WO2019181183A1 - ガスタービンの燃料ノズル及び燃焼器並びにガスタービン - Google Patents

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WO2019181183A1
WO2019181183A1 PCT/JP2019/002093 JP2019002093W WO2019181183A1 WO 2019181183 A1 WO2019181183 A1 WO 2019181183A1 JP 2019002093 W JP2019002093 W JP 2019002093W WO 2019181183 A1 WO2019181183 A1 WO 2019181183A1
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WO
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fuel
axial direction
passage
fuel nozzle
spiral chamber
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洸治 宮▲崎▼
純司 野田
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三菱重工業株式会社
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/232—Fuel valves; Draining valves or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Definitions

  • the present disclosure relates to a fuel nozzle and a combustor of a gas turbine, and a gas turbine.
  • Patent Document 1 discloses a fuel injection valve (fuel nozzle) including a fuel swirl chamber for forming a swirling flow of fuel.
  • the fuel swirl chamber is provided inside the front of the fuel injection valve, and in the axial direction, between the cylindrical portion and the fuel injection hole provided at the tip of the fuel injection valve. And a tapered portion whose diameter gradually decreases from the cylindrical portion toward the fuel injection hole.
  • the fuel swirl chamber is provided with fuel introduction holes along the circumferential direction, and the fuel from the fuel supply line is accelerated in the circumferential direction at the fuel introduction holes and introduced into the fuel swirl chamber.
  • the fuel introduced into the fuel swirl chamber becomes a swirl flow in the cylindrical portion and the taper portion of the fuel swirl chamber, and when passing through the fuel injection hole, a thin liquid film is formed by centrifugal force and is then ejected downstream of the combustor.
  • the thin liquid film fuel ejected from the tip of the fuel injection hole is broken and atomized by the swirling flow of high-pressure air that has passed through the swirler provided on the outer periphery of the fuel injection valve, and flows into the combustion chamber. ing.
  • liquid column cross-flow spraying which is a spraying method conventionally used in fuel nozzles
  • the fuel distribution obtained is relatively unfavorable, for example, the fuel is distributed near the wall surface of the extension pipe at the outlet of the extension pipe, and the liquid column is injected toward the air flow.
  • the droplet size of the obtained fuel was relatively large.
  • the fuel injection valve (fuel nozzle) described in Patent Document 1 the swirl flow of the liquid film is injected from the injection hole, and the thin liquid film is atomized by the flow of air, so that the fuel particles And improved fuel distribution.
  • a purge air supply pipe that supplies purge air for suppressing the vortex core flashback to the nozzle tip may be provided inside the fuel nozzle.
  • At least one embodiment of the present invention is directed to a fuel nozzle and a combustor for a gas turbine and a gas turbine capable of achieving both suppression of vortex core flashback and improvement of fuel atomization or fuel distribution.
  • the purpose is to provide.
  • a fuel nozzle includes: A fuel nozzle for injecting fuel of a gas turbine, A purge gas line extending along the axial direction of the fuel nozzle and discharging a purge gas from a downstream end in the axial direction; An annular passage extending along the axial direction on the outer peripheral side of the purge gas line and having an annular injection port at a downstream end in the axial direction; An annular spiral chamber located upstream of the annular passage in the axial direction and for forming a swirling flow of fuel supplied to the annular passage; The outer diameter RO 1 of the spiral chamber is larger than the outer diameter RO 2 of the annular passage.
  • the annular passage communicating with the spiral chamber is disposed on the outer peripheral side of the purge gas line extending along the axial direction of the fuel nozzle, the purge gas is discharged inside the fuel nozzle.
  • a purge gas line and a spiral chamber and an annular passage for forming and ejecting a swirling flow of a liquid film of fuel can coexist. Therefore, in a fuel nozzle with limited installation space, suppression of vortex core flashback by discharge of purge gas and improvement of fuel atomization or fuel distribution by ejecting swirling flow of fuel liquid film. It can be compatible.
  • the supply passage for supplying fuel to the spiral chamber extends obliquely with respect to the axial direction so that the circumferential position shifts as it approaches the spiral chamber.
  • Fuel is injected obliquely with respect to the axial direction from the supply passage toward the spiral chamber. Therefore, the fuel can be made to collide with the wall surface (for example, the side wall surface or the bottom surface) of the swirl chamber while giving a swirl component to the fuel, and the swirl flow of the fuel liquid film is effectively formed in the swirl chamber and the annular passage. be able to.
  • the at least one supply passage opens into a wall surface of the spiral chamber;
  • the open end of the wall surface of the supply passage is located radially outside the upstream end of the annular passage.
  • the opening end of the supply passage in the wall surface of the spiral chamber is located radially outside the upstream end of the annular passage located on the downstream side of the spiral chamber.
  • the fuel can be injected and collided toward the downstream end face of the spiral chamber.
  • the velocity component in the axial direction of the flow of the liquid fuel can be converted into a velocity component perpendicular to the axial direction at the downstream end surface, and the pressure energy of the liquid fuel is effectively converted into swirl energy. be able to. Therefore, the swirl flow of the fuel liquid film can be effectively formed in the spiral chamber and the injection passage.
  • downstream end of the purge gas line is located downstream of the injection port of the annular passage in the axial direction.
  • the downstream end of the purge gas line is positioned downstream of the injection port of the annular passage in the axial direction, so that the air flowing in the combustor is at the tip of the fuel nozzle Therefore, it is possible to suppress the vortex core flashback (from the center of the vortex of the swirling flow) and to prevent the liquid fuel from flowing backward to the purge gas line.
  • the fuel nozzle is At least in the axial range downstream of the spiral chamber, the taper has a shape that tapers toward the downstream side in the axial direction.
  • the fuel nozzle has a shape that tapers at least in the axial range downstream of the spiral chamber, so that the air flowing in the combustor runs along the outer surface of the fuel nozzle. Therefore, it is possible to suppress the formation of a circulation flow at the tip of the fuel nozzle. Therefore, the vortex core flashback (the flame going up from the vortex center of the swirling flow) can be more effectively suppressed.
  • a core member located at least partially on the inner peripheral side of the annular passage and having the purge gas line formed therein;
  • the core member has a shape that tapers toward the downstream side in the axial direction in an axial range on the downstream side of the injection port in the axial direction.
  • the core member in which the purge gas line is formed has a shape that tapers toward the downstream side in the axial direction in the axial range on the downstream side of the injection port of the annular passage.
  • the air flowing in the combustor easily flows on the outer surface of the tip portion of the core member (tip portion of the fuel nozzle), and forms a circulating flow at the tip portion of the core member (tip portion of the fuel nozzle). Can be suppressed. Therefore, the vortex core flashback (the flame going up from the vortex center of the swirling flow) can be more effectively suppressed.
  • the core member has a thicker portion on the downstream side than the axial position of the injection port, and is thicker than the thickness of the portion on the upstream side of the injection port in the axial direction.
  • the thick portion has a shape that tapers toward the downstream side in the axial direction.
  • the core member has the thick part thicker than the thickness of the upstream part of the injection port on the downstream side of the injection port, and the thick part is directed to the downstream side. And has a tapered shape. That is, since the injection port and the annular passage have a smaller diameter than the tip portion (including the thick portion) having a relatively small diameter in the fuel nozzle, the annular passage is located on the inner diameter side, and the throttle ratio RO 1 / RO It becomes easy to enlarge 2 . Therefore, the swirl flow of the liquid film can be more effectively formed in the spiral chamber and the annular passage.
  • a fuel nozzle includes: A fuel nozzle for injecting fuel of a gas turbine, An injection passage extending along the axial direction of the fuel nozzle and having an injection port at a downstream end in the axial direction; A swirl chamber located upstream of the injection passage in the axial direction and for forming a swirling flow of fuel supplied to the injection passage; At least one supply passage for supplying fuel to the swirl chamber, which is located upstream of the swirl chamber in the axial direction; The at least one supply passage extends obliquely with respect to the axial direction so that a circumferential position shifts as it approaches the spiral chamber, and opens to a first wall surface of the spiral chamber; The angle with respect to the axial direction of the second wall surface of the spiral chamber facing the opening end in the first wall surface of the supply passage in the axial direction is 60 degrees or more.
  • the angle with respect to the axial direction of the second wall surface of the spiral chamber facing the first wall surface of the spiral chamber in which the supply passage opens is set to 60 degrees or more.
  • the velocity component in the axial direction of the flow of the liquid fuel can be converted into a velocity component perpendicular to the axial direction on the second wall surface. It is possible to effectively convert the fuel pressure energy into the swirl energy. Therefore, the swirl flow of the fuel liquid film can be effectively formed in the spiral chamber and the injection passage.
  • a combustor of a gas turbine according to at least one embodiment of the present invention,
  • the fuel nozzle according to any one of (1) to (8) above;
  • an annular passage communicating with the spiral chamber is disposed on the outer peripheral side of the purge gas line extending along the axial direction of the fuel nozzle.
  • a purge gas line for discharging a purge gas and a spiral chamber and an annular passage for forming and ejecting a swirling flow of a liquid film of fuel can coexist. Therefore, in a fuel nozzle with limited installation space, suppression of vortex core flashback by discharge of purge gas and improvement of fuel atomization or fuel distribution by ejecting swirling flow of fuel liquid film. It can be compatible.
  • the angle with respect to the axial direction of the second wall surface of the spiral chamber facing the first wall surface of the spiral chamber in which the supply passage opens. Is set to 60 degrees or more, so that when the fuel is injected and collided from the supply passage toward the second wall surface of the spiral chamber, the pressure energy of the liquid fuel can be effectively converted into swirl energy. Therefore, the swirl flow of the fuel liquid film can be effectively formed in the spiral chamber and the injection passage.
  • a gas turbine according to at least one embodiment of the present invention includes: A combustor according to (9) above; A stationary blade and a moving blade provided on the downstream side of the combustion cylinder of the combustor; Is provided.
  • an annular passage communicating with the spiral chamber is disposed on the outer peripheral side of the purge gas line extending along the axial direction of the fuel nozzle.
  • a purge gas line for discharging a purge gas and a spiral chamber and an annular passage for forming and ejecting a swirling flow of a liquid film of fuel can coexist. Therefore, in a fuel nozzle with limited installation space, suppression of vortex core flashback by discharge of purge gas and improvement of fuel atomization or fuel distribution by ejecting swirling flow of fuel liquid film. It can be compatible.
  • an angle with respect to the axial direction of the second wall surface of the spiral chamber facing the first wall surface of the spiral chamber in which the supply passage opens. Is set to 60 degrees or more, and when the fuel is injected and collided from the supply passage toward the second wall surface of the spiral chamber, the axial velocity component of the liquid fuel flow is Therefore, the pressure energy of the liquid fuel can be effectively converted into swirl energy. Therefore, the swirl flow of the fuel liquid film can be effectively formed in the spiral chamber and the injection passage.
  • a fuel nozzle and a combustor of a gas turbine and a gas turbine that can achieve both suppression of vortex core flashback and atomization of fuel or improvement of fuel distribution.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 4. 2 schematically shows a fuel passage formed inside a fuel nozzle.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment.
  • a gas turbine 1 is driven to rotate by a combustion gas, a compressor 2 for generating compressed air, a combustor 4 for generating combustion gas using the compressed air and fuel, and the combustion gas.
  • a turbine 6 configured as described above.
  • a generator (not shown) is connected to the turbine 6.
  • the compressor 2 includes a plurality of stationary blades 16 fixed to the compressor casing 10 side, and a plurality of moving blades 18 implanted in the rotor 8 so as to be alternately arranged with respect to the stationary blades 16. .
  • the air taken in from the air intake 12 is sent to the compressor 2, and this air passes through the plurality of stationary blades 16 and the plurality of moving blades 18 and is compressed so as to be high-temperature and high-pressure. Compressed air.
  • the combustor 4 is supplied with fuel and compressed air generated by the compressor 2, and the fuel is combusted in the combustor 4 to generate combustion gas which is a working fluid of the turbine 6. Is done.
  • the gas turbine 1 has a plurality of combustors 4 disposed in a casing 20 along a circumferential direction around a rotor 8.
  • the turbine 6 has a combustion gas passage 28 formed by the turbine casing 22, and includes a plurality of stationary blades 24 and moving blades 26 provided in the combustion gas passage 28.
  • the stationary blades 24 are fixed to the turbine casing 22 side, and a plurality of stationary blades 24 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 constitutes a stationary blade row.
  • the moving blades 26 are implanted in the rotor 8, and a plurality of moving blades 26 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 constitute a moving blade row.
  • the stationary blade rows and the moving blade rows are alternately arranged in the axial direction of the rotor 8.
  • the combustion gas from the combustor 4 flowing into the combustion gas passage 28 passes through the plurality of stationary blades 24 and the plurality of blades 26, so that the rotor 8 is rotationally driven.
  • the generator is driven to generate electric power.
  • the combustion gas after driving the turbine 6 is discharged to the outside through the exhaust chamber 30.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing a main part of the combustor according to one embodiment.
  • each combustor 4 includes a combustor liner 46 provided in a combustor casing 40 defined by the casing 20, a first combustion burner 50 disposed in the combustor liner 46, and A plurality of second combustion burners 60.
  • the combustor 4 may include other components such as a bypass pipe (not shown) for bypassing the combustion gas.
  • the combustor liner 46 includes an inner cylinder (not shown) disposed around the first combustion burner 50 and the plurality of second combustion burners 60, and a tail cylinder (not shown) connected to the tip of the inner cylinder. And have.
  • the first combustion burner 50 is disposed along the central axis of the combustor liner 46.
  • a plurality of second combustion burners 60 are arranged apart from each other so as to surround the first combustion burner 50.
  • the first combustion burner 50 includes a first nozzle 54 connected to the fuel port 52, a first cone 56 disposed so as to surround the first nozzle 54, and a swirler 58 provided on the outer periphery of the first nozzle 54. ,have.
  • the second combustion burner 60 includes a second nozzle 64 connected to the fuel port 62, a burner cylinder 66 disposed so as to surround the second nozzle 64, a burner cylinder 66, and a combustor liner 46 (for example, an inner cylinder).
  • An extension pipe 65 to be connected and a swirler 70 provided on the outer periphery of the second nozzle 64 are provided.
  • extension pipe 65 extends from the upstream end face connected to the burner cylinder 66 to the downstream end face (extension pipe outlet 65 a).
  • FIG. 2 shows the center line O ′ of the second nozzle 64.
  • the combustor 4 having the above configuration functions as follows, for example.
  • the high-temperature and high-pressure compressed air generated by the compressor 2 is supplied into the combustor compartment 40 from the compartment entrance (not shown), and further flows into the burner cylinder 66 from the combustor compartment 40. To do.
  • the compressed air and the fuel supplied from the fuel port 62 are premixed in the burner cylinder 66.
  • the premixed gas mainly forms a swirling flow by the swirler 70 and flows into the combustor liner 46.
  • Compressed air and fuel injected from the first combustion burner 50 through the fuel port 52 are mixed in the combustor liner 46, ignited by a not-shown type fire, and burned to generate combustion gas. At this time, a part of the combustion gas diffuses to the surroundings with a flame, so that the premixed gas flowing into the combustor liner 46 from each second combustion burner 60 is ignited and burned.
  • flame holding for stable combustion of the premixed gas (premixed fuel) from the second combustion burner 60 can be performed by the pilot flame of the pilot fuel injected from the first combustion burner 50.
  • the combustion region is formed in the inner cylinder of the combustor liner 46, for example.
  • premixed fuel may be supplied to the first nozzle 54 of the first combustion burner 50. Further, pilot fuel may be supplied to the second nozzle 64 of the second combustion burner 60.
  • the fuel nozzle 100 according to the present embodiment is not limited to the second nozzle 64 of the second combustion burner 60 described above, and is a fuel in which a swirler (swirler vane) is provided in the axial flow path around the nozzle.
  • the configuration of the present embodiment can be applied to any type of fuel nozzle as long as it is a nozzle.
  • the fuel nozzle 100 may be the first nozzle 54 of the first combustion burner 50 described above provided in the combustor 4 of the gas turbine 1.
  • the fuel nozzle 100 may be a fuel nozzle of a combustion burner that mainly performs diffusion combustion, may be a fuel nozzle of a combustion burner that mainly performs premix combustion, or A fuel nozzle of a combustion burner provided in equipment other than the gas turbine 1 may be used.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view along the axial direction of the fuel nozzle 100 (here, the second nozzle 64 described above) according to an embodiment
  • FIG. 4 is an enlarged view of the tip of the fuel nozzle 100 shown in FIG. It is.
  • FIG. 5 is an enlarged view of the tip portion of the fuel nozzle 100 according to another embodiment different from FIGS. 3 and 4.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG.
  • FIG. 7 schematically shows fuel passages (annular passage 86, spiral chamber 82, supply passage 84, etc.) formed inside the fuel nozzle 100.
  • the fuel nozzle 100 shown in FIG. 5 has basically the same configuration as the fuel nozzle 100 shown in FIGS. 3 and 5 except for the shape of the most advanced portion.
  • the fuel nozzle 100 is a fuel nozzle for injecting fuel of a gas turbine.
  • the fuel nozzle 100 may be a dual nozzle capable of ejecting both gaseous fuel and liquid fuel.
  • the fuel nozzle 100 includes a nozzle body 73, a purge gas line 94 formed inside the nozzle body 73, an annular passage 86 provided on the outer peripheral side of the purge gas line 94, and an annular shape. And a spiral chamber 82 located on the upstream side of the passage 86.
  • the purge gas line 94 extends along the axial direction (direction of the center line O ′) of the fuel nozzle 100, and purge gas (for example, air) from the purge gas supply path 90 located on the downstream side is connected to the annular chamber 92 and the purge gas. It is supplied via a passage 96. The purge gas supplied to the purge gas line 94 is discharged from the downstream end 99 of the purge gas line 94 in the axial direction.
  • purge gas for example, air
  • vortex core flashback flame rises from the vortex core portion of the swirl flow of fuel gas
  • the vortex core flashback in the combustor 4 can be suppressed by discharging the purge gas from the downstream end 99 of the purge gas line 94.
  • the annular passage 86 extends along the axial direction on the outer peripheral side of the purge gas line 94, and has an annular injection port 88 at the downstream end in the axial direction, from which fuel can be ejected. .
  • An annular spiral chamber 82 is provided upstream of the annular passage 86 in the axial direction. In the spiral chamber 82, a swirling flow of fuel supplied to the annular passage 86 is formed. Further, the outer diameter RO 1 (see FIG. 4) of the spiral chamber 82 is set larger than the outer diameter RO 2 (see FIG. 4) of the annular passage 86.
  • At least one supply passage 84 for supplying fuel to the spiral chamber 82 is provided on the upstream side of the spiral chamber 82.
  • the fuel nozzle 100 according to the illustrated embodiment is provided with a total of four supply passages 84 of supply passages 84A to 84D. 3 to 5, only two supply passages 84, supply passages 84A and 84C, are shown for simplification of the drawing.
  • the supply passages 84A to 84D are collectively referred to as a supply passage 84.
  • An annular chamber 78 is provided on the upstream side of the supply passage 84, and the annular chamber 78 is connected to the fuel supply passage 76 via the fuel connection passage 80.
  • the spiral chamber 82 has a pair of wall surfaces 34, 36 along a plane orthogonal to the axial direction, and the pair of wall surfaces 34, 36 are located on the upstream side in the axial direction. And a second wall surface 36 that is located on the downstream side of the first wall surface 34 and is provided to face the first wall surface 34. An upstream end 86 a of the annular passage 86 is opened in the second wall surface 36.
  • the first wall surface 34 has an opening end 84b on the downstream side of the supply passages 84A to 84D.
  • annular chamber 78 located on the upstream side of the spiral chamber 82 has a pair of wall surfaces 31 and 32 along a plane orthogonal to the axial direction.
  • the upstream end 84a of the supply passages 84A to 84D opens in the wall surface 32 located on the downstream side of the pair of wall surfaces 31 and 32.
  • the fuel in the fuel supply passage 76 is supplied to the spiral chamber 82 through the fuel connection passage 80 and the annular chamber 78 via the supply passage 84.
  • a swirling flow of a liquid film having a swirling component is formed, and this liquid film flows downstream along the wall surface of the swirl chamber 82 and the wall surface of the annular passage 86, and the cone from the annular injection port 88. Erupted into a shape.
  • the outer diameter RO 1 (see FIG. 4) of the spiral chamber 82 is set larger than the outer diameter RO 2 (see FIG. 4) of the annular passage 86, the swirl flow formed in the spiral chamber 82
  • the swirl component is further strengthened in the annular passage 86, and the fuel can be ejected from the injection port 88 as a swirl flow having a strong swirl.
  • the thin liquid film fuel injected conically while swirling is sheared and atomized by the swirling flow of high-pressure air that has passed through the swirler 70 (see FIG. 2).
  • it since it is sheared in the form of a thin liquid film, it is finely atomized compared to the case where liquid column cross-flow spraying is performed.
  • it since it is sheared by the swirling flow of air in a state of being ejected in a conical shape, it is orthogonal to the center line of the extension pipe 65 as compared with the case where liquid column cross-flow spraying is performed near the outlet 65a of the extension pipe 65.
  • the fuel concentration distribution tends to be uniform in the plane where
  • the annular passage 86 communicating with the spiral chamber 82 is disposed on the outer peripheral side of the purge gas line 94 extending along the axial direction of the fuel nozzle 100.
  • a purge gas line 94 for discharging a purge gas and a spiral chamber 82 and an annular passage 86 for forming and ejecting a swirling flow of a liquid film of fuel coexist in a limited space. Can be made.
  • the suppression of the vortex core flashback by the discharge of the purge gas, the atomization of the fuel by jetting the swirling flow of the fuel liquid film, or the improvement of the fuel distribution, Can be compatible.
  • outer diameter RO 1 of the spiral chamber 82 and the outer diameter RO 2 of the annular passage 86 do not have to be constant in the axial direction and may vary in the axial direction.
  • the minimum value of the outer diameter RO 1 of the spiral chamber 82 may be set larger than the maximum value of the outer diameter RO 2 of the annular passage 86.
  • the supply passage 84 extends obliquely with respect to the axial direction so that its circumferential position shifts as it approaches the spiral chamber 82. That is, the opening end 84a on the upstream side of the supply passage 84 and the opening end 84b on the downstream side are displaced in the circumferential direction.
  • the supply passage 84 for supplying fuel to the spiral chamber 82 extends obliquely with respect to the axial direction so that the circumferential position shifts as it approaches the spiral chamber 82.
  • the fuel is injected obliquely with respect to the axial direction toward 82. Therefore, the fuel can collide with the wall surface (for example, the second wall surface 36) of the spiral chamber 82 while giving a swirl component to the fuel, and the collision causes the velocity component in the axial direction of the flow of the liquid fuel to be changed in the axial direction. Can be converted to a velocity component perpendicular to. Therefore, the swirl flow of the fuel liquid film can be effectively formed in the spiral chamber 82 and the annular passage 86.
  • the extending direction of the supply passage 84 and the direction orthogonal to the axial direction may be not less than 45 degrees and not more than 65 degrees. If the above-mentioned angle ⁇ is 45 degrees or more, the axial component of the fuel supplied to the spiral chamber 82 through the supply passage 84 does not become too small, so the axial flow of the swirl flow formed in the spiral chamber 82 Propulsive force can be maintained moderately. If the above-mentioned angle ⁇ is 65 degrees or less, the swirl component of the fuel supplied to the spiral chamber 82 through the supply passage 84 can be increased.
  • the supply passage 84 opens to the first wall surface 34 (wall surface) of the spiral chamber 82, and the first wall surface 34 (wall surface) of the supply passage 84.
  • the open end 84 b is located on the radially outer side than the upstream end 86 a of the annular passage 86.
  • the opening end 84b of the supply passage 84 in the first wall surface 34 (wall surface) of the spiral chamber 82 is more than the upstream end 86a of the annular passage 86 positioned on the downstream side of the spiral chamber 82.
  • downstream end 98 of the purge gas line 94 is located downstream of the injection port 88 of the annular passage 86 in the axial direction.
  • downstream end 98 of the purge gas line 94 and the injection port 88 of the annular passage 86 are at the same position in the axial direction, so a relatively large step is formed at the tip of the fuel nozzle 100, so A circulating flow of air that flows from the upstream side toward the downstream side tends to be generated.
  • the fuel ejected from the injection port 88 enters the purge gas line 94 and a reverse flow is generated, and the fuel that has entered the purge gas line 94 stays in the purge gas line 94 and is coked and hardened into a charcoal shape. There is a case.
  • the downstream end 98 of the purge gas line 94 is positioned on the downstream side of the injection port 88 of the annular passage 86 in the axial direction.
  • the air flowing through the vortex core (for example, the swirling flow of high-pressure air that has passed through the swirler 70 (see FIG. 2)) is prevented from forming a circulating flow at the tip of the fuel nozzle 100, and the vortex core flashback From this, it is possible to suppress the reverse flow of the flame to the purge gas line 94.
  • the outer shape (contour) of the fuel nozzle 100 is directed downstream in the axial direction at least in the axial range downstream of the spiral chamber 82. And has a tapered shape.
  • the fuel nozzle 100 has a shape that tapers at least in the axial range downstream of the spiral chamber 82, so that the air flowing in the combustor chamber 40 runs along the outer surface of the fuel nozzle. Therefore, it is possible to suppress the formation of a circulation flow at the tip of the fuel nozzle 100. Therefore, the vortex core flashback (the flame going up from the vortex center of the swirling flow) can be more effectively suppressed.
  • the nozzle body 71 of the fuel nozzle 100 includes a base member 72 positioned at least partially on the outer peripheral side of the annular passage 86, and an inner portion of the annular passage 86.
  • a core member 74 located at least partially on the circumferential side and having a purge gas line 94 formed therein may be included.
  • the base member 72 and the core member 74 may be connected to each other by welding or the like.
  • the base member 72 and the core member 74 may each be a member configured by connecting a plurality of parts by welding or the like.
  • the base member 72 may be composed of a plurality of parts arranged in the axial direction.
  • the base member 72 and the core member 74 which comprise the nozzle main body 71 may be formed as an integral member instead of a separate member.
  • the base member 72 and the core member 74 may be integrally formed by a 3D printer.
  • the core member 74 constituting the fuel nozzle 100 has an axial direction in the axial range downstream of the injection port 88 of the annular passage 86 in the axial direction.
  • the taper is tapered toward the downstream side.
  • the core member 74 has a shape that tapers toward the downstream side in the axial direction in the axial direction range downstream of the injection port 88 of the annular passage 86, so that the inside of the combustor chamber 40 is formed.
  • the flowing air is likely to flow on the outer surface of the tip portion of the core member 74 (tip portion of the fuel nozzle 100), and the formation of a circulating flow at the tip portion of the core member 74 (tip portion of the fuel nozzle 100) is suppressed. Can do. Therefore, the vortex core flashback (the flame going up from the vortex center of the swirling flow) can be more effectively suppressed.
  • the core member 74 is disposed at a portion downstream of the axial position of the injection port 88 of the annular passage 86 and upstream of the injection port 88 in the axial direction.
  • the thick portion 75 is thicker than the thickness T1. That is, the thickness T ⁇ b> 2 of the thick portion 75 is thicker than the thickness T ⁇ b> 1 of the portion of the core member 74 that is located on the upstream side of the injection port 88 and on the inner peripheral side of the annular passage 86.
  • the thick portion 75 has a shape that tapers toward the downstream side in the axial direction.
  • the core member 74 has the thick portion 75 that is thicker than the thickness of the upstream portion of the injection port 88 on the downstream side of the injection port 88 of the annular passage 86. It has a shape that tapers toward the side. That is, since the injection port 88 and the annular passage 86 have a smaller diameter than the tip portion (including the thick portion 75) having a relatively small diameter in the fuel nozzle 100, the annular passage 86 is located on the inner diameter side, and the restriction It becomes easy to increase the ratio RO 1 / RO 2 . Therefore, the swirl flow of the liquid film can be more effectively formed in the spiral chamber 82 and the annular passage 86.
  • the fuel nozzle 100 extends along the axial direction of the fuel nozzle 100 and has an injection passage (illustrated) having an injection port 88 at the downstream end in the axial direction.
  • an annular passage 86 In this example, an annular passage 86), a spiral chamber 82 located upstream of the injection passage (annular passage 86) in the axial direction, and at least one supply passage 84 located upstream of the spiral chamber 82 in the axial direction. It is equipped with.
  • the spiral chamber 82 is configured to form a swirl flow of fuel supplied to the injection passage (annular passage 86). Further, fuel is supplied to the spiral chamber 82 via a supply passage 84.
  • the supply passage 84 extends obliquely with respect to the axial direction so that the circumferential position shifts as it approaches the spiral chamber 82, and opens to the first wall surface 34 (see FIGS. 4 and 5) of the spiral chamber 82. Yes.
  • And angle (theta) (refer FIG.4 and FIG.5) with respect to the axial direction of the 2nd wall surface 36 of the spiral chamber 82 which opposes the opening end 84b in the 1st wall surface 34 of the supply channel 84 in an axial direction is 60 degree
  • the injection passage is the annular passage 86 having an annular shape.
  • the injection passage may be a tubular passage instead of an annular shape.
  • the purge gas line 94 may not be provided.
  • an expression representing a relative or absolute arrangement such as “in a certain direction”, “along a certain direction”, “parallel”, “orthogonal”, “center”, “concentric” or “coaxial”. Represents not only such an arrangement strictly but also a state of relative displacement with tolerance or an angle or a distance to obtain the same function.
  • an expression indicating that things such as “identical”, “equal”, and “homogeneous” are in an equal state not only represents an exactly equal state, but also has a tolerance or a difference that can provide the same function. It also represents the existing state.
  • expressions representing shapes such as quadrangular shapes and cylindrical shapes not only represent shapes such as quadrangular shapes and cylindrical shapes in a strict geometric sense, but also within a range where the same effects can be obtained.
  • a shape including an uneven portion or a chamfered portion is also expressed.
  • the expression “comprising”, “including”, or “having” one constituent element is not an exclusive expression for excluding the existence of another constituent element.

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Abstract

ガスタービンの燃料を噴射するための燃料ノズルは、前記燃料ノズルの軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端部からパージガスを吐出するためのパージガスラインと、前記パージガスラインの外周側において前記軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端に環状の噴射口を有する環状通路と、前記軸方向における前記環状通路の上流側に位置し、前記環状通路に供給される燃料の旋回流を形成するための環状の渦巻室と、を備え、前記渦巻室の外径ＲＯ１は、前記環状通路の外径ＲＯ２よりも大きい。

Description

ガスタービンの燃料ノズル及び燃焼器並びにガスタービン
　本開示は、ガスタービンの燃料ノズル及び燃焼器並びにガスタービンに関する。
　ガスタービン燃焼器の燃焼ノズルにおいて、液体燃料を噴射する場合の燃料の分散性向上や微粒化を目的として、燃料ノズル内部で液膜状の燃料の旋回流を形成し、噴射することが提案されている。
　例えば、特許文献１には、燃料の旋回流を形成するための燃料渦巻室を備えた燃料噴射弁（燃料ノズル）が開示されている。燃料渦巻室は、燃料噴射弁の前方内部に設けられており、燃料供給ラインに連通される円筒部分と、軸方向において、該円筒部分と燃料噴射弁先端に設けられる燃料噴孔との間に位置し、円筒部分から燃料噴孔に向かって直径が漸減するテーパ部を含む。
　燃料渦巻室には、円周方向に沿った燃料導入孔が設けられており、燃料供給ラインからの燃料は、該燃料導入孔において円周方向に加速されて、燃料渦巻室に導入される。燃料渦巻室に導入された燃料は、燃料渦巻室の円筒部分及びテーパ部において旋回流となり、燃料噴孔を通過するとき、遠心力により薄い液膜となった後、燃焼器の下流に噴出される。
　また、燃料噴孔の先端から噴出した薄い液膜の燃料は、燃料噴射弁の外周に設けたスワラを通過した高圧空気の旋回流によって寸断されて微粒化され、燃焼室内に流入するようになっている。
特開２００３－１３０３５３号公報
　燃料ノズルにおいて従来用いられていた噴霧方式である液柱クロスフロー噴霧では、
延長管出口の位置において、燃料が延長管壁面近傍に分布する等、得られる燃料分布が比較的良好ではなく、また、空気流れに向かって液柱を噴射することから、空気流れによるせん断によって得られる燃料の液滴の粒径が比較的大きなものであった。これに対し、特許文献１に記載される燃料噴射弁（燃料ノズル）では、噴射孔から液膜の旋回流を噴射し、この薄い液膜を空気の流れで微粒化することにより、燃料の微粒化及び燃料分布の改善が図られている。
　一方、特にガス燃料を噴射する燃料ノズルにおいては、渦芯フラッシュバック（燃料ガスの旋回流れの渦芯部から火炎の遡上）が生じることがある。そこで、渦芯フラッシュバックを抑制するためのパージ空気をノズル先端部に供給するパージ空気供給管を、燃料ノズルの内部に設けることがある。
　ところで、例えば、ガス燃料及び液体燃料の両方を噴射可能なデュアルノズル等において、ガス燃料使用時に生じ得る渦芯フラッシュバックを抑制しながら、かつ、液体燃料の微粒化及び燃料分布を改善したいという要請がある。
　しかしながら、渦芯フラッシュバックを抑制するための構造と、液体燃料の微粒化又は燃料分布の改善を図るための構造とを１つの燃料ノズルの中に両立させることは、スペースの制約上困難であった。
　上述の事情に鑑みて、本発明の少なくとも一実施形態は、渦芯フラッシュバックの抑制と、燃料の微粒化又は燃料分布の改善と、を両立可能なガスタービンの燃料ノズル及び燃焼器並びにガスタービンを提供することを目的とする。
（１）本発明の少なくとも一実施形態に係る燃料ノズルは、
　ガスタービンの燃料を噴射するための燃料ノズルであって、
　前記燃料ノズルの軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端部からパージガスを吐出するためのパージガスラインと、
　前記パージガスラインの外周側において前記軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端に環状の噴射口を有する環状通路と、
　前記軸方向における前記環状通路の上流側に位置し、前記環状通路に供給される燃料の旋回流を形成するための環状の渦巻室と、を備え、
　前記渦巻室の外径ＲＯ１は、前記環状通路の外径ＲＯ２よりも大きい。
　上記（１）の構成によれば、燃料ノズルの軸方向に沿って延びるパージガスラインの外周側に、渦巻室に連通する環状通路を配置したので、燃料ノズルの内部において、パージガスを吐出するためのパージガスラインと、燃料の液膜の旋回流を形成及び噴出するための渦巻室及び環状通路とを共存させることができる。よって、設置スペースの制約がある中で、燃料ノズルにおいて、パージガスの吐出による渦芯フラッシュバックの抑制と、燃料液膜の旋回流を噴出することによる燃料の微粒化又は燃料分布の改善と、を両立することができる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、
　前記軸方向において前記渦巻室の上流側に位置し、前記渦巻室に燃料を供給するための少なくとも１本の供給通路をさらに備え、
　前記少なくとも１本の供給通路は、前記渦巻室に近づくにつれて周方向位置がずれるように前記軸方向に対して斜めに延在する。
　上記（２）の構成によれば、渦巻室に燃料を供給するための供給通路が、渦巻室に近づくにつれて周方向位置がずれるように軸方向に対して斜めに延在するようにしたので、供給通路から渦巻室に向けて、軸方向に対して斜めに燃料が噴射される。よって、燃料に旋回成分を与えながら該燃料を渦巻室の壁面（例えば、側壁面又は底面）に衝突させることができ、渦巻室及び環状通路において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、
　前記少なくとも１本の供給通路は、前記渦巻室の壁面に開口し、
　前記供給通路の前記壁面における開口端は、前記環状通路の上流端よりも径方向外側に位置する。
　上記（３）の構成によれば、渦巻室の壁面における供給通路の開口端が、渦巻室の下流側に位置する環状通路の上流端よりも径方向外側に位置するようにしたので、供給通路から渦巻室の下流側端面に向けて燃料を噴射及び衝突させることができる。これにより、下流側端面において、液体燃料の流れの軸方向の速度成分を、軸方向に対して垂直な速度成分に変換することができ、液体燃料の圧力エネルギーを旋回エネルギーに効果的に変換することができる。よって、渦巻室及び噴射通路において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかの構成において、
　前記パージガスラインの下流端は、前記軸方向において、前記環状通路の前記噴射口よりも下流側に位置する。
　上記（４）の構成によれば、パージガスラインの下流端が、軸方向において、環状通路の噴射口よりも下流側に位置するようにしたので、燃焼器内を流れる空気が燃料ノズルの先端部で循環流を形成すること抑制して、渦芯フラッシュバック（旋回流れの渦中心から火炎遡上）を抑制できるとともに、液体燃料がパージガスラインへ逆流するのを抑制することができる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、
　前記燃料ノズルは、
　少なくとも前記渦巻室よりも下流側の軸方向範囲において、前記軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。
　上記（５）の構成によれば、燃料ノズルが、少なくとも渦巻室よりも下流側の軸方向範囲において先細る形状を有するようにしたので、燃焼器内を流れる空気が燃料ノズルの外表面に沿って流れやすくなり、燃料ノズルの先端部で循環流を形成すること抑制することができる。よって、渦芯フラッシュバック（旋回流れの渦中心から火炎遡上）をより効果的に抑制することができる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れかの構成において、
　前記環状通路の内周側に少なくとも部分的に位置し、内部に前記パージガスラインが形成される芯部材を備え、
　前記芯部材は、前記軸方向において前記噴射口よりも下流側の軸方向範囲において、前記軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。
　上記（６）の構成によれば、内部にパージガスラインが形成される芯部材は、環状通路の噴射口よりも下流側の軸方向範囲において軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有するようにしたので、燃焼器内を流れる空気が、芯部材の先端部（燃料ノズルの先端部）の外表面を流れやすくなり、芯部材の先端部（燃料ノズルの先端部）で循環流を形成すること抑制することができる。よって、渦芯フラッシュバック（旋回流れの渦中心から火炎遡上）をより効果的に抑制することができる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（６）の構成において、
　前記芯部材は、前記噴射口の軸方向位置よりも下流側において、前記軸方向において前記噴射口よりも上流側の部分の厚さよりも厚い厚肉部を有し、
　前記厚肉部は、前記軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。
　上記（７）の構成によれば、芯部材は、噴射口よりも下流側において、噴射口の上流側の部分の厚さよりも厚い厚肉部を有し、厚肉部は、下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。すなわち、噴射口及び環状通路は、燃料ノズルにおいて比較的小径の先端部（厚肉部を含む）よりも小径となるので、環状通路がより内径側に位置することとなり、絞り比ＲＯ１／ＲＯ２を大きくしやすくなる。よって、渦巻室及び環状通路において、液膜の旋回流をより効果的に形成することができる。
（８）本発明の少なくとも一実施形態に係る燃料ノズルは、
　ガスタービンの燃料を噴射するための燃料ノズルであって、
　前記燃料ノズルの軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端に噴射口を有する噴射通路と、
　前記軸方向における前記噴射通路の上流側に位置し、前記噴射通路に供給される燃料の旋回流を形成するための渦巻室と、
　前記軸方向において前記渦巻室の上流側に位置し、前記渦巻室に燃料を供給するための少なくとも１本の供給通路と、を備え、
　前記少なくとも１本の供給通路は、前記渦巻室に近づくにつれて周方向位置がずれるように前記軸方向に対して斜めに延在するとともに、前記渦巻室の第１壁面に開口し、
　前記供給通路の前記第１壁面における開口端に前記軸方向において対向する前記渦巻室の第２壁面の前記軸方向に対する角度は、６０度以上である。
　上記（８）の構成によれば、供給通路が開口する渦巻室の第１壁面に対向する渦巻室の第２壁面の軸方向に対する角度を６０度以上に設定したので、供給通路から渦巻室の第２壁面に向けて燃料を噴射及び衝突させたときに、第２壁面において、液体燃料の流れの軸方向の速度成分を、軸方向に対して垂直な速度成分に変換することができ、液体燃料の圧力エネルギーを旋回エネルギーに効果的に変換することができる。よって、渦巻室及び噴射通路において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
（９）本発明の少なくとも一実施形態に係るガスタービンの燃焼器は、
　上記（１）乃至（８）の何れか一項に記載の燃料ノズルと、
　前記燃料ノズルから噴射された燃料の燃焼により生じる燃焼ガスの通路を形成する燃焼筒と、
を備える。
　上記（９）の構成において、燃料ノズルが上記（１）の構成を有する場合には、燃料ノズルの軸方向に沿って延びるパージガスラインの外周側に、渦巻室に連通する環状通路を配置したので、燃料ノズルの内部において、パージガスを吐出するためのパージガスラインと、燃料の液膜の旋回流を形成及び噴出するための渦巻室及び環状通路とを共存させることができる。よって、設置スペースの制約がある中で、燃料ノズルにおいて、パージガスの吐出による渦芯フラッシュバックの抑制と、燃料液膜の旋回流を噴出することによる燃料の微粒化又は燃料分布の改善と、を両立することができる。
　また、上記（９）の構成において、燃料ノズルが上記（８）の構成を有する場合には、供給通路が開口する渦巻室の第１壁面に対向する渦巻室の第２壁面の軸方向に対する角度を６０度以上に設定したので、供給通路から渦巻室の第２壁面に向けて燃料を噴射及び衝突させたときに、液体燃料の圧力エネルギーを旋回エネルギーに効果的に変換することができる。よって、渦巻室及び噴射通路において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
（１０）本発明の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
　上記（９）に記載の燃焼器と、
　前記燃焼器の前記燃焼筒の下流側に設けられる静翼及び動翼と、
を備える。
　上記（１０）の構成において、燃料ノズルが上記（１）の構成を有する場合には、燃料ノズルの軸方向に沿って延びるパージガスラインの外周側に、渦巻室に連通する環状通路を配置したので、燃料ノズルの内部において、パージガスを吐出するためのパージガスラインと、燃料の液膜の旋回流を形成及び噴出するための渦巻室及び環状通路とを共存させることができる。よって、設置スペースの制約がある中で、燃料ノズルにおいて、パージガスの吐出による渦芯フラッシュバックの抑制と、燃料液膜の旋回流を噴出することによる燃料の微粒化又は燃料分布の改善と、を両立することができる。
　また、上記（１０）の構成において、燃料ノズルが上記（９）の構成を有する場合には、供給通路が開口する渦巻室の第１壁面に対向する渦巻室の第２壁面の軸方向に対する角度を６０度以上に設定したので、供給通路から渦巻室の第２壁面に向けて燃料を噴射及び衝突させたときに、第２壁面において、液体燃料の流れの軸方向の速度成分を、軸方向に対して垂直な速度成分に変換することができ、液体燃料の圧力エネルギーを旋回エネルギーに効果的に変換することができる。よって、渦巻室及び噴射通路において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
　本発明の少なくとも一実施形態によれば、渦芯フラッシュバックの抑制と、燃料の微粒化又は燃料分布の改善と、を両立可能なガスタービンの燃料ノズル及び燃焼器並びにガスタービンが提供される。
一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 一実施形態に係る燃焼器の要部を示す断面図である。 一実施形態に係る燃料ノズルの軸方向に沿った断面図である。 図３に示す燃料ノズルの先端部の拡大図である。 一実施形態に係る燃料ノズルの先端部の拡大図である。 図４のＡ－Ａ断面図である。 燃料ノズル内部に形成された燃料の通路を模式的に示したものである。
　以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　まず、幾つかの実施形態に係る燃料ノズル及び燃焼器の適用先の一例であるガスタービンについて、図１を参照して説明する。図１は、一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。
　図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結される。
　圧縮機２は、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。
　圧縮機２には、空気取入口１２から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
　燃焼器４には、燃料と、圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給されるようになっており、該燃焼器４において燃料が燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。図１に示すように、ガスタービン１は、ケーシング２０内にロータ８を中心として周方向に沿って複数配置された燃焼器４を有する。
　タービン６は、タービン車室２２によって形成される燃焼ガス通路２８を有し、該燃焼ガス通路２８に設けられる複数の静翼２４及び動翼２６を含む。
　静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。
　タービン６では、燃焼ガス通路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室３０を介して外部へ排出される。
　次に、図１及び図２を参照して、一実施形態に係る燃焼器４の詳細な構成について説明する。図２は、一実施形態に係る燃焼器の要部を示す断面図である。
　図１に示すように、一実施形態に係る燃焼器４は、ロータ８を中心として環状に複数配置されている。図２に示すように、各燃焼器４は、ケーシング２０により画定される燃焼器車室４０に設けられた燃焼器ライナ４６と、燃焼器ライナ４６内にそれぞれ配置された第１燃焼バーナ５０及び複数の第２燃焼バーナ６０と、を含む。なお、燃焼器４は、燃焼ガスをバイパスさせるためのバイパス管（不図示）等の他の構成要素を備えていてもよい。
　例えば、燃焼器ライナ４６は、第１燃焼バーナ５０及び複数の第２燃焼バーナ６０の周囲に配置される内筒（不図示）と、内筒の先端部に連結された尾筒（不図示）と、を有している。
　第１燃焼バーナ５０は、燃焼器ライナ４６の中心軸に沿って配置されている。そして、第１燃焼バーナ５０を囲むように、複数の第２燃焼バーナ６０が互いに離間して配列されている。
　第１燃焼バーナ５０は、燃料ポート５２に連結された第１ノズル５４と、第１ノズル５４を囲むように配置された第１コーン５６と、第１ノズル５４の外周に設けられたスワラ５８と、を有している。
　第２燃焼バーナ６０は、燃料ポート６２に連結された第２ノズル６４と、第２ノズル６４を囲むように配置されたバーナ筒６６と、バーナ筒６６と燃焼器ライナ４６（例えば内筒）をつなぐ延長管６５と、第２ノズル６４の外周に設けられたスワラ７０と、を有している。
　なお、図２に示すように、延長管６５は、バーナ筒６６に接続される上流側端面から下流側端面（延長管出口６５ａ）まで延在している。また、図２には、第２ノズル６４の中心線Ｏ’を示している。
　上記構成を有する燃焼器４は、例えば、以下のように機能する。
　該燃焼器４において、圧縮機２で生成された高温高圧の圧縮空気は車室入口（不図示）から燃焼器車室４０内に供給され、さらに燃焼器車室４０からバーナ筒６６内に流入する。そして、この圧縮空気と、燃料ポート６２から供給された燃料とがバーナ筒６６内で予混合される。この際、予混合気はスワラ７０により主として旋回流を形成し、燃焼器ライナ４６内に流れ込む。
　また、圧縮空気と、燃料ポート５２を介して第１燃焼バーナ５０から噴射された燃料とが燃焼器ライナ４６内で混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスが発生する。このとき、燃焼ガスの一部が火炎を伴って周囲に拡散することで、各第２燃焼バーナ６０から燃焼器ライナ４６内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。
　すなわち、第１燃焼バーナ５０から噴射されたパイロット燃料によるパイロット火炎によって、第２燃焼バーナ６０からの予混合気（予混合燃料）の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。その際、燃焼領域は例えば燃焼器ライナ４６の内筒に形成される。
　なお、他の実施形態では、第１燃焼バーナ５０の第１ノズル５４には、予混合燃料が供給されるようになっていてもよい。また、第２燃焼バーナ６０の第２ノズル６４には、パイロット燃料が供給されるようになっていてもよい。
　以下、本実施形態に係る燃料ノズル１００の構成について、一例として上述した第２燃焼バーナ６０の第２ノズル６４を用いて詳細に説明する。
　なお、本実施形態に係る燃料ノズル１００は、上述の第２燃焼バーナ６０の第２ノズル６４に限定されるものではなく、ノズルの周囲の軸方向流路にスワラ（スワラベーン）が設けられた燃料ノズルであればどのタイプの燃料ノズルに対しても本実施形態の構成を適用可能である。例えば、燃料ノズル１００は、ガスタービン１の燃焼器４に設けられる上述の第１燃焼バーナ５０の第１ノズル５４であってもよい。また、本実施形態に係る燃料ノズル１００は、主として拡散燃焼するタイプの燃焼バーナの燃料ノズルであってもよいし、主として予混合燃焼するタイプの燃焼バーナの燃料ノズルであってもよいし、あるいは、ガスタービン１以外の機器に設けられる燃焼バーナの燃料ノズルであってもよい。
　図３は、一実施形態に係る燃料ノズル１００（ここでは上述の第２ノズル６４）の軸方向に沿った断面図であり、図４は、図３に示す燃料ノズル１００の先端部の拡大図である。また、図５は、図３及び図４とは別の一実施形態に係る燃料ノズル１００の先端部の拡大図である。また、図６は、図４のＡ－Ａ断面図である。図７は、燃料ノズル１００内部に形成された燃料の通路（環状通路８６、渦巻室８２、供給通路８４等）を模式的に示したものである。
　なお、図５に示す燃料ノズル１００は、最先端部の形状を除き、基本的には図３及び図５に示す燃料ノズル１００と同様の構成を有している。
　本実施形態に係る燃料ノズル１００は、ガスタービンの燃料を噴射するための燃料ノズルである。この燃料ノズル１００は、気体燃料及び液体燃料の両方を噴出可能なデュアルノズルであってもよい。
　図３～図５に示すように、燃料ノズル１００は、ノズル本体７３と、ノズル本体７３の内部に形成されたパージガスライン９４と、パージガスライン９４の外周側に設けられた環状通路８６と、環状通路８６の上流側に位置する渦巻室８２と、を備えている。
　パージガスライン９４は、燃料ノズル１００の軸方向（中心線Ｏ’の方向）に沿って延びており、下流側に位置するパージガス供給路９０からのパージガス（例えば空気）が、環状室９２及びパージガス接続通路９６を経て供給されるようになっている。パージガスライン９４に供給されたパージガスは、軸方向におけるパージガスライン９４の下流端部９９から吐出されるようになっている。
　ガス燃料を噴射可能な燃料ノズル１００においては、渦芯フラッシュバック（燃料ガスの旋回流れの渦芯部から火炎の遡上）が生じることがある。そこで、パージガスライン９４の下流端部９９からパージガスを吐出することで、燃焼器４における渦芯フラッシュバックを抑制することができる。
　環状通路８６は、パージガスライン９４の外周側において軸方向に沿って延び、軸方向における下流端に環状の噴射口８８を有しており、この噴射口８８から燃料を噴出することが可能である。
　軸方向において環状通路８６の上流側には、環状の渦巻室８２が設けられている。渦巻室８２では、環状通路８６に供給される燃料の旋回流が形成されるようになっている。
　また、渦巻室８２の外径ＲＯ１（図４参照）は、環状通路８６の外径ＲＯ２（図４参照）よりも大きく設定されている。
　前記軸方向において渦巻室８２の上流側は、渦巻室８２に燃料を供給するための少なくとも１本の供給通路８４が設けられている。図６及び図７に示すように、図示する実施形態に係る燃料ノズル１００では、供給通路８４Ａ～８４Ｄの合計４本の供給通路８４が設けられている。なお、図３～図５では、図の簡素化のため、供給通路８４Ａ，８４Ｃの２本の供給通路８４のみが示されている。以下において、供給通路８４Ａ～８４Ｄを、まとめて供給通路８４とも言う。
　供給通路８４の上流側には、環状室７８が設けられており、この環状室７８は、燃料接続通路８０を介して、燃料供給路７６と接続されている。
　図４～図７に示すように、渦巻室８２は、軸方向に直交する平面に沿った一対の壁面３４，３６を有し、これら一対の壁面３４，３６は、軸方向において上流側に位置する第１壁面３４と、第１壁面３４よりも下流側に位置し、第１壁面３４に対向するように設けられた第２壁面３６と、を含む。
　第２壁面３６には、環状通路８６の上流端８６ａが開口している。また、第１壁面３４には、供給通路８４Ａ～８４Ｄの下流側の開口端８４ｂが開口している。
　また、渦巻室８２よりも上流側に位置する環状室７８は、軸方向に直交する平面に沿った一対の壁面３１，３２を有する。これら一対の壁面３１，３２のうち、下流側に位置する壁面３２には、供給通路８４Ａ～８４Ｄの上流側の開口端８４ａが開口している。
　なお、図３に示すように、パージガスライン９４と、環状室９２とを接続する複数のパージガス接続通路９６と、環状室７８と燃料供給路７６とを接続する複数の燃料接続通路８０はと、各軸方向位置において周方向位置が重ならないように、周方向位置をずらして、交差するようになっている。
　燃料供給路７６の燃料は、燃料接続通路８０及び環状室７８を経て、供給通路８４を介して渦巻室８２に供給される。
　渦巻室８２では、旋回成分を持った液膜の旋回流が形成され、この液膜が、渦巻室８２の壁面及び環状通路８６の壁面を伝って下流側へ流れ、環状の噴射口８８から円錐状に噴出される。
　ここで、渦巻室８２の外径ＲＯ１（図４参照）は、環状通路８６の外径ＲＯ２（図４参照）よりも大きく設定されているので、渦巻室８２で形成された旋回流の旋回成分を、環状通路８６においてより強めて、旋回の強い旋回流として、噴射口８８から燃料を噴出させることができる。
　このようにして、旋回しながら円錐状に噴射された薄い液膜状の燃料は、スワラ７０（図２参照）を通過した高圧空気の旋回流によってせん断されて微粒化する。このように、薄い液膜状でせん断されるため、液柱クロスフロー噴霧を行う場合等に比べて細かく微粒化される。また、円錐状に噴出された状態で空気の旋回流によってせん断されるため、延長管６５の出口６５ａ付近において、液柱クロスフロー噴霧を行う場合等に比べて、延長管６５の中心線に直交する面内で燃料の濃度分布が均一になりやすい。
　このように、図３～図５に示す実施形態によれば、燃料ノズル１００の軸方向に沿って延びるパージガスライン９４の外周側に、渦巻室８２に連通する環状通路８６を配置したので、燃料ノズル１００の内部において、パージガスを吐出するためのパージガスライン９４と、燃料の液膜の旋回流を形成及び噴出するための渦巻室８２及び環状通路８６とを、設置スペースの制約がある中で共存させることができる。よって、設置スペースの制約がある中で、燃料ノズル１００において、パージガスの吐出による渦芯フラッシュバックの抑制と、燃料液膜の旋回流を噴出することによる燃料の微粒化又は燃料分布の改善と、を両立することができる。
　なお、渦巻室８２の外径ＲＯ１、及び、環状通路８６の外径ＲＯ２は、軸方向において一定でなくてもよく、軸方向において変化していてもよい。この場合、渦巻室８２の外径ＲＯ１の最小値は、環状通路８６の外径ＲＯ２の最大値よりも大きく設定されていてもよい。
　幾つかの実施形態では、図４～図７に示すように、供給通路８４は、渦巻室８２に近づくにつれて周方向位置がずれるように、軸方向に対して斜めに延在する。
　すなわち、供給通路８４の上流側の開口端８４ａと、下流側の開口端８４ｂとは、周方向の位置がずれている。
　このように、渦巻室８２に燃料を供給するための供給通路８４が、渦巻室８２に近づくにつれて周方向位置がずれるように軸方向に対して斜めに延在するので、供給通路８４から渦巻室８２に向けて、軸方向に対して斜めに燃料が噴射される。よって、燃料に旋回成分を与えながら該燃料を渦巻室８２の壁面（例えば、第２壁面３６）に衝突させることができ、この衝突により、液体燃料の流れの軸方向の速度成分を、軸方向に対して垂直な速度成分に変換することができる。したがって、渦巻室８２及び環状通路８６において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
　上述の実施形態において、供給通路８４の延在方向を含む平面Ｐ（図６において、供給通路８４Ａを含む平面として示す）において、供給通路８４の延在方向と、軸方向に直交する方向とのなす角度φ（図７参照）は、４５度以上６５度以下であってもよい。
　上述の角度φが４５度以上であれば、供給通路８４を通って渦巻室８２に供給される燃料の軸方向成分が小さくなり過ぎないため、渦巻室８２で形成される旋回流の軸方向の推進力を適度に維持することができる。
　また、上述の角度φが６５度以下であれば、供給通路８４を通って渦巻室８２に供給される燃料の旋回成分を大きくすることができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図４及び図５に示すように、供給通路８４は、渦巻室８２の第１壁面３４（壁面）に開口し、供給通路８４の第１壁面３４（壁面）における開口端８４ｂは、環状通路８６の上流端８６ａよりも径方向外側に位置する。
　仮に、供給通路８４から渦巻室８２に供給される燃料が、渦巻室８２の壁面（第２壁面３６等）に衝突せずに直接環状通路８６に進入してしまうと、液体燃料の圧力エネルギーを旋回エネルギーに効果的に変換できないため、旋回流を効果的に形成することができない。
　この点、上述の実施形態のように、渦巻室８２の第１壁面３４（壁面）における供給通路８４の開口端８４ｂが、渦巻室８２の下流側に位置する環状通路８６の上流端８６ａよりも径方向外側に位置することで、供給通路８４から渦巻室８２の下流側端面である第２壁面３６に向けて燃料を噴射及び衝突させることができる。これにより、第２壁面３６（下流側端面）において、液体燃料の流れの軸方向の速度成分を、軸方向に対して垂直な速度成分に変換することができ、液体燃料の圧力エネルギーを旋回エネルギーに効果的に変換することができる。よって、渦巻室８２及び環状通路８６において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図３～図５に示すように、パージガスライン９４の下流端９８は、軸方向において、環状通路８６の噴射口８８よりも下流側に位置する。
　仮に、パージガスライン９４の下流端９８と、環状通路８６の噴射口８８とが軸方向において同じ位置にある場合、燃料ノズル１００の先端部において比較的大きな段差が形成されるため、燃料ノズル１００の周囲を上流側から下流側に向かって流れる空気の循環流が発生しやすくなる。この場合、噴射口８８から噴出された燃料がパージガスライン９４に侵入して逆流が生じ、パージガスライン９４に侵入した燃料が、パージガスライン９４内に滞留することでコーキングして炭状に固まってしまう場合がある。
　この点、上述の実施形態のように、パージガスライン９４の下流端９８が、軸方向において、環状通路８６の噴射口８８よりも下流側に位置するようにすることで、燃焼器車室４０内を流れる空気（例えば、スワラ７０（図２参照）を通過した高圧空気の旋回流）が燃料ノズル１００の先端部で循環流を形成すること抑制して、渦芯フラッシュバック（旋回流れの渦中心から火炎遡上）を抑制できるとともに、液体燃料がパージガスライン９４へ逆流するのを抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば、図３～図５に示すように、燃料ノズル１００の外形（輪郭）は、少なくとも渦巻室８２よりも下流側の軸方向範囲において、軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。
　このように、燃料ノズル１００が、少なくとも渦巻室８２よりも下流側の軸方向範囲において先細る形状を有するようにすることで、燃焼器車室４０内を流れる空気が燃料ノズルの外表面に沿って流れやすくなり、燃料ノズル１００の先端部で循環流を形成すること抑制することができる。よって、渦芯フラッシュバック（旋回流れの渦中心から火炎遡上）をより効果的に抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図３～図６に示すように、燃料ノズル１００のノズル本体７１は、環状通路８６の外周側に少なくとも部分的に位置する基部材７２と、環状通路８６の内周側に少なくとも部分的に位置し、内部にパージガスライン９４が形成される芯部材７４と、を含んでいてもよい。
　なお、基部材７２と芯部材７４とは、溶接等により互いに接続されていてもよい。
　また、基部材７２及び芯部材７４は、それぞれ、複数のパーツを溶接等で接続することにより構成された部材であってもよい。例えば、基部材７２は、軸方向に配列される複数のパーツにより構成されていてもよい。
　あるいは、ノズル本体７１を構成する基部材７２と芯部材７４とは、別々の部材ではなく、一体の部材として形成されていてもよい。例えば、基部材７２と芯部材７４は、３Ｄプリンタにより一体として形成されたものであってもよい。
　幾つかの実施形態では、例えば図３～５に示すように、燃料ノズル１００を構成する芯部材７４は、軸方向において環状通路８６の噴射口８８よりも下流側の軸方向範囲において、軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。
　このように、芯部材７４が、環状通路８６の噴射口８８よりも下流側の軸方向範囲において軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有するようにしたので、燃焼器車室４０内を流れる空気が、芯部材７４の先端部（燃料ノズル１００の先端部）の外表面を流れやすくなり、芯部材７４の先端部（燃料ノズル１００の先端部）で循環流を形成すること抑制することができる。よって、渦芯フラッシュバック（旋回流れの渦中心から火炎遡上）をより効果的に抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図４に示すように、芯部材７４は、環状通路８６の噴射口８８の軸方向位置よりも下流側において、軸方向において噴射口８８よりも上流側の部分の厚さＴ１よりも厚い厚肉部７５を有する。即ち、厚肉部７５の厚さＴ２は、芯部材７４のうち、噴射口８８よりも上流側、かつ、環状通路８６の内周側に位置するの部分の厚さＴ１よりも、厚い。
　そして、厚肉部７５は、軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。
　このように、芯部材７４は、環状通路８６の噴射口８８よりも下流側において、噴射口８８の上流側の部分の厚さよりも厚い厚肉部７５を有し、厚肉部７５は、下流側に向かうにつれて先細る形状を有する。すなわち、噴射口８８及び環状通路８６は、燃料ノズル１００において比較的小径の先端部（厚肉部７５を含む）よりも小径となるので、環状通路８６がより内径側に位置することとなり、絞り比ＲＯ１／ＲＯ２を大きくしやすくなる。よって、渦巻室８２及び環状通路８６において、液膜の旋回流をより効果的に形成することができる。
　幾つかの実施形態に係る燃料ノズル１００は、例えば、図３～図５に示すように、燃料ノズル１００の軸方向に沿って延び、軸方向における下流端に噴射口８８を有する噴射通路（図示する例では環状通路８６）と、軸方向において噴射通路（環状通路８６）の上流側に位置する渦巻室８２と、軸方向において渦巻室８２の上流側に位置する少なくとも１本の供給通路８４と、を備えている。
　渦巻室８２は、噴射通路（環状通路８６）に供給される燃料の旋回流を形成するように構成される。また、渦巻室８２へは、供給通路８４を介して燃料が供給されるようになっている。
　供給通路８４は、渦巻室８２に近づくにつれて周方向位置がずれるように軸方向に対して斜めに延在するとともに、渦巻室８２の第１壁面３４（図４及び図５参照）に開口している。
　そして、供給通路８４の第１壁面３４における開口端８４ｂに軸方向において対向する渦巻室８２の第２壁面３６の軸方向に対する角度θ（図４及び図５参照）は、６０度以上である。
　上述の実施形態では、供給通路（環状通路８６）が開口する渦巻室８２の第１壁面３４に対向する渦巻室８２の第２壁面３６の軸方向に対する角度を６０度以上に設定したので、供給通路（環状通路８６）から渦巻室８２の第２壁面３６に向けて燃料を噴射及び衝突させたときに、液体燃料の圧力エネルギーを旋回エネルギーに効果的に変換することができる。よって、渦巻室８２及び噴射通路（環状通路８６）において、燃料液膜の旋回流を効果的に形成することができる。
　なお、ここでは、噴射通路が環状の形状を有する環状通路８６である場合について説明したが、他の実施形態では、噴射通路は、環状ではなく、管状の通路であってもよい。
　また、本実施形態においては、パージガスライン９４が設けられていなくてもよい。
　以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　本明細書において、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　また、本明細書において、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　また、本明細書において、一の構成要素を「備える」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
１　　　ガスタービン
２　　　圧縮機
４　　　燃焼器
６　　　タービン
８　　　ロータ
１０　　圧縮機車室
１２　　空気取入口
１６　　静翼
１８　　動翼
２０　　ケーシング
２２　　タービン車室
２４　　静翼
２６　　動翼
２８　　燃焼ガス通路
３０　　排気室
３１　　壁面
３２　　壁面
３４　　第１壁面
３６　　第２壁面
４０　　燃焼器車室
４６　　燃焼器ライナ
５０　　第１燃焼バーナ
５２　　燃料ポート
５４　　第１ノズル
５６　　第１コーン
５８　　スワラ
６０　　第２燃焼バーナ
６２　　燃料ポート
６４　　第２ノズル
６５　　延長管
６５ａ　延長管出口
６６　　バーナ筒
７０　　スワラ
７１　　ノズル本体
７２　　基部材
７３　　ノズル本体
７４　　芯部材
７５　　厚肉部
７６　　燃料供給路
７８　　環状室
８０　　燃料接続通路
８２　　渦巻室
８４，８４Ａ～８４Ｄ　　供給通路
８４ａ，８４ｂ　開口端
８６　　環状通路
８６ａ　上流端
８８　　噴射口
９０　　パージガス供給路
９２　　環状室
９４　　パージガスライン
９６　　パージガス接続通路
９８　　下流端
９９　　下流端部
１００　燃料ノズル

Claims (10)

  1. 　ガスタービンの燃料を噴射するための燃料ノズルであって、
    　前記燃料ノズルの軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端部からパージガスを吐出するためのパージガスラインと、
    　前記パージガスラインの外周側において前記軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端に環状の噴射口を有する環状通路と、
    　前記軸方向における前記環状通路の上流側に位置し、前記環状通路に供給される燃料の旋回流を形成するための環状の渦巻室と、を備え、
    　前記渦巻室の外径ＲＯ１は、前記環状通路の外径ＲＯ２よりも大きい
    ことを特徴とするガスタービンの燃料ノズル。
  2. 　前記軸方向において前記渦巻室の上流側に位置し、前記渦巻室に燃料を供給するための少なくとも１本の供給通路をさらに備え、
    　前記少なくとも１本の供給通路は、前記渦巻室に近づくにつれて周方向位置がずれるように前記軸方向に対して斜めに延在する
    ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの燃料ノズル。
  3. 　前記少なくとも１本の供給通路は、前記渦巻室の壁面に開口し、
    　前記供給通路の前記壁面における開口端は、前記環状通路の上流端よりも径方向外側に位置する
    ことを特徴とする請求項２に記載のガスタービンの燃料ノズル。
  4. 　前記パージガスラインの下流端は、前記軸方向において、前記環状通路の前記噴射口よりも下流側に位置する
    ことを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載のガスタービンの燃料ノズル。
  5. 　少なくとも前記渦巻室よりも下流側の軸方向範囲において、前記軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する
    ことを特徴とする請求項１乃至４の何れか一項に記載のガスタービンの燃料ノズル。
  6. 　前記環状通路の内周側に少なくとも部分的に位置し、内部に前記パージガスラインが形成される芯部材を備え、
    　前記芯部材は、前記軸方向において前記噴射口よりも下流側の軸方向範囲において、前記軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する
    ことを特徴とする請求項１乃至５の何れか一項に記載のガスタービンの燃料ノズル。
  7. 　前記芯部材は、前記噴射口の軸方向位置よりも下流側において、前記軸方向において前記噴射口よりも上流側の部分の厚さよりも厚い厚肉部を有し、
    　前記厚肉部は、前記軸方向において下流側に向かうにつれて先細る形状を有する
    ことを特徴とする請求項６に記載のガスタービンの燃料ノズル。
  8. 　ガスタービンの燃料を噴射するための燃料ノズルであって、
    　前記燃料ノズルの軸方向に沿って延び、前記軸方向における下流端に噴射口を有する噴射通路と、
    　前記軸方向における前記噴射通路の上流側に位置し、前記噴射通路に供給される燃料の旋回流を形成するための渦巻室と、
    　前記軸方向において前記渦巻室の上流側に位置し、前記渦巻室に燃料を供給するための少なくとも１本の供給通路と、を備え、
    　前記少なくとも１本の供給通路は、前記渦巻室に近づくにつれて周方向位置がずれるように前記軸方向に対して斜めに延在するとともに、前記渦巻室の第１壁面に開口し、
    　前記供給通路の前記第１壁面における開口端に前記軸方向において対向する前記渦巻室の第２壁面の前記軸方向に対する角度は、６０度以上である
    ことを特徴とするガスタービンの燃料ノズル。
  9. 　請求項１乃至８の何れか一項に記載の燃料ノズルと、
    　前記燃料ノズルから噴射された燃料の燃焼により生じる燃焼ガスの通路を形成する燃焼筒と、
    を備えることを特徴とするガスタービンの燃焼器。
  10. 　請求項９に記載の燃焼器と、
    　前記燃焼器の前記燃焼筒の下流側に設けられる静翼及び動翼と、
    を備えることを特徴とするガスタービン。
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