JP2006138566A - ガスタービン燃焼器及びその液体燃料噴射ノズル - Google Patents

Abstract

【課題】
液体燃料焚きが可能なガスタービン燃焼器において、液体燃料の供給停止後に、液体燃料噴射ノズル内に残留した液体燃料によるコーキング発生を抑制する。
【解決手段】
液体燃料噴射ノズルの燃焼用空気６４と接する外側環状部材２０の内部に、液体燃料３を流す内側環状部材２１を設け、外側環状部材２０と内側環状部材２１の間に、空気、あるいはグラスウールやロックウールの断熱材からなる断熱層を設ける。あるいは、前記外側環状部材２０と前記内側環状部材２１の間に、冷却用流体を通過させる流路を設け、液体燃料の供給停止の際に、前記流路に空気，加湿空気あるいは水を供給して液体燃料噴射ノズルを冷却する。また、前記流路の表面に凹凸を設けて、液体燃料噴射ノズルの冷却を促進させる。
【選択図】図１

Description

本発明は、圧縮機から供給される燃焼用空気中に、燃料を噴射して燃焼させ、生成した燃焼ガスをガスタービンに供給するガスタービン燃焼器に関わり、特に液体燃料焚きが可能なガスタービン燃焼器と液体燃料噴射ノズルに関するものである。

近年、液体燃料焚きのガスタービン燃焼器において、サーマルＮＯｘの低減を目的に、ガス燃料焚きのガスタービン燃焼器で採用されている希薄予混合燃焼方式の概念を応用した、予蒸発・予混合燃焼方式が注目されている。液体燃料を用いたガスタービン燃焼器では、ガスタービン停止時のように全てのバーナを停止させたときや、部分負荷運転時のようにメインバーナの一部を停止させたときに、液体燃料噴射ノズル内に残留した液体燃料が周囲の熱によって蒸発し、燃料に含まれているカーボンなどの不揮発性成分が液体燃料噴射ノズル内の壁面上に付着したまま残留して固化するコーキングが起こり、液体燃料噴射ノズルの目詰まりを誘発する惧れがある。

この対策としては、例えば特許文献１に記載のような、液体燃料噴射ノズル内に残留した液体燃料を水や空気によりパージする方法が提案されている。

特開２００１−５９４２７号公報

液体燃料噴射ノズル内のパージでは、液体燃料の流路の曲がり部や拡大・縮小部において、液体燃料の残留を十分に防止することは困難であり、その部分でのコーキング防止が不完全であった。

本発明の目的は、液体燃料噴射ノズルの液体燃料の流路に、液体燃料が残留した場合でもコーキング発生を抑制することが可能な液体燃料噴射ノズルと、該液体燃料噴射ノズルを有するガスタービン燃焼器を提供することである。

本発明は上記目的を達成するため、液体燃料噴射ノズルと燃焼用空気との断熱を図るようにしたものである。

断熱を図る具体的な構成としては、次のような構成が用いられる。
（１）液体燃料の通過する流路を有するノズル部材の外周に、該ノズル部材の熱伝導率よりも小さい熱伝導率を有する断熱層を設けた液体燃料噴射ノズル。
（２）液体燃料の通過する流路を有する内側部材と、該内側部材の外周に位置する外側部材と、内側部材と外側部材との間に設けられた断熱層を有する液体燃料噴射ノズル。
（３）燃焼用空気と接する環状の外側部材と、その内側にあって液体燃料を通過させる環状の内側部材と、外側部材と内側部材の間に設けられた断熱層を有する液体燃料噴射ノズル。

また、上記断熱層の熱伝導率としては、０.０２〜０.０５（ｗ／ｍ・ｋ°）が望ましく、例えばグラスウールまたはロックウールが用いられる。

また、上記目的は、液体燃料の供給停止の際、液体燃料噴射ノズルを冷却することによっても達成することができる。

冷却の具体的な構成としては、次のような構成が用いられる。
（１）液体燃料の通過する流路を有する内側部材、該内側部材の外周に位置する外側部材、及び、内側部材と外側部材の間に冷却用流体を流すための流路を有する液体燃料噴射ノズルと、流路への冷却用流体の供給経路に設置した弁と、該弁の開閉を制御する制御装置を備えたガスタービン燃焼器。
（２）燃焼用空気と接する環状の外側部材、その内側にあって液体燃料を通過させる環状の内側部材、及び、外側部材と内側部材の間に冷却用流体を流すための流路を有する液体燃料噴射ノズルと、流路への冷却用流体の供給経路に設置した弁と、該弁の開閉を制御する制御装置を備えたガスタービン燃焼器。

冷却用流体としては、ｉ）空気、ii）加湿空気、iii） 水が適用でき、それぞれの供給装置は下記の構成が用いられる。
ｉ）冷却用流体が空気の場合、燃焼用空気の圧縮機から抽気した圧縮空気を冷却する冷却器と、冷却後の圧縮空気を更に圧縮する冷却空気供給用圧縮機と、液体燃料噴射ノズルへの冷却空気の供給・停止を行う弁と、その弁の開閉を制御する制御装置を設けた構成とする。
ii）冷却用流体が加湿空気の場合、燃焼用空気の圧縮機から抽気した圧縮空気を加湿する加湿器と、加湿後の圧縮空気を冷却する冷却器と、冷却後の圧縮空気を更に圧縮する冷却空気供給用圧縮機と、液体燃料噴射ノズルへの冷却空気の供給・停止を行う弁と、その弁の開閉を制御する制御装置を設けた構成とする。
iii） 冷却用流体が水の場合、水の供給源と、供給水圧を得るためのポンプと、液体燃料噴射ノズルへの水の供給・停止を行う弁と、その弁の開閉を制御する制御装置を設けた構成とする。

また、いずれの冷却用流体を用いる場合においても、冷却用流体の流路の表面に凹凸を設けることにより冷却効果を促進することが可能となる。

本発明では、液体燃料噴射ノズルと燃焼用空気との断熱あるいは、液体燃料噴射ノズルの冷却により、液体燃料噴射ノズルに液体燃料が残留しても液体燃料の温度がコーキング発生温度まで上昇するのを抑制するようにしているのでコーキング発生を抑制できる。

本発明の実施例を図面を用いて説明する。

まず、予蒸発・予混合燃焼方式を採用するガスタービン燃焼器の概要を説明する。図７はガスタービン燃焼器の入口部を示す縦断面図、図８は図７中のＤ−Ｄ断面を示す横断面図である。このガスタービン燃焼器４１は、図７に示すように燃焼器外筒４２の内側に円筒状の燃焼器内筒４３を備えており、圧縮機（図示省略）から供給される高温高圧の燃焼用空気６４は、燃焼器外筒４２と燃焼器内筒４３との間の空間を通過してバーナ（パイロットバーナ５４およびメインバーナ６７）に供給される。液体燃料３ａ，３ｂは、液体燃料供給設備１０８から、流量調節弁１０７ａ，１０７ｂと燃料遮断弁１０６ａ，１０６ｂを通り、パイロットバーナ５４およびメインバーナ６７に供給される。液体燃料としては、軽油や灯油などの比較的蒸発しにくいものも使用される。燃焼器内筒４３は、その下流端で燃焼器尾筒（図示省略）に連通している。燃焼器内筒４３の内側の空間は燃焼室６６となっており、ここで燃焼して生じた燃焼気体４５は、燃焼器尾筒を通過してガスタービン（図示省略）に供給される。

燃焼器内筒４３の上流部には１個のパイロットバーナ５４と、複数のメインバーナ６７が備えられており、図８に示すように、パイロットバーナ５４（パイロットバーナ側壁
５２のみ図示）は燃焼器の中央に配置され、それを取り囲む同心円上に、複数のメインバーナ６７（メインバーナ側壁６２のみ図示）が等間隔に配置されている。なお、メインバーナ６７は、例えば図８の破線で示すグループでブロックを構成し、ガスタービン燃焼器の部分負荷運転時にはブロックごとに液体燃料の供給・停止が行われる。図７は簡略化して１ブロックのみを示したものである。

パイロットバーナ５４は、液体燃料を噴霧する液体燃料噴射ノズル５１，パイロットバーナ側壁５２、および旋回翼５３とから構成される。ガスタービンの起動時には、点火栓４４をパイロットバーナ５４の下流部まで挿入してスパークさせることにより、パイロットバーナ５４に点火する。旋回翼５３を通過した燃焼用空気には、その流れに旋回成分が与えられるため、燃焼室６６に流入した際には循環流領域を形成する。この循環流により、パイロットバーナ５４の火炎は安定に保炎される。

また、液体燃料噴射ノズル５１から噴霧された液体燃料は、十分に蒸発して燃焼用空気と混合する前に燃焼室６６に到達して燃焼するため、パイロットバーナ５４の燃焼形態は噴霧拡散燃焼となる。循環流により保炎された噴霧拡散燃焼火炎では吹き消えや逆火が生じにくく、良好な燃焼安定特性を示すことから、パイロットバーナ５４は、点火から定格負荷までの全運転範囲において用いられる。ただし、噴霧拡散燃焼ではサーマルＮＯｘが発生しやすいので、パイロットバーナ５４への燃料供給量と、ＮＯｘの発生量が少ないメインバーナ６７への燃料供給量の比率を適宜調整することで、ＮＯｘ排出量の低減と燃焼安定性を両立させる。

一方、予蒸発・予混合燃焼方式を用いるメインバーナ６７は、液体燃料を噴霧する液体燃料噴射ノズル６１，メインバーナ側壁６２、および旋回翼６３とから構成される。メインバーナ６７では、液体燃料噴射ノズル６１から予蒸発・予混合流路６０に液体燃料を噴射して蒸発させ、気化燃料気体とする。この気化燃料気体を燃焼用空気６４と予め均一に混合して希薄予混合気体としておき、これを燃焼室６６で燃焼させる。

このようにメインバーナ６７の燃焼形態は、局所的な高温領域が形成されにくい希薄予混合燃焼となるため、ガス焚きの希薄予混合燃焼方式と同様に、サーマルＮＯｘの生成が抑制される。したがって、この方式は液体燃料を燃焼させる場合のＮＯｘ排出量の低減に有効である。

次に、本発明の液体燃料噴射ノズルの第１の実施例を図９，図１，図２，図６を用いて説明する。図９は、図７のメインバーナ６７の液体燃料噴射ノズル６１とパイロットバーナ５４の液体燃料噴射ノズル５１を含む箇所の拡大図である。

なお、液体燃料噴射ノズル内部におけるコーキング発生を抑制するという点では、メインバーナ６７の液体燃料噴射ノズル６１と、パイロットバーナ５４の液体燃料噴射ノズル５１に特別な差異を設ける必要はなく、両者の詳細構造は図１となっている。図２は図１中のＣ−Ｃ断面の横断面図を示したものである。

なお、通常、液体燃料噴射ノズルは、燃料噴霧のための旋回器などを内包しているが、ここでは簡単のため旋回器を省略して説明する。また、図７ではメインバーナ６７に供給される液体燃料を３ｂとし、パイロットバーナ５４に供給される液体燃料を３ａとしているがここでは単に液体燃料３として説明する。

図１，図２に示すように、燃焼用空気６４と接する環状部材（これを外側環状部材２０と呼ぶ）の内部に、もうひとつ環状部材（これを内側環状部材２１と呼ぶ）が設けられ、液体燃料３は内側環状部材２１の内部を流れ、液体燃料噴射ノズル出口４から噴射される。外側環状部材２０と内側環状部材２１の間の空間は、空気、もしくは断熱材からなる断熱層２２となっている。

図１において、燃焼器内の上流から下流に向かう方向に、座標軸としてＸ軸１を設定する。燃焼室は液体燃料噴射ノズルの下流に位置することから、燃焼室は液体燃料噴射ノズルと比較して大きいＸ座標値に位置する。燃焼用空気６４と液体燃料３は、それぞれ矢印の向きに流れている。燃焼用空気６４は圧縮機から供給され、その温度はおよそ４００℃程度で、高温となっている。なお、図１に示すように、点Ａは燃焼用空気６４と接する外側環状部材２０の外表面上の点、点Ｂは液体燃料３と接する内側環状部材２１の内表面上の点を示している。

ガスタービンが停止する場合、まず液体燃料３の供給が止まり、その後燃焼用空気６４の供給量が徐々に減っていき、最終的にすべての供給が止まる。したがって、液体燃料の供給が止まってからガスタービンが完全に停止するまでは、液体燃料３の供給が無く、燃焼用空気６４だけが供給されている状態となっている。

コーキングが発生する壁面温度条件は、ＡＳＭＥ ９５−ＧＴ−４９によると、１８０〜４４０℃となっている。

内側環状部材２１は、その内部を流れる液体燃料３で目詰まりを起こさないように、約１mm以上の内径が必要である。また、内側環状部材２１や外側環状部材２０は、燃焼室
６６に面しているため、ガスタービン運転中、燃焼ガスからの熱にさらされる。そのため、両部材がその熱により焼損しないように、材質は耐熱性材料となっている。例えば、耐熱合金であるハステロイ（融点：１２７０〜１３５０℃，熱伝導率：約１１.５ｗ／ｍ・ｋ°）もその一つである。

断熱層２２は、約４００℃の燃焼用空気６４から内側環状部材２１内側面への伝熱を弱める効果をもつ必要がある。ガスタービン燃焼器の設計上の制約から、液体燃料噴射ノズルの外形寸法を従来品と比べて数倍程度に留めるためには、断熱層２２の厚さは数ミリ程度にする必要がある。

仮に、熱伝導率０.０２ｗ／ｍ・ｋ° の断熱層２２が厚さ３ミリある場合、前述の液体燃料噴射ノズルのＡ点温度を４００℃とすると、液体燃料噴射ノズルのＢ点温度は約160℃となり、コーキング発生温度の１８０℃以下にできる。同様に、熱伝導率０.０４ｗ／ｍ・ｋ°の断熱層２２では厚さが５ミリで液体燃料噴射ノズルのＢ点温度が約１８０℃となり、コーキング発生温度の下限値と同等レベルとなる。

そのため、断熱層２２の材質として、空気層(０.０２〜０.０５ｗ／ｍ・ｋ°)、もしくは空気と同等の小さい熱伝導率をもつ断熱材（望ましくは、熱伝導率が０.０２〜０.０４ｗ／ｍ・ｋ°）を用いる。例えば、グラスウール(約０.０４ｗ／ｍ・ｋ°) やロックウール（約０.０４ｗ／ｍ・ｋ°）もそのひとつである。

また、ヒュームドシリカと赤外線を透過させない物質（例えばジルコニア）で構成され、更に空気分子の運動を規制する微細なマイクロポア構造を有した断熱材(約０.０２ｗ／ｍ・ｋ°) を用いても良い。

なお、図９では断熱層２２は液体燃料噴射ノズル５１，６１の長さ方向（Ｘ軸方向）に均等に設けられているが、前記グラスウールやロックウールの断熱材を長さ方向（Ｘ軸方向）に断続的に配置し、前記断熱材と前記断熱材の間を空気層としても良い。

また、図９では断熱層２２は液体燃料噴射ノズルの支持部材４６の内部（支持部材４６の燃焼室側表面よりＸ軸上でマイナス側）まで配置されているが、液体燃料噴射ノズル
５１，６１が燃焼用空気と接する範囲のみに配置しても良い。

図６の曲線１１と曲線１２は、図１に示した液体燃料噴射ノズルの点Ａと点Ｂでの温度（それぞれＴ_A，Ｔ_Bとする）の時間変化の様子を模式的に表している。図に示すグラフの横軸は、液体燃料３の供給停止直後からの時間ｔを表し、燃料供給停止時刻をｔ＝０sec としている。グラフの縦軸は温度Ｔ℃を表している。図中の斜線で示した温度範囲８は、コーキング発生の温度範囲を表している。

なお、曲線１１，１２は液体燃料噴射ノズルの断熱層が空気で、断熱層の厚さ５ミリのときの温度変化を示したものである。

液体燃料３の供給停止後、燃焼用空気６４の供給量が徐々に減少し、燃焼用空気６４の温度も低下するため温度Ｔ_A は曲線１１のように徐々に低下していく。

一方、温度Ｔ_B は、断熱層２２により燃焼用空気６４から点Ｂへの伝熱の影響が弱まるため曲線１２のように時間変化するものの、コーキング発生の壁面温度範囲８内まで上昇することを防止できる。

なお、上記説明は、液体燃料噴射ノズルが、燃焼用空気と接する環状の外側部材と、その内側にあって前記液体燃料を通過させる環状の内側部材と、前記外側部材と前記内側部材の間に設けられた断熱層を有する場合の例であるが、液体燃料噴射ノズルが、前記液体燃料の通過する流路を有するノズル部材の外周に、該ノズル部材の熱伝導率よりも小さい熱伝導率を有する断熱層を設けた場合でも良い。

また、液体燃料噴射ノズルが、前記液体燃料の通過する流路を有する内側部材と、該内側部材の外周に位置する外側部材と、前記内側部材と前記外側部材との間に設けられた断熱層を有するものでも良い。

すなわち、液体燃料噴射ノズルの断面形状が必ずしも環状である必要は無く、楕円形であっても、矩形であっても良い。

次いで、比較例として、従来の液体燃料噴射ノズルにおけるコーキング発生について説明する。図４は、従来の液体燃料噴射ノズルの縦断面図を表している。なお、前記と同様に、液体燃料噴射ノズルに内包する旋回器を省略し、また、メインバーナ６７に供給される液体燃料３ｂ，パイロットバーナ５４に供給される液体燃料３ａを単に液体燃料３として説明する。

図４中、２は従来の液体燃料噴射ノズル、６４は燃焼用空気、３は液体燃料、４は液体燃料噴射ノズル出口をそれぞれ示す。燃焼用空気６４と液体燃料３は、それぞれ矢印の向きに流れている。また、５，６はそれぞれ、液体燃料噴射ノズル２の外周側表面，内周側表面を表す。図中の点Ａは外周側表面５上の点であり、また、点Ｂは内周側表面６上の点である。

図５は、図４に示した液体燃料噴射ノズル２の表面上の点Ａと点Ｂでの温度（それぞれＴ_A，Ｔ_Bとする）の時間変化の様子を模式的に表している。また、図中の斜線で示した温度範囲８は、コーキング発生の温度範囲を表している。

前記と同様、液体燃料３の供給停止後は、燃焼用空気６４の供給量が徐々に減少していくため、燃焼用空気６４の温度は低下していき、温度Ｔ_A も低下していく（曲線９）。一方、点Ｂにおいて、時間とともに高温の燃焼用空気６４から、ノズル外周側表面５を通ってノズル内周側表面６へ熱が伝わっていくため、時間とともに温度Ｔ_B は高くなっていき（曲線１０）、温度Ｔ_A に近づいていく。その結果、ある時刻ｔ₁ 以降で、Ｔ_B がコーキング発生の壁面温度範囲８内まで上昇し、ノズル内周側表面６上でコーキングが発生する。一方、本発明では上述したように断熱層を設けているので、コーキングの発生が抑制される。

次に、本発明の第２の実施例として、液体燃料噴射ノズルの冷却用流体３３，３３ａ，３３ｂとして空気を用いた例を図１０，図３，図６を用いて説明する。図１０は、図７のメインバーナ６７の液体燃料噴射ノズル６１とパイロットバーナ５４の液体燃料噴射ノズル５１を含む箇所の拡大図であり、液体燃料噴射ノズル６１，５１は、外側環状部材２０と内側環状部材２１の間に、冷却空気３３ｂ，３３ａを流すための冷却空気流路３２が設けられている。

冷却空気３３ａ，３３ｂは、燃焼用空気の圧縮機１３０から圧縮空気を抽気した後、冷却器１２０で常温まで冷却し、その後、供給に必要な圧力を得るため冷却空気供給用圧縮機１１０で昇圧している。冷却空気３３ａ，３３ｂの温度はほぼ常温であり、燃焼用空気６４の温度に比べて十分低温となっている。

ガスタービン運転時は、液体燃料噴射ノズル５１，６１の冷却は必要なく、むしろ、液体燃料を加温して液体燃料の噴霧・蒸発を促進させるために冷却空気の供給経路にある遮断弁１４１ａ及び１４１ｂは閉じられている。ガスタービン停止時には、燃料遮断弁106a及び１０６ｂを閉じて、液体燃料３ａ，３ｂの供給を停止する。その直後に制御装置140により、遮断弁１４１ａ，１４１ｂを開くとともに、圧力調節弁１０９ａ，１０９ｂを調節し、冷却空気３３ａ，３３ｂを設定流量にて冷却空気流路３２に流す。

なお、ガスタービンの部分負荷運転時には、停止するブロックに対応した燃料遮断弁
１０６ｂが遮断される。それと同時に、制御装置１４０によって冷却空気を供給する経路にある遮断弁１４１ｂを開いた後、圧力調整弁１０９ｂで圧力調整が行われ、停止したブロックにある液体燃料噴射ノズルに冷却空気３３ｂが供給される。

第２実施例においても、第１実施例と同様に、液体燃料噴射ノズルの構造は、メインバーナ６７およびパイロットバーナ５４とで特別な差異を設ける必要はなく、両者の詳細構造は図３のようになっている。

第２実施例における液体燃料噴射ノズルの温度変化は図６の破線１３，１４のようになる。冷却空気３３が、外側環状部材２０を介して、燃焼用空気６４から熱を奪うため、従来の液体燃料噴射ノズルや本発明の第１の実施例の場合に比べ、点Ａでの温度Ｔ_A （曲線
１３）は時間とともに低下していくのが早まる。

一方、点Ｂでの温度Ｔ_B は、冷却空気３３により、燃焼用空気６４から点Ｂへの伝熱の影響が弱まるため、従来の液体燃料噴射ノズルや本発明の第１実施例の場合に比べ、上昇していくのに時間がかかり、曲線１４のように変化する。

このように、本発明の第２の実施例により、温度Ｔ_B がコーキング発生の壁面温度範囲８内まで上昇しないため、内側環状部材２１の内表面上でのコーキング発生が抑制される。第２の実施例は、第１の実施例と比べ、冷却空気３３による冷却効果により、内側環状部材２１の内表面上でのコーキングの発生防止に対し、より一層効果的である。

なお、実用新案登録公報 第２５２４００２号には液体ブタンのような気化し易い液体燃料を使用した場合の液体燃料噴射ノズルの冷却技術が開示されている。これは液体燃料噴射ノズル内で液体燃料が気化して気液混相流となり、液体燃料の供給量を正確に制御できなくなるためで、対策として、液体燃料噴射ノズルの燃料供給通路の周囲に平行に複数の冷却空気通路を分散して配置し、燃焼時に供給される液体燃料を冷却するものである。よって、燃焼停止時の液体燃料噴射ノズルのコーキング防止を目的とした本発明とは構成及び方法が異なるものである。

次に、本発明の第３の実施例を図１１，図３、及び図６を用いて説明する。本実施例は、前記第２の実施例における冷却空気の供給系に加湿器１５０が追加されている。すなわち、図１１に示すように、燃焼用空気の圧縮機１３０から圧縮空気を抽気し、加湿器150で圧縮空気を加湿した後、冷却器１２０で常温まで冷却し、液体燃料噴射ノズル５１，
６１への供給に必要な圧力を得るため冷却空気供給用圧縮機１１０で昇圧している。これにより、ほぼ常温で相対湿度９５％以上の冷却空気を液体燃料噴射ノズルに供給している。なお、燃料供給停止時の燃料遮断弁１０６ａ，１０６ｂ及び加湿された冷却空気３３の遮断弁１４１ａ，１４１ｂの動作は前記実施例２と同様であるので、説明は省略する。

第３の実施例における液体燃料噴射ノズルの温度変化は図６の破線１５，１６のようになる。加湿された冷却空気３３が、外側環状部材２０を介して、燃焼用空気６４から熱を奪うため、前記第２の実施例の場合に比べても、点Ａでの温度Ｔ_A （曲線１５）が時間とともに低下していくのが早まる。

一方、点Ｂでの温度Ｔ_B は、加湿された冷却空気３３により、燃焼用空気６４から点Ｂへの伝熱の影響が弱まるため、本発明の第２の実施例の場合に比べ、上昇していくのに時間がかかり、曲線１６のように変化する。

このように、本発明の第３の実施例により、温度Ｔ_B がコーキング発生の壁面温度範囲８内まで上昇しないため、内側環状部材２１の内表面上でのコーキング発生が抑制される。第３の実施例は、第２の実施例と比べて、加湿された冷却空気３３による冷却効果が高く、内側環状部材２１の内表面上でのコーキングの発生防止に対し、より一層効果的である。

次に、本発明の第４の実施例を図１２，図３、及び図６を用いて説明する。本実施例は、液体燃料噴射ノズルの冷却用流体３３，３３ａ，３３ｂとして水を用いている。すなわち、図１２に示すように、水供給源１６１から供給される冷却水をポンプ１６０で必要な圧力に昇圧した後、液体燃料噴射ノズル５１，６１に供給している。なお、燃料供給停止時の燃料遮断弁１０６ａ，１０６ｂ及び冷却水３３の遮断弁１４１ａ，１４１ｂの動作は前記実施例２及び３と同様であるので、説明は省略する。

第４の実施例における液体燃料噴射ノズルの温度変化は図６の破線１７，１８のようになる。冷却水３３が、外側環状部材２０を介して、燃焼用空気６４から熱を奪うため、前記第３の実施例の場合に比べても、点Ａでの温度Ｔ_A （曲線１７）が時間とともに低下していくのが早まる。

一方、点Ｂでの温度Ｔ_B は、冷却水３３により、燃焼用空気６４から点Ｂへの伝熱の影響が弱まるため、本発明の第３の実施例の場合に比べ、上昇していくのに時間がかかり、曲線１８のように変化する。

このように、本発明の第４の実施例により、温度Ｔ_B がコーキング発生の壁面温度範囲８内まで上昇しないため、内側環状部材２１の内表面上でのコーキング発生が抑制される。第４の実施例は、前記第２及び第３の実施例と比べて、冷却水３３による冷却効果が高く、内側環状部材２１の内表面上でのコーキングの発生防止に対し、より一層効果的である。

次に、本発明の第５の実施例を図１３を用いて説明する。図１３は液体燃料噴射ノズルの冷却用流体の流路３２の表面に凹凸を設けた場合の、液体燃料噴射ノズルの断面図である。前記実施例２，３，４に記載のいずれの冷却用流体を用いた場合でも、この凹凸によって冷却効果が向上し、凹凸を設けない場合に比べて少ない流量で同等の冷却効果が得られるため、冷却用流体の供給に要する運転費の低減が図れる効果がある。また、ガスタービン燃焼器が運転中であって、冷却用流体が供給停止されているときは、この凹凸が燃焼空気の熱を液体燃料に伝えやすくするため、液体燃料の加温ができ、液体燃料噴射ノズルからの液体燃料の噴射・蒸発を促進できる。

上記、実施例２から５までは、液体燃料噴射ノズルの構成が、燃焼用空気と接する環状の外側部材、その内側にあって前記液体燃料を通過させる環状の内側部材、及び、前記外側部材と前記内側部材の間に冷却用流体を流すための流路を有する場合を例に説明したものである。液体燃料噴射ノズルの構成が、液体燃料の通過する流路を有する内側部材、該内側部材の外周に位置する外側部材、及び、前記内側部材と前記外側部材の間に冷却用流体を流すための流路を有する場合についても同様な効果が得られる。すなわち、液体燃料噴射ノズルの断面形状が必ずしも環状である必要は無く、楕円形であっても、矩形であっても良い。

また、本発明は、例えば特開平９−２６４５３６号公報に記載の液体燃料とガス燃料のデュアル燃料焚きのガスタービン燃焼器にも適用できる。

本発明の第１の実施例における液体燃料噴射ノズルの縦断面図。 本発明の第１の実施例における液体燃料噴射ノズルの横断面図。 本発明の第２，第３，第４の実施例における液体燃料噴射ノズルの縦断面図。 従来の液体燃料噴射ノズルの縦断面図。 従来の液体燃料噴射ノズルの外周側表面上の点Ａとノズル内周側表面上の点Ｂでの温度の時間変化を表す図。 本発明の第１，第２，第３，第４の実施例の液体燃料噴射ノズルの外側環状部材の表面上の点Ａと液体燃料噴射ノズルの内側環状部材の表面上の点Ｂでの温度の時間変化を表す図。 予蒸発・予混合燃焼方式を採用するガスタービン燃焼器の縦断面図。 予蒸発・予混合燃焼方式を採用するガスタービン燃焼器の横断面図。 本発明の第１の実施例において、図７の液体燃料噴射ノズル部分を含む箇所の拡大図。 本発明の第２の実施例において、図７の液体燃料噴射ノズル部分を含む箇所の拡大図。 本発明の第３の実施例において、図７の液体燃料噴射ノズル部分を含む箇所の拡大図。 本発明の第４の実施例において、図７の液体燃料噴射ノズル部分を含む箇所の拡大図。 本発明の第２，第３，第４の実施例における液体燃料噴射ノズルの変形例の縦断面図。

符号の説明

１…Ｘ軸、２…従来の液体燃料噴射ノズル、３…液体燃料、３ａ…液体燃料（パイロットバーナに供給）、３ｂ…液体燃料（メインバーナに供給）、４…液体燃料噴射ノズル出口、５…ノズル外周側表面、６…ノズル内周側表面、８…コーキング発生の壁面温度範囲、９…従来の液体燃料噴射ノズルでの温度Ｔ_A の時間変化曲線、１０…従来の液体燃料噴射ノズルでの温度Ｔ_B の時間変化曲線、１１…本発明の第１実施例での温度Ｔ_A の時間変化曲線、１２…本発明の第１実施例での温度Ｔ_B の時間変化曲線、１３…本発明の第２実施例での温度Ｔ_A の時間変化曲線、１４…本発明の第２実施例での温度Ｔ_B の時間変化曲線、１５…本発明の第３実施例での温度Ｔ_A の時間変化曲線、１６…本発明の第３実施例での温度Ｔ_B の時間変化曲線、１７…本発明の第４実施例での温度Ｔ_A の時間変化曲線、１８…本発明の第４実施例での温度Ｔ_B の時間変化曲線、２０…外側環状部材、２１…内側環状部材、２２…断熱層、３２…冷却用流体の流路、３３…冷却用流体、３３ａ…冷却用流体（パイロットバーナの液体燃料噴射ノズルに供給）、３３ｂ…冷却用流体（メインバーナの液体燃料噴射ノズルに供給）、４１…ガスタービン燃焼器、４２…燃焼器外筒、４３…燃焼器内筒、４４…点火栓、４５…燃焼気体、４６…液体燃料噴射ノズルの支持部材、５１…液体燃料噴射ノズル（パイロットバーナ用）、５２…パイロットバーナ側壁、５３…旋回翼、５４…パイロットバーナ、６０…予蒸発・予混合流路、６１…液体燃料噴射ノズル（メインバーナ用）、６２…メインバーナ側壁、６３…旋回翼、６４…燃焼用空気、６６…燃焼室、６７…メインバーナ、１０６ａ…燃料遮断弁（パイロットバーナに接続）、１０６ｂ…燃料遮断弁（メインバーナに接続）、１０７ａ…流量調節弁（パイロットバーナに接続）、１０７ｂ…流量調節弁（メインバーナに接続）、１０８…液体燃料供給設備、１０９ａ…圧力調節弁（パイロットバーナに接続）、１０９ｂ…圧力調節弁（メインバーナに接続）、１１０…冷却空気供給用圧縮機、１２０…冷却器、１３０…圧縮機、１４０…制御装置、１４１ａ…遮断弁（パイロットバーナに接続）、１４１ｂ…遮断弁（メインバーナに接続）、１５０…加湿器、１６０…ポンプ、１６１…水供給源。

Claims (13)

1. 液体燃料と燃焼用空気とが供給されて燃焼する燃焼室と、前記液体燃料と前記燃焼用空気とを前記燃焼室に供給するバーナと、該バーナ内部に設けられる液体燃料噴射ノズルを有するガスタービン燃焼器であって、
   該ガスタービン燃焼器に用いられる前記液体燃料噴射ノズルが、前記液体燃料の通過する流路を有するノズル部材の外周に、該ノズル部材の熱伝導率よりも小さい熱伝導率を有する断熱層を設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
2. 液体燃料と燃焼用空気とが供給されて燃焼する燃焼室と、前記液体燃料と前記燃焼用空気とを前記燃焼室に供給するバーナと、該バーナ内部に設けられる液体燃料噴射ノズルを有するガスタービン燃焼器であって、
   前記液体燃料の通過する流路を有する内側部材、該内側部材の外周に位置する外側部材、及び、前記内側部材と前記外側部材の間に冷却用流体を流すための流路を有する液体燃料噴射ノズルと、
   前記流路への前記冷却用流体の供給経路に設置した弁と、
   該弁の開閉を制御する制御装置を備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
3. 液体燃料と燃焼用空気とが供給されて燃焼する燃焼室と、前記液体燃料と前記燃焼用空気とを前記燃焼室に供給するバーナと、該バーナ内部に設けられる液体燃料噴射ノズルを有するガスタービン燃焼器であって、
   前記燃焼用空気と接する環状の外側部材、その内側にあって前記液体燃料を通過させる環状の内側部材、及び、前記外側部材と前記内側部材の間に冷却用流体を流すための流路を有する液体燃料噴射ノズルと、
   前記流路への前記冷却用流体の供給経路に設置した弁と、
   該弁の開閉を制御する制御装置を備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
4. 請求項２または請求項３において、前記冷却用流体が空気であって、該空気の前記供給経路への供給装置が、前記燃焼用空気の圧縮機から抽気した圧縮空気を冷却する冷却器と、冷却後の前記圧縮空気を更に圧縮する冷却空気供給用圧縮機からなることを特徴とするガスタービン燃焼器。
5. 請求項２または請求項３において、前記冷却用流体が加湿空気であって、該加湿空気の前記供給経路への供給装置が、前記燃焼用空気の圧縮機から抽気した圧縮空気を加湿する加湿器と、前記加湿空気を冷却する冷却器と、冷却後の前記加湿空気を更に圧縮する冷却空気供給用圧縮機からなることを特徴とするガスタービン燃焼器。
6. 請求項２または請求項３において、前記冷却用流体が水であって、該冷却水の前記供給経路への供給装置が、冷却水供給源と、前記冷却水を圧送するポンプと、該ポンプの起動・停止を制御する制御装置からなることを特徴とするガスタービン燃焼器。
7. 請求項２または請求項３に記載のガスタービン燃焼器の運転方法において、燃料供給を停止した前記液体燃料噴射ノズルに前記冷却用流体を供給することを特徴とするガスタービン燃焼器の運転方法。
8. 請求項２または請求項３に記載の液体燃料噴射ノズルの前記冷却用流体の流路の表面に凹凸を有することを特徴とするガスタービン燃焼器。
9. ガスタービン燃焼器のバーナ内部に設けられ、液体燃料を供給する液体燃料噴射ノズルであって、前記液体燃料の通過する流路を有するノズル部材の外周に、該ノズル部材の熱伝導率よりも小さい熱伝導率を有する断熱層を設けたことを特徴とする液体燃料噴射ノズル。
10. ガスタービン燃焼器のバーナ内部に設けられ、液体燃料を供給する液体燃料噴射ノズルであって、前記液体燃料の通過する流路を有する内側部材と、該内側部材の外周に位置する外側部材と、前記内側部材と前記外側部材との間に設けられた断熱層を有することを特徴とする液体燃料噴射ノズル。
11. ガスタービン燃焼器のバーナ内部に設けられ、液体燃料を供給する液体燃料噴射ノズルであって、前記燃焼用空気と接する環状の外側部材と、その内側にあって前記液体燃料を通過させる環状の内側部材と、前記外側部材と前記内側部材の間に設けられた断熱層を有することを特徴とする液体燃料噴射ノズル。
12. 請求項９ないし請求項１１の何れかに記載の液体燃料噴射ノズルであって、
    前記断熱層の熱伝導率が０.０２〜０.０５（ｗ／ｍ・ｋ°）であることを特徴とする液体燃料噴射ノズル。
13. 請求項９ないし請求項１１の何れかに記載の液体燃料噴射ノズルであって、前記断熱層がグラスウールまたはロックウールからなることを特徴とする液体燃料噴射ノズル。
    
    

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