JP2018150912A - Gas turbine combustor and control method thereof - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービン燃焼器及びその制御方法に関する。 The present invention relates to a gas turbine combustor and a control method thereof.
環境保護の観点から、圧縮機、燃焼器及びタービン等を備えるガスタービンにはＮＯｘ排出量の更なる抑制が求められている。 From the viewpoint of environmental protection, gas turbines including a compressor, a combustor, a turbine, and the like are required to further suppress NOx emissions.
ＮＯｘ排出量を抑制する一方策として、予混合燃焼を採用した燃焼器がある。予混合燃焼とは、燃料と空気を予め混合した混合気を燃焼室に供給して燃焼させる燃焼方式のことである。予混合燃焼では、燃料と空気が予め混合されて燃焼室に供給されるため、燃焼室内に形成される火炎の温度が均一化し、燃焼器におけるＮＯｘの排出量が抑制される。しかし、空気の温度が上昇したり燃料に含まれる水素含有量が増加すると燃焼速度が増加し、燃焼室内に形成された火炎が予混合器内に逆流する、いわゆる逆火が起こる可能性がある。これに対し、ＮＯｘ排出量を抑制しつつ耐逆火性に優れた燃焼器が提案されている（特許文献１等を参照）。
One measure for suppressing NOx emissions is a combustor that employs premixed combustion. Premixed combustion is a combustion method in which an air-fuel mixture prepared by mixing fuel and air is supplied to a combustion chamber and burned. In premixed combustion, fuel and air are mixed in advance and supplied to the combustion chamber, so that the temperature of the flame formed in the combustion chamber is made uniform, and the amount of NOx emitted from the combustor is suppressed. However, when the temperature of the air rises or the hydrogen content contained in the fuel increases, the combustion speed increases, and so-called flashback may occur, in which the flame formed in the combustion chamber flows back into the premixer. . On the other hand, a combustor excellent in backfire resistance while suppressing NOx emission has been proposed (see
ガスタービンには、起動から定格負荷まで安定燃焼を維持することが求められている。そのため、複数のバーナを備えた、いわゆるマルチバーナ方式を採用した燃焼器が用いられる場合がある。この種の燃焼器では、一般的に、中心部にパイロットバーナを配置しその周囲にメインバーナを配置して、パイロットバーナで形成される火炎（以下、パイロット火炎）によりメインバーナで形成される火炎（以下、メイン火炎）の保炎をアシストすることで安定燃焼を維持している。 Gas turbines are required to maintain stable combustion from startup to rated load. Therefore, a combustor that employs a so-called multi-burner system that includes a plurality of burners may be used. In this type of combustor, generally, a pilot burner is disposed at the center and a main burner is disposed around the center, and a flame formed by the main burner by a flame formed by the pilot burner (hereinafter referred to as pilot flame). Stable combustion is maintained by assisting flame holding (hereinafter referred to as main flame).
しかし、マルチバーナ方式を採用した燃焼器では、パイロット火炎とメイン火炎とが干渉し得るため、パイロット火炎の燃焼状態によりメイン火炎が安定燃焼し得る条件である安定燃焼限界条件が変化し、ガスタービンの起動から定格負荷まで安定燃焼が維持され難い場合がある。 However, in the combustor adopting the multi-burner method, the pilot flame and the main flame can interfere with each other, so that the stable combustion limit condition, which is a condition that the main flame can stably burn, changes depending on the combustion state of the pilot flame, and the gas turbine In some cases, it is difficult to maintain stable combustion from start-up to rated load.
本発明は上記事情に鑑みなされたもので、ＮＯｘ排出量の抑制と安定燃焼を両立できるガスタービン燃焼器及びその制御方法を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object thereof is to provide a gas turbine combustor capable of achieving both suppression of NOx emission and stable combustion, and a control method thereof.
上記目的を達成するために、本発明は、ガスタービンに設けられるガスタービン燃焼器において、パイロットバーナと、前記パイロットバーナの周囲に配置された複数のメインバーナと、前記パイロットバーナに接続し、パイロット制御弁が設けられたパイロット燃料系統と、前記メインバーナに接続し、メイン制御弁が設けられたメイン燃料系統と、前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び大気温度の計測値と前記パイロットバーナの燃空比との予め決定された関係であるパイロット燃空比の関係を前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び前記大気温度の計測値ごとに記憶するパイロット記憶部と、前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び大気温度の計測値を入力し、前記パイロット記憶部から読み込んだ前記パイロット燃空比の関係に基づき、入力した前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び前記大気温度の計測値に対応する前記パイロットバーナの燃空比を演算するパイロット燃空比演算部と、前記パイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの燃空比に基づき、前記パイロットバーナに供給するパイロット燃料流量を演算するパイロット燃料流量演算部と、前記パイロット燃料流量演算部で演算された前記パイロット燃料流量に基づき、前記パイロット制御弁にパイロット制御信号を出力するパイロット制御信号出力部と、前記パイロットバーナの燃空比と前記メインバーナの燃空比との予め決定された関係であるメイン燃空比の関係を記憶するメイン記憶部と、前記パイロット燃料流量演算部で演算された前記パイロット燃料流量を入力し、前記パイロットバーナの燃空比を演算する第２のパイロット燃空比演算部と、前記メイン記憶部から読み込んだ前記メイン燃空比の関係に基づき、入力した前記第２のパイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの燃空比に対応する前記メインバーナの燃空比を演算するメイン燃空比演算部と、前記メイン燃空比演算部で演算された前記メインバーナの燃空比に基づき、前記メインバーナに供給するメイン燃料流量を演算するメイン燃料流量演算部と、前記メイン燃料流量演算部で演算された前記メイン燃料流量に基づき、前記メイン制御弁にメイン制御信号を出力するメイン制御信号出力部とを備えることを特徴とする。 To achieve the above object, according to the present invention, in a gas turbine combustor provided in a gas turbine, a pilot burner, a plurality of main burners arranged around the pilot burner, and the pilot burner are connected to the pilot burner. A pilot fuel system provided with a control valve, a main fuel system connected to the main burner and provided with a main control valve, a load request to the gas turbine, control information of the gas turbine, and a measured value of the atmospheric temperature; A pilot storage unit that stores the relationship of the pilot fuel-air ratio, which is a predetermined relationship with the fuel-air ratio of the pilot burner, for each load request to the gas turbine, the control information of the gas turbine, and the measured value of the atmospheric temperature And load requirements for the gas turbine, control information for the gas turbine, and atmospheric temperature The measured value corresponding to the measured load value for the gas turbine, the control information of the gas turbine, and the measured value of the atmospheric temperature based on the relationship of the pilot fuel-air ratio read from the pilot storage unit. A pilot fuel / air ratio calculation unit for calculating the fuel / air ratio of the pilot burner, and a pilot fuel flow rate to be supplied to the pilot burner based on the fuel / air ratio of the pilot burner calculated by the pilot fuel / air ratio calculation unit A pilot fuel flow rate calculation unit, a pilot control signal output unit that outputs a pilot control signal to the pilot control valve based on the pilot fuel flow rate calculated by the pilot fuel flow rate calculation unit, and a fuel-air ratio of the pilot burner The relationship of the main fuel-air ratio, which is a predetermined relationship with the fuel-air ratio of the main burner. A main storage unit that stores the pilot fuel flow rate calculated by the pilot fuel flow rate calculation unit, a second pilot fuel / air ratio calculation unit that calculates the fuel / air ratio of the pilot burner, and the main memory The fuel / air ratio of the main burner corresponding to the fuel / air ratio of the pilot burner calculated by the input second pilot fuel / air ratio calculation unit is calculated based on the relationship of the main fuel / air ratio read from the unit. A main fuel flow ratio calculation unit; a main fuel flow rate calculation unit that calculates a main fuel flow rate to be supplied to the main burner based on the fuel / air ratio of the main burner calculated by the main fuel / air ratio calculation unit; A main control signal output unit that outputs a main control signal to the main control valve based on the main fuel flow rate calculated by the fuel flow rate calculation unit; To do.
本発明によれば、ＮＯｘ排出量の抑制と安定燃焼を両立できるガスタービン燃焼器及びその制御方法を提供することができる。 According to the present invention, it is possible to provide a gas turbine combustor capable of achieving both suppression of NOx emission and stable combustion, and a control method thereof.
＜第１実施形態＞
（構成）
１．ガスタービンプラント
図１は、本実施形態に係るガスタービン燃焼器（以下、燃焼器）を適用したガスタービンプラントの一構成例を表す図である。図１に示すように、ガスタービンプラント１００は、ガスタービン１０１及び負荷機器８を備えている。
<First Embodiment>
(Constitution)
1. Gas Turbine Plant FIG. 1 is a diagram illustrating a configuration example of a gas turbine plant to which a gas turbine combustor (hereinafter, combustor) according to the present embodiment is applied. As shown in FIG. 1, the
ガスタービン１０１は、圧縮機１、燃焼器２及びタービン３を備えている。圧縮機１は、タービン３により回転駆動され、吸気部（不図示）を介して大気から吸い込まれた空気（吸い込み空気）１５を圧縮して高圧空気（燃焼空気）１６を生成し、燃焼器２に供給する。燃焼器２は、圧縮機１から供給された高圧空気１６を燃料系統２００（後述する）から供給される燃料（本実施形態では、ガス燃料）と混合して燃焼し、高温の燃焼ガス１９を生成してタービン３に供給する。タービン３は、燃焼器２から供給された燃焼ガス１９が膨張することにより回転駆動される。タービン３を駆動した燃焼ガス１９は、排ガス９としてタービン３から排気される。負荷機器（本実施形態では、発電機）８は、タービン３と同軸に連結され、タービン３の回転動力を電力に変換する。本実施形態では、圧縮機１、タービン３及び発電機８はシャフト７により相互に連結されている。
The
２．燃焼器
燃焼器２は、ガスタービン１０１のケーシング４に取り付けられている。燃焼器２は、燃焼器ライナ（内筒）１０、フロースリーブ（外筒）１１、尾筒内筒１２、尾筒外筒１３、バーナ６、燃料系統２００及び制御装置６７を備えている。
2. Combustor The combustor 2 is attached to the casing 4 of the
内筒１０は、バーナ６の燃焼ガス１９の流れ方向の下流側に設けられている。以下、燃焼ガス１９の流れ方向の「上流」「下流」を「燃焼ガス上流」「燃焼ガス下流」と言う。内筒１０は円筒状の部材であり、圧縮機１から供給される高圧空気１６と燃焼器２で生成される燃焼ガス１９とを隔てている。外筒１１は、内筒１０よりも内径が大きく形成された円筒状の部材であり、内筒１０の外周側に内筒１０を覆うように設けられている。内筒１０と外筒１１との間に形成される環状の空間は、圧縮機１から燃焼器２に供給される高圧空気１６が流れる環状流路（第１環状流路）２０を構成している。第１環状流路２０を流れる高圧空気１６は、内筒１０の外壁面側から内筒１０を対流冷却する。内筒１０の壁面には多数の孔（不図示）が形成されている。第１環状流路２０を流れる高圧空気１６の一部は、内筒１０の壁面に形成された多数の孔から内筒１０の内部へ流入し、内筒１０の内周面のフィルム冷却に使用される。第１環状流路２０を流れる高圧空気１６のうち内筒１０のフィルム冷却に使用されなかった分は、第１環状流路２０を流れてバーナ６に到達する。バーナ６に到達した高圧空気１６は、燃料系統２００からバーナ６に供給された燃料と共に内筒１０の内側に形成された燃焼室５内に噴射され、燃焼される。
The
燃焼室５では、圧縮機１から供給された高圧空気１６と燃料系統２００から供給された燃料との混合気が燃焼され、燃焼ガス１９が生成される。内筒１０のバーナ６から遠い側（燃焼ガス下流側）は、尾筒内筒１２の一端に挿し込まれている。尾筒内筒１２の他端は、燃焼器２とタービン３とを接続する管路（不図示）に接続している。尾筒内筒１２は、燃焼室５で生成された燃焼ガス１９をタービン３に導く機能を有する。尾筒内筒１２の外周側に、尾筒内筒１２を覆う円筒状の尾筒外筒１３が設けられている。外筒１１のバーナ６から遠い側（燃焼ガス下流側）は、尾筒外筒１３の一端に挿し込まれている。尾筒外筒１３の他端は、ケーシング４内に開口している。尾筒内筒１２と尾筒外筒１３との間に形成される環状の空間は、圧縮機１から燃焼器２に供給されケーシング４内に充満した高圧空気１６を第１環状流路２０に導く環状流路（第２環状流路）２１を構成している。第２環状流路２１を流れる高圧空気１６は、尾筒内筒１２の外壁面側から尾筒内筒１２を対流冷却する。
In the
２−１．バーナ
図２は本実施形態に係る燃焼器のバーナ付近の構造を示す部分断面図、図３は本実施形態に係るバーナを燃焼ガス下流側から見た図である。
2-1. FIG. 2 is a partial cross-sectional view showing the structure near the burner of the combustor according to this embodiment, and FIG. 3 is a view of the burner according to this embodiment as viewed from the downstream side of the combustion gas.
図２に示すように、バーナ６は、内筒１０の中心軸に直交するように配置されており、内筒１０の燃焼ガス上流側の端部に設けられている。バーナ６は、燃料ヘッダ２２，２３、複数の燃料ノズル２４，２５及び空気孔プレート２６を備えている。
As shown in FIG. 2, the
図２，３に示すように、本実施形態では、バーナ６は、中央に内筒１０と同軸に配置された１つのパイロットバーナ４３とパイロットバーナ４３の周囲に配置された複数（本実施形態では６つ）のメインバーナ４４とからなる、いわゆるマルチバーナである。以下の説明では、図３においてパイロットバーナ４３の上側に図示されたメインバーナ４４から時計回りに、メインバーナ４４Ａ，４４Ｂ，４４Ｃ，４４Ｄ，４４Ｅ，４４Ｆと適宜称する。パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４は、それぞれ同心円状の複数（本実施形態では３つ）の環状列に区分されている。以下の説明では、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４の複数の環状列を内周側から外周側に向かってそれぞれ第１列、第２列、第３列と適宜称する。
As shown in FIGS. 2 and 3, in the present embodiment, the
パイロットバーナ４３は、燃料ヘッダ（パイロット燃料ヘッダ）２２、複数の燃料ノズル（パイロットノズル）２４及び空気孔プレート２６に形成された複数の空気孔（パイロット空気孔）２７を備えている。パイロットノズル２４は、パイロット燃料ヘッダ２２に支持されている。パイロットノズル２４は、パイロットバーナ４３の第１〜３列に同心円状に配置され、各列の全周に渡って設けられている（環状に配置されている）。パイロットノズル２４は、燃料系統２００から供給された燃料を空気孔プレート２６に形成されたパイロット空気孔２７に向かって噴射する。
The
メインバーナ４４は、燃料ヘッダ（メイン燃料ヘッダ）２３、複数の燃料ノズル（メインノズル）２５及び空気孔プレート２６に形成された複数の空気孔（メイン空気孔）２８を備えている。メインノズル２５は、メイン燃料ヘッダ２３に支持されている。メインノズル２５は、メインバーナ４４の第１〜３列に同心円状に配置され、各列の全周に渡って設けられている（環状に配置されている）。メインノズル２５は、燃料系統２００から供給された燃料を空気孔プレート２６に形成されたメイン空気孔２８に向かって噴射する。本実施形態では、メインバーナ４４の第１列は、内周メイン燃料ヘッダ２３Ａ、内周メインノズル２５Ａ及び内周メイン空気孔２８Ａで構成され、第２，３列は、外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂ、外周メインノズル２５Ｂ及び外周メイン空気孔２８Ｂで構成されている。以下の説明では、メインバーナ４４の第１列を内周領域、第２，３列を外周領域と適宜称する。
The
空気孔プレート２６は、複数の空気孔２７，２８を備えている。空気孔プレート２６は、内筒１０と同軸の円盤状のプレートであって、スプリングシール２９を介して内筒１０の内側に保持されている。スプリングシール２９は、空気孔プレート２６の外周面と内筒１０との間に設けられている。空気孔プレート２６は、複数の燃料ノズル２４，２５の燃料の流れ方向の下流側に複数の燃料ノズル２４，２５の先端から離間して配置されている。つまり、本実施形態では、複数の燃料ノズル２４，２５は、複数の空気孔２７，２８に挿し込まれていない。
The
複数のパイロット空気孔２７は、空気孔プレート２６の中央部に形成されている。本実施形態では、複数のパイロット空気孔２７は、パイロットバーナ４３の第１〜３列に同心円状に配置され、各列の全周に渡って設けられている。複数のパイロット空気孔２７は、１つの空気孔が１つのパイロットノズル２４の燃料の流れ方向の下流側にそのパイロットノズル２４に対応して配置されている。このようにパイロットノズル２４とパイロット空気孔２７とを対応させて（対向させて）配置することにより、パイロットノズル２４から噴射された燃料の周囲がパイロット空気孔２７を通過する空気で覆われた同軸噴流とすることができる。パイロット空気孔２７は、入口（燃料の流れ方向の上流側の開口部）及び出口（燃料の流れ方向の下流側の開口部）を構成する２つの楕円とその中心軸線とが直交しない斜円柱状に形成されている。つまり、パイロット空気孔２７は、旋回角を有する旋回空気孔であり、出口が入口に対して周方向にずれている。
The plurality of pilot air holes 27 are formed at the center of the
複数のメイン空気孔２８は、空気孔プレート２６に形成された複数のパイロット空気孔２７の外周側に複数のパイロット空気孔２７を囲うように形成されている。複数のメイン空気孔２８は、メインバーナ４４の第１〜３列に同心円状に配置され、各列の全周に渡って設けられている。複数のメイン空気孔２８は、１つの空気孔が１つのメインノズル２５の燃料の流れ方向の下流側にそのメインノズル２５に対応して配置されている。このようにメインノズル２５とメイン空気孔２８とを対応させて（対向させて）配置することにより、メインノズル２５から噴射された燃料の周囲がメイン空気孔２８を通過する空気で覆われた同軸噴流とすることができる。メイン空気孔２８は、入口及び出口を構成する２つの楕円とその中心軸線とが直交しない斜円柱状に形成されている。つまり、メイン空気孔２８は、旋回角を有する旋回空気孔であり、出口が入口に対して周方向にずれている。
The plurality of main air holes 28 are formed on the outer peripheral side of the plurality of pilot air holes 27 formed in the
２−２．燃料系統
図１に示すように、燃料系統２００は、共通燃料系統５０及び第１〜５燃料系統５１〜５５を備えている。共通燃料系統５０は、燃料供給源（不図示）に接続している。共通燃料系統５０には、燃料遮断弁（開閉弁）６０が設けられている。第１〜５燃料系統５１〜５５には、第１〜５燃料流量制御バルブ６１〜６５が設けられている。本実施形態では、第１〜５燃料系統５１〜５５は、共通燃料系統５０から並列に分岐している。
2-2. Fuel System As shown in FIG. 1, the
図２に示すように、第１燃料系統（パイロット燃料系統）５１は、パイロットバーナ４３のパイロット燃料ヘッダ２２に接続している。第２〜５燃料系統（メイン燃料系統）５２〜５５は、メインバーナ４４のメイン燃料ヘッダ２３に接続している。本実施形態では、第２，３燃料系統（内周メイン燃料系統）５２，５３は、内周メイン燃料ヘッダ２３Ａに接続し、第４，５燃料系統（外周メイン燃料系統）５４，５５は、外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂに接続している。燃料供給源から第１燃料系統５１を経由してパイロット燃料ヘッダ２２に供給された燃料（パイロット燃料）は、パイロットノズル２４の先端から噴射されて燃焼室５に供給される。第２〜５燃料系統５２〜５５を経由してメイン燃料ヘッダ２３に供給された燃料（メイン燃料）は、メインノズル２５の先端から噴射されて燃焼室５に供給される。
As shown in FIG. 2, the first fuel system (pilot fuel system) 51 is connected to the
図４は、本実施形態に係る燃焼器の燃料噴射を説明する図である。 FIG. 4 is a view for explaining fuel injection of the combustor according to the present embodiment.
図２，４に示すように、本実施形態では、第２燃料系統５２は、メインバーナ４４Ａ，４４Ｃ，４４Ｅの内周メイン燃料ヘッダ２３Ａに接続しており、第２燃料系統５２を経由して内周メイン燃料ヘッダ２３Ａに供給された燃料（内周メイン燃料）は、メインバーナ４４Ａ，４４Ｃ，４４Ｅの内周領域４７ａにある内周メインノズル２５Ａの先端から噴射されて燃焼室５に供給される。第３燃料系統５３は、メインバーナ４４Ｂ，４４Ｄ，４４Ｆの内周メイン燃料ヘッダ２３Ａに接続しており、第３燃料系統５３を経由して内周メイン燃料ヘッダ２３Ａに供給された燃料（内周メイン燃料）は、メインバーナ４４Ｂ，４４Ｄ，４４Ｆの内周領域４７ｂにある内周メインノズル２５Ａの先端から噴射されて燃焼室５に供給される。第４燃料系統５４は、メインバーナ４４Ａ，４４Ｃ，４４Ｅの外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂに接続しており、第４燃料系統５４を経由して外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂに供給された燃料（外周メイン燃料）は、メインバーナ４４Ａ，４４Ｃ，４４Ｅの外周領域４８ａにある外周メインノズル２５Ｂの先端から噴射されて燃焼室５に供給される。第５燃料系統５５は、メインバーナ４４Ｂ，４４Ｄ，４４Ｆの外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂに接続しており、第５燃料系統５５を経由して外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂに供給された燃料（外周メイン燃料）は、メインバーナ４４Ｂ，４４Ｄ，４４Ｆの外周領域４８ｂにある外周メインノズル２５Ｂの先端から噴射されて燃焼室５に供給される。
As shown in FIGS. 2 and 4, in the present embodiment, the
パイロット燃料の流量は第１燃料流量制御バルブ（パイロット制御弁）６１、内周メイン燃料の流量は第２，３燃料流量制御バルブ（内周メイン制御弁）６２，６３、外周メイン燃料の流量は第４，５燃料流量制御バルブ（外周メイン制御弁）６４，６５により制御（調節）される。本実施形態では、制御装置６７からの制御信号を入力して第１〜５燃料流量制御バルブ６１〜６５の開度が制御され、パイロット燃料、内周メイン燃料及び外周メイン燃料の流量が個別に制御されることにより、ガスタービンプラント１００の発電量が制御される。
The flow rate of the pilot fuel is the first fuel flow control valve (pilot control valve) 61, the flow rate of the inner peripheral main fuel is the second and third fuel flow control valves (inner peripheral main control valve) 62, 63, and the flow rate of the outer peripheral main fuel is It is controlled (adjusted) by the fourth and fifth fuel flow control valves (outer peripheral main control valves) 64 and 65. In this embodiment, the control signals from the
２−３．制御装置
図５は、本実施形態に係る制御装置のブロック図である。
2-3. Control Device FIG. 5 is a block diagram of a control device according to the present embodiment.
図５に示すように、本実施形態では、制御装置（燃料流量制御装置）６７は、制御装置（ガスタービンプラント制御装置）１０２に備えられている。制御装置１０２は、ガスタービン１０１の構成要素（圧縮機１、燃焼器２、タービン３等）に電気的に接続しており、ガスタービン１０１の構成要素に信号（指令値）を出力し制御するものである。
As shown in FIG. 5, in the present embodiment, the control device (fuel flow rate control device) 67 is provided in the control device (gas turbine plant control device) 102. The
制御装置６７は、ガスタービン１０１に対する負荷要求、ガスタービン１０１の制御情報及び大気温度の計測値を入力し、入力した負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値に基づき、第１〜５燃料流量制御バルブ６１〜６５の開度を制御して、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４に供給する燃料流量を制御するものである。以下の説明では、「ガスタービンに対する負荷要求」及び「ガスタービンの制御情報」を「負荷要求」及び「制御情報」と適宜称する。制御装置６７は、入力部６９、パイロット制御部７０及びメイン制御部７１を備えている。
The
入力部６９は、負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値を入力するものである。本実施形態において、制御情報は、ガスタービン１０１の構成要素に対し出力される信号に関する情報を言う。制御情報としては、圧縮機１の入口に設けられたＩＧＶ（Ｉｎｌｅｔ Ｇｕｉｄｅ Ｖａｎｅ）の開度に関する信号の情報、ＩＢＨ（Ｉｎｌｅｔ Ｂｌｅｅｄ Ｈｅａｔ）システムの制御に関する信号の情報、タービン３の回転数に関する信号の情報等がある。本実施形態では、大気温度の計測値は、ガスタービンプラント１００の周辺又は圧縮機１の入口付近に設けられたセンサ６８により取得される。
The
パイロット制御部７０は、第１燃料流量制御バルブ６１に制御信号を出力し、第１燃料流量制御バルブ６１の開度を制御するものである。パイロット制御部７０は、パイロット燃空比演算部３００、パイロット燃料流量演算部３０１、パイロット制御信号出力部３０２、パイロット記憶部３０３及びパイロット空気流量演算部３０４を備えている。
The
・パイロット記憶部
パイロット記憶部３０３は、負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値と、パイロットバーナ４３の燃空比（パイロット燃空比）との予め決定された関係（パイロット燃空比の関係）を負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値ごとに記憶するものである。パイロット燃空比は、パイロットバーナ４３に供給する燃料流量とパイロットバーナ４３に供給される空気流量の比を言う。本実施形態において、パイロット燃空比の関係とは、負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値と、パイロットバーナ４３が安定燃焼するパイロット燃空比との関係を言う。
Pilot storage unit The
・パイロット燃空比演算部
パイロット燃空比演算部３００は、入力部６９から負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値を入力し、パイロット記憶部３０３から読み込んだパイロット燃空比の関係に基づき、入力した負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値に対応するパイロット燃空比（対応パイロット燃空比）を演算するものである。本実施形態では、パイロット燃空比演算部３００は、パイロットバーナ４３が安定燃焼するパイロット燃空比の限界値（最低値）に対し最小限の余裕値（設定値）を確保したパイロット燃空比を対応パイロット燃空比として演算する。
Pilot fuel / air ratio calculation unit The pilot fuel / air
・パイロット空気流量演算部
パイロット空気流量演算部３０４は、圧縮機１の出口における高圧空気１６の圧力及び温度を入力して燃焼器２に供給される空気流量を演算し、パイロットバーナ４３に供給される空気流量を演算するものである。本実施形態では、圧縮機１の出口にセンサ（不図示）を設けて、圧縮機１の出口における高圧空気１６の圧力及び温度を取得する。
Pilot air flow rate calculation unit The pilot air flow
・パイロット燃料流量演算部
パイロット燃料流量演算部３０１は、パイロット燃空比演算部３００で演算された対応パイロット燃空比に基づき、パイロットバーナ４３に供給するパイロット燃料流量を演算するものである。
Pilot fuel flow rate calculation unit The pilot fuel flow
・パイロット制御信号出力部
パイロット制御信号出力部３０２は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量に基づき、第１燃料流量制御バルブ６１にパイロット制御信号Ｃ１を出力するものである。
Pilot Control Signal Output Unit The pilot control
メイン制御部７１は、第２〜５燃料流量制御バルブ６２〜６５に対して制御信号を出力し、第２〜５燃料流量制御バルブ６２〜６５の開度を制御するものである。本実施形態では、メイン制御部７１は、内周メイン制御部７２及び外周メイン制御部７３を備えている。
The
内周メイン制御部７２は、第２，３燃料流量制御バルブ６２，６３に対して制御信号を出力し、第２，３燃料流量制御バルブ６２，６３の開度を制御するものである。内周メイン制御部７２は、メイン燃空比演算部４００、メイン燃料流量演算部４０１、メイン制御信号出力部４０２、メイン記憶部４０３、メイン空気流量演算部４０４、パイロット燃空比演算部４０５及びパイロット空気流量演算部４０６を備えている。
The inner peripheral
・パイロット空気流量演算部
パイロット空気流量演算部（第２のパイロット空気流量演算部）４０６は、パイロット空気流量演算部３０４と同様、パイロットバーナ４３に供給される空気流量を演算するものである。
Pilot Air Flow Rate Calculation Unit The pilot air flow rate calculation unit (second pilot air flow rate calculation unit) 406 calculates the air flow rate supplied to the
・パイロット燃空比演算部
パイロット燃空比演算部（第２のパイロット燃空比演算部）４０５は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及びパイロット空気流量演算部４０６で演算された空気流量に基づき、パイロット燃空比（第２のパイロット燃空比）を演算するものである。
Pilot fuel / air ratio calculation unit The pilot fuel / air ratio calculation unit (second pilot fuel / air ratio calculation unit) 405 is calculated by the pilot fuel flow rate and pilot air flow
・メイン記憶部
メイン記憶部４０３は、パイロット燃空比とメインバーナ４４の局所燃空比（メイン燃空比）との予め決定された関係（メイン燃空比の関係）を記憶するものである。本実施形態では、メイン記憶部４０３は、パイロット燃空比とメインバーナ４４の内周領域の局所燃空比（内周メイン燃空比）との予め決定された関係（内周メイン燃空比の関係）を記憶する内周メイン記憶部として構成されている。内周メイン燃空比は、メインバーナ４４の内周領域に供給する燃料流量とメインバーナ４４の内周領域に供給される空気流量の比を言う。本実施形態において、内周メイン燃空比の関係とは、パイロット燃空比と、パイロット燃空比に対しメインバーナ４４が安定燃焼する内周メイン燃空比との関係を言う。
Main Storage Unit The
図６は、内周メイン燃空比の関係を例示する図である。横軸はパイロット燃空比、縦軸は内周メイン燃空比を示している。図６において、破線はパイロットバーナ４３の失火限界線、実線はメインバーナ４４の安定燃焼限界線を示している。本実施形態において、パイロットバーナ４３の失火限界線とは、パイロットバーナ４３が安定燃焼する（失火しない）パイロット燃空比の限界値を示す指標である。メインバーナ４４の安定燃料限界線とは、パイロット燃空比に対しメインバーナ４４が安定燃焼する内周メイン燃空比の限界値（最低値）を示す指標である。
FIG. 6 is a diagram illustrating the relationship of the inner peripheral main fuel-air ratio. The horizontal axis indicates the pilot fuel-air ratio, and the vertical axis indicates the inner peripheral main fuel-air ratio. In FIG. 6, the broken line indicates the misfire limit line of the
図６において、パイロット燃空比が失火限界線の左側に位置する場合、パイロットバーナ４３は失火する。パイロット燃空比が失火限界線の右側に位置する場合、パイロットバーナ４３は安定燃焼となる（失火しない）。パイロット燃空比が失火限界線より右側に位置し、内周メイン燃空比が安定燃料限界線の下側に位置する場合、メインバーナ４４は不安定燃焼となる。パイロット燃空比が失火限界線より右側に位置し、内周メイン燃空比が安定燃料限界線より上側に位置する場合、メインバーナ４４は安定燃焼となる。なお、パイロット燃空比が所定の値（図６では値Ａ）以上の場合、パイロット火炎によってメイン火炎が完全に保炎されるため、内周メイン燃空比が低下してもメインバーナ４４は安定燃焼となる。
In FIG. 6, when the pilot fuel-air ratio is located on the left side of the misfire limit line, the
図２に示すように、メインバーナ４４の下流側には円錐状のメイン火炎４２が形成される。メイン火炎４２は、メインバーナ４４の内周領域の出口を起点に保炎される。そのため、保炎点である内周メイン燃空比が低下すると、メイン火炎４２が不安定となり、軸方向に変動してフリッカや燃焼振動が発生し、失火する場合もある。また、メイン火炎４２が安定燃焼する内周メイン燃空比の限界値とパイロット燃空比とは相関関係にある。つまり、パイロット燃空比が高くなるほどパイロットバーナ４３の下流側に形成されるパイロット火炎４１からメイン火炎４２により高温の燃焼ガスが供給される。メイン火炎４２に供給された燃焼ガスは、メインバーナ４４の下流側に形成される循環流４０に取り込まれ、メインバーナ４４の内周領域の出口に供給される熱とラジカルが増加することにより、メインバーナ４４がより安定に燃焼して安定範囲が拡大する。そのため、図６に示すように、パイロット燃空比が増加するにつれて安定燃焼限界線上の内周メイン燃空比の限界値は低下する。
As shown in FIG. 2, a conical
・メイン燃空比演算部
メイン燃空比演算部４００は、パイロット燃空比演算部４０５で演算されたパイロット燃空比を入力し、メイン記憶部４０３から読み込んだメイン燃空比の関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対応するメイン燃空比（対応メイン燃空比）を演算するものである。本実施形態では、メイン燃空比演算部４００は、パイロット燃空比演算部４０５で演算されたパイロット燃空比を入力し、内周メイン記憶部４０３から読み込んだメイン燃空比の関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対応する内周メイン燃空比（対応内周メイン燃空比）を演算する内周メイン燃空比演算部として構成されている。本実施形態では、内周メイン燃空比演算部４００は、メインバーナ４４が安定燃焼する内周メイン燃空比の限界値（最低値）に対し最小限の余裕値（設定値）を確保した内周メイン燃空比を対応内周メイン燃空比として演算する。
Main fuel / air ratio calculation unit The main fuel / air
・メイン空気流量演算部
メイン空気流量演算部（内周メイン空気流量演算部）４０４は、圧縮機１の出口における高圧空気１６の圧力及び温度を入力して燃焼器２に供給される空気流量を演算し、メインバーナ４４に供給される空気流量を演算するものである。本実施形態では、メイン空気流量演算部４０４は、圧縮機１の出口における高圧空気１６の圧力及び温度を入力して燃焼器２に供給される空気流量を演算し、メインバーナ４４の内周領域に供給される空気流量を演算する内周メイン空気流量演算部として構成されている。
Main air flow rate calculation unit The main air flow rate calculation unit (inner peripheral main air flow rate calculation unit) 404 inputs the pressure and temperature of the high-
・メイン燃料流量演算部
メイン燃料流量演算部４０１は、メイン燃空比演算部４００で演算されたメイン燃空比に基づき、メインバーナ４４に供給するメイン燃料流量を演算するものである。本実施形態では、メイン燃料流量演算部４０１は、内周メイン燃空比演算部４００で演算された内周メイン燃空比に基づき、メインバーナ４４の内周領域に供給する内周メイン燃料流量を演算する内周メイン燃料流量演算部として構成されている。
Main fuel flow rate calculation unit The main fuel flow
・メイン制御信号出力部
メイン制御信号出力部４０２は、メイン燃料流量演算部４０１で演算されたメイン燃料流量に基づき、第２，３燃料流量制御バルブ６２，６３にメイン制御信号Ｃ２を出力するものである。本実施形態では、メイン制御信号出力部４０２は、内周メイン燃料流量演算部４０１で演算された内周メイン燃料流量に基づき、第２，３燃料流量制御バルブ６２，６３に内周メイン制御信号Ｃ２を出力する内周メイン制御信号出力部として構成されている。
Main control signal output unit The main control
外周メイン制御部７３は、第４，５燃料流量制御バルブ６４，６５に対して制御信号を出力し、第４，５燃料流量制御バルブ６４，６５の開度を制御するものである。外周メイン制御部７３は、全燃料流量演算部５００、外周メイン燃料流量演算部５０１及び外周メイン制御信号出力部５０２を備えている。
The outer peripheral
・全燃料流量演算部
全燃料流量演算部５００は、入力部６９から負荷要求を入力し、入力した負荷要求に基づき、燃焼器２に供給する全燃料流量を演算するものである。
Total fuel flow rate calculation unit The total fuel flow
・外周メイン燃料流量演算部
外周メイン燃料流量演算部５０１は、全燃料流量演算部５００で演算された全燃料流量、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量演算部４０１で演算された内周メイン燃料流量を入力し、入力した全燃料流量、パイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量に基づき、メインバーナ４４の外周領域に供給する外周メイン燃料流量を演算するものである。
Outer peripheral main fuel flow rate calculation unit The outer peripheral main fuel flow
・外周メイン制御信号出力部
外周メイン制御信号出力部５０２は、外周メイン燃料流量演算部５０１で演算された外周メイン燃料流量に基づき、第４，５燃料流量制御バルブ６４，６５に外周メイン制御信号Ｃ３を出力するものである。
Outer peripheral main control signal output unit The outer peripheral main control
（動作）
図７は、本実施形態に係る燃焼器における燃料ステージングを説明する図である。図７は、ガスタービン１０１が低負荷状態から定格負荷状態（ＦＳＦＬ）に到達するまでの燃料の流量変化を示している。図７において、横軸はガスタービン負荷を示している。以下、本実施形態に係る燃焼器２における燃料ステージングについて、ガスタービン１０１が低負荷状態から定格負荷状態に到達するまでの過程を４つの燃焼モード（第１〜４燃焼モード）に区切り説明する。
(Operation)
FIG. 7 is a view for explaining fuel staging in the combustor according to the present embodiment. FIG. 7 shows a change in fuel flow rate until the
図７に示すように、低負荷状態である第１燃焼モードでは、パイロットバーナ４３とメインバーナ４４Ａ，４４Ｃ，４４Ｅの内周領域４７ａにのみ燃料を供給する。ガスタービン負荷が上昇し第２燃焼モードに到達したら、メインバーナ４４Ｂ，４４Ｄ，４４Ｆの内周領域４７ｂにも燃料を供給する。さらにガスタービン負荷が上昇し第３燃焼モードに到達したら、メインバーナ４４Ａ，４４Ｃ，４４Ｅの外周領域４８ａにも燃料を供給する。さらにガスタービン負荷が上昇し第４燃焼モードに到達したら、メインバーナ４４Ｂ，４４Ｄ，４４Ｆの外周領域４８ｂにも燃料を供給して全ての燃料系統に燃料を供給し、定格負荷状態に到達する。
As shown in FIG. 7, in the first combustion mode that is in a low load state, fuel is supplied only to the inner
本実施形態では、第１〜３燃焼モードでは、燃焼安定性を高めるため、パイロットバーナ４３とメインバーナ４４の内周領域４７ａ，４７ｂに供給する燃料流量をメインバーナ４４の外周領域４８ａよりも多くし、メインバーナ４４の内周領域４７ａ，４７ｂの局所燃空比を高めている。一方、第４燃焼モードでは、ガスタービン負荷は発電用として運用される負荷範囲にあるため、安定燃焼とともに低ＮＯｘ燃焼が求められる。そこで、本実施形態では、第４燃焼モードにおいては、安定燃焼限界線（図６を参照）に基づいて運用条件を設定し、燃焼安定性を維持しつつパイロット燃空比と内周メイン燃空比を下げてＮＯｘ排出量を抑制している。
In the present embodiment, in the first to third combustion modes, the fuel flow rate supplied to the inner
図８は、本実施形態に係る制御装置の燃料流量を調節する手順を示したフローチャートである。以下、本実施形態に係る制御装置の燃料流量を制御する手順について説明する。 FIG. 8 is a flowchart showing a procedure for adjusting the fuel flow rate of the control device according to the present embodiment. Hereinafter, a procedure for controlling the fuel flow rate of the control device according to the present embodiment will be described.
入力部６９は、負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値を入力する（ステップＳ１）。
The
続いて、パイロット燃空比演算部３００は、入力部６９から負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値を入力し、パイロット記憶部３０３から読み込んだパイロット燃空比の関係に基づき、入力した負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値に対応するパイロット燃空比を演算する（ステップＳ２）。
Subsequently, the pilot fuel / air
続いて、パイロット空気流量演算部３０４は、パイロットバーナ４３に供給される空気流量を演算する（ステップＳ３）。
Subsequently, the pilot air flow
続いて、パイロット燃料流量演算部３０１は、パイロット燃空比演算部３００で演算されたパイロット燃空比及びパイロット空気流量演算部３０４で演算された空気流量を入力し、入力したパイロット燃空比及び空気流量に基づき、パイロットバーナ４３に供給するパイロット燃料流量を演算する（ステップＳ４）。
Subsequently, the pilot fuel flow
続いて、パイロット制御信号出力部３０２は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量を入力し、入力したパイロット燃料流量に基づきパイロット制御信号Ｃ１を演算して、第１燃料流量制御バルブ６１に出力する（ステップＳ５）。本実施形態では、パイロット制御信号出力部３０２は、パイロット燃料流量と第１燃料流量制御バルブ６１の開度との関係を記憶しており、第１燃料流量制御バルブ６１の開度がパイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量に対応する大きさとなるようにパイロット制御信号Ｃ１を演算する。
Subsequently, the pilot control
次に、パイロット空気流量演算部４０６は、パイロットバーナ４３に供給される空気流量を演算する（ステップＳ６）。
Next, the pilot air flow
続いて、パイロット燃空比演算部４０５は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及びパイロット空気流量演算部４０６で演算された空気流量に基づき、パイロット燃空比を演算する（ステップ７）。
Subsequently, the pilot fuel / air
続いて、内周メイン燃空比演算部４００は、パイロット燃空比演算部４０５で演算されたパイロット燃空比を入力し、内周メイン記憶部４０３から読み込んだ内周メイン燃空比の関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対応する内周メイン燃空比を演算する（ステップＳ８）。
Subsequently, the inner peripheral main fuel / air
続いて、内周メイン空気流量演算部４０４は、メインバーナ４４の内周領域に供給される空気流量を演算する（ステップＳ９）。
Subsequently, the inner peripheral main air flow
続いて、内周メイン燃料流量演算部４０１は、内周メイン燃空比演算部４００で演算された内周メイン燃空比及び内周メイン空気流量演算部４０４で演算された空気流量を入力し、入力した内周メイン燃空比及び空気流量に基づき、メインバーナ４４の内周領域に供給する内周メイン燃料流量を演算する（ステップＳ１０）。
Subsequently, the inner peripheral main fuel flow
続いて、内周メイン制御信号出力部４０２は、内周メイン燃料流量演算部４０１で演算された内周メイン燃料流量を入力し、入力した内周メイン燃料流量に基づき内周メイン制御信号Ｃ２を演算して、第２，３燃料流量制御バルブ６２，６３に出力する（ステップＳ１１）。本実施形態では、内周メイン制御信号出力部４０２は、内周メイン燃料流量と第２，３燃料流量制御バルブ６２，６３の開度との関係を記憶しており、第２，３燃料流量制御バルブ６２，６３の開度が内周メイン燃料流量演算部４０１で演算された内周メイン燃料流量に対応する大きさとなるように内周メイン制御信号Ｃ２を演算する。
Subsequently, the inner periphery main control
続いて、全燃料流量演算部５００は、入力部６９から負荷要求を入力し、入力した負荷要求に基づき、燃焼器２に供給する全燃料流量を演算する（ステップＳ１２）。
Subsequently, the total fuel flow
続いて、外周メイン燃料流量演算部５０１は、全燃料流量演算部５００で演算された全燃料流量、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量演算部４０１で演算された内周メイン燃料流量を入力し、入力した全燃料流量、パイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量に基づき、メインバーナ４４の外周領域に供給する外周メイン燃料流量を演算する（ステップＳ１３）。本実施形態では、外周メイン燃料流量演算部５０１は、全燃料流量からパイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量を減算し、外周メイン燃料流量を演算する。
Subsequently, the outer peripheral main fuel flow
続いて、外周メイン制御信号出力部５０２は、外周メイン燃料流量演算部５０１で演算された外周メイン燃料流量を入力し、入力した外周メイン燃料流量に基づき、第４，５燃料流量制御バルブ６４，６５に外周メイン制御信号Ｃ３を出力する（ステップＳ１４）。本実施形態では、外周メイン制御信号出力部５０２は、外周メイン燃料流量と第４，５燃料流量制御バルブ６４，６５の開度との関係を記憶しており、第４，５燃料流量制御バルブ６４，６５の開度が外周メイン燃料流量演算部５０１で演算された外周メイン燃料流量に対応する大きさとなるように外周メイン制御信号Ｃ３を演算する。
Subsequently, the outer peripheral main control
（効果）
（１）本実施形態では、負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値とパイロットバーナ４３が安定燃焼するパイロット燃空比との関係に基づき、入力した負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値に対しパイロットバーナ４３が安定燃焼するパイロット燃空比の限界値に対し最小限の余裕値を確保したパイロット燃空比を演算し、パイロットバーナ４３に供給する燃料流量を制御している。そのため、パイロットバーナ４３の安定燃焼性を確保することができる。また、パイロット燃空比とパイロット燃空比に対しメインバーナ４４が安定燃焼する内周メイン燃空比との関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対しメインバーナ４４が安定燃焼する内周メイン燃空比の限界値に対し最小限の余裕値を確保した内周メイン燃空比を演算し、メインバーナ４４の内周領域に供給する燃料流量を制御している。パイロット燃空比に基づき内周メイン燃空比を演算し、メインバーナ４４の内周領域に供給する燃料流量を制御することで、パイロット火炎とメイン火炎とが干渉しメイン火炎の安定燃焼限界条件が変化した場合でも、メインバーナ４４の安定燃焼性を確保することができる。一方、パイロット燃空比や内周メイン燃空比が高くなり過ぎるとＮＯｘ排出量が増加する。これに対し、本実施形態では、上述のように、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４が安定燃焼するパイロット燃空比及び内周メイン燃空比の限界値に対し最小限の余裕値を確保したパイロット燃空比及び内周メイン燃空比を演算し、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４に供給する燃料流量を制御している。そのため、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４のＮＯｘ排出量を抑制することができる。以上のことから、本実施形態では、ＮＯｘ排出量の抑制と安定燃焼を両立できる燃焼器とすることができる。
(effect)
(1) In this embodiment, based on the relationship between the load request, control information, and the measured value of the atmospheric temperature and the pilot fuel-air ratio at which the
（２）本実施形態では、バーナ６はパイロットバーナ４３とパイロットバーナ４３の周囲に設けられた複数のメインバーナ４４とから構成されている。そのため、負荷要求に応じて燃料を供給するバーナの個数を制御することにより、バーナで形成される火炎の温度を一定値以上に維持し保ち、安定した運用を維持することができる。
(2) In the present embodiment, the
（３）本実施形態では、メインバーナ４４を内周領域と外周領域に分け、内周及び外周領域に内周及び外周メイン燃料系統をそれぞれ接続し、内周及び外周領域に独立して燃料を供給することができる。そのため、メインバーナ４４の内周領域に供給する燃料流量を個別に制御し、保炎の基点となる内周領域で形成されるメイン火炎の温度を一定値以上に維持することにより、保炎状態を安定させることができる。
(3) In this embodiment, the
＜第２実施形態＞
（構成）
図９は本実施形態に係る燃焼器のバーナ付近の構造を示す部分断面図、図１０は本実施形態に係る燃焼器の燃料噴射を説明する図である。図９，１０において、上記第１実施形態と同等の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
Second Embodiment
(Constitution)
FIG. 9 is a partial cross-sectional view showing the structure in the vicinity of the burner of the combustor according to the present embodiment, and FIG. 10 is a view for explaining fuel injection of the combustor according to the present embodiment. 9 and 10, the same reference numerals are given to the same parts as those in the first embodiment, and the description will be omitted as appropriate.
本実施形態に係る燃焼器は、パイロットバーナ４３を内周領域と外周領域に分けて、内周領域に第１燃料系統５１を、外周領域に第６燃料系統５６を接続している。また、本実施形態に係る燃焼器は、メインバーナ４４の外周領域を１つの群（外周領域群）とし、外周領域群に第４燃料系統５４を接続している（第５燃料系統５５は設けられていない）。その他の構成は、第１実施形態に係る燃焼器と同様である。
In the combustor according to the present embodiment, the
図９に示すように、本実施形態では、パイロットバーナ４３の第１列は、内周パイロット燃料ヘッダ２２Ａ、内周パイロットノズル２４Ａ及び内周パイロット空気孔２７Ａで構成され、第２，３列は、外周パイロット燃料ヘッダ２２Ｂ、外周パイロットノズル２４Ｂ及び外周パイロット空気孔２７Ｂで構成されている。以下の説明では、パイロットバーナ４３の第１列を内周領域、第２，３列を外周領域と適宜称する。
As shown in FIG. 9, in the present embodiment, the first row of
図９，１０に示すように、本実施形態では、第１燃料系統５１は、パイロットバーナ４３の内周パイロット燃料ヘッダ２２Ａに接続しており、第１燃料系統５１を経由して内周パイロット燃料ヘッダ２２Ａに供給された燃料（内周パイロット燃料）は、内周パイロットノズル２４Ａの先端から噴射されて燃焼室５に供給される。第６燃料系統５６は、パイロットバーナ４３の外周パイロット燃料ヘッダ２２Ｂに接続しており、第６燃料系統５６を経由して外周パイロット燃料ヘッダ２２Ｂに供給された燃料（外周パイロット燃料）は、外周パイロットノズル２４Ｂの先端から噴射されて燃焼室５に供給される。第６燃料系統５６には第６燃料流量制御バルブ６６が設けられており、外周パイロット燃料の流量は、第６燃料流量制御バルブ（外周パイロット制御弁）６６により調節される。第４燃料系統５４は、メインバーナ４４Ａ〜４４Ｆの外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂに接続しており、第４燃料系統５４を経由して外周メイン燃料ヘッダ２３Ｂに供給された燃料（外周領域メイン燃料）は、メインバーナ４４Ａ〜４４Ｆの外周領域４９にある外周メインノズル２５Ｂの先端から噴射されて燃焼室５に供給される。
As shown in FIGS. 9 and 10, in the present embodiment, the
図１１は、本実施形態に係る制御装置のブロック図である。図１１に示すように、本実施形態に係る制御装置７６は、入力部６９、パイロット制御部７０、メイン制御部７１に加えて、内周パイロット制御部７４及び外周パイロット制御部７５を備えている。
FIG. 11 is a block diagram of a control device according to the present embodiment. As shown in FIG. 11, the control device 76 according to the present embodiment includes an inner peripheral
内周パイロット制御部７４は、第１燃料流量制御バルブ６１に対して制御信号を出力し、第１燃料流量制御バルブ６１の開度を制御するものである。内周パイロット制御部７４は、パイロット燃空比演算部６００、内周パイロット燃空比演算部６０１、内周パイロット燃料流量演算部６０２、内周パイロット制御信号出力部６０３、パイロット空気流量演算部６０４、内周パイロット記憶部６０５及び内周パイロット空気流量演算部６０６を備えている。
The inner periphery
・パイロット空気流量演算部
パイロット空気流量演算部（第３のパイロット空気流量演算部）６０４は、パイロット空気流量演算部３０４と同様、パイロットバーナ４３に供給される空気流量を演算するものである。
Pilot Air Flow Rate Calculation Unit The pilot air flow rate calculation unit (third pilot air flow rate calculation unit) 604 calculates the air flow rate supplied to the
・パイロット燃空比演算部
パイロット燃空比演算部（第３のパイロット燃空比演算部）６００は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及びパイロット空気流量演算部６０４で演算された空気流量に基づき、パイロット燃空比（第３のパイロット燃空比）を演算するものである。
Pilot fuel / air ratio calculation unit The pilot fuel / air ratio calculation unit (third pilot fuel / air ratio calculation unit) 600 is calculated by the pilot fuel flow rate and pilot air flow
・内周パイロット記憶部
内周パイロット記憶部６０５は、パイロット燃空比とパイロットバーナ４３の内周領域の局所燃空比（内周パイロット燃空比）との予め決定された関係（内周パイロット燃空比の関係）を記憶するものである。内周パイロット燃空比は、パイロットバーナ４３の内周領域に供給する燃料流量とパイロットバーナ４３の内周領域に供給される空気流量の比を言う。本実施形態において、内周パイロット燃空比の関係とは、パイロット燃空比と、パイロット燃空比に対しパイロットバーナ４３が安定燃焼する内周パイロット燃空比との関係を言う。
Inner circumference pilot storage unit The inner circumference
図１２は、内周パイロット燃空比の関係を例示する図である。横軸はパイロット燃空比、縦軸は内周パイロット燃空比を示している。図１２において、実線はパイロットバーナ４３の失火限界線を示している。図１２において、パイロット燃空比が失火限界線の左側に位置し、内周パイロット燃空比が失火限界線の下側に位置する場合、パイロットバーナ４３は失火する。パイロット燃空比が失火限界線の左側に位置し、内周パイロット燃空比が失火限界線の上側に位置する場合、パイロットバーナ４３は安定燃焼となる（失火しない）。なお、パイロット燃空比が所定の数値（図１２では値Ｂ）以上の場合、パイロットバーナ４３の外周領域でも保炎するようになり、内周パイロット燃空比が低下してもパイロットバーナ４３は安定燃焼となる。
FIG. 12 is a diagram illustrating the relationship of the inner pilot fuel / air ratio. The horizontal axis represents the pilot fuel-air ratio, and the vertical axis represents the inner peripheral pilot fuel-air ratio. In FIG. 12, the solid line indicates the misfire limit line of the
・内周パイロット燃空比演算部
内周パイロット燃空比演算部６０１は、パイロット燃空比演算部６００で演算されたパイロット燃空比を入力し、内周パイロット記憶部６０５から読み込んだ内周パイロット燃空比の関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対応する内周パイロット燃空比（対応内周パイロット燃空比）を演算するものである。本実施形態において、対応内周パイロット燃空比とは、パイロットバーナ４３が安定燃焼しつつＮＯｘ排出量が抑制される内周パイロット燃空比を言う。
Inner circumference pilot fuel / air ratio calculation unit The inner circumference pilot fuel / air
・内周パイロット空気流量演算部
内周パイロット空気流量演算部６０６は、圧縮機１の出口における高圧空気１６の圧力及び温度を入力して燃焼器２に供給される空気流量を演算し、パイロットバーナ４３の内周領域に供給される空気流量を演算するものである。
Inner circumference pilot air flow rate calculation unit The inner circumference pilot air flow
・内周パイロット燃料流量演算部
内周パイロット燃料流量演算部６０２は、内周パイロット燃空比演算部６０１で演算された内周パイロット燃空比に基づき、パイロットバーナ４３の内周領域に供給する内周パイロット燃料流量を演算するものである。
Inner circumference pilot fuel flow rate calculation unit The inner circumference pilot fuel flow
・内周パイロット制御信号出力部
内周パイロット制御信号出力部６０３は、内周パイロット燃料流量演算部６０２で演算された内周パイロット燃料流量に基づき、第１燃料流量制御バルブ（内周パイロット制御弁）６１にパイロット制御信号Ｃ４を出力するものである。
Inner periphery pilot control signal output unit The inner periphery pilot control
外周パイロット制御部７５は、第６燃料流量制御バルブ６６に対して制御信号を出力し、第６燃料流量制御バルブ６６の開度を制御するものである。本実施形態では、外周パイロット制御部７５は、外周パイロット燃料流量演算部７００及び外周パイロット制御信号出力部７０１を備えている。
The outer periphery
・外周パイロット燃料流量演算部
外周パイロット燃料流量演算部７００は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及び内周パイロット燃料流量演算部６０２で演算された内周パイロット燃料流量を入力し、入力したパイロット燃料流量及び内周パイロット燃料流量に基づき、パイロットバーナ４３の外周領域に供給する外周パイロット燃料流量を演算するものである。
Outer periphery pilot fuel flow rate calculation unit The outer periphery pilot fuel flow
・外周パイロット制御信号出力部
外周パイロット制御信号出力部７０１は、外周パイロット燃料流量演算部７００で演算された外周パイロット燃料流量に基づき、第６燃料流量制御バルブ６６に外周パイロット制御信号Ｃ５を出力するものである。
Outer periphery pilot control signal output unit The outer periphery pilot control
本実施形態に係る内周メイン記憶部４０３に記憶された内周メイン燃空比の関係について説明する。
The relationship of the inner periphery main fuel-air ratio memorize | stored in the inner periphery main memory |
図１３は、内周メイン燃空比の関係を例示する図である。横軸はパイロット燃空比、縦軸は内周メイン燃空比を示している。図１３において、実線はメインバーナ４４の安定燃焼限界線を示している。
FIG. 13 is a diagram illustrating the relationship of the inner peripheral main fuel-air ratio. The horizontal axis indicates the pilot fuel-air ratio, and the vertical axis indicates the inner peripheral main fuel-air ratio. In FIG. 13, the solid line indicates the stable combustion limit line of the
図１３の例では、パイロット燃空比が安定燃焼限界線の左側に位置し、内周メイン燃空比が安定燃焼限界線の下側に位置する場合、メインバーナ４４は不安定燃焼となる。パイロット燃空比が安定燃焼限界線の左側に位置し、内周メイン燃空比が安定燃焼限界線の上側に位置する場合、メインバーナ４４は安定燃焼となる。パイロット燃空比が所定の値（図１３では値Ｃ）以上の場合、内周メイン燃空比が低下してもメインバーナ４４は安定燃焼となる。本実施形態では、内周パイロット燃空比を調整することでパイロット燃空比が低い場合でもパイロットバーナ４３を安定燃焼させることができるため、図１３に示すように、メインバーナ４４が安定燃焼する運用条件を第１実施形態に係る燃焼器より拡大することができる。
In the example of FIG. 13, when the pilot fuel-air ratio is located on the left side of the stable combustion limit line and the inner peripheral main fuel-air ratio is located below the stable combustion limit line, the
（動作）
本実施形態に係る燃焼器は、図７に示した第１〜４燃焼モードにおいて、負荷上昇に対し第２燃焼モードから第４燃焼モードに移行して運用される。つまり、本実施形態に係る燃焼器では、ガスタービン負荷が上昇し第２燃焼モードに到達したら、メインバーナ４４Ｂ，４４Ｄ，４４Ｆの内周領域４７ｂに燃料を供給し、さらにガスタービン負荷が上昇したら、メインバーナ４４Ａ〜４４Ｆの外周領域４９に燃料を供給して全ての燃料系統に燃料を供給し、定格負荷状態に到達する。
(Operation)
In the first to fourth combustion modes shown in FIG. 7, the combustor according to the present embodiment is operated by shifting from the second combustion mode to the fourth combustion mode with respect to load increase. That is, in the combustor according to the present embodiment, when the gas turbine load increases and reaches the second combustion mode, fuel is supplied to the inner
図１４は、本実施形態に係る制御装置の燃料流量を調節する手順を示したフローチャートである。以下、本実施形態に係る制御装置の燃料流量を調節する手順について説明する。 FIG. 14 is a flowchart showing a procedure for adjusting the fuel flow rate of the control device according to the present embodiment. Hereinafter, a procedure for adjusting the fuel flow rate of the control device according to the present embodiment will be described.
ステップＳ１〜Ｓ４は、第１実施形態に係る制御装置の燃料流量を調節する手順と同様である。 Steps S1 to S4 are the same as the procedure for adjusting the fuel flow rate of the control device according to the first embodiment.
続いて、パイロット空気流量演算部６０４は、パイロットバーナ４３に供給される空気流量を演算する（ステップＳ２０）。
Subsequently, the pilot air flow
続いて、パイロット燃空比演算部６００は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及びパイロット空気流量演算部６０４で演算された空気流量に基づき、パイロット燃空比を演算する（ステップＳ２１）。
Subsequently, the pilot fuel / air
続いて、内周パイロット燃空比演算部６０１は、パイロット燃空比演算部６００で演算されたパイロット燃空比を入力し、内周パイロット記憶部６０５から読み込んだ内周パイロット燃空比の関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対応する内周パイロット燃空比を演算する（ステップＳ２２）。
Subsequently, the inner peripheral pilot fuel / air
続いて、内周パイロット空気流量演算部６０６は、パイロットバーナ４３の内周領域に供給される空気流量を演算する（ステップＳ２３）。
Subsequently, the inner peripheral pilot air flow
続いて、内周パイロット燃料流量演算部６０２は、内周パイロット燃空比演算部６０１で演算された内周パイロット燃空比及び内周パイロット空気流量演算部６０６で演算された空気流量を入力し、入力した内周パイロット燃空比及び空気流量に基づきパイロットバーナ４３の内周領域に供給する内周パイロット燃料流量を演算する（ステップＳ２４）。
Subsequently, the inner peripheral pilot fuel flow
続いて、内周パイロット制御信号出力部６０３は、内周パイロット燃料流量演算部６０２で演算された内周パイロット燃料流量を入力し、入力した内周パイロット燃料流量に基づき内周パイロット制御信号Ｃ４を演算して、第１燃料流量制御バルブ６１に出力する（ステップＳ２５）。本実施形態では、内周パイロット制御信号出力部６０３は、内周パイロット燃料流量と第１燃料流量制御バルブ６１の開度との関係を記憶しており、第１燃料流量制御バルブ６１の開度が内周パイロット燃料流量演算部６０２で演算された内周パイロット燃料流量に対応する大きさとなるように内周パイロット制御信号Ｃ４を演算する。
Subsequently, the inner periphery pilot control
続いて、外周パイロット燃料流量演算部７００は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及び内周パイロット燃料流量演算部６０２で演算された内周パイロット燃料流量を入力し、入力したパイロット燃料流量及び内周パイロット燃料流量に基づき、パイロットバーナ４３の外周領域に供給する外周パイロット燃料流量を演算する（ステップＳ２６）。本実施形態では、外周パイロット燃料流量演算部７００は、パイロット燃料流量から内周パイロット燃料流量を減算し、外周パイロット燃料流量を演算する。
Subsequently, the outer periphery pilot fuel flow
続いて、外周パイロット制御信号出力部７０１は、外周パイロット燃料流量演算部７００で演算された外周パイロット燃料流量を入力し、入力した外周パイロット燃料流量に基づき、第６燃料流量制御バルブ６６に外周パイロット制御信号Ｃ５を出力する（ステップＳ２７）。本実施形態では、外周パイロット制御信号出力部７０１は、外周パイロット燃料流量と第６燃料流量制御バルブ６６の開度との関係を記憶しており、第６燃料流量制御バルブ６６の開度が外周パイロット燃料流量演算部７００で演算された外周パイロット燃料流量に対応する大きさとなるように外周パイロット制御信号Ｃ５を演算する。
Subsequently, the outer periphery pilot control
以降、ステップＳ６〜Ｓ１４は、第１実施形態に係る制御装置の燃料流量を調節する手順と同様である。 Henceforth, step S6-S14 is the same as the procedure which adjusts the fuel flow volume of the control apparatus which concerns on 1st Embodiment.
（効果）
本実施形態でも、第１実施形態と同様の効果を得ることができる。加えて、本実施形態では、以下の効果が得られる。
(effect)
Also in this embodiment, the same effect as the first embodiment can be obtained. In addition, in the present embodiment, the following effects can be obtained.
本実施形態では、パイロットバーナ４３を内周及び外周領域に分け、パイロット燃空比に基づき、パイロットバーナ４３が安定燃焼となる内周パイロット燃空比を演算し内周パイロット燃料流量を制御している。これにより、図１２に示すように、パイロットバーナ４３が安定燃焼する（失火しない）運用条件を第１実施形態に係る燃焼器より拡大することができる。
In this embodiment, the
（変形例）
燃空比（パイロット燃空比及びメイン燃空比）に基づき失火条件や燃焼安定条件を設定する場合、大気温度やガスタービン１０１の運転状態により燃焼器２に流入する空気温度が変化し、燃焼安定条件にずれが生じ得る。これは、火炎の不安定条件は火炎温度に対し凡そ規定され、空気温度が変化することで火炎温度が変化するためである。これに対し、火炎温度に基づき失火条件や燃焼安定条件を設定する方法がある。
(Modification)
When setting misfire conditions and combustion stability conditions based on the fuel-air ratio (pilot fuel-air ratio and main fuel-air ratio), the air temperature flowing into the combustor 2 changes depending on the atmospheric temperature and the operating state of the
図１５は、パイロットバーナ４３の火炎温度とパイロットバーナ４３の内周領域の局所火炎温度との関係を例示する図、図１６は、パイロットバーナ４３の火炎温度とメインバーナ４４の内周領域の局所火炎温度の関係を例示する図である。図１５，１６の横軸はパイロットバーナ４３の火炎温度（パイロット火炎温度）を示している。図１５の縦軸は、パイロットバーナ４３の内周領域の局所火炎温度（内周パイロット火炎温度）、図１６の縦軸は、メインバーナ４４の内周領域の局所火炎温度（内周メイン火炎温度）を示している。図１５において、実線はパイロットバーナ４３の失火限界線を示している。図１６において、実線はメインバーナ４４の安定燃焼限界線を示している。
15 is a diagram illustrating the relationship between the flame temperature of the
一般的に、火炎の安定燃焼条件は火炎温度に基づき設定することができ、燃焼器２に流入する空気温度に関わらず凡そ図１５，１６に例示する関係が成立する。本変形例では、内周パイロット制御部７４の内周パイロット燃料流量演算部６０２及び内周メイン制御部７２の内周メイン燃料流量演算部４０１は、内周パイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量を演算する際、負荷要求、計測値及び制御情報に基づき燃焼器２に流入する空気温度を演算し、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４が安定燃焼となる火炎温度になるように内周パイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量を演算する。
Generally, the stable combustion condition of the flame can be set based on the flame temperature, and the relationship illustrated in FIGS. 15 and 16 is established regardless of the temperature of the air flowing into the combustor 2. In this modified example, the inner peripheral pilot fuel flow
本変形例では、燃焼器２に流入する空気温度を演算し、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４が安定燃焼する火炎温度となるように内周パイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量を演算するため、現象を支配する火炎温度を制御することができ、大気温度等の外部要因やガスタービンの運転状態などの複数のパラメータを考慮してより正確にパイロットバーナ４３及びメインバーナ４４に供給する燃料流量を制御することができる。
In this modification, the temperature of the air flowing into the combustor 2 is calculated, and the inner peripheral pilot fuel flow rate and the inner peripheral main fuel flow rate are calculated so that the
なお、本変形例では、燃焼器２に流入する空気温度を演算し、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４が安定燃焼となる火炎温度になるように内周パイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量を演算する構成を例示したが、大気温度やガスタービンの運転状態に対する燃空比のずれ分に対応する補正値を予め演算しておき、大気温度等に基づき内周パイロット燃料流量及び内周メイン燃料流量を演算する構成としても良い。
In this modification, the temperature of the air flowing into the combustor 2 is calculated, and the inner peripheral pilot fuel flow rate and the inner peripheral main fuel flow rate are calculated so that the
＜第３実施形態＞
（構成）
図１７は、本実施形態に係る制御装置のブロック図である。図１７において、上記第２実施形態と同等の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
<Third Embodiment>
(Constitution)
FIG. 17 is a block diagram of a control device according to the present embodiment. In FIG. 17, parts that are the same as in the second embodiment are given the same reference numerals, and descriptions thereof are omitted as appropriate.
本実施形態に係る燃焼器は、排ガス９（図１を参照）に含まれるＮＯｘ、ＣＯ等の濃度や燃焼振動の振幅値を演算してパイロット燃料流量演算部３０１にフィードバックし、ＮＯｘ、ＣＯ等の成分量や燃焼振動の振幅値が抑制されるように燃料流量（パイロット燃料流量及びメイン燃料流量）を制御する。その他の構成は、第２実施形態に係る燃焼器と同様である。
The combustor according to the present embodiment calculates the concentration of NOx, CO, and the like contained in the exhaust gas 9 (see FIG. 1) and the amplitude value of combustion vibration, and feeds back to the pilot fuel flow
図１７に示すように、本実施形態に係る制御装置８０は、入力部６９、パイロット制御部７０、メイン制御部７１、内周パイロット制御部７４及び外周パイロット制御部７５に加えて、フィードバック部７７を備えている。フィードバック部７７は、排ガス９に含まれるＮＯｘ、ＣＯ等の濃度や燃焼振動の振幅を演算し、パイロット燃料流量演算部３０１に出力するものである。フィードバック部７７は、第１の演算部８００及び第２の演算部８０１を備えている。
As shown in FIG. 17, the control device 80 according to this embodiment includes a
第１の演算部８００は、排ガス９を分析してＮＯｘ、ＣＯ等の濃度を演算するものである。本実施形態では、タービン３（図１を参照）の下流側に設けられ、排ガス９が流れるダクト内に吸引プローブ７８を設けて排ガス９を吸引し、吸引した排ガス９を第１の演算部８００に供給して、ＮＯｘ、ＣＯ等の濃度を演算する
第２の演算部８０１は、燃焼器ライナ１０内の圧力変動を入力し、周波数解析等により燃焼振動の振幅値を演算するものである。本実施形態では、燃焼器ライナ１０に圧力センサ７９を設けて圧力変動を計測し、第２の演算部８０１に出力して、燃焼振動の振幅値を演算する。
The
本実施形態では、パイロット燃料流量演算部３０１は、パイロット燃空比演算部３００で演算されたパイロット燃空比及びパイロット空気流量演算部３０４で演算されたパイロットバーナ４３に供給される空気流量に加えて、フィードバック部７７で演算されたＮＯｘ及びＣＯの濃度並びに燃焼振動の振幅値を入力し、入力したパイロット燃空比、空気流量、ＮＯｘ及びＣＯの濃度並びに燃焼振動の振幅値に基づき、安定燃焼を維持しつつＮＯｘ及びＣＯ排出量並びに燃焼振動を抑制できるパイロット燃料流量を演算する。
In the present embodiment, the pilot fuel flow
（効果）
本実施形態でも、第２実施形態と同様の効果を得ることができる。加えて、本実施形態では、以下の効果が得られる。
(effect)
In this embodiment, the same effect as that of the second embodiment can be obtained. In addition, in the present embodiment, the following effects can be obtained.
本実施形態では、ＮＯｘ及びＣＯの濃度並びに燃焼振動の振幅値を演算し、ＮＯｘ及びＣＯの濃度並びに燃焼振動の振幅値が抑制されるように、パイロット燃料流量及びメイン燃料流量を制御している。そのため、安定燃焼を維持しつつＮＯｘ及びＣＯ排出量並びに燃焼振動を抑制することができ、パイロット火炎及びメイン火炎を第２実施形態に比べてより最適な燃焼状態とすることができる。 In this embodiment, the concentration of NOx and CO and the amplitude value of combustion vibration are calculated, and the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are controlled so that the concentration of NOx and CO and the amplitude value of combustion vibration are suppressed. . Therefore, NOx and CO emissions and combustion vibration can be suppressed while maintaining stable combustion, and the pilot flame and main flame can be brought into a more optimal combustion state as compared with the second embodiment.
＜その他＞
本発明は上述した各実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上述した各実施形態は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。例えば、ある実施形態の構成の一部を他の実施形態の構成に置き換えることも可能であり、ある実施形態の構成に他の実施形態の構成を追加することも可能である。また、各実施形態の構成の一部を削除することも可能である。
<Others>
The present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes various modifications. For example, each of the above-described embodiments has been described in detail for easy understanding of the present invention, and is not necessarily limited to one having all the configurations described. For example, a part of the configuration of an embodiment can be replaced with the configuration of another embodiment, and the configuration of another embodiment can be added to the configuration of an embodiment. It is also possible to delete a part of the configuration of each embodiment.
上述した各実施形態では、パイロット燃空比演算部３００は、入力した負荷要求、制御情報及び大気温度の計測値に対応するパイロット燃空比を演算する構成を例示した。しかしながら、本発明の本質的効果は、低ＮＯｘ燃焼と安定燃焼を両立できる燃焼器及びその制御方法を提供することであり、この本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロット燃空比演算部３００は、負荷要求、制御情報、大気温度の計測値に加えて大気湿度の計測値を入力し、パイロット燃空比を演算する構成としても良い。
In each embodiment mentioned above, pilot fuel air
また、上述した各実施形態では、失火限界線や安定燃焼限界線からパイロット燃空比及びメイン燃空比を演算し、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４の内周領域に供給する燃料流量を制御する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。一般的に、パイロットバーナ４３及びメインバーナ４４の内周領域に供給される空気流量の比はガスタービン１０１の運転状態によらず燃焼器２の構成により決まる。そのため、燃焼器２に流入する空気流量に対する燃料比率で失火限界線や安定燃焼限界線を設定し、燃料流量を制御する構成としても良い。
In the above-described embodiments, the pilot fuel / air ratio and the main fuel / air ratio are calculated from the misfire limit line and the stable combustion limit line, and the fuel flow rate supplied to the inner peripheral regions of the
また、上述した各実施形態では、各バーナの内周及び外周領域に供給される空気流量を演算し各バーナの内周及び外周領域の燃空比を演算して燃料流量を演算する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。一般的に、各バーナの内周及び外周領域に供給される空気流量の配分は、ガスタービン１０１の運転状態によらず燃焼器２の構成により一定となる。そのため、失火限界線及び安定燃焼限界線を燃焼器２に流入する全空気流量に比例するパラメータに置き換えて、このパラメータに基づき各バーナの内周及び外周領域に供給する燃料流量を演算する構成としても良い。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the structure which calculates the fuel flow rate by calculating the air flow rate supplied to the inner periphery and outer periphery area | region of each burner, and calculating the fuel-air ratio of the inner periphery and outer periphery area | region of each burner is illustrated. did. However, as long as the essential effects of the present invention described above are obtained, the configuration is not necessarily limited to that described above. In general, the distribution of the air flow rate supplied to the inner and outer peripheral regions of each burner is constant depending on the configuration of the combustor 2 regardless of the operating state of the
また、上述した各実施形態では、パイロット燃空比演算部３００は、パイロット燃空比の限界値に対し最小限の余裕値を確保してパイロット燃空比を演算する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロット燃空比の限界値に対し予め最小限の余裕値を確保してパイロット燃空比を設定しておき、設定したパイロット燃空比から直接パイロット燃料流量を演算する構成としても良い。同様に、内周メイン燃空比演算部４００は、内周メイン燃空比の限界値に対し最小限の余裕値を確保して内周メイン燃空比を演算する構成を例示したが、内周メイン燃空比の限界値に対し予め最小限の余裕値を確保して内周メイン燃空比を設定しておき、設定した内周メイン燃空比から直接内周メイン燃料流量を演算する構成としても良い。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the pilot fuel air
また、上述した第１実施形態では、パイロット燃空比演算部４０５は、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量及びパイロット空気流量演算部４０６で演算された空気流量に基づきパイロット燃空比を演算し、内周メイン記憶部４０３から読み込んだ内周メイン燃空比の関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対応する内周メイン燃空比を演算する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロット燃空比演算部３００で演算されたパイロット燃空比を入力し、内周メイン記憶部４０３から読み込んだ内周メイン燃空比の関係に基づき、入力したパイロット燃空比に対応する内周メイン燃空比を演算する構成としても良い。
In the first embodiment described above, the pilot fuel / air
また、上述した第１実施形態では、パイロット制御信号出力部３０２は、パイロット燃料流量と第１燃料流量制御バルブ６１の開度との関係からパイロット制御信号Ｃ１を演算する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロット制御信号出力部３０２が、パイロット燃料流量からパイロット制御信号Ｃ１を演算する演算式を格納しており、この演算式からパイロット制御信号Ｃ１を演算する構成としても良い。内周メイン制御信号出力部４０２、外周メイン制御信号出力部５０２、内周パイロット制御信号出力部６０３及び外周パイロット制御信号出力部７０１も同様である。
In the first embodiment described above, the pilot control
また、上述した各実施形態では、制御装置６７が制御装置１０２に備えられている構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、制御装置６７が制御装置１０２とは別に設けられた構成としても良い。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the structure with which the
また、上述した各実施形態では、パイロット記憶部３０３がパイロット制御部７０に備えられている構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロット記憶部３０３がパイロット制御部７０とは別に設けられた構成としても良い。内周メイン記憶部４０３及び内周パイロット記憶部６０５も同様である。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the structure by which the pilot memory |
また、上述した各実施形態では、圧縮機１の出口における高圧空気１６の圧力及び温度を圧縮機１の出口に設けられたセンサにより取得する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、ＩＧＶの開度から空気流量を演算する構成としても良い。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the structure which acquires the pressure and temperature of the
また、上述した各実施形態では、パイロットノズル２４及びメインノズル２５の先端がパイロット空気孔２７及びメイン空気孔２８の入口から離間している構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロットノズル２４及びメインノズル２５の先端をパイロット空気孔２７及びメイン空気孔２８内に挿入する構成としても良い。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the structure which the front-end | tip of the
また、上述した各実施形態では、パイロットバーナ４３を中心部に設け、パイロットバーナ４３の周囲にメインバーナ４４を配置した燃焼器を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、メインバーナを中心部に設け、メインバーナの周囲にパイロットバーナを配置した燃焼器としても良い。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the combustor which provided the
また、上述した各実施形態では、パイロットバーナ４３の周囲に６つのメインバーナ４４を配置した構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロットバーナ４３の周囲に配置されるメインバーナは５つ以下でも良く、７つ以上でも良い。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the structure which has arrange | positioned the six
また、上述した各実施形態では、パイロット燃空比演算部３００で演算されたパイロット燃空比を入力し、内周メイン記憶部４０３から読み込んだメイン燃空比の関係に基づき、内周メイン燃空比を演算し、内周メイン燃料流量を演算する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。図１８は、内周メイン燃空比の関係を例示する図である。横軸はパイロット燃空比、縦軸は内周メイン燃空比を示している。図１８において、破線はパイロットバーナ４３の失火限界線、実線はメインバーナ４４の安定燃焼限界線を示している。また、点線はメインバーナ４４の局所燃空比が高い場合のメインバーナ４４の安定燃焼限界線、一点鎖線はメインバーナ４４の局所燃空比が低い場合のメインバーナ４４の安定燃焼限界線を示している。図１８に示すように、メインバーナ４４の安定燃焼限界線は、メインバーナ全体の燃空比に対しても変化する場合がある。そのため、メインバーナ全体の燃空比を演算し、演算したメインバーナ全体の燃空比に応じてメインバーナ４４の内周領域に供給する燃料流量を補正する構成としても良い。これにより、ガスタービン１０１をより適切に運用することができる。
In each of the above-described embodiments, the pilot fuel / air ratio calculated by the pilot fuel / air
また、上述した各実施形態では、パイロット燃空比演算部３００で演算されたパイロット燃空比に基づき、パイロット燃料流量を演算する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。図１９は、上述した第１実施形態の変形例に係る制御装置のブロック図である。一般的に、失火限界線や安定燃焼限界線は、制御情報、大気温度等により変化し得る。そのため、図１９に例示するように、パイロット燃空比演算部３００の下流側でパイロット燃料流量演算部３０１の上流側にパイロット燃空比補正部３０５を設け、制御情報、大気温度の計測値等をパイロット燃空比補正部３０５に入力し、入力した制御情報、大気温度の計測値等に基づき、パイロット燃空比演算部３００で演算されたパイロット燃空比を補正してパイロット燃料流量演算部３０１に出力しパイロット燃料流量を演算する構成としても良い。これにより、大気温度、ガスタービンの制御情報等によりパイロットバーナ４３の失火限界線やメインバーナ４４の安定燃焼限界線が変化しても、ＮＯｘ排出量の抑制と安定燃焼を両立できる。
Moreover, in each embodiment mentioned above, the structure which calculates a pilot fuel flow volume based on the pilot fuel air ratio calculated by the pilot fuel air
また、上述した第１実施形態では、パイロット制御信号出力部３０２が第１燃料流量制御バルブ６１にパイロット制御信号Ｃ１を出力した後に、内周メイン燃空比を演算する構成を例示した。しかしながら、上述した本発明の本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、パイロット燃料流量演算部３０１がパイロット燃料流量を演算した後、内周メイン燃空比演算部４００が、パイロット燃料流量演算部３０１で演算されたパイロット燃料流量を入力し、パイロット制御信号出力部３０２によるパイロット制御信号Ｃ１の出力と並行して内周メイン燃空比を演算する構成としても良い。つまり、内周メイン制御部７２は、必ずしもパイロット制御部７０における全ての処理が終了した後に処理を開始する必要はなく、パイロット制御部７０における一部の処理と並行して処理を実行しても良い。内周メイン制御部７２と外周メイン制御部７３及び内周パイロット制御部７４と外周パイロット制御部７５についても同様である。
In the first embodiment described above, the configuration in which the inner peripheral main fuel-air ratio is calculated after the pilot control
１０１ ガスタービン
２ ガスタービン燃焼器（燃焼器）
４３ パイロットバーナ
４４ メインバーナ
６１ 第１燃料流量制御バルブ（パイロット制御弁）
５１ 第１燃料系統（パイロット燃料系統）
６２ 第２燃料流量制御バルブ（メイン制御弁）
６３ 第３燃料流量制御バルブ（メイン制御弁）
６４ 第４燃料流量制御バルブ（メイン制御弁）
６５ 第５燃料流量制御バルブ（メイン制御弁）
５２ 第２燃料系統（メイン燃料系統）
５３ 第３燃料系統（メイン燃料系統）
５４ 第４燃料系統（メイン燃料系統）
５５ 第５燃料系統（メイン燃料系統）
３０３ パイロット記憶部
３００ パイロット燃空比演算部
３０１ パイロット燃料流量演算部
３０２ パイロット制御信号出力部
４０３ メイン記憶部
４０５ 第２のパイロット燃空比演算部（パイロット燃空比演算部）
４００ メイン燃空比演算部
４０１ メイン燃料流量演算部
４０２ メイン制御信号出力部
101 Gas turbine 2 Gas turbine combustor (combustor)
43
51 First fuel system (pilot fuel system)
62 Second fuel flow control valve (main control valve)
63 Third fuel flow control valve (main control valve)
64 Fourth fuel flow control valve (main control valve)
65 Fifth fuel flow control valve (main control valve)
52 Second fuel system (main fuel system)
53 Third fuel system (main fuel system)
54 Fourth fuel system (main fuel system)
55 Fifth fuel system (main fuel system)
303
400 Main fuel-air
Claims (7)
パイロットバーナと、
前記パイロットバーナの周囲に配置された複数のメインバーナと、
前記パイロットバーナに接続し、パイロット制御弁が設けられたパイロット燃料系統と、
前記メインバーナに接続し、メイン制御弁が設けられたメイン燃料系統と、
前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び大気温度の計測値と前記パイロットバーナの燃空比との予め決定された関係であるパイロット燃空比の関係を前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び前記大気温度の計測値ごとに記憶するパイロット記憶部と、
前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び大気温度の計測値を入力し、前記パイロット記憶部から読み込んだ前記パイロット燃空比の関係に基づき、入力した前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び前記大気温度の計測値に対応する前記パイロットバーナの燃空比を演算するパイロット燃空比演算部と、
前記パイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの燃空比に基づき、前記パイロットバーナに供給するパイロット燃料流量を演算するパイロット燃料流量演算部と、
前記パイロット燃料流量演算部で演算された前記パイロット燃料流量に基づき、前記パイロット制御弁にパイロット制御信号を出力するパイロット制御信号出力部と、
前記パイロットバーナの燃空比と前記メインバーナの燃空比との予め決定された関係であるメイン燃空比の関係を記憶するメイン記憶部と、
前記パイロット燃料流量演算部で演算された前記パイロット燃料流量を入力し、前記パイロットバーナの燃空比を演算する第２のパイロット燃空比演算部と、
前記メイン記憶部から読み込んだ前記メイン燃空比の関係に基づき、入力した前記第２のパイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの燃空比に対応する前記メインバーナの燃空比を演算するメイン燃空比演算部と、
前記メイン燃空比演算部で演算された前記メインバーナの燃空比に基づき、前記メインバーナに供給するメイン燃料流量を演算するメイン燃料流量演算部と、
前記メイン燃料流量演算部で演算された前記メイン燃料流量に基づき、前記メイン制御弁にメイン制御信号を出力するメイン制御信号出力部と
を備えることを特徴とするガスタービン燃焼器。 In a gas turbine combustor provided in a gas turbine,
With a pilot burner,
A plurality of main burners arranged around the pilot burner;
A pilot fuel system connected to the pilot burner and provided with a pilot control valve;
A main fuel system connected to the main burner and provided with a main control valve;
A load request for the gas turbine, a control request for the gas turbine, a measured value of the atmospheric temperature, and a pilot fuel-air ratio that is a predetermined relationship between a fuel-air ratio of the pilot burner; a load request for the gas turbine; A pilot storage unit for storing the control information of the gas turbine and the measured value of the atmospheric temperature;
The load request for the gas turbine, the control information of the gas turbine and the measured value of the atmospheric temperature are input, and based on the relation of the pilot fuel-air ratio read from the pilot storage unit, the input load request for the gas turbine, A pilot fuel-air ratio calculation unit that calculates the fuel-air ratio of the pilot burner corresponding to the control information of the gas turbine and the measured value of the atmospheric temperature;
A pilot fuel flow rate calculation unit for calculating a pilot fuel flow rate to be supplied to the pilot burner based on the fuel / air ratio of the pilot burner calculated by the pilot fuel / air ratio calculation unit;
A pilot control signal output unit that outputs a pilot control signal to the pilot control valve based on the pilot fuel flow rate calculated by the pilot fuel flow rate calculation unit;
A main storage unit that stores a relationship of a main fuel-air ratio that is a predetermined relationship between a fuel-air ratio of the pilot burner and a fuel-air ratio of the main burner;
A second pilot fuel / air ratio calculation unit that inputs the pilot fuel flow rate calculated by the pilot fuel flow rate calculation unit and calculates a fuel / air ratio of the pilot burner;
The fuel / air ratio of the main burner corresponding to the fuel / air ratio of the pilot burner calculated by the input second pilot fuel / air ratio calculation unit based on the relationship of the main fuel / air ratio read from the main storage unit A main fuel-air ratio calculation unit for calculating
A main fuel flow rate calculation unit for calculating a main fuel flow rate to be supplied to the main burner based on the fuel / air ratio of the main burner calculated by the main fuel / air ratio calculation unit;
A gas turbine combustor comprising: a main control signal output unit that outputs a main control signal to the main control valve based on the main fuel flow rate calculated by the main fuel flow rate calculation unit.
前記パイロットバーナ及び前記メインバーナは、燃料を噴射する複数の燃料ノズルと、前記複数の燃料ノズルに対応して形成された複数の空気孔を有し、前記複数の燃料ノズルの燃料の流れ方向の下流側に設けられた空気孔プレートとを備えていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 1.
The pilot burner and the main burner each have a plurality of fuel nozzles for injecting fuel, and a plurality of air holes formed corresponding to the plurality of fuel nozzles. A gas turbine combustor comprising an air hole plate provided on the downstream side.
前記メイン燃料系統は、前記メインバーナの内周領域に接続し、内周メイン制御弁が設けられた内周メイン燃料系統と、前記メインバーナの外周領域に接続し、外周メイン制御弁が設けられた外周メイン燃料系統とを備え、
前記メイン記憶部は、前記メイン燃空比の関係として、前記パイロットバーナの燃空比と前記メインバーナの内周領域の燃空比との予め決定された関係である内周メイン燃空比の関係を記憶し、
前記メイン燃空比演算部は、前記メイン記憶部から読み込んだ前記内周メイン燃空比の関係に基づき、入力した前記第２のパイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの燃空比に対応する前記メインバーナの内周領域の燃空比を演算する内周メイン燃空比演算部であり、
前記メイン燃料流量演算部は、前記内周メイン燃空比演算部で演算された前記メインバーナの内周領域の燃空比に基づき、前記メインバーナの内周領域に供給する内周メイン燃料流量を演算する内周メイン燃料流量演算部であり、
前記メイン制御信号出力部は、前記内周メイン燃料流量演算部で演算された前記内周メイン燃料流量に基づき、前記内周メイン制御弁に内周メイン制御信号を出力する内周メイン制御信号出力部であり、
前記ガスタービンに対する負荷要求を入力して前記ガスタービンに供給する全燃料流量を演算する全燃料流量演算部と、
前記パイロット燃料流量演算部で演算された前記パイロット燃料流量、前記内周メイン燃料流量演算部で演算された前記内周メイン燃料流量及び前記全燃料流量演算部で演算された前記全燃料流量を入力し、前記全燃料流量から前記パイロット燃料流量及び前記内周メイン燃料流量を減算して前記メインバーナの外周領域に供給する外周メイン燃料流量を演算する外周メイン燃料流量演算部と、
前記外周メイン燃料流量演算部で演算された前記外周メイン燃料流量に基づき、前記外周メイン制御弁に外周メイン制御信号を出力する外周メイン制御信号出力部と
を備えることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 2.
The main fuel system is connected to an inner peripheral area of the main burner and is connected to an inner peripheral main fuel system provided with an inner peripheral main control valve, and an outer peripheral main control valve is connected to an outer peripheral area of the main burner. The outer peripheral main fuel system,
The main storage unit has an inner peripheral main fuel-air ratio that is a predetermined relationship between the fuel-air ratio of the pilot burner and the fuel-air ratio of the inner peripheral region of the main burner as the relationship of the main fuel-air ratio. Remember the relationship,
The main fuel / air ratio calculation unit calculates the fuel / air flow of the pilot burner calculated by the input second pilot fuel / air ratio calculation unit based on the relationship of the inner main fuel / air ratio read from the main storage unit. An inner peripheral main fuel-air ratio calculating unit that calculates a fuel-air ratio of an inner peripheral region of the main burner corresponding to a ratio;
The main fuel flow rate calculating unit supplies the inner peripheral main fuel flow rate supplied to the inner peripheral region of the main burner based on the fuel / air ratio of the inner peripheral region of the main burner calculated by the inner peripheral main fuel / air ratio calculating unit. Is an inner peripheral main fuel flow rate calculation unit for calculating
The main control signal output unit outputs an inner peripheral main control signal to the inner peripheral main control valve based on the inner peripheral main fuel flow rate calculated by the inner peripheral main fuel flow rate calculation unit. Department,
A total fuel flow rate calculation unit for calculating a total fuel flow rate to be supplied to the gas turbine by inputting a load request to the gas turbine;
The pilot fuel flow rate calculated by the pilot fuel flow rate calculation unit, the inner peripheral main fuel flow rate calculated by the inner peripheral main fuel flow rate calculation unit, and the total fuel flow rate calculated by the total fuel flow rate calculation unit are input. An outer peripheral main fuel flow rate calculation unit that calculates an outer peripheral main fuel flow rate to be subtracted from the total fuel flow rate and supplied to the outer peripheral region of the main burner by subtracting the pilot fuel flow rate and the inner peripheral main fuel flow rate;
A gas turbine combustor comprising: an outer peripheral main control signal output unit that outputs an outer peripheral main control signal to the outer peripheral main control valve based on the outer peripheral main fuel flow rate calculated by the outer peripheral main fuel flow rate calculation unit. .
前記負荷要求、前記制御情報、及び大気温度の計測値を入力し、入力した負荷要求、制御情報、及び大気温度の計測値に基づき、前記パイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの燃空比を補正するパイロット燃空比補正部を備えることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 1.
The load request, the control information, and the measured value of the atmospheric temperature are input. Based on the input load request, control information, and the measured value of the atmospheric temperature, the pilot burner calculated by the pilot fuel / air ratio calculation unit is input. A gas turbine combustor comprising a pilot fuel / air ratio correction unit for correcting a fuel / air ratio.
前記パイロット燃料系統は、前記パイロットバーナの内周領域に接続し、内周パイロット制御弁が設けられた内周パイロット燃料系統と、前記パイロットバーナの外周領域に接続し、外周パイロット制御弁が設けられた外周パイロット燃料系統とを備え、
前記パイロットバーナの燃空比と前記パイロットバーナの内周領域の燃空比との予め決定された関係である内周パイロット燃空比の関係を記憶する内周パイロット記憶部と、
前記パイロット燃料流量演算部で演算された前記パイロット燃料流量を入力し、前記パイロットバーナの燃空比を演算する第３のパイロット燃空比演算部と、
前記第３のパイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの燃空比を入力し、前記内周パイロット記憶部から読み込んだ前記内周パイロット燃空比の関係に基づき、入力した前記パイロットバーナの燃空比に対応する前記パイロットバーナの内周領域の燃空比を演算する内周パイロット燃空比演算部と、
前記内周パイロット燃空比演算部で演算された前記パイロットバーナの内周領域の燃空比に基づき、前記パイロットバーナの内周領域に供給する内周パイロット燃料流量を演算する内周パイロット燃料流量演算部と、
前記内周パイロット燃料流量演算部で演算された前記内周パイロット燃料流量に基づき、前記内周パイロット制御弁に内周パイロット制御信号を出力する内周パイロット制御信号出力部と、
前記パイロット燃料流量演算部で演算された前記パイロット燃料流量及び前記内周パイロット燃料流量演算部で演算された前記内周パイロット燃料流量を入力し、前記パイロット燃料流量から前記内周パイロット燃料流量を減算して前記パイロットバーナの外周領域に供給する外周パイロット燃料流量を演算する外周パイロット燃料流量演算部と、
前記外周パイロット燃料流量演算部で演算された前記外周パイロット燃料流量に基づき、前記外周パイロット制御弁に外周パイロット制御信号を出力する外周パイロット制御信号出力部と
を備えることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 2.
The pilot fuel system is connected to an inner peripheral region of the pilot burner and is connected to an inner peripheral pilot fuel system provided with an inner peripheral pilot control valve, and an outer peripheral pilot control valve is connected to an outer peripheral region of the pilot burner. An outer peripheral pilot fuel system,
An inner periphery pilot storage unit that stores a relationship of an inner periphery pilot fuel / air ratio that is a predetermined relationship between a fuel / air ratio of the pilot burner and a fuel / air ratio of an inner periphery region of the pilot burner;
A third pilot fuel / air ratio calculation unit that inputs the pilot fuel flow rate calculated by the pilot fuel flow rate calculation unit and calculates a fuel / air ratio of the pilot burner;
The pilot air fuel ratio of the pilot burner calculated by the third pilot fuel / air ratio calculating unit is input, and the pilot is input based on the relationship of the inner peripheral pilot fuel / air ratio read from the inner peripheral pilot storage unit. An inner pilot fuel / air ratio calculation unit for calculating a fuel / air ratio in the inner peripheral region of the pilot burner corresponding to the fuel / air ratio of the burner;
An inner peripheral pilot fuel flow rate for calculating an inner peripheral pilot fuel flow rate supplied to the inner peripheral region of the pilot burner based on the fuel / air ratio of the inner peripheral region of the pilot burner calculated by the inner peripheral pilot fuel / air ratio calculation unit An arithmetic unit;
An inner periphery pilot control signal output unit that outputs an inner periphery pilot control signal to the inner periphery pilot control valve based on the inner periphery pilot fuel flow rate calculated by the inner periphery pilot fuel flow rate calculation unit;
The pilot fuel flow rate calculated by the pilot fuel flow rate calculation unit and the inner peripheral pilot fuel flow rate calculated by the inner peripheral pilot fuel flow rate calculation unit are input, and the inner peripheral pilot fuel flow rate is subtracted from the pilot fuel flow rate. And an outer peripheral pilot fuel flow rate calculation unit for calculating an outer peripheral pilot fuel flow rate to be supplied to the outer peripheral region of the pilot burner,
A gas turbine combustor comprising: an outer periphery pilot control signal output unit that outputs an outer periphery pilot control signal to the outer periphery pilot control valve based on the outer periphery pilot fuel flow rate calculated by the outer periphery pilot fuel flow rate calculation unit. .
前記ガスタービンから排出される排ガスのＮＯｘ濃度及びＣＯ濃度を測定する測定装置と、
前記ガスタービン燃焼器の燃焼振動の振幅値を演算する振幅値演算装置と、
前記ＮＯｘ濃度、ＣＯ濃度及び燃焼振動の振幅値を前記パイロット燃料流量演算部に出力し、前記ＮＯｘ濃度、ＣＯ濃度及び燃焼振動の振幅値が小さくなるように前記パイロット燃料流量及び前記メイン燃料流量を制御する制御部と
を備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor of claim 5.
A measuring device for measuring NOx concentration and CO concentration of exhaust gas discharged from the gas turbine;
An amplitude value calculating device for calculating an amplitude value of combustion vibration of the gas turbine combustor;
The NOx concentration, the CO concentration, and the amplitude value of the combustion vibration are output to the pilot fuel flow rate calculation unit, and the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are set so that the NOx concentration, the CO concentration, and the amplitude value of the combustion vibration become small. A gas turbine combustor comprising a control unit for controlling.
前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び大気温度の計測値を入力するステップと、
入力した前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び大気温度の計測値を読み込み、前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び前記大気温度の計測値と前記パイロットバーナの燃空比との予め決定された関係であるパイロット燃空比の関係を前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び前記大気温度の計測値ごとに記憶するパイロット記憶部から前記パイロット燃空比の関係を読み込んで、前記ガスタービンに対する負荷要求、前記ガスタービンの制御情報及び前記大気温度の計測値に対応する前記パイロットバーナの燃空比を演算するステップと、
演算された前記パイロットバーナの燃空比に基づき、前記パイロットバーナに供給するパイロット燃料流量を演算するステップと、
演算された前記パイロット燃料流量に基づき、前記パイロット制御弁にパイロット制御信号を出力するステップと、
演算された前記パイロット燃料流量を入力し、前記パイロットバーナの燃空比を演算するステップと、
演算された前記パイロットバーナの燃空比を読み込み、前記パイロットバーナの燃空比と前記メインバーナの燃空比との予め決定された関係であるメイン燃空比の関係を記憶するメイン記憶部から前記メイン燃空比の関係を読み込んで、演算された前記パイロットバーナの燃空比に対応する前記メインバーナの燃空比を演算するステップと、
演算された前記メインバーナの燃空比に基づき、前記メインバーナに供給するメイン燃料流量を演算するステップと、
演算された前記メイン燃料流量に基づき、前記メイン制御弁にメイン制御信号を出力するステップと
を備えることを特徴とするガスタービン燃焼器の制御方法。 A pilot burner provided in the gas turbine, a plurality of main burners arranged around the pilot burner, a pilot fuel system connected to the pilot burner and provided with a pilot control valve, and connected to the main burner In a control method of a gas turbine combustor provided with a main fuel system provided with a main control valve,
Inputting a load request for the gas turbine, control information of the gas turbine and a measured value of the atmospheric temperature;
The input load request for the gas turbine, the control information of the gas turbine and the measured value of the atmospheric temperature are read, and the load request for the gas turbine, the control information of the gas turbine, the measured value of the atmospheric temperature and the fuel of the pilot burner are read. The pilot fuel-air ratio is stored from a pilot storage unit that stores the relationship of the pilot fuel-air ratio, which is a predetermined relationship with the air ratio, for each load request to the gas turbine, the control information of the gas turbine, and the measured value of the atmospheric temperature. Reading the relationship of the ratio, calculating the load request for the gas turbine, the control information of the gas turbine, and the fuel-air ratio of the pilot burner corresponding to the measured value of the atmospheric temperature;
Calculating a pilot fuel flow rate to be supplied to the pilot burner based on the calculated fuel-air ratio of the pilot burner;
Outputting a pilot control signal to the pilot control valve based on the calculated pilot fuel flow rate;
Inputting the calculated pilot fuel flow rate, and calculating the fuel-air ratio of the pilot burner;
From the main storage unit that reads the calculated fuel-air ratio of the pilot burner and stores the relationship of the main fuel-air ratio, which is a predetermined relationship between the fuel-air ratio of the pilot burner and the fuel-air ratio of the main burner Reading the relationship of the main fuel-air ratio, calculating the fuel-air ratio of the main burner corresponding to the calculated fuel-air ratio of the pilot burner;
Calculating a main fuel flow rate to be supplied to the main burner based on the calculated fuel-air ratio of the main burner;
And a step of outputting a main control signal to the main control valve based on the calculated main fuel flow rate.
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|---|---|---|---|---|
| WO2023204096A1 (en) * | 2022-04-20 | 2023-10-26 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine control device, gas turbine control method, and gas turbine control program |
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