WO2012165614A1

WO2012165614A1 - ガスタービン燃焼器

Info

Publication number: WO2012165614A1
Application number: PCT/JP2012/064271
Authority: WO
Inventors: 小林正佳; 小田剛生; 松山竜佐; 堀川敦史; 藤原仁志
Original assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd; Japan Aerospace Exploration Agency JAXA; Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd; Japan Aerospace Exploration Agency JAXA; Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2011-06-02
Filing date: 2012-06-01
Publication date: 2012-12-06
Anticipated expiration: 2013-12-02
Also published as: JP6037338B2; US9664391B2; JPWO2012165614A1; EP2716976A1; EP2716976B1; EP2716976A4; US20140083105A1

Abstract

　複数の燃料噴射弁（１０）を円周上に有するアニュラ型ガスタービン燃焼器（１）であって、拡散燃焼のための燃料をパイロット外周ノズル（３４）から燃焼室（８）に噴霧するパイロット噴射弁（１２）と、パイロット噴射弁（１２）を囲むように設けられ、予混合燃焼のための燃料を噴霧するメイン噴射弁（１４）と、燃料噴射弁（１０）の下流側に装着され、燃料噴射弁（１０）からの空気および混合気の通路の断面積を下流に向かって徐々に拡大するフローガイド（２７）とを備えている。

Description

ガスタービン燃焼器

関連出願

　この出願は、２０１１年６月２日出願の特願２０１１－１２４０７２の優先権を主張するものであり、その全体を参照により本願の一部をなすものとして引用する。

　本発明は、複数の燃料噴射弁を円周上に有するアニュラ型ガスタービン燃焼器に関するものである。

　近年、環境への配慮から、ガスタービンから排出されるNOx（窒素酸化物）を低減することが求められており、このような要望に応えるため希薄燃焼器の開発が行われている。希薄燃焼器は燃焼器に流入する空気の半分以上を燃料噴射弁から流入させて希薄混合気を形成させるもので、希薄燃料噴射弁として内側に配置したパイロット燃料噴射弁により着火を含むすべての作動点で燃焼させ、外側に配置したメイン燃料噴射弁により中間出力以上の出力で低NOx燃焼させるコンセントリック燃料噴射弁が使用されている（特許文献１）。

　一般に、燃焼器の着火はつぎの順序で行われる。まず、点火プラグのスパークが循環流領域へ取り込まれて火種が形成される。つぎに、循環流領域内で火種が上流へ伝播され、１つの燃料噴射弁が点火して循環流領域に火炎が形成される。つづいて、隣の燃料噴射弁に形成された循環流領域に火炎が伝播する。すべての燃料噴射弁に火炎が伝播されて、火炎が安定して維持されることで着火は完了する。

特開２００６－３１３０６４号公報

　しかしながら、上述のような希薄燃焼器では、燃焼筒の空気導入孔から流入する空気を含めた全流入空気の５０～８０％を燃料噴射弁から流入させるため、約１５％程度の空気しか燃料噴射弁から流入しない従来の燃焼器と比べて、燃料噴射弁に近い、燃焼室内における上流側部分での平均流速が大きくなり、火種が上流へ伝播されない恐れがある。また、均一な混合気を生成するため流入する空気には強い旋回が付与されているから、アニュラ型のガスタービン燃焼器において、このように上流側領域での流速が大きくなると、図６に示すように、隣接する燃料噴射弁からの旋回空気１００が互いに干渉して安定な循環流領域が形成されないことがあるうえに、燃焼器の内径側と外径側とで逆向きの旋回流（大規模旋回流）１０２，１０４が発生して、燃料噴射弁の直下流から循環流領域１０６を変形させてしまう可能性もある。このように、循環流領域内において火種が上流へ伝播されなかったり、安定した循環流領域が形成されなかったりすると、燃焼器の着火性が低下する。

　本発明は、上記課題に鑑みてなされたもので、複数の燃料噴射弁を円周上に有するアニュラ型ガスタービン燃焼器において、着火性を向上させることのできるガスタービン燃焼器を提供することを目的としている。

　上記目的を達成するために、本発明に係るガスタービン燃焼器は、複数の燃料噴射弁を円周上に有するアニュラ型ガスタービン燃焼器であって、前記各燃料噴射弁が、燃料を噴霧ノズルから燃焼室に噴霧する第１燃料噴霧部と、前記第１燃料噴霧部を囲むように設けられ、燃料を噴霧する第２燃料噴霧部と、前記燃料噴射弁の下流側に装着され、燃料噴射弁からの空気および混合気の通路の断面積を下流に向かって徐々に拡大するフローガイドとを備えている。

　この構成によれば、燃料噴射弁の下流側に、下流に向かって徐々に拡大するフローガイドが装着されているので、燃料噴射弁から流出する空気旋回流がフローガイドの内周面を沿うように流れ、前記各燃料噴射弁の径方向外側に適度に広がる。これにより、径方向内側に形成される循環流領域が径方向外側に広がって体積が拡大し、その結果、点火プラグのスパークが循環流領域に取り込まれ易くなって、火種が形成され易くなる。また、空気流がフローガイドの内周面を沿うように流れることで、循環流領域が径方向外側に広がって体積が拡大することで、隣接する燃料噴射弁の循環流領域間の距離が小さくなるから、隣の燃料噴射弁に形成された循環流領域に火炎が伝播し易くなる。また、フローガイドを設けたことにより、隣接する燃料噴射弁からの旋回空気同士の干渉が抑制されるうえに、上述の大規模旋回流がフローガイドを設けた部分には形成されなくなるので、循環流領域の縮小や変形を防止して、安定した循環流領域が形成される。さらに、空気流が、固定されたフローガイドの内周面を沿うように流れることで、空気流の外側に生じる渦（コーナーフロー）の影響を受けなくなるので、安定した循環流領域が形成されやすくなる。その結果、着火性が向上する。

　本発明において、前記フローガイドは横断面形状が円形であり、その上流端の内径は、前記燃料噴射弁の空気出口径と同じであるか、または若干大きな径を有することが好ましい。この構成によれば、フローガイドの上流端の径と、燃料噴射弁の空気出口径とがほぼ同じであるから、燃料噴射弁を出た空気のフローガイドからの剥離を最小限にできる。また、フローガイドの上流端の内径を燃料噴射弁の空気出口径よりも若干大きな径とすることにより、燃料噴射弁が熱膨張により相対的に径方向にずれた場合でも、そのずれを吸収できる。

　本発明において、前記フローガイドは、その上流端から下流に向かって円錐状に拡大する円錐部を有することが好ましい。円錐形状であることが、燃料噴射弁下流において、フローガイド表面の剥離発生を抑制し、旋回流を保つのに有利であり、その結果、安定した循環流領域を形成するのに有利となる。その場合、前記燃料噴射弁の軸心に対する前記円錐部の角度が２５～５０°であると、旋回流とフローガイドの剥離が生じるのが抑制される。

　円錐部を有する場合、前記フローガイドは、さらに、円錐部の下流端に連なる円筒部を有することが好ましい。ここで、円筒部は、燃焼噴射弁の軸心とほぼ平行に延びていればよく、下流側に向かって若干すぼまる形状であってもよい。この構成によれば、円筒部により、循環流領域の径方向への過大な広がりが抑制される結果、隣接する燃料噴射弁からの旋回流との干渉が一層抑制され、着火性が向上する。

　円錐部を有する場合、前記フローガイドの円錐部は、その下流端の外径が燃焼器の内側に形成される前記燃焼室の径方向幅とほぼ一致していることが好ましい。この構成によれば、空気流がフローガイドの円錐部に沿って径方向外方へ大きく広がることで、循環流領域が径方向外側に大きく拡大し、その結果、火種を一層形成し易くなる。

　本発明において、前記フローガイドの下流端は、循環流領域の最大径部よりも上流側に位置することが好ましい。この構成によれば、循環流領域の最大径部を介して隣の燃料噴射弁の循環流領域への火炎が伝播が円滑に行われるから、着火性が一層向上する。

　請求の範囲および／または明細書および／または図面に開示された少なくとも２つの構成のどのような組合せも、本発明に含まれる。特に、請求の範囲の各請求項の２つ以上のどのような組合せも、本発明に含まれる。

　この発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明からより明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、この発明の範囲を定めるために利用されるべきものではない。この発明の範囲は添付の請求の範囲によって定まる。添付図面において、複数の図面における同一の部品番号は、同一または相当部分を示す。
本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンの燃焼器を示す概略正面図である。図１のII－II線に沿った縦断面図である。同上燃焼器の燃料噴射弁を拡大して示した縦断面図である。（ａ）は同上燃焼器の流体の流れを示すコンピュータ解析図で、（ｂ）はフローガイドを備えていない燃焼器の流体の流れを示すコンピュータ解析図である。は同上燃焼器およびフローガイドを備えていない燃焼器の着火・吹き消え試験結果を示すグラフである。燃焼器の要部を示す背面図である。

　以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。図１は本発明の第１実施形態に係るガスタービンエンジンの燃焼器１の頭部を示している。この燃焼器１は、ガスタービンエンジンの図示しない圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して生成した混合気を燃焼させ、その燃焼により発生する高温・高圧の燃焼ガスをタービンに送ってタービンを駆動するものである。

　燃焼器１はアニュラ型であり、環状のアウタケーシング３の内側に環状のインナケーシング４がエンジン軸心Ｃと同心状に配置されて、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング２を構成している。この燃焼器ハウジング２の環状の内部空間には、環状のアウタライナ６の内側に環状のインナライナ７が同心状に配置されてなる燃焼筒５が、燃焼器ハウジング２と同心円状に配置されている。燃焼筒５は内部に環状の燃焼室８が形成されており、この燃焼筒５の頂壁５ａに、燃焼室８内に燃料を噴射する複数の燃料噴射弁１０が、燃焼筒５と同心の単一の円上に等間隔に配設されている。各燃料噴射弁１０は、第１燃料噴霧部である弁軸心Ｃ１上のパイロット噴射弁１２と、このパイロット噴射弁１２の外周を囲むようにパイロット噴射弁１２と同心状に設けられた第２燃料噴霧部であるメイン噴射弁１４とを備えている。この実施形態では、パイロット噴射弁１２は拡散燃焼方式、メイン噴射弁１４は予混合燃焼方式であるが、これに限定されない。

　アウタケーシング３およびアウタライナ６を貫通して、着火を行うための２つの点火プラグ１６が、燃焼筒５の径方向を向き、かつ先端が燃料噴射弁１０に相対向する配置で設けられている。したがって、この燃焼器１では、２つの点火プラグ１６に対向する２つの燃料噴射装置弁１０からの可燃混合気が先ず着火され、この燃焼による火炎が、隣接する各燃料噴射装置弁１０からの可燃混合気に次々に火移りしながら伝播して、全ての燃料噴射弁１０からの可燃混合気に着火される。

　図２は図１のII－II線に沿った拡大縦断面図である。燃焼器ハウジング２の環状の内部空間には、圧縮機から送給される圧縮空気ＣＡが空気取入管（図示せず）を介して導入され、この導入された圧縮空気ＣＡは、燃料噴射弁１０に供給されるとともに、燃焼筒５のアウタライナ６およびインナライナ７にそれぞれ複数形成された空気導入口１８から燃焼室８内に供給される。燃料噴射弁１０はステム部２０によって燃焼器ハウジング２のアウタケーシング３に支持されている。

　燃料噴射弁１０は、燃焼筒５の頭部に、つぎの構造により支持されている。環状のアウタライナ６およびインナライナ７の頭部には、これらアウタライナ６およびインナライナ７と同心の環状のカウリング１５が固定されている。カウリング１５の後部の内側には、ドームと呼ばれる支持体２２が設けられている。他方、燃料噴射弁１０の後部には弁軸心Ｃ１と同心の環状のフランジ２３が取り付けられており、このフランジ２３が、ドーム（支持体）２２とこれに取り付けられた係止片２４との間に、径方向に移動可能に係止されている。こうして、燃料噴射弁１０が燃焼筒５に支持されている。

　燃焼筒５は、そのアウタライナ６がアウタケーシング３に、図示しない支持部材により支持されている。燃焼筒５の下流端部は図示しないタービンの第１段ノズルに接続される。

　ドーム２２には、フローガイド２７が取り付けられている。フローガイド２７は、後述するように、燃料噴射弁１０からの空気および混合気を燃焼室８に案内する部材であり、弁軸心Ｃ１と同心状の二重壁構造の内部に圧縮空気ＣＡを冷却媒体として流す冷却通路２８が形成されている。ドーム２２にはフローガイド２７の外周壁２７０と内周壁２７２との間に形成された前記冷却通路２８に圧縮空気ＣＡを導入する複数の導入孔３１が、弁軸心Ｃ１と同心の円周上に設けられている。

　図３は図２の燃料噴射弁１０を詳細に示した縦断面図である。ステム部２０は燃料配管ユニットＵを形成しており、この燃料配管ユニットＵは、パイロット噴射弁１２に燃料を供給する第１燃料供給系統Ｆ１と、メイン噴射弁１４に燃料を供給する第２燃料供給系統Ｆ２とを備えている。燃料噴射弁１０の中央部に設けられたパイロット噴射弁１２は、第１燃料供給系統Ｆ１からのパイロット燃料を噴射する噴射口を備えたパイロット燃料噴射部３５と、このパイロット燃料噴射部３５からの燃料を燃焼室８に噴霧する噴霧ノズルである、ベンチュリーノズル状のパイロット外周ノズル３４と、弁軸心Ｃ１と同心の内外２つのスワーラ４０，４２とを有している。外側のスワーラ４２はインナシュラウド３２の内側に配置されている。パイロット外周ノズル３４は、インナシュラウド３２における外側のスワーラ４２よりも下流部の内周面によって形成されている。

　パイロット噴射弁１２の外周に嵌め込まれたメイン噴射弁１４は、インナシュラウド３２の径方向外方で同軸状に配置されてステム部２０に連結されたリング部４８と、このリング部４８の軸方向下流側に配置されたアウタシュラウド５０とを有している。インナシュラウド３２とリング部４８との間には、軸方向に空気を取り入れる流入路である環状の第１空気流路５２が形成され、リング部４８とアウタシュラウド５０との間には、径方向に空気を取り入れる流入路である環状の第２空気流路５４が形成されている。すなわち、リング部４８の下流端面が第２空気流路５４の一側壁を形成し、アウタシュラウド５０の内周面５６の上流部が第２空気流路５４の他側壁を形成している。第１空気流路５２と第２空気流路５４の間は、リング部４８によって区画されている。

　第１空気流路５２の入口にはメイン内側スワーラ５８が装着され、第２空気流路５４にはメイン外側スワーラ６０が装着されている。また、第１空気流路５２と第２空気流路５４の下流には、それら２つの流路から流入する流れが合流する混合室６２が、アウタシュラウド５０とインナシュラウド３２の間に形成されている。メイン通路６４は、上記の第１空気流路５２、第２空気流路５４、および、混合室６２の３つの部分により構成されている。

　第１空気流路５２と第２空気流路５４を区画するリング部４８の内部には、第２燃料供給系統Ｆ２につながる環状のメイン燃料噴射部６６が形成されている。メイン噴射弁１４には、低出力時には燃料が供給されず、中間出力および高出力時にのみ第２燃料供給系統Ｆ２から燃料が供給される。メイン燃料噴射部６６は複数のメイン燃料噴射孔７０から第２空気流路５４のみに燃料を噴射する。噴射された燃料は、メイン外側スワーラ６０からの空気流およびメイン内側スワーラ５８からの空気流が混合室６２で混合して混合気となり、燃焼室８内に供給されて燃焼する。メイン噴射弁１４に燃料が供給されない低出力時には、スワーラ５８、６０を通過したメイン空気流は混合室６２を通って燃焼室８に供給される。

　アウタシュラウド５０の内周面５６の下流部はメイン噴射弁１４のメイン出口フレア６８を形成している。メイン出口フレア６８は、径方向内方に最も膨出した、上流端である基端部６８ａから下流端である出口端６８ｂに向かって末広がりとなっている。メイン出口フレア６８の弁軸心Ｃ１に対する傾斜角度θ１は約３５°であり、２０～５０°が好ましい。メイン出口フレア６８の弁軸心Ｃ１と直交する横断面の形状は円形である。

　メイン出口フレア６８の外方に、弁軸心Ｃ１と同心の環状の前記フローガイド２７が配置されている。具体的には、フローガイド２７の横断面形状も、メイン出口フレア６８の出口端６８ｂと同じ円形であり、フローガイド２７の上流端部に形成されるほぼ円筒形状の取付部７２が、メイン出口フレア６８の出口端６８ｂの外方を径方向の隙間Ｓを介して覆うように配置され、取付部７２の外周面が前記ドーム２２の先端（内端）２２ａに支持されている。つまり、フローガイド２７の上流端２７ａの内径Ｄ１が、燃料噴射弁１０の空気出口径であるメイン出口フレア６８の出口端６８ｂの外径Ｄ２よりもやや大きな径を有している。ただし、フローガイド２７の上流端２７ａの内径Ｄ１は、燃料噴射弁１０の空気出口径Ｄ２とほぼ同じであってもよい。

　フローガイド２７は、その上流端部の取付部７２から下流に向かって円錐状に拡大する円錐部７４と、円錐部７４の下流端７４ｂに連なり、弁軸心Ｃ１とほぼ平行に下流側へ延びる円筒部７６を有している。つまり、フローガイド２７は、燃料噴射弁１０からの空気および混合気の通路の断面積を下流に向かって徐々に拡大したのち拡大が収まる形状を有している。また、この実施形態では、円筒部７６が、弁軸心Ｃ１とほぼ平行に下流側に延びているが、拡大が収まる形状であればよく、下流側に向かって若干すぼまる形状であってもよい。図２に示すように、フローガイド２７の下流端２７ｂは、循環流領域Ｘの最大径部Ｘａおよび点火プラグ１６よりも上流側に位置している。

　図３に示すフローガイド２７の円錐部７４は、上流端７４ａから下流端７４ｂまでの間で流体の剥離が発生しない範囲で拡大し、その上流端７４ａの弁軸心Ｃ１方向位置は、メイン噴射弁１４のメイン出口フレア６８の出口端６８ｂとほぼ同じ、あるいは若干下流側に設定されている。円錐部７４の下流端７４ｂの外径Ｄ３は、燃焼器１の「高さ」と呼ばれる燃焼室８の径方向幅（アウタライナ６とインナライナ７の内周面間の径方向間隔）Ｈ、すなわち燃料噴射弁１０の１つが占めることのできる最大幅とほぼ同じ大きさである。この下流端７４ｂの外径Ｄ３は、前記高さＨに対して、０．９Ｈ以上、好ましくは、０．９３以上、さらに好ましくは、０．９５以上である。このように、円錐部７４の下流端７４ｂの外径Ｄ３を大きくすることで、内周壁２７２の下流端２７２ｂの内径Ｄ４も大きくなり、フローガイド２７の円錐部７４の内周面に沿って流れる、燃料噴射弁１０からの空気および混合気を径方向外側に大きく広げることができる。

　さらに、この実施形態では、弁軸心Ｃ１に対する円錐部７４の角度θ２は約４５°である。角度θ２は２５～５０°が好ましく、より好ましくは、３５～４８°である。角度θ２が２５°未満であると、燃料噴射弁１０からの空気および混合気を径方向外方に適度に広げることができない。また、角度θ２が５０°を超えると、燃料噴射弁１０からの空気および混合気の一部が剥離する。

　上記構成において、パイロット噴射弁１２を通過した燃料と空気の混合気は、旋回により外周側へと拡散する。燃料噴射弁１０の出口直後の混合気流では、主にメイン噴射弁１４から出る空気の強い旋回のため、弁軸心Ｃ１付近が負圧になり、半径方向内向きの圧力勾配と外向きの遠心力がつりあう。しかし、メイン噴射弁１４から出た強い旋回空気流は、下流に流れるに従って拡大し、減衰して旋回が弱くなるため、弁軸心Ｃ１付近の圧力は下流に行くに従って次第に回復する。よって、燃料噴射弁１０下流の弁軸心Ｃ１上では、下流の方が上流より圧力が高い逆圧力勾配が生じ、図２に示すように、弁軸心Ｃ１上で下流から上流へと逆流する循環流領域Ｘが形成される。

　図４（ａ）に示すように、メイン噴射弁１４から流出する空気旋回流Ａ１は、フローガイド２７の内周面を沿うように流れ、径方向外側に適度に広がる。これにより、径方向内側に形成される循環流領域Ｘが径方向外側に広がって体積が拡大する。また、空気流がフローガイド２７の内周面を沿うように流れることで、燃料噴射弁１０の出口付近における軸心部に逆流領域Ｒが形成される。

　一方、フローガイドを備えていない燃焼器では、図４（ｂ）に示すように、メイン噴射弁１４から流出する空気流Ａ２は、コーナーフローＡ３の影響により概ね軸方向に流れ、循環流領域Ｘが十分に径方向外側に広がらない。そのため、燃料噴射弁１０の出口付近における軸心部に形成される逆流領域Ｒも小さくなっている。そのため、着火性が低下する。

　図５は、フローガイド２７を備えた本実施形態の燃焼器１およびフローガイドを備えていない比較例１の燃焼器の着火・吹き消え試験結果を示すグラフである。横軸は燃料噴射弁１０の差圧（圧力損失）を、縦軸は空燃比をそれぞれ示す。燃料噴射弁１０は、図６に示すように、３個を円弧状に並べた。図５において、曲線ａは本実施形態の燃焼器１の吹き消え性能を、曲線ｂは比較例１の燃焼器の吹き消え性能を、曲線ｃは本実施形態の燃焼器１の点火性能を、曲線ｄは比較例１の燃焼器の点火性能をそれぞれ示す。横軸の差圧の全領域にわたり、着火可能な上限の空燃比および着火後の吹き消えが発生する下限（安定燃料の上限）の空燃比とも、フローガイド２７を備えた本実施形態の燃焼器１の方が大きくなっており、フローガイド２７を設けることで着火性能、吹き消え性能ともに向上していることがわかる。

　上記構成において、図３に示すように、燃料噴射弁１０の下流側に、下流に向かって徐々に拡大するフローガイド２７が装着されているので、燃料噴射弁１０から流出する空気旋回流がフローガイド２７の内周面を沿うように流れ、径方向外側に適度に広がる。これにより、図２に示すように、径方向内側に形成される循環流領域Ｘが径方向外側に広がって体積が拡大し、その結果、点火プラグ１６のスパークが循環流領域Ｘに取り込まれ易くなって、火種が形成され易くなる。また、空気流がフローガイド２７の内周面を沿うように流れることで、循環流領域Ｘが径方向外側に広がって体積が拡大することで、図１に示す隣接する燃料噴射弁１０の循環流領域間の距離が小さくなるから、隣の燃料噴射弁１０に形成された循環流領域に火炎が伝播し易くなる。

　図２に示すフローガイド２７を設けたことにより、隣接する燃料噴射弁１０からの旋回空気同士の干渉が抑制されるうえに、大規模旋回流１０２，１０４（図６）がフローガイド２７を設けた部分には形成されなくなるので、循環流領域Ｘの縮小や変形を防止して、安定した循環流領域Ｘが形成される。さらに、空気流が、固定されたフローガイド２７の内周面を沿うように流れることで、空気流の外側に生じる渦（コーナーフロー）の影響を受けなくなるので、安定した循環流領域Ｘが形成されやすくなる。その結果、着火性が向上する。

　図３に示すように、フローガイド２７の上流端の取付部７２の内径Ｄ１が、燃料噴射弁１０の空気出口径Ｄ２とほぼ同じであるから、燃料噴射弁１０を出た空気のフローガイド２７からの剥離を最小限にできる。また、フローガイド２７の取付部７２の内径Ｄ１を燃料噴射弁１０の空気出口径Ｄ２よりも若干大きな径とすることにより、燃料噴射弁１０が熱膨張により相対的に径方向にずれた場合でも、そのずれを吸収できる。

　さらに、フローガイド２７は、上流から下流に向かって円錐状に拡大する円錐部７４を有しているので、燃料噴射弁１０からの空気および混合気を下流に向かって円滑に導くことができる。また、円錐部７４の弁軸心Ｃ１に対する角度θ２が２５～５０°であるから、旋回流とフローガイド２７の剥離が生じるのを抑制することができる。

　さらに、フローガイド２７は、円錐部７４の下流部７４ａに連なる円筒部７６を有しているので、循環流領域Ｘ（図２）の径方向への過大な広がりが抑制される結果、隣接する燃料噴射弁１０からの旋回流との干渉が一層抑制されて、着火性が向上する。

　図２に示すように、フローガイド２７の円錐部７４の下流端７４ｂが、燃焼器１の高さまで存在しているので、空気流がフローガイド２７の円錐部７４に沿って径方向外方へ大きく広がることで、循環流領域Ｘが径方向外側に大きく拡大し、その結果、火種を一層形成し易くなる。

　また、フローガイド２７の下流端２７ｂは、循環流領域Ｘの最大径部Ｘａよりも上流側に位置しているので、循環流領域Ｘの最大径部Ｘａを介して隣の燃料噴射弁１０の循環流領域Ｘへの火炎が伝播が円滑に行われるから、着火性が一層向上する。

　以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。例えば、この発明のフローガイドは、ノズルの空気量が多い希薄ノズル全般に適用可能なものであり、上述実施形態の形状のノズルに限定されない。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。

１　ガスタービン燃焼器
８　燃焼室
１０　燃料噴射弁
１２　パイロット噴射弁（第１燃料噴霧部）
１４　メイン噴射弁（第２燃料噴霧部）
２７　フローガイド
２７ａ　フローガイドの上流端
２７ｂ　フローガイドの下流端
３４　パイロット外周ノズル（噴霧ノズル）
７４　円錐部
７４ａ　円錐部の下流端
７６　円筒部
Ｄ１　フローガイドの上流端の内径
Ｄ２　燃料噴射弁の空気出口径
Ｈ　燃焼器の高さ
Ｘ　循環流領域
Ｘａ　循環流領域の最大径部
θ２　フローガイドの円錐角

Claims

　複数の燃料噴射弁を円周上に有するアニュラ型ガスタービン燃焼器であって、
　前記各燃料噴射弁が、
　燃料を噴霧ノズルから燃焼室に噴霧する第１燃料噴霧部と、
　前記第１燃料噴霧部を囲むように設けられ、燃料を噴霧する第２燃料噴霧部と、
　前記燃料噴射弁の下流側に装着され、燃料噴射弁からの空気および混合気の通路の断面積を下流に向かって徐々に拡大するフローガイドと、
　を備えたガスタービン燃焼器。
　請求項１において、前記フローガイドは横断面形状が円形であり、その上流端の内径は、前記燃料噴射弁の空気出口径と同じであるか、または若干大きな径を有するガスタービン燃焼器。
　請求項１または２において、前記フローガイドは、その上流端から下流に向かって円錐状に拡大する円錐部を有するガスタービン燃焼器。
　請求項３において、前記弁の軸心に対する前記円錐部の角度が２５～５０°であるガスタービン燃焼器。
　請求項３または４において、前記フローガイドは、さらに、前記円錐部の下流端に連なる円筒部を有するガスタービン燃焼器。
　請求項３，４または５において、前記フローガイドの円錐部は、その下流端の外径が燃焼器の内側に形成される前記燃焼室の径方向幅とほぼ一致しているガスタービン燃焼器。
　請求項１から６のいずれか一項において、前記フローガイドの下流端は、循環流領域の最大径部よりも上流側に位置するガスタービン燃焼器。