JP2018087516A - gas turbine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービンに関する。 The present invention relates to a gas turbine.
一般的に、ガスタービンは、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気中で燃焼させることで高温及び高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。 In general, a gas turbine is a compressor that generates compressed air by compressing outside air, a combustor that generates high-temperature and high-pressure combustion gas by burning fuel in the compressed air, and rotationally driven by the combustion gas. Turbine.
このようなガスタービンでは、圧縮機で圧縮された圧縮空気を、冷却空気として、タービン静翼に供給している。タービン静翼に供給された圧縮空気は、タービン静翼を冷却した後に、燃焼器において予混合燃焼を行うための燃焼空気として再利用されている(例えば、特許文献1参照)。 In such a gas turbine, compressed air compressed by a compressor is supplied as cooling air to a turbine stationary blade. The compressed air supplied to the turbine vane is reused as combustion air for premixed combustion in the combustor after cooling the turbine vane (see, for example, Patent Document 1).
ところで、このようなガスタービンでは、圧縮機により圧縮された圧縮空気は、回転軸の周りに形成された車室を介し、燃焼器に供給されている。また、圧縮機の出口側には、一般に、圧縮空気の動圧を静圧に変換するためのディフューザ(圧縮機ディフューザ)が設けられている。このディフューザは、車室側に向かって流路断面積が徐々に拡大するように形成され、車室に流れ込む圧縮空気の動圧を静圧に変換している。 By the way, in such a gas turbine, the compressed air compressed by the compressor is supplied to the combustor via a casing formed around the rotating shaft. Further, a diffuser (compressor diffuser) for converting the dynamic pressure of compressed air into a static pressure is generally provided on the outlet side of the compressor. This diffuser is formed so that the flow path cross-sectional area gradually increases toward the passenger compartment side, and converts the dynamic pressure of the compressed air flowing into the passenger compartment into a static pressure.
ガスタービンにあっては、圧縮機で生成された圧縮空気がディフューザから回転軸に沿ってタービン側に向けて車室に流れ込む。車室に流れ込んだ圧縮空気は、車室内で圧縮機側に向けて反転し、回転軸の周りに複数配置された燃焼筒を冷却しながら燃焼器の入口に向かう。その後、圧縮空気は、燃焼器の入口で反転して燃焼筒内に供給される。 In the gas turbine, the compressed air generated by the compressor flows into the vehicle compartment from the diffuser along the rotation axis toward the turbine side. The compressed air that has flowed into the passenger compartment is reversed toward the compressor in the passenger compartment and travels toward the inlet of the combustor while cooling a plurality of combustion cylinders arranged around the rotation axis. Thereafter, the compressed air is reversed at the inlet of the combustor and supplied into the combustion cylinder.
しかしながら、燃焼筒を冷却して温度の上昇した圧縮空気が、予混合燃焼を行うメインバーナに燃焼用空気として供給されると、排出ガス中の窒素酸化物(NOx)の増加を招いてしまう。 However, when compressed air whose temperature has risen by cooling the combustion cylinder is supplied as combustion air to a main burner that performs premix combustion, an increase in nitrogen oxides (NOx) in the exhaust gas is caused.
本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、NOx生成を抑制することが可能なガスタービンを提供することを目的とする。 This invention is made | formed in view of the said situation, and aims at providing the gas turbine which can suppress NOx production | generation.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用する。
本発明の第一態様に係るガスタービンは、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、互いに独立して設けられて、それぞれ前記圧縮空気が流通する第一系統及び第二系統と、前記第一系統を流通した前記圧縮空気が供給されるパイロットバーナ、及び、該パイロットバーナの周囲に複数が設けられて前記第二系統を流通した前記圧縮空気が供給されるメインバーナを有し、前記パイロットバーナ及び前記メインバーナで燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼ガスによって駆動されるタービンと、前記パイロットバーナに供給される前記圧縮空気の温度が前記メインバーナに供給される前記圧縮空気の温度よりも高くなるように、前記第一系統及び前記第二系統の少なくとも一方を流通する前記圧縮空気の温度を変化させる温度変換部と、を備える。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
The gas turbine according to the first aspect of the present invention includes a compressor that compresses air to generate compressed air, a first system and a second system that are provided independently of each other, and through which the compressed air flows, respectively. A pilot burner to which the compressed air that has circulated through the first system is supplied, and a main burner to which the compressed air that has been circulated through the second system by providing a plurality around the pilot burner is provided; The combustor that generates combustion gas in the pilot burner and the main burner, the turbine driven by the combustion gas, and the compressed air in which the temperature of the compressed air supplied to the pilot burner is supplied to the main burner A temperature conversion unit that changes the temperature of the compressed air flowing through at least one of the first system and the second system so as to be higher than the temperature of Equipped with a.
このような構成によれば、第一系統からパイロットバーナに供給される圧縮空気の温度が、温度変換部によって第二系統からメインバーナに供給される圧縮空気の温度よりも高くなる。パイロットバーナで使用される圧縮空気の温度が高いことで、着火し易くなり、使用する燃料を低減しても火炎を安定させることができる。その結果、パイロットバーナでのNOxの量が低減される。また、第一系統と第二系統とが独立しており、パイロットバーナとメインバーナとにはそれぞれ別々の圧縮空気が供給される。そのため、パイロットバーナに供給される圧縮空気と共に温度の高い圧縮空気がメインバーナに供給されることを防ぐことができる。その結果、メインバーナで使用される圧縮空気の温度が高くなりすぎてしまうことが抑えられる。これにより、高温の圧縮空気がメインバーナに供給されることを抑制し、メインバーナで生じるNOxの量の増加が抑えられる。 According to such a configuration, the temperature of the compressed air supplied from the first system to the pilot burner becomes higher than the temperature of the compressed air supplied from the second system to the main burner by the temperature converter. The high temperature of the compressed air used in the pilot burner facilitates ignition, and the flame can be stabilized even if the fuel used is reduced. As a result, the amount of NOx in the pilot burner is reduced. The first system and the second system are independent, and separate compressed air is supplied to the pilot burner and the main burner. Therefore, it is possible to prevent high-temperature compressed air from being supplied to the main burner together with the compressed air supplied to the pilot burner. As a result, the temperature of the compressed air used in the main burner can be prevented from becoming too high. Thereby, it is suppressed that hot compressed air is supplied to the main burner, and an increase in the amount of NOx generated in the main burner is suppressed.
また、本発明の第二態様に係るガスタービンでは、第一態様において、前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却される部材であってもよい。 In the gas turbine according to the second aspect of the present invention, in the first aspect, the temperature conversion unit may be a member cooled by the compressed air flowing through the first system.
このような構成とすることで、他の部材を冷却した熱を利用してパイロットバーナに供給される圧縮空気の温度を上昇させることができる。 By setting it as such a structure, the temperature of the compressed air supplied to a pilot burner can be raised using the heat which cooled the other member.
また、本発明の第三態様に係るガスタービンでは、第二態様において、前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却される前記燃焼器の燃焼筒であってもよい。 In the gas turbine according to the third aspect of the present invention, in the second aspect, the temperature converter may be a combustion cylinder of the combustor cooled by the compressed air flowing through the first system. .
また、本発明の第四態様に係るガスタービンでは、第二態様又は第三態様において、前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却されるタービン静翼であってもよい。 In the gas turbine according to the fourth aspect of the present invention, in the second aspect or the third aspect, the temperature conversion unit may be a turbine stationary blade cooled by the compressed air flowing through the first system. Good.
また、本発明の第五態様に係るガスタービンでは、第一態様から第四態様のいずれか一つにおいて、前記パイロットバーナに供給される前記圧縮空気の温度を測定する温度測定部と、前記温度測定部で測定した測定温度に応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整するパイロット流量調整部とを備えてもよい。 Further, in the gas turbine according to the fifth aspect of the present invention, in any one of the first aspect to the fourth aspect, a temperature measuring unit that measures the temperature of the compressed air supplied to the pilot burner, and the temperature A pilot flow rate adjusting unit that adjusts the amount of fuel supplied to the pilot burner according to the measured temperature measured by the measuring unit may be provided.
このような構成とすることで、パイロットバーナに供給される圧縮空気の温度に応じて、パイロットバーナへの燃料の供給量が調整される。その結果、パイロットバーナの火炎温度を、圧縮空気の温度に応じて調整することができる。したがって、パイロットバーナにおいて、供給される圧縮空気の温度の変化に合わせて、火炎温度を一定の温度範囲で安定させることができる。これにより、パイロットバーナに供給される燃料の供給量を低減させても、パイロットバーナからの火炎を安定させることができる。また、少ない燃料の供給量で火炎を安定させることができるため、パイロットバーナで生じるNOxの量を低減することができる。 With such a configuration, the amount of fuel supplied to the pilot burner is adjusted according to the temperature of the compressed air supplied to the pilot burner. As a result, the flame temperature of the pilot burner can be adjusted according to the temperature of the compressed air. Therefore, in the pilot burner, the flame temperature can be stabilized within a certain temperature range in accordance with the change in the temperature of the supplied compressed air. Thereby, even if the supply amount of the fuel supplied to the pilot burner is reduced, the flame from the pilot burner can be stabilized. In addition, since the flame can be stabilized with a small fuel supply amount, the amount of NOx generated in the pilot burner can be reduced.
また、本発明の第六態様に係るガスタービンでは、第一態様から第五態様のいずれか一つにおいて、前記メインバーナの火炎温度に影響を与えるパラメータを測定するパラメータ測定部を備え、前記パイロット流量調整部は、前記温度測定部で測定した前記測定温度及び前記パラメータ測定部で測定した前記パラメータに応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整してもよい。 Further, in the gas turbine according to the sixth aspect of the present invention, in any one of the first aspect to the fifth aspect, the pilot turbine includes a parameter measuring unit that measures a parameter that affects a flame temperature of the main burner, and the pilot The flow rate adjusting unit may adjust the amount of fuel supplied to the pilot burner according to the measured temperature measured by the temperature measuring unit and the parameter measured by the parameter measuring unit.
このような構成とすることで、パイロットバーナに供給される圧縮空気の温度だけでなく、メインバーナの火炎温度に応じて、パイロットバーナへの燃料の供給量が調整される。その結果、パイロットバーナの火炎温度が、メインバーナの火炎の状態に応じて調整される。したがって、パイロットバーナに供給される圧縮空気の温度の変化及びメインバーナの火炎の状態の変化に合わせて、パイロットバーナの火炎温度を一定の範囲で安定させることができる。その結果、パイロットバーナに供給される燃料の供給量を低減させても、パイロットバーナからの火炎を安定させることができる。また、少ない燃料の供給量で火炎を安定させることができるため、パイロットバーナで生じるNOxの量をより低減することができる。 With such a configuration, the amount of fuel supplied to the pilot burner is adjusted not only according to the temperature of the compressed air supplied to the pilot burner but also according to the flame temperature of the main burner. As a result, the flame temperature of the pilot burner is adjusted according to the flame state of the main burner. Therefore, the flame temperature of the pilot burner can be stabilized within a certain range in accordance with the change in the temperature of the compressed air supplied to the pilot burner and the change in the flame state of the main burner. As a result, the flame from the pilot burner can be stabilized even if the amount of fuel supplied to the pilot burner is reduced. In addition, since the flame can be stabilized with a small amount of fuel supplied, the amount of NOx generated in the pilot burner can be further reduced.
また、本発明の第七態様に係るガスタービンでは、第一態様から第六態様のいずれか一つにおいて、前記燃焼器において回転軸の周りに複数配置された燃焼筒と前記圧縮機と繋ぐ圧縮機ディフューザを有し、前記圧縮機ディフューザは、一端が前記圧縮機の出口に接続され、他端が1つの前記燃焼器の燃焼筒の給気口に接続され、前記一端が前記回転軸を中心とする二重円弧部を含む開口形状に形成され、前記他端が1つの前記燃焼筒の筒型に合わせた開口形状に形成されて、前記一端から前記他端に連続して前記回転軸の延在方向に沿って延びており、前記第二系統は、前記圧縮機ディフューザから前記メインバーナに前記圧縮空気を供給させてもよい。 Further, in the gas turbine according to the seventh aspect of the present invention, in any one of the first aspect to the sixth aspect, a compression connected to the compressor and a plurality of combustion cylinders arranged around a rotation axis in the combustor. The compressor diffuser has one end connected to the outlet of the compressor, the other end connected to the air supply port of one combustion cylinder of the combustor, and the one end centered on the rotating shaft The other end is formed in an opening shape that matches the cylindrical shape of one of the combustion cylinders, and the rotation shaft continuously extends from the one end to the other end. The second system may extend in the extending direction, and the second system may supply the compressed air from the compressor diffuser to the main burner.
このような構成とすることで、圧縮機の出口から圧縮空気を燃焼器車室に直接流す構成と比較して、圧縮空気の反転を生じさせず、かつ急拡大が抑制される。その結果、圧縮機から燃焼筒に供給される圧縮空気の圧力損失を低減することができる。 By adopting such a configuration, compared with a configuration in which the compressed air is directly flowed from the outlet of the compressor to the combustor casing, the reversal of the compressed air is not caused and the rapid expansion is suppressed. As a result, the pressure loss of the compressed air supplied from the compressor to the combustion cylinder can be reduced.
本発明によれば、NOx生成を抑制することが可能となる。 According to the present invention, NOx generation can be suppressed.
《第一実施形態》
本発明の第一実施形態のガスタービン10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10は、圧縮機1と、複数の燃焼器2と、タービン3と、を備えている。また、ガスタービン10は、図2に示すように、圧縮空気が流通する第一系統100及び第二系統200と、第一系統100及び第二系統200の少なくとも一方を流通する圧縮空気の温度を変化させる温度変換部300と、を備えている。このガスタービン10は、図1に示すように、圧縮機1、燃焼器2、及びタービン3の中心部に、回転軸であるタービン軸(回転軸)4が貫通するように配置されている。圧縮機1、燃焼器2、及びタービン3は、タービン軸4の軸線Cに沿い、空気の流れの上流側から下流側に向かって順に並設されている。
<< first embodiment >>
A
なお、以下の説明において、タービン軸方向Daとは軸線Cに平行であってタービン軸4の延びている方向である。タービン周方向Dcとは軸線Cを中心としたタービン軸4の回転する方向である。タービン径方向Drとは軸線Cを中心として延びる放射方向であって、軸線Cに直交する方向をいう。 In the following description, the turbine axial direction Da is a direction parallel to the axis C and extending in the turbine shaft 4. The turbine circumferential direction Dc is a direction in which the turbine shaft 4 rotates about the axis C. The turbine radial direction Dr is a radial direction extending about the axis C and is a direction orthogonal to the axis C.
圧縮機1は、空気を圧縮して圧縮空気を生成している。圧縮機1は、空気を取り込む空気取入口11を有した円筒形状の圧縮機ケーシング12内に圧縮機静翼13及び圧縮機動翼14が設けられている。圧縮機静翼13は、圧縮機ケーシング12に取り付けられてタービン周方向Dcに複数並設されている。また、圧縮機動翼14は、タービン軸4に取り付けられてタービン周方向Dcに複数並設されている。これら圧縮機静翼13と圧縮機動翼14とは、タービン軸方向Daに交互に並んで設けられている。
The compressor 1 compresses air and generates compressed air. In the compressor 1, a compressor
タービン3は、燃焼器2で生成された燃焼ガスにより生じる回転動力によって駆動される。タービン3は、円筒形状のタービンケーシング31内にタービン静翼32及びタービン動翼33が設けられている。タービン静翼32は、タービンケーシング31に取り付けられてタービン周方向Dcに複数並設されている。また、タービン動翼33は、タービン軸4に取り付けられてタービン周方向Dcに複数並設されている。これらタービン静翼32とタービン動翼33とは、タービン軸方向Daに交互に並んで設けられている。また、タービンケーシング31の後側には、タービン軸4を回転駆動した後の排気ガスを外部に排出する排気室34が設けられている。
The
タービン軸4は、複数の軸受部によって軸線Cを中心として回転自在に支持されている。本実施形態のタービン軸4は、圧縮機1側の端部が軸受部41により支持され、排気室34側の端部が軸受部42により支持されている。タービン軸4は、図には明示しないが、圧縮機1側の端部が発電機の駆動軸が連結されている。
The turbine shaft 4 is rotatably supported around the axis C by a plurality of bearing portions. In the turbine shaft 4 of the present embodiment, the end portion on the compressor 1 side is supported by a bearing
燃焼器2は、圧縮機1で圧縮された圧縮空気と燃料とによって、高温及び高圧の燃焼ガスを生成している。燃焼器2は、図2及び図3に示すように、燃焼筒21と、燃料噴出器22と、パイロット供給管28と、を有する。
The
燃焼筒21は、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させている。燃焼筒21は、内部に空間として燃焼器車室Rを形成する円筒形状の燃焼器ケーシング23内に配置されている。燃焼筒21は、タービン軸4を中心としたタービン周方向Dcに複数並設されている。また、燃焼筒21は、図2に示すように、圧縮機1に対して圧縮機ディフューザ5を介して接続されている。圧縮機ディフューザ5は、圧縮機1で圧縮された圧縮空気を圧縮機1から燃焼筒21に導く空気通路をなしている。この燃焼筒21は、その中心軸がタービン軸方向Daに沿って配置されている。燃焼筒21では、筒体の開口部である給気口24が形成されている。燃焼筒21は、圧縮機1の出口16側に給気口24を向けて配置されている。本実施形態の燃焼筒21は、図3に示すように、二重管構造を有している。燃焼筒21は、外周壁板21aと内周壁板21bとを有して構成されている。外周壁板21aと内周壁板21bとは、ろう付け等で接合されている。外周壁板21aと内周壁板21bとの間の空間によって、圧縮空気が流通可能な燃焼筒冷却通路21cが形成されている。燃焼筒冷却通路21cは、タービン静翼32内のタービン冷却通路321(図2参照)と接続されている。したがって、この燃焼筒冷却通路21c内には、タービン静翼32を冷却した圧縮空気が流通する。
The
図2に示すように、圧縮機ディフューザ5は、タービン軸4の周りに複数配置された燃焼筒と圧縮機と繋いでいる。圧縮機ディフューザ5は、圧縮機1から燃焼器車室Rを介さず、燃焼筒21に圧縮空気を直接導いている。圧縮機ディフューザ5は、筒状に形成されている。圧縮機ディフューザ5は、一端51(第一端部)51が圧縮機1における出口16に接続されている。圧縮機ディフューザ5は、他端52(第二端部)52が燃焼器2における燃焼筒21の給気口24に接側されている。圧縮機ディフューザ5は、圧縮機1及び燃焼器2に繋がれることで、圧縮機1からの圧縮空気を燃焼筒21に導く空気通路をなしている。
As shown in FIG. 2, the
ここで、圧縮機1では、上述したように、円筒形状の圧縮機ケーシング12内に圧縮機静翼13及び圧縮機動翼14がタービン周方向Dcに複数並設されている。このため、圧縮機1の出口16は、タービン軸4を中心とした円環状に形成されている。
Here, in the compressor 1, as described above, a plurality of the compressor
また、圧縮機1の出口16は空気を圧縮するために圧縮機1の入口15に比較して窄まって形成されている。そのため、圧縮機ディフューザ5は、燃焼筒21の給気口24に十分な流量の圧縮空気を給気するために比較的大きく形成されている。一方、圧縮機1の出口16が円環状に連続して形成され、燃焼筒21がタービン周方向Dcに複数並設されて給気口24が筒型の開口部として形成されている。そのため、圧縮機ディフューザ5は、タービン径方向Dr断面の通路断面積が一端51から他端52に向けて漸次大きくなるように形成されている。すなわち、本実施形態の圧縮機ディフューザ5は、圧縮機1が生成する圧縮空気の動圧を静圧に変換して燃焼器2の燃焼筒21に供給する。
Further, the outlet 16 of the compressor 1 is formed narrower than the
このように、本実施形態の圧縮機ディフューザ5は、一端51が圧縮機1の出口16に接続され、他端52が1つの燃焼筒21の給気口24に接続されている。圧縮機ディフューザ5の一端51は、圧縮機1の出口16の形状に合うように、タービン軸4を中心とする二重円弧部を含む開口形状に形成されている。また、圧縮機ディフューザ5の他端52が燃焼筒21の筒型に合わせた開口形状に形成されている。圧縮機ディフューザ5は、一端51から他端52に至り連続してタービン軸4の延在方向に沿って延びている。
Thus, the
本実施形態の圧縮機ディフューザ5は、抽気部55を有している。抽気部55は、圧縮機ディフューザ5から燃焼器車室Rに圧縮空気を抽気している。抽気部55は、圧縮機ディフューザ5の内外に通じる穴として形成されている。例えば、本実施形態の抽気部55は、圧縮機ディフューザ5の中央部分に形成された穴である。したがって、抽気部55により、圧縮機ディフューザ5を介して圧縮機1から燃焼筒21に送られる圧縮空気の一部が、燃焼器ケーシング23内の燃焼器車室Rに取り出される。
The
この抽気部55に関連し、ガスタービン10は、タービン軸4の外周に、タービン周方向Dcに沿ってリング形状をなす中間軸カバー29を有している。燃焼器ケーシング23の内周と中間軸カバー29の外周とによって、複数の燃焼筒21の外側の空間である燃焼器車室Rが区画される。また、中間軸カバー29には、タービン静翼32に繋がる第一圧縮空気通路291と、タービン動翼33に繋がる第二圧縮空気通路292とが形成されている。
In relation to the
本実施形態の第一圧縮空気通路291は、複数のタービン静翼32のうち、最も上流側のタービン静翼32と燃焼器車室Rとを繋いでいる。第一圧縮空気通路291は、燃焼器車室Rと連通している。第一圧縮空気通路291を通った圧縮空気は、タービン静翼32内に導入されて、タービン静翼32の冷却に利用される。
The first compressed air passage 291 of the present embodiment connects the most upstream turbine
本実施形態の第二圧縮空気通路292は、複数のタービン動翼33に繋がっている。第二圧縮空気通路292は、第一圧縮空気通路291とは独立しており、燃焼器車室Rと直接連通していない。第二圧縮空気通路292を通った圧縮空気は、タービン動翼33内に導入されて、タービン動翼33やタービン軸4の冷却に利用される。
The second
図3に示すように、燃料噴出器22は、燃焼筒21内に燃料及び圧縮空気を噴出している。燃料噴出器22は、噴出した燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ25と、噴出した燃料を予混合燃焼させるメインバーナ26と、パイロットバーナ25及びメインバーナ26を保持するバーナ保持筒27と、を備えている。
As shown in FIG. 3, the
パイロットバーナ25は、パイロットノズル251と、パイロットバーナ筒252と、複数のパイロット旋回羽根253と、を有している。
The
パイロットノズル251は、燃焼器軸線Acを中心として燃焼器軸線方向Dbに延びる軸体である。パイロットノズル251は、不図示の燃料供給源から燃料(ガス燃料)が供給されている。パイロットノズル251は、供給された燃料を噴出させている。
The
ここで、燃焼器軸線Acが延びている方向である燃焼器軸線方向Dbの一方側を上流側(図3の左側)、他方側を下流側(図3の右側)とする。また、燃焼器軸線Acは、このパイロットバーナ25のパイロットバーナ軸線でもある。
Here, one side of the combustor axial direction Db, which is the direction in which the combustor axis Ac extends, is defined as an upstream side (left side in FIG. 3), and the other side is defined as a downstream side (right side in FIG. 3). The combustor axis Ac is also the pilot burner axis of the
パイロットバーナ筒252は、パイロットノズル251の外周を覆っている。パイロットバーナ筒252には、他の部材の冷却に利用された後の圧縮空気が供給されている。具体的には、パイロットバーナ筒252内には、その上流側に後述するパイロット供給管28から圧縮空気が流入する。したがって、パイロットバーナ筒252内には、圧縮機ディフューザ5から圧縮空気が直接供給されていない。パイロットバーナ筒252は、その下流端から、圧縮空気と共に、パイロットノズル251から噴射された燃料を噴出する。この燃料は、燃焼筒21内で拡散燃焼する。パイロットバーナ筒252は、下流側に向かって次第に拡径されている。
The
パイロット旋回羽根253は、パイロットバーナ筒252内で燃焼器軸線Acを中心として圧縮空気を旋回させている。各々のパイロット旋回羽根253は、パイロットノズル251の外周から放射方向成分を含む方向に延びて、パイロットバーナ筒252の内周面に接続されている。
The
複数のメインバーナ26は、パイロットバーナ25の外周側を囲むよう、燃焼器軸線Acを中心として、周方向に並んで配置されている。メインバーナ26は、メインノズル261と、メインバーナ筒262と、複数のメイン旋回羽根263と、を有している。
The plurality of
メインノズル261は、燃焼器軸線Acと平行なメインバーナ軸線に沿って延びる軸体である。メインノズル261は、パイロットノズル251とは独立した系統を介して、不図示の燃料供給源から燃料が供給されている。メインノズル261は、供給された燃料を噴出させている。
The
なお、メインバーナ軸線は、燃焼器軸線Acと平行であるため、燃焼器軸線Acに関する燃焼器軸線方向Dbと、メインバーナ軸線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に関する燃焼器軸線方向Dbの上流側は、メインバーナ軸線に関する軸線方向の上流側である。また、燃焼器軸線Acに関する燃焼器軸線方向Dbの下流側は、メインバーナ軸線に関する軸線方向の下流側である。 Since the main burner axis is parallel to the combustor axis Ac, the combustor axis direction Db related to the combustor axis Ac and the axis direction related to the main burner axis are the same direction. Further, the upstream side of the combustor axis direction Db with respect to the combustor axis line Ac is the upstream side of the axial direction with respect to the main burner axis line. Further, the downstream side in the combustor axis direction Db with respect to the combustor axis line Ac is the downstream side in the axial direction with respect to the main burner axis line.
メインバーナ筒262は、メインノズル261の外周を覆っている。メインバーナ筒262内には、その上流側から圧縮機1で圧縮された圧縮空気が圧縮機ディフューザ5から直接流入する。
The
メイン旋回羽根263は、メインバーナ軸線を中心として圧縮空気を旋回させている。複数のメイン旋回羽根263は、メインノズル261の延在する方向における中間部に設けられている。各々のメイン旋回羽根263は、メインノズル261の外周から放射方向成分を含む方向に延びている。メイン旋回羽根263には、燃料を噴射するための複数の燃料噴射孔(不図示)が形成されている。メイン旋回羽根263は、メインノズル261からに燃料が供給される。
The
メインバーナ筒262内では、圧縮空気とメインノズル261やメイン旋回羽根263から噴射された燃料とが混合して、予混合気体が形成される。これにより、メインバーナ筒262は、その下流端から予混合気体を噴出する。この予混合気体中の燃料は、燃焼筒21内で予混合燃焼する。
In the
バーナ保持筒27は、燃焼器軸線Acを中心として円筒状をなしている。バーナ保持筒27は、パイロットバーナ25及びメインバーナ26を外周側から覆っている。バーナ保持筒27は、複数のメインバーナ筒262の外周側を覆う。
The
パイロット供給管28は、燃焼筒冷却通路21cとパイロットバーナ筒252とを繋ぐ配管である。パイロット供給管28は、燃焼筒冷却通路21cからパイロットバーナ筒252に圧縮空気を供給している。パイロット供給管28は、燃焼器軸線方向Dbの上流側で燃焼筒冷却通路21cと繋がっている。パイロット供給管28は、パイロットバーナ筒252において、パイロットノズル251よりも上流側に繋がれている。
The
また、図2に示すように。ガスタービン10は、冷却部6を備えている。冷却部6は、燃焼器車室Rから抽気した圧縮空気を冷却している。冷却部6は、冷却した圧縮空気を第二圧縮空気通路292に導いている。本実施形態の冷却部6は、例えば、TCAクーラ等の熱交換器である。
As shown in FIG. The
また、第一系統100は、圧縮機1の出口16からパイロットバーナ25まで圧縮空気を供給する供給ラインである。本実施形態の第一系統100は、圧縮機ディフューザ5、抽気部55、燃焼器車室R、第一圧縮空気通路291、タービン冷却通路321、燃焼筒冷却通路21c、及びパイロット供給管28によって構成されている。これにより、第一系統100では、圧縮機1の出口16から圧縮機ディフューザ5、抽気部55、燃焼器車室R、第一圧縮空気通路291、タービン冷却通路321、燃焼筒冷却通路21c、及びパイロット供給管28の順に圧縮空気を流通させて、パイロットバーナ25まで圧縮空気を供給させている。
The
なお、第一系統100は、途中に圧縮機等の昇圧装置を設け、圧縮空気を昇圧させてパイロットバーナ25に供給させる構造としてもよい。圧縮空気を途中で昇圧させることで、複数の部材を冷却した後の圧縮空気をパイロットバーナ25に供給させやすくなる。
Note that the
第二系統200は、圧縮機1の出口16からメインバーナ26まで圧縮空気を供給する供給ラインである。本実施形態の第二系統200は、圧縮機ディフューザ5のみによって構成されている。本実施形態の第二系統200は、圧縮機ディフューザ5からメインバーナ26に圧縮空気を直接供給している。
The
温度変換部300は、パイロットバーナ25に供給される圧縮空気の温度がメインバーナ26に供給される圧縮空気の温度よりも高くなるように、第一系統100及び第二系統200の少なくとも一方を流通する圧縮空気の温度を変化させている。本実施形態の温度変換部300は、第一系統100を流通する圧縮空気の温度を変化させている。温度変換部300は、第一系統100を流通する圧縮空気の温度を圧縮機1の出口16から排出された時の温度から上昇させている。本実施形態の温度変換部300は、第一系統100を流通する圧縮空気で冷却される他の部材である。他の部材は、圧縮空気を利用して冷却されることで、第一系統100を流通する圧縮空気の温度を上昇させている。つまり、温度変換部300は、第一系統100を流通する圧縮空気と熱交換することによって圧縮空気を加熱するタービン部材である。
The temperature conversion unit 300 distributes at least one of the
具体的には、本実施形態の温度変換部300である他のタービン部材は、燃焼筒21及びタービン静翼32である。燃焼筒21及びタービン静翼32は、第一系統100を流通する圧縮空気を利用して冷却されることで、パイロットバーナ25に到達するまでに圧縮空気の温度を上昇させている。したがって、本実施形態において、第一系統100を流通する圧縮空気と熱交換することによって圧縮空気を加熱する温度変換部300のより具体的な構成は、タービン冷却通路321及び燃焼筒冷却通路21cである。
Specifically, the other turbine members that are the temperature conversion unit 300 of the present embodiment are the
このようなガスタービン10は、圧縮機1の空気取入口11から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼13と圧縮機動翼14とを通過して圧縮されることで高温及び高圧の圧縮空気となる。この圧縮空気は、圧縮機1の出口16から圧縮機ディフューザ5に流入する。圧縮機ディフューザ5に流入した圧縮空気は、各燃焼筒21のメインバーナ筒262に直接供給される。メインバーナ筒262に供給された圧縮空気は、メインノズル261ら噴射された燃料と混合され、予混合気の旋回流となる。
In such a
また、圧縮機ディフューザ5に流入した圧縮空気の一部は、抽気部55から燃焼器車室Rに流入する。抽気部55から燃焼器車室Rに流入した圧縮空気の一部は、冷却部6で冷却された後、第二圧縮空気通路292に供給される。この冷却された圧縮空気により、タービン動翼33やタービン軸4などが冷却される。
Further, part of the compressed air that has flowed into the
また、抽気部55から燃焼器車室Rに流入した圧縮空気の一部は、第一圧縮空気通路291に流入する。第一圧縮空気通路291に流入した圧縮空気は、タービン冷却通路321に供給される。その後、圧縮空気は、タービン冷却通路321を流通することでタービン静翼32を冷却して燃焼筒冷却通路21cに流入する。燃焼筒冷却通路21cに流入した圧縮空気は、燃焼器軸線方向Dbの上流側に向かって流れて燃焼筒21を冷却する。その後、パイロット供給管28に流入する。パイロット供給管28に流入した圧縮空気は、パイロットバーナ筒252内の上流側に供給される。パイロットバーナ筒252に供給された圧縮空気は、パイロットノズル251から噴射された燃料と混合される。パイロットバーナ25では、混合された圧縮空気及び燃料が図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼筒21内に噴出される。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼筒21内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出されることで、各メインバーナ26から燃焼筒21内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。すなわち、パイロットバーナ25から噴射されたパイロット燃料による拡散火炎により、メインバーナ26からの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。
Further, a part of the compressed air that has flowed into the combustor casing R from the
燃焼器2において燃料が混合されて燃焼されることで高温及び高圧の燃焼ガスが生成される。そして、この燃焼ガスがタービン3のタービン静翼32とタービン動翼33とを通過することでタービン軸4が回転駆動される。回転駆動されたタービン軸4に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う。タービン軸4を回転駆動した後の排気ガスは、排気室34の排気ディフューザ34aを経て排気ガスとして大気に放出される。
High-temperature and high-pressure combustion gas is generated by mixing and burning fuel in the
上記のようなガスタービン10によれば、パイロット供給管28を介してパイロットバーナ筒252に供給される圧縮空気は、タービン静翼32及び燃焼筒21を冷却する過程で高温の燃焼ガスと熱交換し、温度が上昇している。そのため、パイロットバーナ筒252に供給される圧縮空気の温度は、圧縮機ディフューザ5からメインバーナ筒262に直接供給される圧縮空気の温度よりも高くなっている。パイロットバーナ25で使用される圧縮空気の温度が高いことで、着火し易くなり、使用する燃料を低減しても火炎を安定させることができる。その結果、パイロットバーナ25でのNOxの量が低減される。また、メインバーナ筒262にはパイロットバーナ筒252とは独立させて圧縮機ディフューザ5から圧縮空気が直接供給されている。つまり、第一系統100と第二系統200とが独立しており、パイロットバーナ筒252とメインバーナ筒262とにはそれぞれ別々の圧縮空気が供給される。そのため、パイロットバーナ筒252に供給される圧縮空気と共に温度の高い圧縮空気がメインバーナ筒262に供給されることを防ぐことができる。その結果、メインバーナ26で使用される圧縮空気の温度が高くなりすぎてしまうことが抑えられる。これにより、高温の圧縮空気がメインバーナ筒262に供給されることを抑えて、メインバーナ26で生じるNOxの量の増加を抑えることができる。また、温度の上昇した圧縮空気が供給された場合のように、火炎が混合気の流れ方向に逆流する逆火と呼ばれる現象がメインバーナ26で生じることを抑えることができる。したがって、燃焼器2として、NOx生成を抑制することや逆火を抑えることができる。
According to the
また、圧縮機ディフューザ5によって圧縮機1の出口16からメインバーナ筒262まで圧縮空気を直接供給している。そのため、圧縮機1の出口16から圧縮空気を燃焼器車室Rに直接流す構成と比較して、圧縮空気の反転を生じさせず、かつ急拡大が抑制される。その結果、圧縮機1からメインバーナ26に供給される圧縮空気の圧力損失を低減することができる。
Further, the compressed air is directly supplied from the outlet 16 of the compressor 1 to the
また、タービン静翼32や燃焼筒21のような他の部材が第一系統100を流通する圧縮空気で冷却されることで、熱交換によって失われる熱を利用して、第一系統100を流通する圧縮空気が温められる。したがって、他の部材を冷却した熱を利用してパイロットバーナ25に供給される圧縮空気の温度を上昇させることができる。
In addition, other members such as the turbine
《第二実施形態》
次に、本発明のガスタービンの第二実施形態について説明する。第二実施形態で示すガスタービン10は、温度測定部7と、パイロット流量調整部8とを備えている。したがって、第二実施形態の説明においては、第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに重複説明を省略する。つまり、第一実施形態で説明した構成と共通するガスタービン10の構成については、その説明を省略する。
<< Second Embodiment >>
Next, a second embodiment of the gas turbine of the present invention will be described. The
図4に示すように、温度測定部7は、パイロットバーナ25に供給される圧縮空気の温度を測定して測定温度Tを取得している。本実施形態の温度測定部7は、圧縮空気の温度を測定する温度センサである。温度測定部7は、パイロット供給管28に設けられている。これにより、温度測定部7は、燃焼筒冷却通路21cを流通して燃焼筒21を冷却した後のパイロットバーナ筒252に供給される直前の圧縮空気の温度を測定している。温度測定部7は、取得した測定温度Tの情報をパイロット流量調整部8に送る。
As shown in FIG. 4, the
パイロット流量調整部8は、温度測定部7で取得した測定温度Tに応じて、パイロットバーナ25へ供給する燃料の供給量Sを調整している。本実施形態のパイロット流量調整部8は、図5に示すように、測定温度TTと燃料の供給量Sとの間に負の相関を持たせるように供給量を調整する。したがって、パイロット流量調整部8は、測定温度Tの値が増加した場合には供給量を低減させ、測定温度Tの値が低下した場合には供給量を増加させる。本実施形態のパイロット流量調整部8は、例えば、パイロットノズル251に燃料を供給する配管に設けられた制御部を有する弁装置である。
The pilot flow rate adjusting unit 8 adjusts the supply amount S of fuel supplied to the
このようなガスタービン10によれば、温度測定部7によってパイロットバーナ25に供給される圧縮空気の温度が測定温度Tとして取得される。加えて、パイロット流量調整部8によって、取得した測定温度Tに応じてパイロットノズル251に供給する燃料の供給量Sが調整されている。そのため、パイロットバーナ筒252に供給される圧縮空気の温度に対応させて、燃料の供給量Sが調整される。その結果、パイロット燃焼域の火炎温度を、圧縮空気の温度に応じて調整することができる。したがって、パイロットバーナ筒252に供給される圧縮空気の温度の変化に合わせて、パイロットバーナ25による火炎が発生しているパイロット燃焼域の火炎温度を一定の温度範囲で安定させることができる。これにより、パイロットノズル251に供給される燃料の供給量Sを低減させても、パイロットバーナ25からの火炎を安定させることができる。また、少ない燃料の供給量Sで火炎を安定させることができるため、パイロットバーナ25で生じるNOxの量を低減することができる。
According to such a
《第三実施形態》
次に、本発明のガスタービンの第三実施形態について説明する。第三実施形態で示すガスタービン10は、パラメータ測定部9を備えている。したがって、第一実施形態及び第二実施形態の説明においては、第一実施形態及び第二実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに重複説明を省略する。つまり、第一実施形態及び第二実施形態で説明した構成と共通するガスタービン10の構成については、その説明を省略する。
<< Third embodiment >>
Next, a third embodiment of the gas turbine of the present invention will be described. The
図6に示すように、パラメータ測定部9は、メインバーナ26の火炎温度に影響を与えるパラメータを測定する。具体的には、パラメータ測定部9は、メインバーナ26に供給される圧縮空気の状態量又は燃料の状態量の少なくとも一つをパラメータとして取得する。したがって、パラメータは、メインバーナ筒262に供給される圧縮空気の状態量やメインノズル261に供給される燃料の状態量の一つである。パラメータとしては、例えば、メインバーナ筒262に供給される圧縮空気の温度、圧縮機1の入口空気流量、圧縮機1の出口空気温度、圧縮機1の出口空気圧力、メインノズル261に供給される燃料の供給量、及び、圧縮機1の入口案内翼(インレットガイドベーン)の開度が挙げられる。
As shown in FIG. 6, the parameter measuring unit 9 measures a parameter that affects the flame temperature of the
本実施形態では、パラメータとしてメインバーナ26に供給される圧縮空気の温度を用いる。したがって、本実施形態におけるパラメータ測定部9は、メインバーナ26に供給される圧縮空気の温度を測定する温度センサである。パラメータ測定部9は、圧縮機ディフューザ5内に設けられている。これにより、パラメータ測定部9は、圧縮機1の出口16から排出されてメインバーナ筒262に供給される直前の圧縮空気の温度を測定している。
In this embodiment, the temperature of the compressed air supplied to the
第三実施形態のパイロット流量調整部8Aは、温度測定部7で取得した測定温度T及びパラメータ測定部9で測定したパラメータに応じて、パイロットバーナ25へ供給する燃料の供給量Sを調整している。本実施形態のパイロット流量調整部8Aは、パラメータが、メインバーナ26に供給される圧縮空気の温度、圧縮機1の入口空気流量、圧縮機1の出口空気温度、圧縮機1の出口空気圧力、及び、メインバーナ26に供給される燃料の供給量の場合には、燃料の供給量Sとの間に負の相関を持たせるように供給量を調整する。このような場合、パイロット流量調整部8Aは、パラメータの値が増加した場合には供給量を低減させ、パラメータの値が低下した場合には供給量を増加させる。一方、パイロット流量調整部8Aは、パラメータが、圧縮機1の入口案内翼の開度の場合には、燃料の供給量Sとの間に正の相関を持たせるように供給量を調整する。このような場合、パイロット流量調整部8Aは、パラメータの値が増加した場合には供給量を増加させ、パラメータの値が低下した場合には供給量を低下させる。
The pilot flow
このようなガスタービン10によれば、パイロット流量調整部8Aによって、取得した測定温度Tだけでなく、メインバーナ26の火炎温度に影響を与えるパラメータに応じてパイロットノズル251に供給する燃料の供給量Sが調整されている。そのため、パイロットバーナ筒252に供給される圧縮空気の温度だけでなく、メインバーナ26の火炎温度に応じて、パイロットノズル251への燃料の供給量Sが調整される。その結果、パイロット燃焼域の火炎温度を、メインバーナ26による火炎が発生しているメインバーナ燃焼域の状態に応じて調整することができる。したがって、パイロットバーナ筒252に供給される圧縮空気の温度の変化及びメインバーナ26の火炎温度の変化に合わせて、パイロット燃焼域の火炎温度を一定の温度範囲で安定させることができる。これにより、第二実施形態以上に、パイロットノズル251に供給される燃料の供給量Sを低減させても、パイロットバーナ25からの火炎をより安定させることができる。また、少ない燃料の供給量Sで火炎を安定させることができるため、パイロットバーナ25で生じるNOxの量をパイロットバーナによる火炎が発生している低減することができる。
According to such a
(実施形態の他の変形例)
以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、及びその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、特許請求の範囲によってのみ限定される。
(Other variations of the embodiment)
Although the embodiments of the present invention have been described in detail with reference to the drawings, the configurations and combinations of the embodiments in the embodiments are examples, and the addition and omission of configurations are within the scope not departing from the gist of the present invention. , Substitutions, and other changes are possible. Further, the present invention is not limited by the embodiments, and is limited only by the scope of the claims.
なお、本実施形態のガスタービン10は、圧縮機1と燃焼筒21とを繋ぐ圧縮機ディフューザ5を有していたがこのような構造に限定されるものではない。例えば、ガスタービン10は、圧縮機ディフューザ5を有さずに、圧縮機1から燃焼器車室Rに圧縮空気を直接供給する構造であってもよい。
In addition, although the
また、本実施形態の温度変換部300は、第一系統100を流通する圧縮空気の温度を上昇させたが、温度変換部300は、このような構成に限定されるものでない。温度変換部300は、第二系統200を流通する圧縮空気の温度を低下させてもよい。例えば、温度変換部300は、第二系統200を流通する圧縮空気を冷却部6に供給することで、第二系統200を流通する圧縮空気の温度を圧縮機1の出口16から排出された時の温度から低下させてもよい。
Moreover, although the temperature conversion part 300 of this embodiment raised the temperature of the compressed air which distribute | circulates the 1st system | strain 100, the temperature conversion part 300 is not limited to such a structure. The temperature conversion unit 300 may reduce the temperature of the compressed air flowing through the
また、温度変換部300である他の部材は、燃焼筒21及びタービン静翼32に限定されるものではない。温度変換部300である他の部材は、例えば、タービン動翼33、タービン軸4、及びタービンケーシング31であってもよい。
Further, the other members that are the temperature conversion unit 300 are not limited to the
また、第一系統100を流通する圧縮空気の温度を上昇させる構成は、本実施形態のようにタービン静翼32及び燃焼筒21の両方を冷却する構造に限定されるものではない。例えば、第一系統100を流通する圧縮空気の温度を上昇させる構成は、タービン静翼32及び燃焼筒21のいずれか一方のみを冷却する構造であってもよい。また、第一系統100を流通する圧縮空気の温度を上昇させる構成は、タービン静翼32及び燃焼筒21のいずれも冷却せずに、他の熱交換器等の昇温装置を用いて圧縮空気の温度を上昇させてもよい。
Moreover, the structure which raises the temperature of the compressed air which distribute | circulates the 1st system | strain 100 is not limited to the structure which cools both the turbine
10 ガスタービン
1 圧縮機
11 空気取入口
12 圧縮機ケーシング
13 圧縮機静翼
14 圧縮機動翼
15 入口
16 出口
2 燃焼器
21 燃焼筒
24 給気口
21a 外周壁板
21b 内周壁板
21c 燃焼筒冷却通路
22 燃料噴出器
25 パイロットバーナ
251 パイロットノズル
252 パイロットバーナ筒
253 パイロット旋回羽根
26 メインバーナ
261 メインノズル
262 メインバーナ筒
263 メイン旋回羽根
27 バーナ保持筒
Ac 燃焼器軸線
Db 燃焼器軸線方向
23 燃焼器ケーシング
R 燃焼器車室
28 パイロット供給管
3 タービン
31 タービンケーシング
32 タービン静翼
321 タービン冷却通路
33 タービン動翼
34 排気室
4 タービン軸
C 軸線
41 軸受部
5 圧縮機ディフューザ
51 一端
52 他端
55 抽気部
100 第一系統
200 第二系統
300 温度変換部
6 冷却部
29 中間軸カバー
291 第一圧縮空気通路
292 第二圧縮空気通路
Da タービン軸方向
Dc タービン周方向
Dr タービン径方向
7 温度測定部
8、8A パイロット流量調整部
T 測定温度
S 燃料の供給量
9 パラメータ測定部
DESCRIPTION OF
Claims (7)
互いに独立して設けられて、それぞれ前記圧縮空気が流通する第一系統及び第二系統と、
前記第一系統を流通した前記圧縮空気が供給されるパイロットバーナ、及び、該パイロットバーナの周囲に複数が設けられて前記第二系統を流通した前記圧縮空気が供給されるメインバーナを有し、前記パイロットバーナ及び前記メインバーナで燃焼ガスを生成する燃焼器と、
前記燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
前記パイロットバーナに供給される前記圧縮空気の温度が前記メインバーナに供給される前記圧縮空気の温度よりも高くなるように、前記第一系統及び前記第二系統の少なくとも一方を流通する前記圧縮空気の温度を変化させる温度変換部と、
を備えるガスタービン。 A compressor that compresses air to generate compressed air;
A first system and a second system provided independently of each other and through which the compressed air flows,
A pilot burner to which the compressed air that has circulated through the first system is supplied, and a main burner to which the compressed air that has been circulated through the second system by providing a plurality around the pilot burner is provided; A combustor that generates combustion gas in the pilot burner and the main burner;
A turbine driven by the combustion gas;
The compressed air flowing through at least one of the first system and the second system so that the temperature of the compressed air supplied to the pilot burner is higher than the temperature of the compressed air supplied to the main burner. A temperature converter that changes the temperature of
A gas turbine comprising:
前記温度測定部で測定した測定温度に応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整するパイロット流量調整部とを備える請求項1から請求項4のいずれか一項に記載のガスタービン。 A temperature measuring unit for measuring the temperature of the compressed air supplied to the pilot burner;
The gas turbine according to any one of claims 1 to 4, further comprising a pilot flow rate adjusting unit that adjusts a supply amount of fuel supplied to the pilot burner according to a measured temperature measured by the temperature measuring unit. .
前記パイロット流量調整部は、前記温度測定部で測定した前記測定温度及び前記パラメータ測定部で測定した前記パラメータに応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整する請求項5に記載のガスタービン。 A parameter measuring unit for measuring a parameter affecting the flame temperature of the main burner,
The said pilot flow volume adjustment part adjusts the supply amount of the fuel supplied to the said pilot burner according to the said temperature measured by the said temperature measurement part and the said parameter measured by the said parameter measurement part. gas turbine.
前記圧縮機ディフューザは、一端が前記圧縮機の出口に接続され、他端が1つの前記燃焼器の燃焼筒の給気口に接続され、前記一端が前記回転軸を中心とする二重円弧部を含む開口形状に形成され、前記他端が1つの前記燃焼筒の筒型に合わせた開口形状に形成されて、前記一端から前記他端に連続して前記回転軸の延在方向に沿って延びており、
前記第二系統は、前記圧縮機ディフューザから前記メインバーナに前記圧縮空気を供給させる請求項1から請求項6のいずれか一項に記載のガスタービン。 A plurality of combustion cylinders arranged around a rotation axis in the combustor and a compressor diffuser connected to the compressor;
The compressor diffuser has one end connected to an outlet of the compressor, the other end connected to an intake port of a combustion cylinder of one of the combustors, and the one end being a double arc portion centering on the rotation axis The other end is formed in an opening shape that matches the cylindrical shape of the one combustion cylinder, and extends from the one end to the other end along the extending direction of the rotating shaft. Extended,
The gas turbine according to any one of claims 1 to 6, wherein the second system supplies the compressed air from the compressor diffuser to the main burner.
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