JP2021195876A - ガスタービンの燃焼制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 部分負荷運転時の燃焼を安定して行って、排気ガスのＮＯｘ濃度を増加させることがないようにするガスタービンの燃焼制御方法を提供する。【解決手段】 タービン翼のメタル温度が設計値上限以下であり、燃焼振動が基準値以下、燃焼効率が基準値以上、排気ガスのＮＯｘ濃度が規制値以下であるとなるタービン運転時のメイン燃料の当量比を試験または解析によって求める。また、この当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の一方または双方との関係を登録する。入口温度測定器１０４ａによりタービン入口ガス温度を、または排気温度測定器１０６ａによりタービン排気ガス温度を測定し、これらの測定値の一方または双方と登録された当量比との関係から、入口ガイド翼１０１ａの開度を変更して、当量比となるように調整する。【選択図】 図１

Description

この発明は、ガスタービンの燃焼制御方法に関し、特に、定格負荷時以外における燃焼制御方法に関する。

空気雰囲気中に燃焼ガスを噴射する拡散燃焼では、燃焼ガスと空気とが十分に混合せずに高い濃度の状態で燃焼が行われるため燃焼温度が高くなって、ＮＯｘ（窒素酸化物）の排出濃度が高くなる。そこで、水蒸気あるいは水を燃焼領域に噴射して燃焼温度を下げることでＮＯｘ濃度の低減が図られる。
しかし、燃料の供給量に対して多くの水量が必要とされ、ガスタービンプラントの効率を低下させてしまう虞がある。

このため、水蒸気や水を噴射することなく低ＮＯｘを排出できるようにする希釈予混合燃焼が採用される。希釈予混合燃焼は、燃焼ガスを空気と混合させて、低い濃度に希釈された混合ガスを燃焼領域に供給して、燃焼を行わせている。この予混合気の燃焼温度は低くなるため、ＮＯｘの生成が抑制されて濃度の低いＮＯｘを排出する。

一方、定格負荷時における燃焼が安定的に行われるようにするため、混合気中の燃料の濃さの指標となる燃料の当量比が最適となるように運転される。定格運転の高負荷時には安定して燃焼が促進されて、ＮＯｘ排出量が低減される。
定格負荷時には燃焼が安定することに対して、部分負荷時には定格負荷時に比べて、供給される空気が過剰となり、リーンバーン（希薄燃焼）となって不完全燃焼を生じる虞がある。

ところで、例えば、ガスタービンが設置された工場等の施設では、昼間にはフル操業に伴われて定格負荷運転されるが、夜間や休日には、部分負荷で運転されることが多い。また、台風や地震等の災害の発生時に計画停電がなされるとサーバーセンター等の重要施設への送電にガスタービンにより発生する電力が充当されるが、この種の重要設備には定格負荷よりも低い負荷での部分負荷運転が要求される。このような、部分負荷運転時であっても、安定な燃焼と低ＮＯｘ排出は要求される。

部分負荷時には必要とされる燃料量が少なく、燃料の当量比が低くなる。このような条件で予混合燃焼を行うと燃焼が不安定となり、燃焼振動や失火が懸念されて、正常な運転を期待できない虞が生じる。なお、拡散燃焼を行うことで安定的な運転を期待できるが、ＮＯｘの排出量が増加することになるのは、前述の通りである。

部分負荷時におけるリーンバーンを生じないように、特許文献１には、圧縮空気取入口前に設けた空気流量調整用可変翼により空気量を調整し、適正な燃空比範囲を実現させ、有害排気物の減少を図る環境対策型ガスタービンが提案されている。

また、特許文献２には、ガスタービンエンジンに、入口空気質量流を制御するための少なくとも１つの列の調整可能な可変翼を備えた少なくとも１つの圧縮機と、少なくとも１つの燃焼器と、少なくとも１つのタービンとが設けられており、制御システムを有しており、制御システムが、圧縮機の上流で測定された少なくとも１つの測定された温度値又は圧縮機に直接に機能的に関連して測定可能な量に関して、可変翼の位置を制御するガスタービンシステムが提案されている。

特開昭６１−５８９２８号公報 特開２０１１−２７１０６号公報

特許文献１に記載された環境対策型ガスタービンでは、インレットダクト内に設けられた絞り弁を、低負荷時の空気過剰時には絞って圧縮機に入る空気流量を減少させ、燃焼機内で適正な燃空比に設定される、とするものである。また、特許文献２に記載されたガスタービンシステムの制御方法は、圧縮機の上流で測定された温度値等に基づいて可変翼の位置を制御するものである。

この発明は、入口ガイド翼（IGV：Inlet Guide Vane）によって燃焼制御を行うことで、部分負荷時であっても安定的に予混合燃焼を可能として、ＮＯｘ排出量を減少させることを目的としている。

上記目的を達成するために、この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法は、圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対して入口ガイド翼の開口面積を調整することを特徴としている。

予め燃焼が安定して、ＮＯｘの排出量が良好となる燃料と空気の当量比を求め、それをタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の一方または双方との関係を求める。そして、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の一方または双方をパラメータとして、アクチュエータ等を駆動させて、入口ガイド翼の開度を変更することにより空気量を調整し、当量比が安定した燃焼を行える値となるように調整する。

また、この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法は、圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、燃焼器内筒の中央部にパイロット燃料用ノズルが配され、このパイロット燃料用ノズルの周囲にメイン燃料用ノズルを備えた複数本の予混合管が配され、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対して入口ガイド翼の開口面積を調整することを特徴としている。

すなわち、予混合燃焼による燃焼器を備えたタービンとするものである。予混合管は、パイロット燃料用ノズルを中心として複数が設置されて、それぞれの予混合管にメイン燃料用ノズルが配されている構造を備えている。

また、この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法は、圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、燃焼器内筒の中央部にパイロット燃料用ノズルが配され、このパイロット燃料用ノズルの周囲にメイン燃料用ノズルを備えた複数本の予混合管が配され、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対してメイン燃料を噴射する予混合管の数を調整することを特徴としている。

タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の一方または双方の測定温度に対して、メイン燃料用ノズルから噴射するメイン燃料量を、予混合管の数を増減させて調整するものである。例えば、６本の予混合管を備えている場合、定格負荷運転時にはすべての予混合管からメイン燃料を噴射させ、部分負荷運転時には、２本の予混合管からの噴射とする。そして、負荷の増加に伴って噴射させる予混合管の本数を増加させる。なお、噴射の有無は、メイン燃料用ノズルにメイン燃料を供給する供給管に配された調整弁を開閉することにより行われる。

また、この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法は、圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、燃焼器内筒の中央部にパイロット燃料用ノズルが配され、このパイロット燃料用ノズルの周囲にメイン燃料用ノズルを備えた複数本の予混合管が配され、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対して、入口ガイド翼の開口面積を調整すること、または／およびメイン燃料を噴射する予混合管の数を調整することを特徴としている。

タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の一方または双方を測定して、入口ガイド翼の開口面積の調整と、予混合管の噴射本数の調整の一方または双方を行うことにより当該時の負荷に応じて安定した燃焼を行えるようにしたものである。

また、上述のガスタービンの燃焼制御方法であって、前記当量比は、タービン翼のメタル温度と燃焼振動、燃焼効率、排気ガスのＮＯｘ濃度とのそれぞれの基準値を満たす値となる状態のタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度との関係を求めて、この関係に基づいて測定温度から入口ガイド翼の開口面積を調整することが好ましい。

最適な当量比の値を求める場合に、
（１）タービン翼のメタル温度が設計上限以下の値であること。
（２）燃焼振動が基準以下であること。
（３）燃焼効率が基準以上であること。
（４）排気ガスのＮＯｘ濃度が規制値以下であること。
を満たすようにタービンの運転を行って、これら（１）〜（４）の条件を満たす当量比を、予め試験や解析によって見出すものである。

この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法によれば、部分負荷運転時であっても安定した燃焼を行うことができると共に、ＮＯｘ排出量を減じることができる。

この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法における制御態様を説明するグラフである。 この発明に係る燃焼制御を実施するガスタービンの一例の構造を示す概略の断面図である。 この発明に係る燃焼制御方法を実施するのに適した予混合管の第一の実施形態を説明する図で、予混合管の概略を示す斜視図である。 図３に示す予混合管の正面図である。 図４における５−５線に沿って切断して示す断面図である。 図３に示す予混合管の平面図である。 図３に示す予混合管を軸に直交する面で切断して示す断面図であり、（Ａ）は図４における７Ａ−７Ａ線断面図、（Ｂ）は７Ｂ−７Ｂ線断面図、（Ｃ）は７Ｃ−７Ｃ線断面図、（Ｄ）は７Ｄ−７Ｄ線断面図である。 図３に示すガスタービンの予混合管の胴部の展開図である。 この発明に係る燃焼制御方法を実施するのに適した予混合管の第二の実施形態を説明する図で、予混合管の概略を示す斜視図である。 図９に示す予混合管の正面図である。 図１０における１１−１１線に沿って示す断面図である。 予混合管における空気の取り入れ状態を説明する図で、軸に沿った面で切断して示す断面図である。 軸方向に空気を取り入れる構造の予混合管示す図であり、図１２に相当する断面図である。

この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法を、図示した実施形態に基づいて説明する。
まず、図２を参照してこの発明に係る燃焼制御方法の実施対象となるガスタービンの一実施例の概略を説明する。

ガスタービン１００では、空気吸込口１０１から吸引された空気は、入口ガイド翼１０１ａを通って圧縮機１０２に供給されて圧縮され、この圧縮空気は燃焼器１０３に導かれる。この燃焼器１０３は燃焼器外筒１０３ａと燃焼器内筒１０３ｂとの二重構造とされており、圧縮空気は燃焼器内筒１０３ｂの外側に導かれる。

燃焼器１０３の燃焼器内筒１０３ｂの上部には、燃焼器内筒１０３ｂの軸を中心とした円周上に、適宜本数の予混合管１がほぼ等間隔に配されて装着されている。予混合管１の下部は燃焼器内筒１０３ｂの内部と連通させてあり、上部にはメイン燃料が供給されるメイン燃料用ノズル１１０が配されて、燃焼器内筒１０３ｂの内部にメイン燃料が噴射される。なお、メイン燃料はそれぞれのメイン燃料用ノズル１１０に各別に燃料供給管１１０ａから供給され、この燃料供給管１１０ａにはメイン燃料の供給量を調整する調整弁１１０ｂが設けられている。この調整弁１１０ｂを開閉することにより、メイン燃料の供給量の調整と供給と遮断とを行うことができる。したがって、メイン燃料の噴射量を、メイン燃料用ノズル１１０のそれぞれについて各別に調整できる。また、図２には、１本のメイン燃料用ノズル１１０のみを示してあるが、複数本のメイン燃料用ノズル１１０のいずれも同様に、調整弁１１０ｂを介して燃料供給管１１０ａによりメイン燃料が供給される。

燃焼器内筒１０３ｂの中央上部にはパイロット燃料用ノズル１１１が配され、パイロット燃料が燃焼器内筒１０３ｂ内に噴射される。噴射されたパイロット燃料には、図示しない点火装置によって点火される。
燃焼器内筒１０３ｂの外側に導かれた圧縮空気は予混合管１に導かれて、メイン燃料の燃焼ガスと混合して混合ガスが生成され、この混合ガスが予混合管１の下部から燃焼器内筒１０３ｂの内部に噴射されて燃焼が促進され、高温・高圧の作動ガスが発生する。
燃焼器１０３で発生した作動ガスがタービン１０４に導かれて、タービン翼を回転させて主軸１０５を回転させる。主軸１０５の回転によって、圧縮機１０２を回転させると共に、所望の出力回転が得られる。タービン１０４の回転に供された作動ガスは、排気ガスとなって排気ダクト１０６から排出される。

タービン１０４の入り口にはタービン入口ガス温度を測定する入口温度測定器１０４ａが設けられている。また、排気ダクト１０６にはタービン排気ガス温度を測定する排気温度測定器１０６ａが設けられている。これら入口温度測定器１０４ａと排気温度測定器１０６ａとのそれぞれによって測定されたタービン入口ガス温度とタービン排気ガス温度は、制御装置１１５に提供される。

ところで、ガスタービン１００の運転時の、タービン翼のメタル温度と燃焼振動、燃焼効率、排気ガスのＮＯｘ濃度のそれぞれを測定して、メタル温度が設計上限値以下であり、燃焼振動が基準以下であり、燃焼効率が基準以上であり、排気ガスのＮＯｘ濃度が規制値以下である場合の、燃料と空気との当量比を求め、この当量比に対して、入口温度測定器１０４ａによって測定されるタービン入口ガス温度と、排気温度測定器１０６ａによって測定されるタービン排気ガス温度との関係を予め求めて、その関係を制御装置１１５に登録する。
例えば、タービン翼メタル温度と燃焼振動、燃焼効率、排気ガスのＮＯｘ濃度との関係から、最適な燃料の当量比を試験または解析により見出す。
図１は、縦軸に基準値を、横軸に入口ガイド翼１０１ａの開度を示し、実線でタービン翼メタル温度が、破線で燃焼効率が、一点鎖線で燃焼振動が、二点鎖線でＮＯｘ濃度が、それぞれ示されている。また、縦軸におけるＣとＴ、Ｖ、とは、それぞれ、安定した燃焼となる状態の当量比の燃焼効率とタービン翼メタル温度、燃焼振動のそれぞれの基準値を示している。そして、タービン翼メタル温度が基準値（設計上限値）Ｔ以下、燃焼効率が基準値Ｃ以上、燃焼振動が基準値Ｖ以下、ＮＯｘ濃度が規制値以下となる入口ガイド翼１０１ａの開度調整範囲Ｒを求める。なお、基準値Ｖに対応したＩＧＶ開度がｖで、基準時Ｔに対応したＩＧＶ開度がｔで、基準値Ｃに対応したＩＧＶ開度がｃで、それぞれ示されている。図１に示されているように、開度調整範囲Ｒは、開度ｃと開度ｔの間の開度となる。そして、この安定した燃焼を維持する当量比となる際の、タービン入口ガス温度とタービン排気ガス温度との関係を求めて、この関係が前記制御装置１１５に登録されている。
なお、ＮＯｘ濃度の規制値は、図１における開度ｔよりも絞られた側の値となり、開度範囲ＲではＮＯｘ濃度が規制値以下となる。

また、制御装置１１５の出力信号は、入口ガイド翼１０１ａの開度を調整するアクチュエータの駆動信号とされている。

次に、ガスタービンの燃焼制御について説明する。
入口温度測定器１０４ａによって測定されたタービン入口ガス温度と、排気温度測定器１０６ａによって測定されたタービン排気ガス温度との測定値が制御装置１１５に入力される。制御装置１１５では、入力されたタービン入口ガス温度とタービン排気ガス温度とのいずれか一方又は双方の測定値に対する開度範囲Ｒとなるように駆動信号を入口ガイド翼１０１ａのアクチュエータに出力する。これにより、入口ガイド翼１０１ａの開度が変更され、空気の供給量が良好な燃焼を維持できる当量比となるように調整される。このため、負荷が変動して部分負荷運転となった場合でも安定した燃焼を維持でき、排気ガスのＮＯｘ濃度をほぼ一定に保つことができる。
なお、タービン入口ガス温度を測定することよりも、タービン排気ガス温度を測定する場合の方が簡易な測定器でよく、測定が簡便となるので、タービン排気ガス温度をパラメータとすることが好ましい。

次に、この燃焼制御方法によるガスタービンが具備する予混合管の構造について説明する。

図３〜図８には、第一の実施形態に係る構造を備えた予混合管１が示されている。この予混合管１は円筒形の胴部１ａの上部が、中央部を除いて底板１ｂによって閉鎖されており、この底板１ｂの中央部にはメイン燃料用ノズル１１０を保持させるノズル支持管１１が、シール１１ａを介して装着されている。なお、予混合管１のノズル支持管１１の側が、メイン燃料の流れの上流側となる。
また、胴部１ａの下部、すなわちメイン燃料の流れの下流側は、徐々に縮径されて下部側が小径とされた筒状体の円錐形胴部１ｃが連続している。また、この円錐形胴部１ｃからは胴部１ａの軸Ｃの方向に対して偏倚させた方向に開口１ｄが指向するように、傾斜管部１ｅが連続している。また、この開口１ｄは、図４に示すように、円形とされている。

予混合管１の胴部１ａには、適宜数の空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４が形成されている。この空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４は、図８の展開図に示すように、予混合管１の上流側で周方向に形成された空気孔１ａ１の数が、その下流側に周方向に形成された空気孔１ａ２〜１ａ４の数よりも多くしてある。この実施形態では、軸Ｃ方向に４列の空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４が並設されたものを示してあるが、これらの最も上流側の空気孔１ａ１が１６個とされ、他の位置に配された空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４が８個とされている。
これらの空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４の位置関係が、図７と図８に示されている。図７（Ａ）は、図４における７Ａ−７Ａ線に沿って、軸Ｃと直交する面で切断した断面図で、この部分には１６個の空気孔１ａ１が配されている。また、図７（Ｂ）は空気孔１ａ１の直近の下流側に配された空気孔１ａ２の部分で切断した、図４における７Ｂ−７Ｂ線に沿って切断した断面図で、この部分には８個の空気孔１ａ２が配されている。この８個の空気孔１ａ２は、１６個の空気孔１ａ１に対して一つおきに軸Ｃ方向で重なる位置に配されている。また、空気孔１ａ２の直近の下流側に配された空気孔１ａ３は８個とされており、図７（Ｂ）と図７（Ｃ）に示されているように、空気孔１ａ２の位置と周方向に２２．５°の角度でずれた位置に配されている。そして、最下流に配された空気孔１ａ４は、８個が周方向に配されており、図７（Ｂ）と図７（Ｄ）とに示されているように、これら空気孔１ａ４は空気孔１ａ２と軸Ｃ方向で等しい位置に配されている。
なお、空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４については、それぞれ１５°ずつの角度でずれた位置に配することで、これら空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４の全てが軸Ｃに沿った方向でずれた位置に配するものでも構わない。
さらに、空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４のそれぞれの径を異ならせたものとすることができる。この場合、上流側に配された空気孔１ａ１の径を大きくすることが好ましい。また、下流側に向かって徐々に小径とすることでも、空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４の径を等しくすることでも構わない。

そして、この予混合管１は、図２に示されているように、開口１ｄを燃焼器内筒１０３ｂの中央部に指向させて配される。このため、パイロット燃料に点火された火炎に向かって混合ガスが噴射される。
また、前述したように、予混合管１のそれぞれにはメイン燃料用ノズル１１０が配されており、このメイン燃料用ノズル１１０には調整弁１１０ｂを介して燃料供給管１１０ａからメイン燃料が供給される。また、この調整弁１１０ｂを開閉させるアクチュエータには、制御装置１１５から駆動信号が入力される。

次に、この予混合管１の作用を、以下に説明する。
この予混合管１では、メイン燃料用ノズル１１０から噴射されたメイン燃料の燃焼ガスに対して、胴部１ａに形成された空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４から圧縮空気が導入されて燃焼ガスが希釈され、予混合管１の内部で混合されて混合ガスが生成される。燃焼ガスは、メイン燃料用ノズル１１０による噴射直後が最も高い濃度にある。この予混合管１では、最上流側にある空気孔１ａ１の数が下流側の空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４の数と比べて多くしてあるから、最上流側の空気孔１ａ１からは多量の空気が導入される。このため、濃度の高い燃焼ガスの希釈が促進される。
また、空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４では周方向の位置をずらして配してあるため、空気孔１ａ２が臨んでいない位置、すなわち、周方向で隣接する空気孔１ａ２同士の中間の位置が臨む位置を通過する燃焼ガスには空気が導入されにくい。しかし、この空気孔１ａ２の下流に配された空気孔１ａ３は、空気孔１ａ２に対してずれた位置に配されているから、空気孔１ａ２が形成されていない部分を通過した燃焼ガスに対して空気孔１ａ３から導入された空気により希釈される。したがって、供給された燃焼ガスは全体として空気と均等に混合されて、所望の状態まで希釈されて燃焼に供されて、高温・高圧の作動ガスが生成される。
なお、予混合管１の下流部は胴部１ａよりも小径の開口１ｄが形成されているから、開口１ｄから噴射される混合ガスの流速が大きくなる。このため、パイロット燃料の火炎に対して、高速で噴射されるので、着火した燃焼ガスの火炎が逆火することがない。

そして、タービン１０４を駆動した作動ガスは、排気ダクト１０６から排出される。この排出される排気ガスは、予混合管１で混合されて希釈された混合ガスの燃焼ガス濃度が低いため、ＮＯｘの排出量が小さくなる。

図９〜図１１には、第二の実施形態に係る構造を備えた予混合管２が示されている。この実施形態に係る予混合管２の部位であって、図３〜図８に示す第一の実施形態に係る予混合管１と同一の部位については、同一の符号を付してある。
この予混合管２の胴部２ａの上部には、中央部にノズル支持管１１がシール１１ａを介して装着された、胴部２ａと別体で形成された蓋体２ｂが設けられている。
胴部２ａの下部には、上流側の上端部が胴部２ａに連続する円形で下流側に向かって徐々に縮径されると共に、下流側の下端部が方形に形成された接続胴部２ｃが連続している。
そして、この接続胴部２ｃの下端部に、接続胴部２ｃと連続する方形の傾斜管部２ｅの上端部が接続されており、この傾斜管部２ｅの下端部の開口が軸Ｃの方向に対して偏倚させた方向を指向するようにしてある。すなわち、開口２ｄは、図１０に示すように、方形とされている。

予混合管２の胴部２ａには、第一の実施形態に係る予混合管１の胴部１ａと同様に、適宜数の空気孔２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４が設けられている。これら空気孔２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４は、予混合管１の胴部１ａに形成された空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４と同一の数が同位置に配置されている。したがって、胴部２ａに形成された空気孔２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４に関しては、第一の実施形態に係る予混合管１の胴部１ａの断面を示している図７（Ａ）〜（Ｄ）と同様の断面形状となる。

この予混合管２についても、予混合管１の場合と同様に、図２に示されているように、開口２ｄを燃焼器内筒１０３ｂの中央部に指向させて配され、パイロット燃料に点火された火炎に向かって混合ガスが噴射される。しかも、開口２ｄの開口面積が胴部２ａの断面積よりも小さいため、混合ガスの流速が大きくなって逆火が防止される。

予混合管１、２は複数本が燃焼器内筒１０３ｂの上部に、円周上に配されており、それぞれの設けられたメイン燃料用ノズル１１０には、メイン燃料を供給する燃料供給管１１０ａに調整弁１１０ｂが介在されている。この調整弁１１０ｂの開閉を担うアクチュエータには、制御装置１１５から駆動信号が入力されている。
そして、タービンの負荷が変動した場合には、制御装置１１５からの駆動信号に基づいて、調整弁１１０ｂが開閉されて、メイン燃料を噴射するメイン燃料用ノズル１１０の本数が変更される。すなわち、部分負荷運転時には、噴射させるメイン燃料用ノズル１１０の本数を減じてメイン燃料の噴射量を減少させ、負荷の増加と共に噴射量を増加させる。
例えば、６本の予混合管１、２を配し、部分負荷運転時には２本の予混合管１、２のメイン燃料用ノズル１１０からメイン燃料を噴射させ、定格負荷運転時には、６本のメイン燃料用ノズル１１０から噴射させるようにする。
したがって、負荷の増減に応じてメイン燃料を減じることで、当量比が調整されて、良好な燃焼を維持できるものである。

このメイン燃料用ノズル１１０の噴射本数を増減することに加えて、入口ガイド翼１０１ａの開度の変更を組み合わせてタービンの燃焼制御を行うこともできる。
これらメイン燃料用ノズル１１０の噴射本数の増減と、入口ガイド翼１０１ａの開度の変更とを組み合わせて、タービンの燃焼制御を行うことにより、より安定した燃焼を維持させることができる。

以上に説明した予混合管１、２では、図１２に示すように、胴部１ａ、２ａの側方から燃焼ガスを希釈させる予混合用空気が供給されることになる。
他方、図１３は予混合管４の上部開口４ａから空気を取り入れる構造を示している。この予混合管４では、空気が上方から取り入れられる構造であるため、ガスタービン１００の天蓋１１２と予混合管４の上部開口４ａとの間の距離を大きくすることを要する。
これに対して、本願発明に係る構造を備えた予混合管１、２では側方から空気が取り入れられるため、図１２に示すように、予混合管１、２の上部と天蓋１１２との間の距離は、小さくすることができる。
このため、ガスタービン１００の高さを小さくして、ガスタービン１００の小型化を図ることができる。

この発明に係るガスタービンの燃焼制御方法によれば、負荷の変動があった場合であっても安定した燃焼を維持でき、特に、夜間等の部分負荷運転時における燃焼を安定させて、ガスタービンの高効率での運転に寄与する。

１ 予混合管
１ａ 胴部
１ｂ 底板
１ｃ 円錐形胴部
１ｄ 開口
１ｅ 傾斜管部
１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４ 空気孔
１１ ノズル支持管
１１ａ シール
２ 予混合管
２ａ 胴部
２ｂ 蓋体
２ｃ 接続胴部
２ｄ 開口
２ｅ 傾斜管部
２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４ 空気孔
１００ ガスタービン
１０１ 空気吸込口
１０１ａ 入口ガイド翼
１０２ 圧縮機
１０３ 燃焼器
１０３ａ 燃焼器外筒
１０３ｂ 燃焼器内筒
１０４ タービン
１０４ａ 入口温度測定器
１０５ 主軸
１０６ 排気ダクト
１０６ａ 排気温度測定器
１１０ メイン燃料用ノズル
１１０ａ 燃料供給管
１１０ｂ 調整弁
１１１ パイロット燃料用ノズル
１１２ 天蓋
１１５ 制御装置
Ｃ 軸
Ｒ 開度範囲

Claims (5)

1. 圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、
   圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、
   予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対して入口ガイド翼の開口面積を調整することを特徴とするガスタービンの燃焼制御方法。
2. 圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、
   圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、
   燃焼器内筒の中央部にパイロット燃料用ノズルが配され、
   このパイロット燃料用ノズルの周囲にメイン燃料用ノズルを備えた複数本の予混合管が配され、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、
   予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対して入口ガイド翼の開口面積を調整することを特徴とするガスタービンの燃焼制御方法。
3. 圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、
   圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、
   燃焼器内筒の中央部にパイロット燃料用ノズルが配され、
   このパイロット燃料用ノズルの周囲にメイン燃料用ノズルを備えた複数本の予混合管が配され、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、
   予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対してメイン燃料を噴射する予混合管の数を調整することを特徴とするガスタービンの燃焼制御方法。
4. 圧縮機と、圧縮された空気が供給される予混合燃焼による燃焼器と、燃焼ガスが供給されるタービンとを備え、
   圧縮機の吸気側に入口ガイド翼が配され、
   燃焼器内筒の中央部にパイロット燃料用ノズルが配され、
   このパイロット燃料用ノズルの周囲にメイン燃料用ノズルを備えた複数本の予混合管が配され、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方を測定し、
   予め計測して設定した燃料の当量比とタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度のいずれか一方または双方との関係に基づいて、
   タービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度の測定温度に対して、
   入口ガイド翼の開口面積を調整すること、
   または／および
   メイン燃料を噴射する予混合管の数を調整すること、
   を特徴とするガスタービンの燃焼制御方法。
5. 請求項１から請求項４までのいずれか一項に記載のガスタービンの燃焼制御方法であって、
   前記当量比は、タービン翼のメタル温度と燃焼振動、燃焼効率、排気ガスのＮＯｘ濃度とのそれぞれの基準値を満たす値となる状態のタービン入口ガス温度またはタービン排気ガス温度との関係を求めて、この関係に基づいて測定温度から入口ガイド翼の開口面積を調整することを特徴とするガスタービンの燃焼制御方法。

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