JP2002349854A

JP2002349854A - ガスタービン燃焼器のパイロットノズルおよび供給路変換器

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Publication number: JP2002349854A
Application number: JP2001163489A
Authority: JP
Inventors: Koichi Akagi; 弘一赤城; Taku Ichiyanagi; 卓一柳; Kazuhiro Matsui; 一浩松井
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2001-05-30
Filing date: 2001-05-30
Publication date: 2002-12-04
Also published as: US20030024249A1; CA2379218A1; CA2379218C; US6862888B2; EP1262715A2

Abstract

(57)【要約】【課題】熱伸び対策を施したガスタービン燃焼器のパ
イロットノズルを提供すること。【解決手段】このパイロットノズルでは、軸心に沿っ
て設けられる遮熱空気層３の中心に油燃料供給管６が配
設される構造を有する。遮熱空気層３の外側を囲む筒体
７の周方向には、アトマイズ流体供給路１２が複数配設
される。また、パイロットノズルがデュアル燃料方式の
場合は、上記アトマイズ流体供給路１２と同様にガス燃
料供給路１３が筒体７の周方向に独立して複数配設され
る。また、アトマイズ流体供給路１２とガス燃料供給路
１３は交互に均等配置される。このような構成にすれ
ば、遮熱空気層を径方向に最大限に大きく採ることがで
きるので、パイロットノズル外部の高熱から中心の油燃
料供給管を保護することができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、ガスタービン燃
焼器のパイロットノズルおよび供給路変換器に関し、更
に詳しくは、外部の高温空気からの伝熱に対する対策を
施した内部構造を有するパイロットノズルおよび供給路
変換器に関する。

【０００２】

【従来の技術】図１１は、従来のガスタービン燃焼器の
パイロットノズルを示す構成図である。ガスタービンに
おける燃焼器は、圧縮機からの高温圧縮空気に燃料を混
ぜ、燃焼させる部分である。この燃焼器の内筒内には、
主な燃焼を司るメインノズル（図示省略）と、その近傍
で種火となる火炎を維持するパイロットノズル３０が配
設される。

【０００３】パイロットノズル３０には、後端部３１か
ら油燃料やガス燃料といったパイロット燃料が供給され
る。供給されるパイロット燃料のうち、油燃料は、軸心
部に沿って設けられる遮熱空気層３２の中心を軸方向に
貫くように配設される油燃料供給管３３を通り、先端ノ
ズル３４から噴射される。また、パイロットノズル内部
には、燃料の噴射を拡散させるためのアトマイズ流体を
供給して先端から噴射させる構造をも有する。

【０００４】図１２は、図１１のノズル先端部を示す断
面図である。パイロットノズル３０は、同心円状の多層
構造を有する。すなわち、内側から、油燃料供給管３
３、遮熱空気層３２、内側円筒３５、アトマイズ流体供
給流路３６、および外側円筒３７が同心円状に組み合わ
される。また、パイロット燃料として油燃料とガス燃料
とを切り替え或いは併用する、いわゆるデュアル燃料方
式のパイロットノズルでは、上記外側円筒３７の更に外
側にガス供給管３８が上記油燃料供給管３３と同心円状
に組み合わされ、外装円筒３９で封じられる三層構造と
なっていた。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】上述したように、パイ
ロットノズル３０は高温圧縮空気に晒され、外側表面か
らの熱伝達を受けるものであるが、その一方でパイロッ
トノズル軸心部の油燃料供給管内を流れる油燃料は、当
該空気温度よりも温度が低いため、この温度差に比例し
てパイロットノズルの外側円筒等と油燃料供給管との間
に熱伸び差が生じてしまう。このため、前記熱伸び差が
大きいと、先端の噴射ノズル位置が変化し、噴射される
燃料の拡散状態にも悪影響を及ぼすという問題点があっ
た。

【０００６】また、ガス燃料を使用しないときには、パ
イロットノズル外部の高温圧縮空気からの伝熱が軸心部
の油燃料に特に大きく影響し、温度上昇によるコーキン
グ現象が起こり、油燃料のスムーズな供給を妨げるばか
りか、ひどい場合は使用不可能になってしまうという問
題点があった。

【０００７】そこで、この発明は、上記に鑑みてなされ
たものであって、パイロットノズルの遮熱効果を向上さ
せるガスタービン燃焼器のパイロットノズルを提供する
ことを第一の目的とする。また、熱伸びによる悪影響を
防止できるガスタービン燃焼器のパイロットノズルおよ
び、それに利用する供給路変換器を提供することを目的
とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】上述の目的を達成するた
めに、請求項１にかかるガスタービン燃焼器のパイロッ
トノズルは、パイロットノズルの軸方向に設けられる筒
体に油燃料供給管を通すと共に当該油燃料供給管と筒体
の間に遮熱空気層を形成し、複数のアトマイズ流体供給
路を前記筒体の周方向に設けるようにしたものである。

【０００９】この発明では、複数のアトマイズ流体供給
路を前記筒体の周方向に設けることにより、いわゆる単
一燃料方式のパイロットノズルを構成する。このような
構成にすれば、円筒を同心円状に多層重ねて流路を確保
する構造の場合に比べ、遮熱空気層を径方向に大きく採
ることができる。これにより、パイロットノズル外部の
高温空気による油燃料の温度上昇を抑制することができ
る。

【００１０】また、請求項２にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズルは、パイロットノズルの軸方向に
設けられる筒体に油燃料供給管を通すと共に当該油燃料
供給管と筒体の間に遮熱空気層を形成し、複数のアトマ
イズ流体供給路およびガス燃料供給路を前記筒体の周方
向に設けるようにしたものである。

【００１１】この発明では、アトマイズ流体供給路とガ
ス供給路とを筒体の周方向に複数有するようにしたの
で、油燃料とガス燃料を切り替え、または併用するいわ
ゆるデュアル燃料方式のパイロットノズルを構成する。
この場合においても、円筒を同心円状に多層重ねて流路
を確保する構造の場合に比して遮熱空気層を径方向に大
きく採ることができる。これにより、パイロットノズル
外部の高温空気による油燃料の温度上昇を減少させる。
なお、ガス燃料供給路は、筒体の縁部に設ける溝にして
もよい。

【００１２】また、請求項３にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズルは、上記ガスタービン燃焼器のパ
イロットノズルにおいて、前記ガス燃料供給路および前
記アトマイズ流体供給路が、それぞれ周方向に交互に均
等配設され、パイロットノズルの先端部近傍は円筒を同
心円状に多層重ねた構造であり、前記ガス燃料供給路お
よび前記アトマイズ流体供給路をそれぞれ別の円筒間
（環状）流路に繋げる分配部を設けたものである。

【００１３】ガス燃料供給路とアトマイズ空気供給路
は、それぞれ周方向に交互に均等配設されるので、分配
部にて流れを変えても前記円筒間流路での流れが偏りに
くく、燃料の噴射と拡散が均等に行われる。このため、
パイロットノズルからの燃料噴射とそれによる火炎が偏
ることなく安定する。

【００１４】また、請求項４にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズルは、上記ガスタービン燃焼器のパ
イロットノズルにおいて、前記油燃料供給管の先端から
一定距離にある部分を前記筒体に固着すると共に、油燃
料が供給される後端部を軸方向に拘束しない構造で保持
するようにしたものである。

【００１５】ガスタービン運転中における筒体と油燃料
供給管との温度差により両者に熱伸び差が生じ、その伸
びの差は、先端から一定距離にある部分を前記筒体に固
定しているため、殆どが油燃料供給管の後端部に現れ
る。油燃料供給管の後端部は、軸方向に拘束されない構
造で保持されるから、上記熱伸び差は当該構造によって
吸収される。これにより、パイロットノズルの先端ノズ
ルや各溶接部位に、熱伸びの差に起因する応力が発生し
にくくなる。なお、軸方向に拘束されない構造はプラン
マブロックのような単純な支持台でもよいし、軸方向に
スライド溝を刻んだ台座を利用するものでもよい。さら
に、フレキを利用したものでもよいし、配管形状で逃げ
をつくりだすものでもよい。

【００１６】また、請求項５にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズルは、上記ガスタービン燃焼器のパ
イロットノズルにおいて、前記分配部を、筒状空間の内
側に配設され、内部が空洞である筒状構造物であって、
一端の端面中央部に孔Ａを穿設すると共に、同端面の孔
Ａの径方向外側に前記筒状構造物の内部に通じる孔Ｂお
よび前記筒状構造物の外部に通じる流通路Ｃを形成し、
孔Ａには径をほぼ同一とした前記油燃料供給管を通し、
孔Ｂは前記アトマイズ流体供給路を継ぎ、流通路Ｃは前
記ガス燃料供給路に継いだ構造としたものである。

【００１７】分配部は筒状構造物であり、孔Ａには径を
ほぼ同一とした油燃料供給管を通すので当該筒状構造物
の内部であって油燃料供給管の外部には環状の空間がで
きる。そして、周方向に配設されたアトマイズ流体供給
路を流れるアトマイズ流体が孔Ｂから入ると、筒状構造
物の内部に流れ込み、上記環状空間を流れるようにな
る。

【００１８】また、ガス燃料供給路からのガス燃料が流
通路Ｃから入ると、上記筒状構造物の外部に流れる。上
記筒状構造物は筒状空間の内側に配設されるので、結
局、ガス燃料は、当該筒状構造物の側部外部であって、
筒状空間の内部を環状に流れる。なお、流通路Ｃは、孔
にしてもよいし、縁部から形成される溝にしてもよい。

【００１９】また、請求項６にかかる供給路変換器は、
筒状空間の内側に配設され、内部が空洞である筒状構造
物であって、一端の端面中央部に孔Ａを穿設すると共
に、同端面の孔Ａの径方向外側に前記筒状構造物の内部
に通じる孔Ｂおよび前記筒状構造物の外部に通じる流通
路Ｃを形成し、孔Ａには径をほぼ同一とした管を通し、
孔Ｂおよび前記流通路Ｃには、それぞれ同端面の周方向
に配設した供給路を接続したものである。

【００２０】孔Ａには径をほぼ同一とした管を通すの
で、筒状構造物の内部であって管の外部には環状の空間
ができる。そして、周方向に配設された供給路（例えば
アトマイズ流体供給路）を流れる流体が孔Ｂから入る
と、筒状構造物の内部に流れ込み、上記環状空間を流れ
るようになる。

【００２１】また、別の供給路（例えばガス燃料供給
路）からの流体が流通路Ｃから入ると、上記筒状構造物
の外部に流れる。上記筒状構造物は筒状空間の内側に配
設されるので、結局、上記流体は、当該筒状構造物の側
部外側であって、筒状空間の内側を環状に流れる。な
お、流通路Ｃは、孔にしてもよいし、縁部から形成され
る溝にしてもよい。

【００２２】このように、この発明にかかる供給路変換
器は、周方向に複数配設される形態の供給路を当該変換
器の内部と外部とに分配する。なお、孔Ａを穿設等する
端面外郭の大きさを、他端の外郭のよりも大きくし、そ
の間の外郭を滑らかに変化させると、供給路から流れ込
む流体をスムーズに分配することができるので設計上好
ましい。

【００２３】

【発明の実施の形態】以下、この発明につき図面を参照
しつつ詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこ
の発明が限定されるものではない。

【００２４】図１は、この実施の形態にかかるガスター
ビン燃焼器のパイロットノズルを示す構成図である。パ
イロットノズル１は、燃焼器の内筒内に配設される。一
般的に、パイロットノズル１の近傍には、周囲を囲むよ
うにメインノズル２が複数設けられる。ここで便宜上、
筒体７の端部７ａを境としてパイロットノズルの先端側
と後端側（燃料供給口側）とに区画して説明すると、ま
ず後端側は軸中心に油燃料供給管６が配設され、その周
囲に筐体７によってスペーサ（図示省略）を介して遮熱
空気層３が形成される。

【００２５】筐体７の外周表面には軸中心と平行して一
方の縁から独立した溝部１２または１３が複数条形成さ
れ、外側から外板１４によって被蓋してそれぞれ流路を
形成する。これらの流路は、一方は、アトマイズ流体供
給路１２とし、また他方はガス燃料供給路１３として使
用する。このようにアトマイズ流体供給路１２とガス燃
料供給路１３とは同一周囲に設けられる。パイロットノ
ズル１の後端部には、油燃料供給源、アトマイズ流体供
給源、およびデュアル燃料方式の場合は、ガス供給源か
らそれぞれの流体が供給される配管８，９，１０が接続
される。

【００２６】油燃料供給管６の最後端部４は、プランマ
ブロック１１で保持され、軸方向に拘束されない構造に
なっている。この場合、油燃料供給管６の側面には、軸
方向に形成されたスライド溝を有するようにしてもよい
し、溝を形成せずに円筒のままでもよい。これにより、
油燃料供給管６の最後端部は、軸方向に自由度を有し、
スライド可能となる。したがって、油燃料供給管６が熱
伸び（縮み）によって軸方向にずれても配管溶接部の損
傷や噴射ノズル５の位置に与える影響をなくすことがで
きる。

【００２７】図２は、油燃料供給管の熱伸びを吸収する
構造の例を示す外観構成図である。（ａ）は、油燃料供
給管６の後方延長部にフレキを有するようにした構造で
あり、（ｂ）は、（ａ）と同様にフレキを有しつつ管を
折り曲げた構造である。油燃料供給管６の最後端部を同
図（ａ）または（ｂ）のようにすれば、油燃料供給管６
が熱伸びによって、後方に伸びた場合でもフレキ部分が
その伸びを吸収し、管の燃料供給機能を害することな
く、配管することができる。これによって、油燃料供給
管６自体の熱伸びや、筒体７または外板１４と油燃料供
給管６との熱伸び差が噴射ノズル５の位置に与える影響
をなくすことができる。

【００２８】図３は、油燃料供給管の形状で熱伸びを吸
収する構造の例を示す外観構成図である。（ａ）は、部
分的に円弧形状を利用した構造を示し、（ｂ）は、Ｕ字
形状を利用した構造を示す。油燃料供給管６は、同図に
示すような構造としても、管の曲がった形状および弾性
変形で熱伸びを吸収することができる。

【００２９】図４も、熱伸びを吸収する構造の例を示す
外観構造図である。（ａ）は、分割した油燃料供給管の
一方をシール材Ｓでシールしつつ移動可能とした構造で
あり、（ｂ）は、冷却水や冷却空気を管周り全体に送り
入れ／送り出しする構造であり、（ｃ）は、冷却水や冷
却空気を通した細い管を油燃料供給管周りに張り巡らし
た構造である。同図（ａ）では、油燃料供給管６が熱伸
びによって軸方向に伸びても、分割された管と管の間に
設けられた空間で、当該伸びに対する逃げを確保でき、
シール材によって油燃料が漏れることもない。

【００３０】また、同図（ｂ）と（ｃ）は、伸びを積極
的に冷却水や冷却空気その他の冷却流体で冷やして伸び
を縮める構造である。これらによっても、油燃料供給管
６自体の熱伸びや、筒体７または外板１４と油燃料供給
管６との熱伸び差が噴射ノズル５の位置に与える影響を
なくすことができる。

【００３１】図１に戻って、パイロットノズル１の外部
は高温圧縮空気に晒される。油燃料供給管６を流れる油
燃料の温度は、外部空気よりも低いので、油燃料供給管
６は筒体７に対して相対的に縮むことになる。この相対
的な縮みは、伝熱面積に比例するので、上記筒体端部７
ａをパイロットノズル１のできるだけ前方に配設すれ
ば、ほとんどの縮みが当該筒体端部７ａよりも後部の縮
みとなって現れる。したがって、上記熱伸び（縮み）吸
収構造によって、当該縮みを逃がしてやれば、パイロッ
トノズル１先端の噴射ノズル位置に何ら影響を与えなく
なる。

【００３２】図５は、図１のパイロットノズル先端部を
示す拡大断面図である。なお、同図は軸心で直角に屈折
するＬ字型の面で切ったときの断面図を示している。上
述したように筒体７の後部は、油燃料供給管６を中心と
して、径方向外側に遮熱空気層３、筒体７、アトマイズ
流体供給路１２またはガス燃料供給路１３、そして外板
１４の順に配設される。

【００３３】パイロットノズルの先端側は、中心部に燃
料供給路１６を設けた基幹筒状体１８を設置してその筒
状体内部には、環状の円筒間流路１７を設けて、ここに
アトマイズ流体を流す。また、基幹筒状体の周囲に外側
円筒体１９を取り付け、その間隔の空間である環状円筒
間流路２０にガス燃料を流す。また、パイロットノズル
先端側と後端側とは供給路変換器１５によって連結さ
れ、スムーズに後端部から先端側に流体を供給する。

【００３４】図６は、図５のＡ−Ａ断面図である。同図
に示すように、パイロットノズル１の筒体端部よりも後
部においては、軸心に沿って設けられる遮熱空気層３の
中心に油燃料供給管６が配設される。なお、油燃料供給
管６は、いくつかの箇所にスペーサが付設されて遮熱空
気層３の中心に位置する。遮熱空気層３の外側を囲む筒
体７の周方向には、アトマイズ流体供給路１２が複数
（図の場合は２カ所）独立して配設される。また、パイ
ロットノズルがデュアル燃料方式の場合は、上記アトマ
イズ流体供給路１２と同様にガス燃料供給路１３が筒体
７の周方向に独立して配設される。すなわち、同図は、
それぞれ一対のアトマイズ流体供給路１２とガス燃料供
給路１３とが対向して設けられた例を示している。

【００３５】上記アトマイズ流体供給路１２やガス燃料
供給路１３は、筒体７の縁から溝を形成して設けられ
る。当該溝は、外側から外板１４で塞がれる。このよう
な構造により、従来のように円筒を重ね合わせて流路を
確保する構造よりも遮熱空気層３を径方向に最大限に大
きく採ることができる。また、アトマイズ流体供給路１
２とガス供給路１３は交互に均等配置されるので、アト
マイズ流体とガスが、筒体端部よりも前で環状の円筒間
流路を流れることになっても、余計な偏りがなく、それ
によって先端ノズルからの噴射も安定する。

【００３６】図７は、Ａ−Ａ断面における供給路の変形
例を示す断面図である。図６に示したアトマイズ流体供
給路１２は、溝を外板１４で塞いで形成していたが、こ
の変形例では、当該溝を含めて筒体７の外周を管状部材
２３で囲む構成にした。このような構成にしても、アト
マイズ流体供給路１２やガス燃料供給路１３をそれぞれ
周方向に配設することができる。なお、溝の断面形状
は、図６のような四角形状でもよく、図７のように溝底
が円形に沿って幅広で深さが浅い形状あるいは、丸形状
でもよい。このようにすると構造がシンプルとなり、メ
ンテナンスも容易となる。

【００３７】図８は、Ａ−Ａ断面における供給路の変形
例を示す断面図である。この構成では、筒体７と管状部
材２４との間にできる空間にスペーサＳを固定すること
によって、アトマイズ流体供給路１２とガス燃料供給路
１３を形成する。このような構成にしても、アトマイズ
流体供給路１２とガス燃料供給路１３をそれぞれ周方向
に配設することができる点は、図６または図７の場合と
同様である。このようにアトマイズ流体供給路１２等を
溝加工にすると、従来のように手間のかかる長穴加工や
溶接組み立てをせずに当該供給路を構成することがで
き、加工費も従来に比べて安価となる。

【００３８】図９は、供給路変換器を示す正面図および
横断面図である。供給路変換器１５は、内部が空洞であ
る筒状構造物であって、一端の端面中央部に孔Ａが穿設
される。同端面の前記孔Ａの径方向外側には、前記筒状
構造物の内部に通じる孔Ｂおよび前記構造物の外部に通
じる流通路Ｃが形成される。前記孔Ａには径をほぼ同一
とした油燃料供給管６を通し、前記孔Ｂおよび前記流通
路Ｃには、それぞれ同端面の周方向に配設したアトマイ
ズ流体供給路１２およびガス供給路１３を接続する。な
お、同図では、流通路Ｃが外郭縁部から形成される溝に
なっているが、孔にすることもできる。

【００３９】孔Ａには径をほぼ同一とした油燃料供給管
６を通すので、筒状構造物の内部であって油燃料供給管
６の外部には環状の空間ができる。そして、周方向に配
設されたアトマイズ流体供給路１２を流れるアトマイズ
流体が孔Ｂから入ると、筒状構造物の内部に流れ込み、
上記環状空間を流れるようになる。また、ガスが流通路
Ｃから入ると、上記構造物の外部に流れるようになる。
上記構造物は筒状空間の内側に配設されるので、結局、
上記流体は、当該筒状構造物の側部外側であって、当該
筒状空間の内側を環状に流れる。

【００４０】このように、この供給路変換器１５は、周
方向に複数配設される形態の供給路１２、１３を当該供
給路変換器１５の内部と外部とに分配できるので、遮熱
空気層３を大きく採るためにガス燃料供給路１３を周方
向に配設した場合でも、パイロットノズル１の先端にお
いて、容易に環状の円筒間流路にスムーズに変換するこ
とができる。これにより、パイロットノズルの大部分に
おいて熱遮断効果を向上させつつ、当該ノズル先端にお
いては、従来と同様な手法で燃料を噴射、拡散させるこ
とができる。なお、上図に示すように、孔Ａを穿設等す
る端面外郭の大きさを、他端の外郭のよりも大きくし、
その間の外郭を滑らかに変化させると、供給路から流れ
込む流体をスムーズに分配することができるので設計上
好ましい。

【００４１】図１０は、供給路変換器の前後におけるア
トマイズ流体とガス燃料の流れを示したパイロットノズ
ル断面図である。なお、ここでは説明の便宜上、軸心で
直角に屈折するＬ字型の面で切ったときの断面図を示し
ている。同図に示すように、アトマイズ流体は、筒体７
の周方向に独立して配設されるアトマイズ流体供給路１
２から筒体端部７ａの孔２１を経て前方の供給路変換器
１５に流れる。そして、当該アトマイズ流体は、供給路
変換器１５の内側に流れ込み（白抜き矢印）、基幹部１
８に形成され環状の円筒間流路１７にスムーズに流れ
る。

【００４２】一方、ガス燃料は、筒体７の周方向に配設
されるガス燃料供給路１３から筒体端部７ａの孔２２を
経て前方の供給路変換器１５に流れる。そして、当該ガ
ス燃料は、供給路変換器１５の外側に流れ込み（黒矢
印）、基幹部１８の外側と前方外側円筒１９との間の環
状空間である円筒間流路２０にスムーズに流れる。

【００４３】以上、このガスタービン燃焼器のパイロッ
トノズル１によれば、遮熱空気層３を厚く採ることがで
きる構造を有するので、油燃料供給管内における油燃料
の温度上昇を抑制することができる。したがって、油燃
料が温度上昇に起因するコーキングを起こすともなくな
る。また、このような構成にしても、アトマイズ流体に
よる燃料の拡散と、ガス燃料と油燃料の切り替えまたは
併用を行う、いわゆるデュアル燃料方式のパイロットノ
ズルを構成できる。なお、この実施の形態での遮熱空気
層３の厚さは、従来技術によるものと比べて約３倍ほど
大きく採ることができる。

【００４４】

【発明の効果】以上説明したように、この発明にかかる
ガスタービン燃焼器のパイロットノズル（請求項１）に
よれば、筒体の周方向にアトマイズ流体供給路を設ける
ことによって、デュアル燃料方式のパイロットノズルを
構成できる。このような構造にすれば、パイロットノズ
ルの内部において多層円筒の肉厚を考慮する必要がなく
なり、その分、遮熱空気層を大きく採ることができる。
これにより、油燃料供給管内における油燃料の温度上昇
に起因するコーキングを防止することができる。

【００４５】また、この発明にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズル（請求項２）によれば、遮熱空気
層を大きくとれ、油燃料供給管内における油燃料の温度
上昇に起因するコーキングを防止することができる。ま
た、このような構成にしても、アトマイズ流体による燃
料の拡散と、ガス燃料と油燃料の切り替えまたは併用を
行う、いわゆるデュアル燃料方式のパイロットノズルを
構成できる。

【００４６】また、この発明にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズル（請求項３）によれば、遮熱空気
層を大きくとれ、油燃料供給管内における油燃料のコー
キングを防止することができる。また、パイロットノズ
ルからの火炎が偏ることなく安定し、メインノズルから
噴射される燃料の安定した燃焼に供することができる。

【００４７】また、この発明にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズル（請求項４）によれば、ガスター
ビン運転中における筒体と油燃料供給管との温度差に起
因する両者の伸びの差が、軸方向に拘束しない構造によ
って吸収される。このため、パイロットノズルの先端ノ
ズルや各部位に縮みに起因する熱応力が発生しにくくな
る。その結果、噴射ノズルおよび噴射される燃料の拡散
状態にも悪影響を及ぼすことがなくなる。

【００４８】また、この発明にかかるガスタービン燃焼
器のパイロットノズル（請求項５）によれば、遮熱空気
層を大きく採るために周方向に交互に均等配設されるガ
ス燃料供給路とアトマイズ流体供給路が、スムーズに環
状の円筒間流路に変換される。これにより、上記ガス燃
料やアトマイズ流体の流れが偏りにくく、燃料の噴射と
拡散が均等に行うことができる。したがって、全体とし
て、外部の高熱からの悪影響を抑制できるパイロットノ
ズルを構成することができる。

【００４９】また、この発明にかかる供給路変換器（請
求項６）によれば、周方向に複数配設される形態の供給
路を当該変換器の内部と外部とに分配できるので、遮熱
空気層を大きく採るために燃料供給路を周方向に配設し
た場合でも、パイロットノズルの先端において、容易に
環状の供給路に変換することができる。これにより、パ
イロットノズルの大部分において熱遮断効果を向上させ
つつ、当該ノズル先端においては、従来と同様な手法で
燃料を噴射、拡散することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態にかかるガスタービン燃
焼器のパイロットノズルを示す構成図である。

【図２】油燃料供給管の熱伸びを吸収する構造の例を示
す外観構成図である。（ａ）は、フレキを有するように
した構造であり、（ｂ）は、フレキを有しつつ管を折り
曲げた構造である。

【図３】油燃料供給管の形状で熱伸びを吸収する構造の
例を示す外観構成図である。（ａ）は、部分的に円弧形
状を利用した構造を示し、（ｂ）は、Ｕ字形状を利用し
た構造を示す。

【図４】熱伸びを吸収する構造の例を示す外観構造図で
ある。（ａ）は、シール材を用いた構造であり、（ｂ）
は、冷却流体を管周り全体に送り入れ等する構造であ
り、（ｃ）は、冷却流体を通した細い管を張り巡らした
構造である。

【図５】図１に示したパイロットノズル先端部の拡大断
面図である。

【図６】図５のＡ−Ａ断面図である。

【図７】図６に示した供給路の変形例を示す断面図であ
る。

【図８】図６に示した供給路の変形例を示す断面図であ
る。

【図９】供給路変換器を示す正面図および横断面図であ
る。

【図１０】アトマイズ流体とガスの流れを示したパイロ
ットノズル断面図である。

【図１１】従来のガスタービン燃焼器のパイロットノズ
ルを示す構成図である。

【図１２】図１１に示したノズル先端部を示す断面図で
ある。

【符号の説明】１、３０パイロットノズル３、３２、遮熱空気層６、３３油燃料供給管７、３５筒体７ａ筒体端部１２、３６アトマイズ流体供給路１３、３８ガス燃料供給路１４外板１５供給路変換器１８基幹部１９前方外側円筒

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者松井一浩兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目８番19号高菱エンジニアリング株式会社内

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】パイロットノズルの軸方向に設けられる
筒体に油燃料供給管を通すと共に当該油燃料供給管と筒
体の間に遮熱空気層を形成し、複数のアトマイズ流体供
給路を前記筒体の周方向に設けたことを特徴とするガス
タービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項２】パイロットノズルの軸方向に設けられる
筒体に油燃料供給管を通すと共に当該油燃料供給管と筒
体の間に遮熱空気層を形成し、複数のアトマイズ流体供
給路およびガス燃料供給路を前記筒体の周方向に設けた
ことを特徴とするガスタービン燃焼器のパイロットノズ
ル。
【請求項３】前記ガス燃料供給路および前記アトマイ
ズ流体供給路は、それぞれ周方向に交互に均等配設さ
れ、パイロットノズルの先端部近傍は円筒を同心円状に
多層重ねた構造であり、前記ガス燃料供給路および前記
アトマイズ流体供給路をそれぞれ別の円筒間流路に繋げ
る分配部を設けたことを特徴とする請求項２に記載のガ
スタービン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項４】前記油燃料供給管は、先端から一定距離
にある部分を前記筒体に固着すると共に、油燃料が供給
される後端部を軸方向に拘束しない構造で保持すること
を特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載のガスター
ビン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項５】前記分配部は、筒状空間の内側に配設され、内部が空洞である筒状構造
物であって、一端の端面中央部に孔Ａを穿設すると共
に、同端面の孔Ａの径方向外側に前記筒状構造物の内部
に通じる孔Ｂおよび前記筒状構造物の外部に通じる流通
路Ｃを形成し、孔Ａには径をほぼ同一とした前記油燃料
供給管を通し、孔Ｂは前記アトマイズ流体供給路を継
ぎ、流通路Ｃは前記ガス燃料供給路に継いだ構造である
ことを特徴とする請求項３または４に記載のガスタービ
ン燃焼器のパイロットノズル。
【請求項６】筒状空間の内側に配設され、内部が空洞
である筒状構造物であって、一端の端面中央部に孔Ａを
穿設すると共に、同端面の孔Ａの径方向外側に前記筒状
構造物の内部に通じる孔Ｂおよび前記筒状構造物の外部
に通じる流通路Ｃを形成し、孔Ａには径をほぼ同一とし
た管を通し、孔Ｂおよび前記流通路Ｃには、それぞれ同
端面の周方向に配設した供給路を接続することを特徴と
する供給路変換器。