以下、本発明に係る実施形態を図面に従� ��て詳細に説明する。図1は本発明の一実施形 態に係る燃焼装置が適用されるガスタービン エンジンを示す簡略構成図である。ガスター ビンエンジンGTは圧縮機1、燃焼装置2および� �ービン3を主構成要素として構成されており� ��圧縮機1から供給される圧縮空気を燃焼装置 2で燃焼させ、それにより発生する高圧の燃� �ガスをタービン3に供給する。圧縮機1は回転 軸5を介してタービン3に連結されて、このタ� ��ビン3によって駆動される。このガスタービ ンエンジンGTの出力により、航空機のロータ� ��たは発電機のような負荷4を駆動する。燃焼 装置2には、燃料供給装置9から送給される燃� ��が、燃料制御装置8を介して供給される。燃 焼装置2には、キャン型、アニュラー型があ� �が、本発明に係る実施形態については、主� �キャン型について説明する。なお、本発明� �アニュラー型にも適用可能である。

 図2は図1の実施形態に係る燃焼装置2を示� ��断面図である。この燃焼装置2は、エンジン 回転軸心の周りに環状に複数個配置されるも ので、内側に燃焼室10を形成する燃焼筒12と� �燃焼筒12の頂部12aに取り付けられて燃焼室10� ��燃料と空気の混合気を噴射するバーナユニ� ��ト14とを備えている。これら燃焼筒12および バーナユニット14は、燃焼装置2の外筒となる ほぼ円筒状のハウジングHに同心状に収容さ� �ている。ハウジングHは、その下流側に設け� ��れたフランジ16を介して、圧縮機1およびタ� ��ビン3を含むエンジン本体のメインハウジン グ(図示せず)にボルト(図示せず)により結合� �れている。一方、ハウジングHの上流側端に� ��エンドカバー18がボルト20により固定されて いる。なお、バーナユニット14の構成につい� ��は後に詳述する。

 ハウジングHの上流側の内周壁に、環状の 内側フランジ24が形成されており、この内側� ��ランジ24に、燃焼筒12から筒状に延びる支持 筒26がボルト28で連結固定されることにより� �燃焼筒12の上流側端部がハウジングHに取り� �けられている。燃焼筒12の下流端部は、ター ビン部への燃焼ガス導入路である遷移ダクト (図示せず)の入口部に支持されている。ハウ� ��ングHと燃焼筒12との間に、圧縮機1からの圧 縮空気を矢印Aで示すように燃焼筒12に対し上 流側方向に導く空気通路30が形成されている� ��さらに、この空気通路30に面して、支持筒26 の周壁に複数の空気導入孔32が周方向に設け� ��れ、空気通路30を通って送られてきた圧縮� �気Aが、支持筒26およびエンドカバー18によっ て形成される空気導入空間34に導入される。

 燃焼筒12の上流側の周壁には、1つ又は複� ��の点火プラグ36が、ハウジングHを貫通して� ��ウジングHに固定されており、バーナユニッ ト14から噴射された混合気に点火して、燃焼� ��12の上流部において第1の燃焼領域S1を形成� �せる。また、燃焼筒12における第1燃焼領域S1 よりも下流側には、短いパイプを貫通させて 形成された複数の希釈用空気孔38が配設され� ��おり、ハウジングHにおける各希釈用空気孔 38に対向する部分には、第2のバーナである追 焚バーナ40が、各々の先端部を希釈用空気孔3 8に臨ませてハウジングHに取り付けられてい� ��。この追焚バーナ40は、燃料を希釈用空気� �38を通じて燃焼筒12内に噴射して、燃焼室10� �で第1燃焼領域S1の下流側に第2の燃焼領域S2� �形成させる。

 図3は、図2の燃焼装置2の要部を示す断面� ��である。バーナユニット14は、旋回成分を� �む環状の予混合気流P1を噴射するメインバー ナ42と、メインバーナ42の内側に配置された� �イロットバーナ44とを備えている。このパイ ロットバーナ44は、主として燃焼装置2の軸心 O方向にのみ、すなわち図6に示す従来の旋回� ��のバーナによる逆流R1を生じさせない方向� �、図3の予混合気流P2を噴射する。具体的に� �、バーナユニット14は、燃焼筒12の軸心であ� ��燃焼装置2の軸心Oと同心の外周円筒部46aと� �この外周円筒部46aの上流側端から軸心Oに垂� ��な方向に円板状に延びる外周円板部46bとか� ��なるバーナ外筒46を有し、さらに外周円筒� �46aの径方向内側に同心に位置する内周円筒� �48aと、内周円筒部48aの上流側端部付近から� �周円板部46bの上流側で外周円板部46bに対し� �平行に延びる内周円板部48bとからなるバー� �内筒48を有している。バーナ外筒46とバーナ� ��筒48との間の空間が、メインバーナ42の環状 の第1予混合気通路42aを形成し、バーナ内筒48 の内方空間がパイロットバーナ44の第2予混合 気通路44aを形成している。したがって、燃焼 筒12,メインバーナ42およびパイロットバーナ4 4は軸心0を共有している。

 メインバーナ42の第1予混合気通路42aの最� ��流部、すなわち2つの円板部46b,48bの最外周� �の間に、径方向外方に向いた第1導入口42bが� ��成されている。この第1導入口42bの径方向外 側に、燃料F1を供給するための第1燃料供給通 路52が、エンドカバー18を貫通して配置され� �いる。この第1燃料供給通路52における空気� �入空間34内に位置する下流側部分は、エンド カバー18に連結されて軸心Oのまわりに等間隔 で配置された複数の第1燃料パイプ51により形 成されており、各第1燃料パイプ51の先端部に 、第1燃料噴射孔52aが設けられて、前記第1導� ��口42bに対向している。この第1導入口42bには 、固定羽根からなるスワーラ50が嵌め込み固� ��されており、このスワーラ50により第1予混� ��気通路42aに導入される空気と燃料に旋回が� ��えられる。この旋回により第1予混合気通路 42a内で混合が進んで予混合気が生成され、燃 焼装置2の軸心Oを中心とする旋回流として、� ��1予混合気通路42aの下流側の開口よりなる噴 射口42cから燃焼室10へ噴射される。噴射され� ��予混合気流P1はその下流部に、燃焼室10の軸 心Oに沿って燃焼筒12の頂部12aに向かう逆流領 域Rを形成する。なお、予混合気の旋回流を� �生させるために、本実施形態のスワーラ50に 代えて、バーナの出口部分にバッフル板を設 ける等してもよい。

 バーナ内筒48の上流端部から、パイロッ� �バーナ44の第2予混合気通路44aが径方向外側� �円板状に延びている。この第2予混合通路44a� ��上流部は、パイロットバーナ44に支持され� �環状の第1通路板53と、この第1通路板53にス� �ーサ54を介して軸方向に対向するようにボル ト55で取り付けられた円板状の第2通路板56と� ��間に形成されている。第2予混合気通路44a上 流端が第2導入口44bとなっており、この第2導� ��口44bの径方向外側に、燃料F2を供給するた� �の第2燃料供給通路57が、エンドカバー18を貫 通して配置されている。この第2燃料供給通� �57も、第1燃料供給通路52の場合と同様に、下 流側部分が複数の第2燃料パイプ59により形成 され、各第2燃料パイプ59の先端部に、第2燃� �噴射孔57aが設けられて、前記第2導入口44bに� ��向している。

 なお、第1予混合気通路42a,第1導入口42b,お よび噴射口42cを含むメインバーナ42に燃料を� ��給する第1燃料供給通路52と、第2予混合気通 路44a,第2導入口44b,およびパイロットノズル44c を含むパイロットバーナ44に燃料を供給する� ��2燃料供給通路57とは、互いに独立した燃料� ��給系統として設けられており、燃料流量を� ��れぞれ個別に制御することにより混合気の� ��料濃度(空燃比)を独立に調節することが可� �となっている。

 パイロットバーナ44の第2予混合気通路44a� ��は、2つの予混合体58が軸心Oに垂直に設けら れている。各予混合体58は、図4に示すように 、平坦な金属板に複数の貫通孔58aを開けた板 材を用いている。2つの予混合体58は、図3の� �ーナユニット14の第2通路板56にナットで固定 された軸心O上の支持棒59に、軸心方向に互い に離間して取り付けられている。第2予混合� �通路44aを流れる燃料と空気の混合気は、こ� �ら予混合体58の孔を通過する際に乱流を発生 し、より均一に混合される。なお、本実施形 態では2枚の予混合体58を用いたが、予混合体 58の数を1枚もしくは3枚以上としてもよく、� �るいは予混合体58を省略してもよい。

 パイロットバーナ44の予混合気噴射部と� �るバーナ内筒48の最下流部には、下流部に向 かって拡径となる内周壁を有するパイロット ノズル44cが形成されている。パイロットノズ ル44cの上流側端に、多数の貫通孔が形成され た多孔体60が、第2予混合気通路44aの断面全体 を覆うように軸心Oに垂直に固定されている� �本実施形態においては、多孔体60として、予 混合体58と同様の板材を用いている。パイロ� ��トバーナ44の第2予混合気通路44aからの予混� ��気は、この多孔体60によって一様な流れに� �れたのち、パイロットノズル44c内に噴射さ� �、さらにパイロットノズル44cのテーパ面に� �って案内されて、燃焼室10内に、逆流領域R� �対向する方向に噴射される。このようにし� �、パイロットバーナ44からの予混合気流P2は� ��旋回成分を含まずに、逆流領域Rに対向する 向きにのみ噴射される。なお、パイロットノ ズル44cの内周面はテーパ面ではなく円筒面と してもよい。また、パイロットノズル44cを設 けずに、多孔体60から直接燃焼室10に予混合� �P2を噴射する構造としてもよい。

 多孔体60としては、逆流領域Rに対向する� ��うに軸心O方向にほぼ平行に予混合気を通す 多数の孔を有する部材であればどのようなも のを使用してもよい。例えば、パンチングメ タル、ドリル、放電加工、レーザ、もしくは ウォータージェットによって孔が開けられた 板材、金属粉、金属繊維、金属網等を焼結し た多孔質焼結金属、ポーラス金属、平織りや 立体織りのメタルニット、または多孔質セラ ミックス等を使用することができる。形状も 平面状に限らず、曲面状の板であってもよい 。また、多孔体60の材質としては、耐熱性の� ��る材料、たとえば、鋼、鋳鉄、耐熱金属(ハ ステロイ、HA188、フェクラロイ等)、あるいは セラミックスを用いることができる。

 予混合体58としては、予混合を促進する� �めに多数の孔を有する部材であれば、どの� �うなものを使用してもよい。例えば、パン� �ングメタル、放電加工、レーザ、もしくは� �ォータージェットによって孔が開けられた� �材、金属粉、金属繊維、金属網等を焼結し� �多孔質焼結金属、ポーラス金属、平織りや� �体織りのメタルニット、または多孔質セラ� �ックス等を使用することができる。形状も� �面状に限らず、曲面状の板であってもよい� �また、多孔体60の材質としては、耐熱性のあ る材料、たとえば、鋼、鋳鉄、耐熱金属(ハ� �テロイ、HA188、フェクラロイ等)、あるいは� �ラミックスを用いることができる。

 さらに、上記のように構成したパイロッ� ��バーナ44では、多孔体60の孔の径および数を 変化させることにより、予混合気P2が噴射さ� ��る際の初期速度を調節することができる。� ��方で、火炎の伝播速度は予混合気の燃料濃� ��を調整することにより調節することが可能� ��ある。したがって、パイロットバーナ44か� �噴射される予混合気P2の初期速度を、火炎の 伝播速度よりも大きくなるように設定するこ とにより、予混合気P2の流速が火炎の伝播速� ��と同じ速度まで低下した位置で形成される� ��炎領域Bを、パイロットバーナ44から軸心O方 向に離れた位置に形成させることが可能であ る。

 また、本実施形態においては、多孔体60� �孔径および孔の数を調整して、予混合気P2の 初期速度を火炎の伝播速度よりも大きい値に 設定することにより、保炎領域Bの火炎がバ� �ナユニット14の内部まで侵入する逆火現象を 防止している。すなわち、この場合、多孔体 60が燃焼装置2の逆火防止構造として機能して いる。また、多孔体60の孔径を、使用する条� ��に合った、火炎の伝播が可能な最小直径で� ��る限界直径(例えばメタンを主成分とする燃 料の場合は3mm)以下になるようにすることに� �っても、火炎の内部侵入を防ぐことができ� �ので、多孔体60を逆火防止構造として機能さ せることが可能である。

 次に、本実施形態に係る燃焼装置2の動作 について説明する。図3に示すように、第1燃� ��供給通路52から供給される燃料F1は、燃焼筒 12の外側の空気通路30および空気導入孔32を経 て空気導入空間34に導入された圧縮空気Aとと もに、メインバーナ42の第1導入口42bから第1� �混合気通路42aに導入され、スワーラ50を経る ことによって旋回しながら、希薄な予混合気 が生成され、メインバーナ42の噴射部42cから� ��予混合気流P1となって燃焼室10内に噴射され る。予混合気流P1は燃焼装置2の軸心Oを中心� �する旋回流であるため、自身の遠心力によ� �て一端外周側に広がった後、圧力が低くな� �た軸心O側に向かって還流し、軸心Oに沿って 頂部12aに向かう。これにより、逆流領域Rが� �心Oに沿って形成される。

 一方、第2燃料供給通路57から供給される� ��料F2は、メインバーナ42の場合と同様に、圧 縮空気Aとともに、パイロットバーナ44の第2� �入口44bから第2予混合気通路44aに導入される� ��この燃料F2と空気Aは、パイロットバーナ44� �で旋回が付与されることなく、2枚の予混合� ��58の孔を通過する際に混合され、均一な予� �合気となり、多孔体60の孔を通って一様な流 れにされたのち、パイロットノズル44cから、 そのテーパ状の内周面に案内されて燃焼室10� ��に噴射される。このとき、パイロットバー� ��44の第2予混合気通路44aが、メインバーナ42� �環状の第1予混合気通路42aの内周側に配置さ� ��ているため、多孔体60を介して軸心Oに沿っ� ��噴射される予混合気P2は、逆流領域Rに対向� ��るガス流となる。さらに、パイロットバー� ��44からの予混合気流P2が旋回成分を含まない ため、保炎性を高めるために予混合気流P2の� ��速を大きくしても逆流しないので、バーナ� ��ニット14の主としてパイロットバーナ44に燃 焼ガスが吹き付けられることがなく、バーナ ユニット14の焼損を防ぐことができる。また� ��予混合気流P2の流速を低下させることなく� �炎性を維持・向上することが可能であるこ� �から、予混合気の燃料濃度をより希薄にし� �も必要な保炎性を確保することができ、断� �火炎温度を下げることができるので、結果� �して排出されるNOxの低減も可能となる。

 この場合、パイロットバーナ44から噴射� �れる予混合気流P2の初期速度を、火炎の伝播 速度よりも大きくなるように設定することが より効果的である。すなわち、多孔体60の孔� ��径および数の調整によって予混合気流P2の� �期速度を制御し、他方、予混合気の燃料濃� �の調整によって火炎の伝播速度を制御する� �とにより、パイロットノズル44cから燃焼室10 に流入する際の予混合気流P2の流速が、火炎� ��伝播速度より十分大きくなるように設定で� ��る。このような初期速度を持つ、燃焼室10� �に流入した予混合気流P2は、パイロットノズ ル44c内で下流に向かって通路面積が徐々に大 きくなり、さらに燃焼室10に入って通路面積� ��急激に大きくなることから流速が低下し、� ��らにメインバーナ42からの逆流である予混� �気流P1とぶつかり合うことにより、火炎の伝 播速度まで流速が低下する。火炎が安定して 保持される保炎領域Bは、予混合気P2の流速が 火炎の伝播速度と同じ速さまで低下した位置 に形成されるため、バーナユニット14から軸� ��O方向に離れた位置にこの保炎領域Bが形成� �れ、バーナユニット14の各部材が火炎の熱に よって焼損することが回避される。

 さらに、本実施形態においては、メイン� ��ーナ42からの逆流した予混合気にパイロッ� �バーナ44からの予混合気が吹き込まれること により、パイロットバーナ44からの予混合気� ��流速が火炎伝播温度まで低下するので、一� ��保炎性が向上する。その結果、予混合気の� ��料濃度を希薄にして、燃焼によるNOx発生量� ��低減することが可能となる。本実施形態に� ��る燃焼装置2と、図6に示した従来のバーナ� �造を有する燃焼装置とで、燃焼によって排� �されるガス中のNOx濃度を比較する実験を行� �たところ、本実施形態の燃焼装置2では、従� ��の約半分のNOx濃度であった。

 なお、上記の実施形態においては、パイ� ��ットバーナ44として、多孔体60を介して予混 合気P2を噴射する方式のものを用いたが、図5 に示す分散噴射型のパイロットバーナ44Bを用 いてもよい。このパイロットバーナ44Bは、複 数の第2燃料供給通路57Bから燃料F2を、パイロ ットノズル44Bcの上流端近傍に配置した複数� �混合孔70にそれぞれ直接導入し、空気導入口 72および整流用の孔開きプレート74を経てこ� �混合孔70に導入された圧縮空気Aとの混合気M� ��燃焼室10に噴射する。図4のパイロットバー� ��44Bを用いても、逆流領域Rに対向する方向に のみ混合気を噴射することにより、バーナユ ニット14から離れた位置に保炎領域Bを形成さ せて、バーナユニット14の焼損を防止すると� ��もに、予混合気をより希薄な状態としてNOx� ��出レベルを低下させる効果を得ることがで� ��る。

 また、上記実施形態においては、燃焼装� ��2をガスタービンエンジンGTに適用した例を� ��明したが、本発明に係る燃焼装置は、ガス� ��ービンエンジンに限らず、ボイラなど高温� ��スの供給を必要とする他の機器に適用する� ��とが可能である。

 以上のとおり、図面を参照しながら好適な� ��施例を説明したが、当業者であれば、本件� ��細書を見て、自明な範囲内で種々の変更お� ��び修正を容易に想定するであろう。
 したがって、そのような変更および修正は� ��請求の範囲から定まる発明の範囲内のもの� ��解釈される。