JP2017180324A - 燃焼器、及びガスタービン - Google Patents
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Abstract
【解決手段】軸線に沿って延びる軸体24、及び、軸体24の外周面から軸線の径方向に張り出して、軸線方向の下流側に流れる流体を軸線回りに旋回させる旋回羽根26を有するノズル本体16と、ノズル本体16に形成された第一燃料噴射孔38aに燃料を供給する第一燃料流路41と、ノズル本体16における第一燃料噴射孔38aよりも径方向外側に形成された第二燃料噴射孔38bに燃料を供給する第二燃料流路42と、第一燃料流路41に設けられて第一燃料流路41を流れる燃料の流量を調整する第一調整弁43と、旋回羽根26よりも下流側の温度を検出する温度センサ33と、温度センサ33が検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一燃料流路41を流れる燃料の流量が減少するように第一調整弁43を制御する制御装置5と、を備える燃焼器を提供する。
【選択図】図4
Description
ガスタービンの効率向上のためにはタービン入口温度の上昇が必要であるが、温度上昇に伴いNOxが指数関数的に増加するという課題がある。NOxの増加に対する対策として、例えば、以下の特許文献1に開示されている燃焼器は、旋回流によって均一混合気を形成して局所的な高温領域の形成を抑制するバーナを備えている。
この燃焼器のバーナは、バーナ軸線に沿って延びる軸体であるノズルと、このノズルの外周を囲み、圧縮空気と燃料とを下流側に噴出するバーナ筒と、バーナ筒内の流体をバーナ軸線周りに旋回させる旋回羽根と、を備えている。
このような構成によれば、渦芯フラッシュバックの発生時において、ノズル本体の熱損傷を防ぐことができる。
本発明の第一の実施形態のガスタービン1について図面を参照して詳細に説明する。
図1に示すように、本実施形態のガスタービン1は、空気Aを圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機2と、燃料Fを圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する複数の燃焼器3と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービン4と、を備えている。
圧縮機ロータ6の回転軸線とタービンロータ8の回転軸線とは、同一直線上に位置している。圧縮機ロータ6とタービンロータ8とは、互いに連結されてガスタービンロータ10を成している。圧縮機ケーシング7とタービンケーシング9とは、互いに連結されてガスタービンケーシング11を成している。
パイロットバーナ筒18は、パイロットノズル19の外周に位置する本体部21と、本体部21の下流側に接続され下流側向かって次第に拡径されているコーン部22と、を有している。パイロットバーナ筒18内には、その上流側から圧縮機2で圧縮された圧縮空気Aが流入する。パイロットバーナ筒18は、その下流端から、圧縮空気Aと共に、パイロットノズル19から噴射された燃料を噴出する。この燃料は、燃焼筒13内で拡散燃焼する。
なお、メインバーナ16のバーナ軸線Abは、燃焼器軸線Acと平行であるため、燃焼器軸線Acに関する軸線方向と、バーナ軸線Abに関する軸線方向とは同じ方向である。また、燃焼器軸線Acに関する軸線方向の上流側は、バーナ軸線Abに関する軸線方向の上流側であり、燃焼器軸線Acに関する軸線方向の下流側は、バーナ軸線Abに関する軸線方向の下流側である。
メインノズル24の先端近傍には油燃料を噴射するための油燃料噴射孔23が形成されている。
複数の旋回羽根26は、メインバーナ筒25における本体部27の内周面に接続されている。複数の旋回羽根26には、ガス燃料を噴射するための複数のガス燃料噴射孔38(図4参照)が形成されている。メインノズル24内には、油燃料又はガス燃料が供給され、メインノズル24から旋回羽根26にガス燃料が供給される。
油焚き運転の際は、油燃料噴射孔23を介して圧縮空気Aに油燃料が供給される。
温度センサ33としては、例えば、熱電対を使用することができる。温度センサ33としては、熱電対に限ることはなく、他の温度測定手段を採用可能である。
第二ガス燃料噴射孔38bの数は、第一ガス燃料噴射孔38aの数よりも多いことが好ましい。全ての第二ガス燃料噴射孔38bが、第一ガス燃料噴射孔38aよりも径方向外側に配置されている必要はない。
第一ガス燃料流路41には、第一ガス燃料流路41を流れるガス燃料Fの流量を調整する第一調整弁43が設けられている。第二ガス燃料流路42には、第二ガス燃料流路42を流れるガス燃料Fの流量を調整する第二調整弁44が設けられている。第一調整弁43及び第二調整弁44は、制御装置5によって制御することができる。
制御装置5は、温度センサ33によって測定されたメインノズル24の先端の温度に基づいて、第一調整弁43及び第二調整弁44を用いて、ガス燃料Fの流量を調整する。
圧縮機2は、外気を吸い込んでこれを圧縮する。圧縮機2で圧縮された空気は、燃焼器3のメインバーナ16及びパイロットバーナ15内に導かれる。メインバーナ16及びパイロットバーナ15には、燃料供給源から燃料が供給される。メインバーナ16は、燃料と空気と予混合した予混合気体PMを、燃焼筒13の燃焼部31内に噴出する。この予混合気体PMは、燃焼部31内で予混合燃焼する。また、パイロットバーナ15は、燃焼筒13の燃焼部31内に、燃料と空気とをそれぞれ噴出する。この燃料は、燃焼部31内で拡散燃焼または予混合燃焼する。前記の燃焼形態は、パイロットバーナ15の燃料噴出部位を選択することによって、任意に変更することができる。燃焼筒13の燃焼部31内での燃料の燃焼で発生した高温高圧の燃焼ガスは、燃焼筒13の燃焼ガス案内部32によりタービン4の燃焼ガス流路内に導かれ、タービンロータ8を回転させる。
旋回羽根26から噴射されたガス燃料Fと、旋回しつつ下流側に流れる空気Aとは、メインバーナ筒25内で予混合された後、予混合気体PMとしてメインバーナ筒25の下流端から燃焼筒13内に噴出される。
本実施形態の燃焼器3の制御方法は、メインノズル24の先端の温度が定常値よりも50℃上昇したか否かを判定する温度上昇判定工程S1と、メインノズル24の先端の温度が定常値よりも50℃上昇した場合に、第一ガス燃料流路41を流れるガス燃料Fを遮断するガス燃料遮断工程S2と、を有している。
メインノズル24の先端の温度が定常値よりも50℃よりも低い場合は、第一調整弁43及び第二調整弁44を調整することなく運転を継続する。
なお、定常値とは、ガスタービン1の通常運転時における温度の値であり、ガスタービン1の使用に応じて適宜設定される。
また、温度上昇判定工程S1に用いる50℃という判断基準は適宜変更することができる。即ち、温度上昇判定工程S1においては、温度センサ33によって測定されるメインノズル24の先端の温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇したか否かを判定する。
なお、ガス燃料遮断工程S2においては、第一ガス燃料流路41を流れるガス燃料Fを遮断することなく、ガス燃料Fの流量を減少させてもよい。また、必ずしも第一ガス燃料流路41を流れるガス燃料Fを遮断した後、第二ガス燃料流路42を流れるガス燃料Fを増やす必要はない。
制御装置5は、第一ガス燃料流路41を流れるガス燃料Fを遮断した後、メインノズル24の先端の温度が定常値まで回復したら、第一の調整弁を操作して、第一ガス燃料流路41を介してガス燃料Fを流す。
また、温度センサ33の設置場所は、旋回羽根26の下流側の温度を測定することができれば、メインノズル24の先端部に限ることはない。また、複数の温度センサ33を配置してもよい。
以下、本発明の第二の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。なお、本実施形態では、上述した第一の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。本実施形態の燃焼器は、ガス燃料のみを用いるガス専焼方式のものである。
以下、本発明の第三の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。なお、本実施形態では、上述した第二の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。本実施形態の燃焼器は、ガス燃料のみを用いるガス専焼方式のものである。
ガス燃料噴射孔38は、先端ガス燃料噴射孔38Cよりも径方向外側に配置されている。
以下、本発明の第四の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。なお、本実施形態では、上述した第一の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。
図10に示すように、本実施形態のガスタービン1のタービン4の最終段付近には、タービン4の最終段直後の排気ガス温度(以下、「ブレードパス温度」という。)を計測するためのBPTセンサ45が設けられている。一方、本実施形態のメインノズル24の先端には、温度センサは設けられていない。
温度上昇判定工程S1において、本実施形態の制御装置5は、測定時のブレードパス温度と、この測定時の60秒前のブレードパス温度とを10秒おきに比較したとき、2回連続で±2℃以上の温度差があるか否かを判定する。
制御装置5は、上記温度差が生じた場合に燃焼器3において異常燃焼が発生したと判断し、ガス燃料遮断工程S2を実行する。
また、タービン4の排気ガス温度を検知するBPTセンサ45を備える既存のガスタービン1において、メインノズル24の先端に温度センサを設けることなく、燃焼器3の熱損傷を防ぐことができる。
なお、本実施形態のメインバーナ16の構成は、第一の実施形態のメインバーナ16の構成に限ることはなく、第二の実施形態及び第三の実施形態のメインバーナ16の構成も採用することができる。
2 圧縮機
3 燃焼器
4 タービン
5 制御装置
13 燃焼筒
14 燃料噴出器
15 パイロットバーナ
16,16B,16C メインバーナ(ノズル本体)
19 パイロットノズル
20 旋回羽根
23 油燃料噴射孔
24,24B,24C メインノズル(軸体)
26 旋回羽根
33 温度センサ
38 ガス燃料噴射孔
38a 第一ガス燃料噴射孔(第一燃料噴射孔)
38b 第二ガス燃料噴射孔(第二燃料噴射孔)
40 油燃料流路
41,41B,41C 第一ガス燃料流路(第一燃料流路)
42,42B,42C 第二ガス燃料流路(第二燃料流路)
43 第一調整弁
44 第二調整弁
45 BPTセンサ
Ab バーナ軸線
Ac 燃焼器軸線
Da 軸線方向
S1 温度上昇判定工程
S2 ガス燃料遮断工程
Claims (5)
- 軸線に沿って延びる軸体、及び、前記軸体の外周面から前記軸線の径方向に張り出して、前記軸線方向の下流側に流れる流体を前記軸線回りに旋回させる旋回羽根を有するノズル本体と、
前記ノズル本体に形成された第一燃料噴射孔に燃料を供給する第一燃料流路と、
前記ノズル本体における前記第一燃料噴射孔よりも径方向外側に形成された第二燃料噴射孔に燃料を供給する第二燃料流路と、
前記第一燃料流路に設けられて前記第一燃料流路を流れる燃料の流量を調整する第一調整弁と、
前記旋回羽根よりも下流側の温度を検出する温度センサと、
前記温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する制御装置と、を備える燃焼器。 - 前記温度センサは、前記軸体の先端部に配置されている請求項1に記載の燃焼器。
- 前記制御装置は、前記温度センサによって検出された温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇した場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する請求項2に記載の燃焼器。
- 請求項1から請求項3のいずれか一項に記載の燃焼器と、
空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えているガスタービン。 - 請求項1に記載の燃焼器と、
空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備え、
前記温度センサは、前記タービンの排気ガス温度を検知するガスタービン。
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