further, the premixed gas is jetted into the tail cylinder 18 while turning from the main burner cylinder 35, so that the flame holding effect of the premixed flame formed by the combustion of the premixed gas is enhanced.
  • the plurality of temperature sensors 40 on the outer surface of the main nozzle body 36
  • detailed temperature monitoring of the main nozzle body 36 can be performed.
  • the temperature distribution as a surface can be grasped by the plurality of measurement points 41.
  • the measurement point 41 on the tangent L where the flow velocity of the fluid becomes slow it becomes easy to detect flashback when the premixed air to which the swirl is applied burns. That is, on the tangential line L, the flow rate of the fluid is slowed down, so that the risk of flashback increases.
  • the temperature sensor 40 provided with the measurement point 41 at that location, it is easy to detect flashback. Can do.
  • the plurality of measurement points 41 are arranged on the outer surface of the main nozzle body 36 instead of the tip of the main nozzle body 36, the flashback detection can be speeded up as compared with the conventional case.
  • the temperature sensor 40 can be thinned by directly drawing the temperature sensor 40 on the main nozzle body 36 using a drawing device. Thereby, the disturbance of the flow by the temperature sensor can be reduced. Moreover, the several temperature sensor 40 can be formed easily. Moreover, the width
  • thermocouple is used as the temperature sensor 40.
  • the present invention is not limited to this, and any known device may be used as long as it can be disposed on the surface of the main nozzle body 36.
  • the present invention it is possible to monitor the temperature of the main nozzle body in detail by providing a plurality of temperature sensors on the outer surface of the main nozzle body. Specifically, the temperature distribution as a surface can be grasped by a plurality of measurement points.
  • the temperature sensor on the tangent line where the flow rate of the fluid becomes slow, it becomes easy to detect flashback when the premixed gas to which the swirl is applied burns. That is, on the tangent line, the flow rate of the fluid is slowed down, so that the risk of flashback is increased.
  • the flashback can be easily detected.

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Abstract

パイロットノズルの外周側で周方向に間隔をあけて複数が設けられた燃焼器のメインノズル（３４）であって、軸線（Ａｂ）に沿って延びるメインノズル本体（３６）と、メインノズル本体（３６）の外周面から軸線（Ａｂ）の径方向に張り出して、軸線方向（Ｄａｃ）の下流側に流れる流体を軸線回りに旋回させる旋回羽根（３７）と、メインノズル本体（３６）上に設けられ、旋回羽根（３７）の下流側であって、旋回羽根（３７）の翼腹面（３７ａ）と翼背面（３７ｂ）との間の翼中心線の下流側端部の接線（Ｌ）上に配置されている複数の温度センサ（４０）と、を備えるメインノズル（３４）を提供する。

Description

メインノズル、燃焼器及びメインノズルの製造方法
　本発明は、メインノズル、燃焼器及びメインノズルの製造方法に関する。
　本願は、２０１６年月１２月２０日に日本に出願された特願２０１６－２４７１５６号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　近年、ガスタービンの燃焼器においては、圧縮機から送られた圧縮空気（燃焼用空気）に予め燃料を混合して予混合気を生成して、この予混合気を燃焼させる予混合燃焼方式が広く用いられている。
　この種の燃焼器としては、燃焼器の中心軸線上に設けられたパイロットノズルと、パイロットノズルと平行に配置された複数のメインノズルとを有するものが知られている。
　ガスタービンの効率向上のためにはタービン入口温度の上昇が必要であるが、温度上昇に伴いＮＯｘが指数関数的に増加するという課題がある。ＮＯｘの増加に対する対策として、例えば、以下の特許文献１に開示されている燃焼器は、旋回流によって均一混合気を形成して局所的な高温領域の形成を抑制するメインノズルを備えている。
　この燃焼器のメインノズルは、メインノズルの軸線に沿って延びる軸体であるメインノズル本体と、圧縮機から送り込まれた圧縮空気を旋回させる旋回羽根と、を備えている。
　ところで、旋回が加えられた予混合気が燃焼する際、旋回流中心を火炎が遡上する現象（フラッシュバック）がしばしば生じることが知られている。フラッシュバックなどの異常燃焼が発生すると、メインノズルに火炎が付着し、熱損傷する恐れがあるため、この発生を抑えることが望まれている。
　このような現象を抑制するために、メインノズルの先端に熱電対などの温度センサを設けて、温度センサの検出結果に基づいてタービンの車室内の圧縮空気を噴射するなどしてメインノズルの損傷を避ける技術が知られている。
特開２００６－３３６９９６号公報
　しかしながら、温度センサをノズル先端に設けた場合においても、フラッシュバックの検知が遅れる場合があり、より詳細な温度監視が望まれている。
　この発明は、詳細な温度監視により、フラッシュバックなどの異常燃焼により、メインノズルに火炎が付着して熱損傷するのを防止することができるメインノズル、このメインノズルを備える燃焼器、及びメインノズルの製造方法を提供することを目的とする。
　本発明の第一の態様によれば、パイロットノズルの外周側で周方向に間隔をあけて複数が設けられた燃焼器のメインノズルであって、軸線に沿って延びるメインノズル本体と、前記メインノズル本体の外周面から前記軸線の径方向に張り出して、前記軸線方向の下流側に流れる流体を前記軸線回りに旋回させる旋回羽根と、前記メインノズル本体上に設けられ、前記旋回羽根の下流側であって、前記旋回羽根の翼腹面と翼背面との間の翼中心線の下流側端部の接線上に配置されている複数の温度センサと、を備える。
　このような構成によれば、メインノズル本体の外面上に複数の温度センサを設けることによって、メインノズル本体の詳細な温度監視が可能となる。具体的には、複数の測定点によって面としての温度分布の把握が可能となる。
　また、温度センサを流体の流速が遅くなる接線上に設けたことによって、旋回が加えられた予混合気が燃焼する際、フラッシュバックを検知しやすくなる。即ち、接線上では、流体の流速が遅くなるため、フラッシュバックの恐れが大きくなるが、当該箇所に温度センサを設けることによって、フラッシュバックの検知をし易くすることができる。
　本発明の第二の態様によれば、燃焼器は、パイロットノズルと、上記複数のメインノズルと、を備える燃焼器を提供する。
　本発明の第三の態様によれば、メインノズルの製造方法は、描画装置を用いて前記メインノズル本体に前記温度センサを直接描画する。
　このような構成によれば、温度センサの薄型化が可能となる。これにより、温度センサによる流れの乱れを少なくすることができる。また、複数の温度センサを容易に形成することができる。
　本発明によれば、メインノズル本体の外面上に複数の温度センサを設けることによって、メインノズル本体の詳細な温度監視が可能となる。具体的には、複数の測定点によって面としての温度分布の把握が可能となる。
　また、温度センサを流体の流速が遅くなる接線上に設けたことによって、旋回が加えられた予混合気が燃焼する際、フラッシュバックを検知しやすくなる。即ち、接線上では、流体の流速が遅くなるため、フラッシュバックの恐れが大きくなるが、当該箇所に温度センサを設けることによって、フラッシュバックの検知をし易くすることができる。
本発明の実施形態のガスタービンの模式的全体側面図である。 本発明の実施形態のガスタービンの燃焼器周辺の拡大断面図である。 本発明の実施形態の燃焼器のメインノズルの側面図である。 本発明の実施形態のメインノズルに設けられる温度センサの配置を説明する概略図である。 本発明の実施形態の温度センサの概略図である。
　以下、本発明の実施形態の燃焼器を備えるガスタービン（回転機械）について図面を参照して詳細に説明する。
　図１に示すように、本実施形態のガスタービン１は、外気Ａｏを圧縮して圧縮空気Ａを生成する圧縮機２と、圧縮空気Ａ中で燃料Ｆを燃焼させて燃焼ガスＧを生成する複数の燃焼器３と、燃焼ガスＧにより駆動するタービン４と、を備えている。
　圧縮機２は、ガスタービン軸線Ａｒを中心として回転する圧縮機ロータ６と、圧縮機ロータ６を回転可能に覆う圧縮機車室７と、複数の圧縮機静翼列８と、を有している。
　なお、以下では、ガスタービン軸線Ａｒが延びる方向をガスタービン軸線方向Ｄａとする。また、ガスタービン軸線Ａｒを中心とした周方向を単に周方向Ｄｃとし、ガスタービン軸線Ａｒに対して垂直な方向を径方向Ｄｒとする。径方向Ｄｒで、ガスタービン軸線Ａｒから遠ざかる側を径方向外側とし、ガスタービン軸線Ａｒに近づく側を径方向内側とする。
　圧縮機ロータ６は、ガスタービン軸線Ａｒに沿ってガスタービン軸線方向Ｄａに延びる圧縮機ロータ軸９と、圧縮機ロータ軸９に取り付けられている複数の圧縮機動翼列１０と、を有している。複数の圧縮機動翼列１０は、ガスタービン軸線方向Ｄａに並んでいる。各々の圧縮機動翼列１０は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の動翼で構成される。複数の圧縮機動翼列１０の各下流側には、圧縮機静翼列８が配置されている。各々の圧縮機静翼列８は、いずれも、圧縮機車室７の内側に固定されている。各々の圧縮機静翼列８は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の静翼で構成される。
　タービン４は、ガスタービン軸線Ａｒを中心として回転するタービンロータ１１と、タービンロータ１１を回転可能に覆うタービン車室１２と、複数のタービン静翼列１３と、を有している。タービンロータ１１は、ガスタービン軸線Ａｒに沿ってガスタービン軸線方向Ｄａに延びるタービンロータ軸１４と、タービンロータ軸１４に取り付けられている複数のタービン動翼列１５と、を有している。
　複数のタービン動翼列１５は、ガスタービン軸線方向Ｄａに並んでいる。各々のタービン動翼列１５は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の動翼で構成される。複数のタービン動翼列１５の各上流側には、タービン静翼列１３が配置されている。各々のタービン静翼列１３は、タービン車室１２の内側に固定されている。各々のタービン静翼列１３は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数のタービン静翼５で構成されている。
　ガスタービン１は、さらに、ガスタービン軸線Ａｒを中心として筒状の中間車室１６を備えている。中間車室１６は、ガスタービン軸線方向Ｄａで、圧縮機車室７とタービン車室１２との間に配置されている。圧縮機車室７、中間車室１６、タービン車室１２は、互いに接続されてガスタービン車室２１を成している。圧縮機ロータ６とタービンロータ１１とは、同一ガスタービン軸線Ａｒ上に位置し、互いに接続されてガスタービンロータ２０を成している。ガスタービンロータ２０には、例えば、発電機ＧＥＮのロータが接続されている。
　燃焼器３は、圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａに対して燃料Ｆを供給することで、高温・高圧の燃焼ガスＧを生成するものである。複数の燃焼器３は、周方向Ｄｃに互いの間隔をあけて、中間車室１６に固定されている。
　図２に示すように、燃焼器３は、圧縮空気Ａと共に燃料Ｆを噴射する燃料噴射器２６と、燃料噴射器２６を外周側から囲う内筒１７と、内筒１７の下流側に接続されてさらに下流側に延びる尾筒１８（燃焼器用尾筒）と、を有している。尾筒１８は、高温高圧の燃焼ガスＧをタービン車室１２内の燃焼ガス通路２２に送る。
　燃料噴射器２６は、燃焼器軸線Ａｃ上に配置されているパイロットバーナ２７と、燃焼器軸線Ａｃを中心とする周方向（以下、燃焼器周方向Ｄｃｃと呼ぶ。）に等間隔で配置されている複数のメインバーナ２８と、筒状のバーナ保持筒２９と、中間車室１６に取り付けられる燃焼器トップフランジ３０と、燃焼器トップフランジ３０に固定されているノズル基台３１と、を有している。なお、以下では、燃焼器軸線Ａｃが延びる方向を燃焼器軸線方向Ｄａｃとする。
　パイロットバーナ２７は、燃焼器軸線方向Ｄａｃに延びるパイロットノズル３３を有している。パイロットノズル３３の基端は、ノズル基台３１に固定されている。メインバーナ２８は、燃焼器軸線方向Ｄａｃに延びるメインノズル３４を有している。メインノズル３４の基端は、ノズル基台３１に固定されている。
　バーナ保持筒２９は、パイロットバーナ２７及び複数のメインバーナ２８の外周側を覆っている。バーナ保持筒２９は、ノズル基台３１に固定されている。
　燃焼器トップフランジ３０は、ノズル基台３１から燃焼器軸線Ａｃに対する放射方向に張り出している。燃焼器トップフランジ３０は、燃焼器軸線Ａｃ周りに環状を成している。
　中間車室１６の外周側であって、中間車室１６に外周面に沿った領域には、図示されていないが、複数の燃焼器３に燃料Ｆを供給する複数の燃料配管や、冷却媒体をガスタービン１中で高温の燃焼ガスＧに接する高温部品に供給する複数の冷却媒体配管等が設けられている。
　図３に示すように、メインバーナ２８は、メインノズル３４と、メインノズル３４の外周を覆うメインバーナ筒３５と、を有している。メインノズル３４は、燃焼器軸線Ａｃ（図２参照）と平行なバーナ軸線Ａｂ（軸線）に沿って延びる軸体であるメインノズル本体３６と、バーナ軸線Ａｂを中心として圧縮空気Ａを旋回させる複数の旋回羽根３７と、メインノズル本体３６上に設けられた複数の温度センサ４０と、を有している。
　メインバーナ筒３５は、メインノズル３４に対して同心状で、かつ、メインノズル３４を囲繞する状態で配置されている。メインノズル本体３６の外周面とメインバーナ筒３５の内周面との間は、リング状の空気通路４５が形成される。空気通路４５には、上流側（図３では左側）から下流側（図３では右側）に向かい、圧縮空気Ａが流通する。
　メインノズル３４の各々の旋回羽根３７は、メインノズル本体３６の外周面から径方向外側に張り出している。旋回羽根３７は、下流側に流通する予混合気をバーナ軸線Ａｂ回りに旋回させるように形成されている。
　メインノズル本体３６は、下流側に設けられた尖形の先端部４６を有している。先端部４６は、下流側に向かうに従って漸次細くなっている。換言すれば、先端部４６は、下流側の先端に向かうに従って先細りとなるテーパ状に形成されている。
　各々の旋回羽根３７には、燃料（ガス燃料）を噴射するための複数の燃料噴射孔３８が形成されている。メインノズル本体３６の内部には、旋回羽根３７の燃料噴射孔３８に燃料を供給する燃料流路（図示せず）が形成されている。
　各々の旋回羽根３７の外周側端面（チップ）と、メインバーナ筒３５の内周面との間には、クリアランス４７（隙間）が設けられている。
　旋回羽根３７の翼腹面３７ａは正圧であり、翼背面３７ｂは負圧で、翼背面３７ｂと翼腹面３７ａとの間に圧力差がある。このため、クリアランス４７を通って、翼腹面３７ａから翼背面３７ｂに回り込む、圧縮空気Ａの漏れ流れが生ずる。圧縮空気Ａの漏れ流れと、空気通路４５内をバーナ軸線Ａｂ方向に流通する圧縮空気Ａとが作用して、渦空気流が発生する。渦空気流により、燃料噴射孔３８から噴射されて蒸発し微粒化した燃料と圧縮空気Ａとがより効果的に混合され、予混合気の均一化が促進される。
　温度センサ４０は、二種類の金属線の先端同士を接触させて回路を作り、接合点（測定点）に発生する熱起電力を通じて温度差を測定する熱電対である。
　各々の温度センサ４０は、温度を測定する箇所である測定点４１と、第一金属線部４２と第二金属線部４３（図５参照）と、を有している。測定点４１は、第一金属線部４２と第二金属線部４３との接合点である。
　ここで、発明者らは、メインノズル本体３６上で、旋回羽根３７の翼腹面３７ａと翼背面３７ｂ（図４参照）との間の翼中心線Ｍの延長線上においては、流体の流速が遅くなることを見出した。
　図４に示すように、複数の測定点４１は、旋回羽根３７の下流側であって、旋回羽根３７の翼腹面３７ａと翼背面３７ｂとの間の翼中心線Ｍの下流側端部Ｍ１の接線Ｌ上に配置されている。複数の測定点４１は、接線Ｌ上に燃焼器軸線方向Ｄａｃに間隔をあけて設けられている。接線Ｌは、メインノズル本体３６の外面上で燃焼器軸線方向Ｄａｃに延びる仮想線である。接線Ｌは、バーナ軸線Ａｂを中心として螺旋状に形成されている。接線Ｌの本数は、旋回羽根３７の数に対応している。
　測定点４１の燃焼器軸線方向Ｄａｃでの間隔は、バーナ軸線Ａｂを中心とする周方向に隣り合う接線Ｌ同士の間隔と同程度とすることが好ましい。これにより、周方向に隣り合う測定点４１同士の間隔と、燃焼器軸線方向Ｄａｃに隣り合う測定点４１同士の間隔が同程度となる。これにより、測定点４１が、メインノズル本体３６の外面上に均等に配置される。
　次に、温度センサ４０の詳細について説明する。
　図５に示すように、温度センサ４０の複数の測定点４１は、接線Ｌに沿って配置されている。第一金属線部４２は、接線Ｌ上に延在している。第二金属線部４３は、各々の測定点４１から接線Ｌと交差する方向に延在した後、接線Ｌに沿って延在している。即ち、複数の温度センサ４０では、複数の測定点４１に対して第一金属線部４２は共通である。
　第一金属線部４２及び第二金属線部４３の線幅は、例えば、２５０μｍとすることができる。また、第一金属線部４２及び第二金属線部４３の厚さは、例えば、２５μｍとすることができる。
　第一金属線部４２及び第二金属線部４３を構成する金属としては、高温測定に適した白金や、白金ロジウム合金を用いることが好ましい。
　複数の温度センサ４０は、図示しない測定器と接続されている。使用者は、測定器を介して、複数の温度センサ４０によって測定されるメインノズル本体３６のメタル温度を把握することができる。
　次に、メインノズル３４の製造方法について説明する。
　本実施形態のメインノズル３４の製造方法は、メインノズル本体３６を製造するメインノズル本体製造工程と、温度センサ４０を形成する温度センサ形成工程と、を有している。
　温度センサ形成工程では、温度センサ４０は、第一金属線部４２、及び第二金属線部４３を直接描画する描画装置を用いて形成することができる。描画装置は、線状の金属を連続的に配置することができる装置、例えば、溶接ロボットや、金属用３Ｄ（三次元）プリンタを採用することができる。ＬＭＤ（レーザ・メタル・デポジション、Ｌａｓｅｒ　Ｍｅｔａｌ　Ｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎ、以下ＬＭＤと呼ぶ。）装置などの溶接装置も採用することができる。
　温度センサ形成工程では、温度センサ４０を構成する第一金属線部４２及び第二金属線部４３が、メインノズル本体３６上に直接描画される。
　次に、本実施形態のガスタービン１の動作及び作用について説明する。
　圧縮機２は、外気Ａｏを吸い込んでこれを圧縮する。圧縮機２で圧縮された空気は、燃焼器３のメインバーナ２８及びパイロットバーナ２７内に導かれる。メインバーナ２８及びパイロットバーナ２７には、燃料供給源から燃料が供給される。メインバーナ２８は、燃料と空気と予混合した予混合気体を、
尾筒１８内に噴出する。予混合気体は、尾筒１８内で予混合燃焼する。また、パイロットバーナ２７は、尾筒１８内に、燃料と空気とをそれぞれ噴出する。この燃料は、尾筒１８内で拡散燃焼または予混合燃焼する。尾筒１８内での燃料の燃焼で発生した高温高圧の燃焼ガスＧは、タービン４の燃焼ガス通路２２内に導かれ、タービンロータ１１を回転させる。
　メインバーナ筒３５には、圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａがその上流端から導入される。圧縮空気Ａは、メインバーナ筒３５内の複数の旋回羽根３７よりバーナ軸線Ａｂを中心として旋回する。燃料は、複数の旋回羽根３７の燃料噴射孔３８からメインバーナ筒３５内に噴射される。
　旋回羽根３７から噴射された燃料と、旋回しつつ下流側に流れる圧縮空気Ａとは、メインバーナ筒３５内で予混合された後、予混合気としてメインバーナ筒３５の下流端から尾筒１８内に噴出される。
　複数の旋回羽根３７の燃料噴射孔３８からメインバーナ筒３５内に噴射された燃料は、複数の旋回羽根３７により形成される旋回流により、圧縮空気Ａとの混合が促進される。また、予混合気は、メインバーナ筒３５から旋回しつつ尾筒１８内に噴出することにより、この予混合気の燃焼により形成される予混合火炎の保炎効果が高まる。
　上記実施形態によれば、メインノズル本体３６の外面上に複数の温度センサ４０を設けることによって、メインノズル本体３６の詳細な温度監視が可能となる。具体的には、複数の測定点４１によって面としての温度分布の把握が可能となる。
　また、測定点４１を流体の流速が遅くなる接線Ｌ上に設けたことによって、旋回が加えられた予混合気が燃焼する際、フラッシュバックを検知しやすくなる。即ち、接線上Ｌでは、流体の流速が遅くなるため、フラッシュバックの恐れが大きくなるが、当該箇所に測定点４１を設けた温度センサ４０とすることによって、フラッシュバックの検知をし易くすることができる。
　また、メインノズル本体３６の先端ではなく、メインノズル本体３６の外面上に複数の測定点４１を配置したことによって、従来と比較してフラッシュバックの検知を高速化することができる。
　また、温度センサ４０を描画装置を用いてメインノズル本体３６に直接描画することによって、温度センサ４０の薄型化が可能となる。これにより、温度センサによる流れの乱れを少なくすることができる。また、複数の温度センサ４０を容易に形成することができる。また、温度センサ４０を構成する第一金属線部４２、第二金属線部４３の幅を細くすることができる。
　また、複数の測定点４１に対して第一金属線部４２を共通とすることによって、温度センサ４０に必要なスペースを少なくすることができる。
　以上、本発明の実施の形態について図面を参照して詳述したが、具体的な構成はこの実施の形態に限られるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲の設計変更等も含まれる。
　なお、上記実施形態では、温度センサ４０として熱電対を採用したが、これに限らず、メインノズル本体３６の面上に配置できるものであれば周知のいかなるものであっても良い。
　本発明によれば、メインノズル本体の外面上に複数の温度センサを設けることによって、メインノズル本体の詳細な温度監視が可能となる。具体的には、複数の測定点によって面としての温度分布の把握が可能となる。
　また、温度センサを流体の流速が遅くなる接線上に設けたことによって、旋回が加えられた予混合気が燃焼する際、フラッシュバックを検知しやすくなる。即ち、接線上では、流体の流速が遅くなるため、フラッシュバックの恐れが大きくなるが、当該箇所に温度センサを設けることによって、フラッシュバックの検知をし易くすることができる。
　１　ガスタービン
　２　圧縮機
　３　燃焼器
　４　タービン
　６　圧縮機ロータ
　９　圧縮機ロータ軸
　１１　タービンロータ
　１４　タービンロータ軸
　１７　内筒
　１８　尾筒
　２０　ガスタービンロータ
　２１　ガスタービン車室
　２６　燃料噴射器
　２７　パイロットバーナ
　２８　メインバーナ
　３３　パイロットノズル
　３４　メインノズル
　３５　メインバーナ筒
　３６　メインノズル本体
　３７　旋回羽根
　３７ａ　翼腹面
　３７ｂ　翼背面
　３８　燃料噴射孔
　４０　温度センサ
　４１　測定点
　４２　第一金属線部
　４３　第二金属線部
　Ａ　圧縮空気
　Ａｂ　バーナ軸線（軸線）
　Ａｃ　燃焼器軸線
　Ａｒ　ガスタービン軸線
　Ｄａ　ガスタービン軸線方向
　Ｄａｃ　燃焼器軸線方向（軸線方向）
　Ｄｃ　周方向
　Ｄｃｃ　燃焼器周方向
　Ｄｒ　径方向
　Ｇ　燃焼ガス
　Ｍ　翼中心線
　Ｍ１　下流側端部
　Ｌ　接線

Claims (3)

  1. 　パイロットノズルの外周側で周方向に間隔をあけて複数が設けられた燃焼器のメインノズルであって、
    　軸線に沿って延びるメインノズル本体と、
    　前記メインノズル本体の外周面から前記軸線の径方向に張り出して、前記軸線方向の下流側に流れる流体を前記軸線回りに旋回させる旋回羽根と、
    　前記メインノズル本体上に設けられ、前記旋回羽根の下流側であって、前記旋回羽根の翼腹面と翼背面との間の翼中心線の下流側端部の接線上に配置されている複数の温度センサと、を備えるメインノズル。
  2. 　パイロットノズルと、
    　前記パイロットノズルの外周側で周方向に間隔をあけて複数が設けられた請求項１に記載のメインノズルと、を備える燃焼器。
  3. 　請求項１に記載のメインノズルの製造方法であって、
    　描画装置を用いて前記メインノズル本体に前記温度センサを直接描画するメインノズルの製造方法。
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