JP5908361B2 - Gas turbine combustor - Google Patents
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Description
本発明はガスタービン燃焼器に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine combustor.
近年、発電コスト低減、資源有効利用、地球温暖化防止の観点から、製鉄所で副生するコークス炉ガスや製油所で副生するオフガスなどの水素を含む水素含有燃料を燃料として有効利用することが検討されている。 In recent years, from the viewpoints of reducing power generation costs, effective use of resources, and prevention of global warming, hydrogen-containing fuels containing hydrogen such as coke oven gas produced as a by-product at steelworks and off-gas produced as a by-product at refineries should be used effectively as fuel. Is being considered.
水素含有燃料は燃焼の際に、地球温暖化の原因となる二酸化炭素(Carbon Dioxide:CO2)の排出量が少ないため、地球温暖化防止策として有効である。 The hydrogen-containing fuel is effective as a measure for preventing global warming because it emits less carbon dioxide (Carbon Dioxide: CO 2 ), which causes global warming, during combustion.
また、豊富な資源である石炭をガス化して発電する石炭ガス化複合発電プラント(Integrated coal Gasification Combined Cycle:IGCC)では、ガスタービンに供給される水素含有燃料中の炭素分を回収・貯留するシステム(Carbon Capture and Storage:CCS)により、CO2排出量を削減する方策も検討されている。このようにガスタービン発電において水素含有燃料を利用する機運が高まっている。 In the integrated coal gasification combined cycle (IGCC), which generates gas by gasifying abundant resources, a system that collects and stores the carbon in the hydrogen-containing fuel supplied to the gas turbine. (Carbon Capture and Storage: CCS) is also studying measures to reduce CO 2 emissions. Thus, the momentum for using hydrogen-containing fuel in gas turbine power generation is increasing.
上記の燃料に含有される水素は可燃範囲が広く燃焼速度が速いため、ガスタービン燃焼器の燃焼室内の壁面近傍で高温の火炎が形成されて、ガスタービン燃焼器の信頼性が損なわれることが懸念される。 Since the hydrogen contained in the above fuel has a wide flammable range and a high combustion speed, a high-temperature flame is formed near the wall surface in the combustion chamber of the gas turbine combustor, and the reliability of the gas turbine combustor may be impaired. Concerned.
そこで、高温の火炎が局所的に形成されることを防止する手段として、燃料を分散させてガスタービン燃焼器の燃焼室内で均一に燃焼させる方法が有効である。 Therefore, as a means for preventing the formation of a high-temperature flame locally, a method of dispersing the fuel and burning it uniformly in the combustion chamber of the gas turbine combustor is effective.
燃料の分散性を高めて高温の火炎の形成を防止し、NOx排出量を低減する方法として、特開2003−148734号公報は、複数の燃料ノズルと複数の空気孔を備え、燃料流、および燃料流の周囲に形成された空気流を燃焼室に噴射するバーナを複数個配置したガスタービン燃焼器に関する技術を開示している。 As a method for improving the dispersibility of fuel to prevent the formation of a high-temperature flame and reducing the amount of NOx emission, JP 2003-148734 A includes a plurality of fuel nozzles and a plurality of air holes, a fuel flow, and A technology related to a gas turbine combustor in which a plurality of burners for injecting an air flow formed around a fuel flow into a combustion chamber is arranged is disclosed.
高湿分利用ガスタービンに用いられるガスタービン燃焼器として、特開2008−144671号公報は、燃料を噴霧する多数の燃料ノズルと、空気孔プレートに形成され、これらの燃料ノズルにそれぞれ対応した多数の空気孔とで燃料バーナを構成し、増湿に伴う燃焼不安定性によって燃焼部の火炎が空気プレートの端面から浮き上がる現象の発生の状態を、前記空気孔プレートに設置した複数の熱電対で検出したメタル温度と燃焼用空気の供給系統に設置した温度計で検出した空気温度とから燃焼室内に形成されるF1〜F4の燃焼部の状態から判断して、前記F1〜F4の各燃焼部に供給する燃料流量をそれぞれ制御し、火炎を安定に維持すると共にNOxの発生を抑制したガスタービン燃焼器に関する技術を開示している。 As a gas turbine combustor used for a high-humidity gas turbine, Japanese Patent Application Laid-Open No. 2008-144671 discloses a large number of fuel nozzles for spraying fuel and a plurality of air nozzles that are formed in an air hole plate, respectively. A fuel burner is composed of the air holes of the air, and the state of occurrence of the phenomenon that the flame of the combusting part rises from the end face of the air plate due to combustion instability due to humidification is detected by a plurality of thermocouples installed on the air hole plate Judging from the state of the combustion parts F1 to F4 formed in the combustion chamber from the measured metal temperature and the air temperature detected by the thermometer installed in the combustion air supply system, each of the combustion parts F1 to F4 is determined. A technology relating to a gas turbine combustor that controls the flow rate of fuel to be supplied, stably maintains a flame, and suppresses the generation of NOx is disclosed.
ところで製鉄所等で副生する副生ガスは水素を30%〜60%、IGCCプラントの燃料である石炭ガス化ガスは水素を25%〜90%含み、製鉄所やIGCCプラントの運転条件に応じてこれらの副生ガスや石炭ガス化ガスの水素含有燃料の組成は幅広く変化する。 By-product gas by-produced at steelworks etc. contains 30% to 60% hydrogen, and coal gasification gas as fuel for IGCC plant contains 25% to 90% hydrogen, depending on the operating conditions of steelworks and IGCC plants. Thus, the composition of hydrogen-containing fuel in these by-product gas and coal gasification gas varies widely.
このような水素含有燃料を前記特開2003−148734号公報に開示されたガスタービン燃焼器のバーナで燃焼させると、ガスタービン燃焼器の燃焼室内に形成される火炎の状態が大きく変化する。 When such a hydrogen-containing fuel is burned by the burner of the gas turbine combustor disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 2003-148734, the state of the flame formed in the combustion chamber of the gas turbine combustor changes greatly.
特に水素含有燃料の水素濃度が増加すると燃焼室内に形成する火炎がバーナに接近する傾向にあり、バーナのメタル温度が上昇したり、燃焼振動が発生したりする可能性があるため、ガスタービン燃焼器のバーナの信頼性が低下する。 In particular, when the hydrogen concentration of the hydrogen-containing fuel increases, the flame formed in the combustion chamber tends to approach the burner, and the metal temperature of the burner may increase or combustion vibration may occur. The reliability of the burner of the vessel decreases.
そこで、本発明の目的は、ガスタービン燃焼器で燃焼させる水素含有燃料の組成が幅広く変化する燃料を燃焼させる場合でも、バーナのメタル温度の上昇や燃焼振動の発生を抑制してバーナの信頼性を確保することが可能なガスタービン燃焼器を提供することにある。 Accordingly, an object of the present invention is to improve the reliability of the burner by suppressing the rise in the metal temperature of the burner and the occurrence of combustion vibration even when the fuel containing a wide range of composition of the hydrogen-containing fuel burned in the gas turbine combustor is burned. It is an object of the present invention to provide a gas turbine combustor capable of ensuring the above.
本発明のガスタービン燃焼器は、ガスタービン燃焼器に燃料を噴出する複数の燃料ノズルと、前記燃料ノズルと燃焼室との間に設置されて前記燃焼室に圧縮空気を導く複数の空気孔を前記複数の燃料ノズルに対応して複数列配置した空気孔プレートで構成したバーナを備えたガスタービン燃焼器において、
前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第1の燃料系統と、前記空気孔プレートに形成した2列目以降の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第2の燃料系統をそれぞれ配設し、前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔よりも中心側となる空気孔プレートの中央部に第1の温度検出器を設置し、前記空気孔プレートに形成した2列目の空気孔よりも外周側となる空気孔プレートの外周部に第2の温度検出器を設置し、前記第1の温度検出器と第2の温度検出器で検出した温度の比に基づいて前記燃焼室に形成される火炎の現在の火炎位置を推定し、前記推定した火炎位置を所望の火炎位置に保持するように前記ガスタービン燃焼器の前記燃料ノズルに供給する燃料流量値を演算する制御装置を備え、前記制御装置で演算した燃料流量値に基づいて前記第1の燃料系統及び第2の燃料系統を通じて前記燃料ノズルに供給される各燃料流量をそれぞれ調節するように構成したことを特徴とする。
The gas turbine combustor according to the present invention includes a plurality of fuel nozzles that eject fuel to the gas turbine combustor, and a plurality of air holes that are installed between the fuel nozzle and the combustion chamber and guide the compressed air to the combustion chamber. In a gas turbine combustor including a burner configured with air hole plates arranged in a plurality of rows corresponding to the plurality of fuel nozzles,
A first fuel system for supplying fuel to the fuel nozzles corresponding to the first row of air holes formed in the air hole plate; and a fuel nozzle corresponding to the second and subsequent rows of air holes formed in the air hole plate. A second fuel system for supplying fuel is provided, and a first temperature detector is installed at the center of the air hole plate that is closer to the center than the first row of air holes formed in the air hole plate. A second temperature detector is installed on the outer peripheral portion of the air hole plate that is on the outer peripheral side of the air holes in the second row formed in the air hole plate, and the first temperature detector and the second temperature detector are installed. The fuel of the gas turbine combustor is estimated so as to estimate a current flame position of a flame formed in the combustion chamber based on a temperature ratio detected by a combustor, and to maintain the estimated flame position at a desired flame position. Calculate the flow rate of fuel supplied to the nozzle Comprising a control device, and configured to adjust each fuel flow rate supplied to the fuel nozzle through the first fuel system and the second fuel system based on the fuel flow value calculated by the control device. Features.
また、本発明のガスタービン燃焼器は、ガスタービン燃焼器に燃料を噴出する複数の燃料ノズルと、前記燃料ノズルと燃焼室との間に設置されて前記燃焼室に圧縮空気を導く複数の空気孔を前記複数の燃料ノズルに対応して複数列配置した空気孔プレートで構成したバーナとして、ガスタービン燃焼器の軸心側となる中央部に設置した中央バーナと、この中央バーナの外周部に複数個設置した外周バーナとを備え、前記中央バーナの中央に油ノズルを設置したガスタービン燃焼器において、ガスタービン燃焼器の軸心側となる中央部に設置した前記中央バーナに対応して前記空気孔プレートに形成した空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第1の燃料系統と、ガスタービン燃焼器の前記中央バーナの外周部に複数個設置した外周バーナに対応して前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第2の燃料系統と、ガスタービン燃焼器の前記外周バーナに対応して前記空気孔プレートに形成した2列目以降の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第3の燃料系統をそれぞれ配設し、前記中央バーナに対応する前記空気孔プレートの軸心側の部分に第1の温度検出器を設置し、前記外周バーナに対応する前記空気孔プレートに形成した1列目空気孔よりも中心側となる部分に第2の温度検出器を設置し、前記外周バーナに対応する前記空気孔プレートに形成した2列目空気孔よりも外周側となる部分に第3の温度検出器を設置し、前記第1の温度検出器で検出した温度と、第2の温度検出器で検出した温度と第3の温度検出器で検出した温度の比に基づいて前記燃焼室に形成される中央バーナ火炎の火炎位置及び外周バーナ火炎の火炎位置が所望の位置となるように前記ガスタービン燃焼器の前記燃料ノズルに供給する燃料流量値を演算する制御装置を備え、前記制御装置で演算した燃料流量値に基づいて前記第1の燃料系統を通じて前記中央バーナの燃料ノズルに供給される各燃料流量、第2の燃料系統及び第3の燃料系統を通じて前記外周バーナの前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔に対応した燃料ノズル、及び前記外周バーナの前記空気孔プレートに形成した2列目以降の空気孔に対応した燃料ノズルに供給される各燃料流量をそれぞれ調節するように構成したことを特徴とする。 The gas turbine combustor according to the present invention includes a plurality of fuel nozzles for injecting fuel to the gas turbine combustor, and a plurality of airs installed between the fuel nozzle and the combustion chamber to guide the compressed air to the combustion chamber. As a burner composed of air hole plates in which holes are arranged in a plurality of rows corresponding to the plurality of fuel nozzles, a central burner installed at the central portion on the axial center side of the gas turbine combustor, and an outer peripheral portion of the central burner A gas turbine combustor comprising a plurality of outer peripheral burners installed and an oil nozzle installed in the center of the central burner, corresponding to the central burner installed at the central portion on the axial center side of the gas turbine combustor. A first fuel system for supplying fuel to a fuel nozzle corresponding to an air hole formed in the air hole plate, and a plurality of outer peripheral bars installed on an outer peripheral portion of the central burner of the gas turbine combustor A second fuel system for supplying fuel to the fuel nozzles corresponding to the first row of air holes formed in the air hole plate, and the air hole plate corresponding to the outer peripheral burner of the gas turbine combustor. A third fuel system for supplying fuel to the fuel nozzles corresponding to the air holes in the second and subsequent rows formed in the first and second rows is disposed, and a first fuel pipe is provided at the axial center portion of the air hole plate corresponding to the central burner. The second temperature detector is installed in a portion closer to the center than the first row air holes formed in the air hole plate corresponding to the outer peripheral burner, and corresponds to the outer peripheral burner. A third temperature detector is installed on the outer peripheral side of the second row air holes formed in the air hole plate, and the temperature detected by the first temperature detector and the second temperature detector With the detected temperature and the third temperature detector Fuel flow rate supplied to the fuel nozzle of the gas turbine combustor as flame position and the flame position of the outer circumferential burner flame of the central burner flame formed in the combustion chamber reaches a desired position based on the ratio of the out temperature A control device for calculating a value, and based on the fuel flow value calculated by the control device, each fuel flow rate supplied to the fuel nozzle of the central burner through the first fuel system, the second fuel system and the third fuel system A fuel nozzle corresponding to the first row of air holes formed in the air hole plate of the outer peripheral burner through the fuel system, and a fuel corresponding to the second and subsequent rows of air holes formed in the air hole plate of the outer peripheral burner. The present invention is characterized in that each fuel flow rate supplied to the nozzle is adjusted.
本発明によれば、ガスタービン燃焼器で燃焼させる水素含有燃料の組成が幅広く変化する燃料を燃焼させる場合でも、バーナメタル温度の上昇や燃焼振動の発生を抑制してバーナの信頼性を確保することが可能なガスタービン燃焼器が実現できる。 According to the present invention, even when a fuel whose composition of hydrogen-containing fuel combusted in a gas turbine combustor varies widely, the burner metal temperature is suppressed and the occurrence of combustion vibration is suppressed to ensure the reliability of the burner. Can be realized.
本発明の実施例であるガスタービン燃焼器について図面を引用して説明する。 A gas turbine combustor which is an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
本発明の第1実施例であるガスタービン燃焼器について図1〜図6を用いて説明する。 The gas turbine combustor which is 1st Example of this invention is demonstrated using FIGS.
まず、本発明の第1実施例であるガスタービン燃焼器を備えたガスタービンプラントの構成について図1を用いて説明する。図1は本実施例のガスタービン燃焼器を備えたガスタービンプラントの概略構成図を示している。 First, the structure of the gas turbine plant provided with the gas turbine combustor which is 1st Example of this invention is demonstrated using FIG. FIG. 1 shows a schematic configuration diagram of a gas turbine plant provided with the gas turbine combustor of the present embodiment.
図1に示したガスタービン燃焼器3を備えたガスタービンプラント1において、ガスタービンプラント1は、主に空気を圧縮する空気圧縮機2と、空気圧縮機2から供給された圧縮空気と燃料とを混合して燃焼し高温の燃焼ガスを発生させるガスタービン燃焼器3と、このガスタービン燃焼器3で発生した燃焼ガスによって駆動されるタービン4と、このタービン4によって駆動され、発電する発電機6から構成されている。
In the
前記ガスタービンプラント1では次のようにして発電を行っている。即ち、空気圧縮機2で大気より空気101を吸入して圧縮し、この空気圧縮機2で圧縮した圧縮空気102をガスタービン燃焼器3に供給する。尚、空気圧縮機2には起動時に空気圧縮機2を回転させる起動用モータ7を備えている。
The
本実施例のガスタービン燃焼器3では、空気圧縮機2から供給された圧縮空気102と、燃料として燃料系統200aを通じて供給されたガス燃料200とを混合して燃焼させ、高温の燃焼ガス110を生成する。
In the gas turbine combustor 3 of the present embodiment, the
ガスタービン燃焼器3で発生した高温の燃焼ガス110はタービン4に供給され、前記タービン4はこの燃焼ガス110により駆動される。そして、タービン4の駆動によって、該タービン4に連結された発電機6を回転して発電を行う。
The high-
ガスタービン燃焼器3には、空気圧縮機2で圧縮した圧縮空気102と、燃料系統200aを通じて供給されたガス燃料200を分配して燃料系統202aを通じて供給されたガス燃料202及び燃料系統203aを通じて供給された203とを混合し、これらの混合ガスを燃焼室5に噴射して燃焼させるバーナ8を備えている。
The gas turbine combustor 3 distributes the
本実施例のガスタービン燃焼器3を構成する前記バーナ8は、ガスタービン燃焼室5に空気圧縮機2から供給された圧縮空気102aを導くための空気孔21を複数個設けた円盤状の空気孔プレート20と、燃料系統200aを通じて供給されたガス燃料200を分配して燃料系統202a、203aを通じて供給されたガス燃料202及び203を前記空気孔プレート20に設けた空気孔21内に向けて噴射する複数の燃料ノズル22から構成されている。
The
前記バーナ8を構成する前記空気孔プレート20の設けた複数の空気孔21と、複数の燃料ノズル22とは、一つの空気孔21に一つの燃料ノズル22をそれぞれ対応させて配置した構成となっている。
The plurality of
前記バーナ8を構成する前記空気孔プレート20に設けられた複数個の空気孔21は、図2A及びzy2Bにも示したように、ガスタービン燃焼器3の軸を中心とする複数の同心円上に配置されており、本実施例のガスタービン燃焼器3では、3列(バーナ中心側から外側に向けて、バーナ中心側の1列目空気孔51、1列目空気孔51よりも外側の2列目空気孔52、及び2列目空気孔52よりも外側の3列目空気孔53)の空気孔群から構成されている。
A plurality of
本実施例のガスタービン燃焼器3の前記バーナ8を構成する複数の燃料ノズル22は、図1に示すように、その上流側で燃料分配器23と連結しており、燃料分配器23によって燃料系統200aを通じて供給されたガス燃料200は、燃料系統200aから分岐された燃料系統202a、203aを通じてそれぞれ供給されたガス燃料202、203を前記バーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に分配する。
As shown in FIG. 1, the plurality of
ガス燃料200は燃料系統200aに設けた燃料遮断弁60の下流側で2つに分岐し、燃料系統202a、203aを通じて前記バーナ8を構成する燃料分配器23に供給されるが、分岐した一方の燃料系統202aに設けた燃料制御弁62、及び分岐した他方の燃料系統203aに設けた燃料制御弁63によって前記燃料系統202a、203aを通じて前記複数の燃料ノズル22に供給されるガス燃料202、203の供給量がそれぞれ調節されている。
The
そして、燃料系統202aを通じて供給されたガス燃料202は、前記1列目空気孔51に対応する燃料ノズル22に、燃料系統203aを通じて供給されたガス燃料203は、前記2列目空気孔52と3列目空気孔53に対応する燃料ノズル22にそれぞれ供給される。
The
このように本実施例のガスタービン燃焼器3では、バーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するガス燃料200を燃料系統202a、203aの2系統に分配したが、それ以上の数の燃料系統に分配してもよい。
As described above, in the gas turbine combustor 3 of the present embodiment, the
上記した本実施例のガスタービン燃焼器3のように燃料系統を複数に分配する構成にすれば、燃料供給系統数の増加に伴ってガスタービン燃焼器3の運転の自由度を拡大できる。 If the fuel system is divided into a plurality of fuel systems as in the gas turbine combustor 3 of the present embodiment described above, the degree of freedom of operation of the gas turbine combustor 3 can be expanded as the number of fuel supply systems increases.
本実施例のガスタービン燃焼器3では、燃焼するガス燃料200として、コークス炉ガスや製油所オフガス、石炭ガス化ガスなどの水素含有燃料を使用でき、液化天然ガス(Liquefied Natural Gas:LNG)をはじめとするすべてのガス燃料にも適用できる。
In the gas turbine combustor 3 of the present embodiment, hydrogen-containing fuels such as coke oven gas, refinery off-gas, and coal gasification gas can be used as the
図1に示したように、本実施例のガスタービン燃焼器3において、バーナ8を構成する空気孔プレート20に形成した1列目空気孔51よりも中心側となる空気孔プレート20の中央部に温度を検出する熱電対402が設置され、空気孔プレート20の2列目空気孔52と3列目空気孔53との間となる空気孔プレート20の空気孔間隙部に、温度を検出する熱電対403が設置されている。
As shown in FIG. 1, in the gas turbine combustor 3 according to the present embodiment, the central portion of the
そして前記熱電対402、403で検出した温度の信号を燃料流量制御装置500に入力し、前記燃料流量制御装置500で演算処理された制御信号によって燃料系統202a、203aに設置した燃料制御弁62、63の開度を操作して、ガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するガス燃料202、203の流量をそれぞれ制御する。
Then, the temperature signals detected by the
図2Aは図1に示した本発明の第1実施例であるガスタービン燃焼器を構成するバーナの構造を示す縦断面図であり、図2Bは図1に示した本発明の第1実施例であるガスタービン燃焼器を構成するバーナを燃焼室から見た正面図である。 2A is a longitudinal sectional view showing the structure of the burner constituting the gas turbine combustor according to the first embodiment of the present invention shown in FIG. 1, and FIG. 2B is the first embodiment of the present invention shown in FIG. It is the front view which looked at the burner which constitutes the gas turbine combustor which is.
図2A及び図2Bに示したように、熱電対402はバーナの中央部となる空気孔プレート20の中央部に、熱電対403は2列目空気孔52と3列目空気孔53の間となる空気孔プレート20の空気孔間隙部にそれぞれ設置されている。
As shown in FIGS. 2A and 2B, the
熱電対402、403を設置する空気孔プレート20の前記中央部及び空気孔間隙部には、燃料ノズル22に面した空気孔プレートエンドカバー側表面300から直径1.2mmの熱電対挿入孔410がそれぞれ形成されており、前記空気孔プレート20の空気孔プレートエンドカバー側表面300の丁度裏面となる空気孔プレート燃焼室側表面301では、表面から2.0mmの位置にまで熱電対挿入孔410が達している。
A
前記空気孔プレート20に形成する熱電対挿入孔410の加工は、空気孔プレートエンドカバー側表面300から空気孔プレート20をドリルで加工できるほかに、貫通孔を形成した後に空気孔プレート燃焼室側表面301を溶接によって閉止することでも加工できる。
The processing of the
そして、この空気孔プレート20を加工して形成した熱電対挿入孔410に、空気孔プレートエンドカバー側表面300から直径1.0mmの熱電対402、403をそれぞれ挿入し、熱電対402、403の先端を熱電対挿入孔410の最深部に到達させた後に前記熱電対402、403の内部に固定する。
Then,
熱電対挿入孔410の内部に設置された前記熱電対402、403の先端は、ガスタービン燃焼器3に設けた燃焼室5に面した空気孔プレート燃焼室側表面301の表面から2.0mmの位置にまで達しており、前記熱電対402、403の先端が空気孔プレート20のメタルに接しているため、熱電対402、403で検出した温度は空気孔プレート燃焼室側表面301のメタル温度に近い温度を示し、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎の温度を間接的に計測できる。
The tips of the
また、前記熱電対402、403はガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される高温の火炎に接触することが無いため、溶損の恐れがなく高い信頼性を確保できる。
Further, since the
そして、前記熱電対402、403で検出した温度信号を取り出して燃料流量制御装置500に入力するようにして温度を計測する。
A temperature signal detected by the
図3Aは図1に示した本発明の第1実施例であるガスタービン燃焼器のバーナ下流の燃焼室に形成される火炎の状況を示す概略説明図である。 FIG. 3A is a schematic explanatory view showing the state of flames formed in the combustion chamber downstream of the burner of the gas turbine combustor according to the first embodiment of the present invention shown in FIG.
図3Aにバーナ下流の燃焼室5内に形成される火炎の概略図を示したように、本実施例のガスタービン燃焼器3のバーナ8において、水素含有燃料のような燃焼速度の速い火炎が逆流することを抑制するため、燃焼室5内に形成される火炎は、点Poを火炎の基点として空気孔プレート20の空気孔プレート燃焼室側表面301から離れた位置に浮上円錐火炎160を形成する。
As shown in the schematic view of the flame formed in the
本実施例のガスタービン燃焼器3に備えたバーナ8の信頼性と火炎安定性の確保のため、燃焼室5内に形成される浮上円錐火炎160の位置を理想火炎位置Piとすると、火炎をこの理想火炎位置Piに保持する必要があるが、火炎位置は種々の外乱によって変化する。
In order to ensure the reliability and flame stability of the
例えば、バーナ外周側の火炎が前記理想火炎位置Piよりも上流に移動してバーナ8に接近すると、バーナ8のメタル温度の上昇や、圧力変動の発生のため、バーナ信頼性が低下する可能性がある。
For example, if the flame on the outer peripheral side of the burner moves upstream from the ideal flame position Pi and approaches the
ここで、バーナ信頼性を確保できる最上流火炎位置をPuとし、その位置の火炎を、破線で示した最上流位置の火炎161とする。
Here, the most upstream flame position that can ensure the burner reliability is set to Pu, and the flame at that position is set to the
一方、バーナ外周側の火炎が前記理想火炎位置Piよりも下流に移動してバーナ8から離れると、火炎を保持するために必要な循環ガス80の量が減少し火炎安定性が低下する。
On the other hand, when the flame on the outer peripheral side of the burner moves downstream from the ideal flame position Pi and leaves the
ここで、火炎安定性を確保できる最下流火炎位置をPdとし、その位置の火炎を、破線で示した最下流位置の火炎162とする。
Here, the most downstream flame position that can ensure the flame stability is Pd, and the flame at that position is the most
熱電対402を設置した空気孔プレート20の空気孔プレート燃焼室側表面301の位置から火炎の起点となる点Poまでの距離をL2とする。また、熱電対403を設置した空気孔プレート20の空気孔プレート燃焼室側表面301の位置からその下流の火炎位置までの距離をL3、最上流火炎位置Puの火炎までの距離をL3u、最下流火炎位置Pdの火炎までの距離をL3dとする。
Let L2 be the distance from the position of the air hole plate combustion
そして、空気孔プレート20に設置した熱電対402、403で検出した温度をそれぞれT2、T3とし、その比RをR=T3/T2とする。
The temperatures detected by the
図3Bは図1に示した本発明の第1実施例であるガスタービン燃焼器3に設置したバーナ8を構成する空気孔プレート20に設置した熱電対402、403で検出したメタルの温度T2、T3の温度比R(R=T3/T2)と、火炎位置L3の関係を示す関係図である。
3B shows the metal temperature T2 detected by the
図3Bに示したように、温度比Rと火炎位置L3の関係を示す。火炎位置L3に応じて本実施例のガスタービン燃焼器3のバーナ8のメタル温度の比R(R=T3/T2)は変化する。火炎が理想位置にある場合(L3=L3i)、温度比R=T3/T2=Aiとする。
As shown in FIG. 3B, the relationship between the temperature ratio R and the flame position L3 is shown. The ratio R (R = T3 / T2) of the metal temperature of the
火炎が最上流にある場合(L3=L3u)は、熱電対403で検出した温度T3の温度は上昇して温度比R=Auの値となり、火炎が最下流にある場合(L3=L3d)は、熱電対403で検出した温度T3の温度は低下して温度比R=Adの値となる。尚、温度比RはAd≦R≦Auの範囲で変化する必要がある。
When the flame is in the most upstream (L3 = L3u), the temperature T3 detected by the
本実施例のガスタービン燃焼器3では、温度比Rが、Ad≦R≦Auの範囲外となった場合に、図3Bに示した関係を基に、本実施例のガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎の現在の火炎位置を推定し、燃料流量制御装置500によって、燃焼室5内に形成される火炎位置が理想位置のL3=L3iとなる温度比R=T3/T2=Aiの値となるように、本実施例のガスタービン燃焼器3のバーナ8に供給されるガス燃料202、203の流量を制御する。
In the gas turbine combustor 3 of the present embodiment, when the temperature ratio R is outside the range of Ad ≦ R ≦ Au, the gas turbine combustor 3 of the present embodiment is based on the relationship shown in FIG. 3B. The current flame position of the flame formed in the
尚、図3Aに示した燃焼室5内に形成される火炎の理想火炎位置Piはガスタービン負荷(負荷指令MWDと実際の発電量MWとの差)に応じて変化する。
The ideal flame position Pi of the flame formed in the
図4は本発明の第1実施例であるガスタービン燃焼器3において、ガスタービン負荷に対するバーナ8の空気孔プレート20の表面から理想位置にある火炎までの距離L3iの変化の一例を示したものである。
FIG. 4 shows an example of a change in the distance L3i from the surface of the
図4に示したように、バーナ8の空気孔プレート20の表面から理想位置にある火炎までの距離L3iはガスタービン負荷とともに増加する。ガスタービン負荷が低い条件では、燃焼安定性の確保が重要であり、火炎をバーナ付近で保持し燃焼安定性を確保する。
As shown in FIG. 4, the distance L3i from the surface of the
一方、ガスタービン負荷が高い条件では、火炎がバーナ8に接近する傾向にあり、バーナ信頼性の確保が重要であるため、火炎をバーナ8からより離れた位置で保持しバーナ信頼性を確保する。以下では、ガスタービン負荷をある一定値に保持した条件で説明する。
On the other hand, when the gas turbine load is high, the flame tends to approach the
図5に本実施例のガスタービン燃焼器3に供給する燃料流量を制御する燃料流量制御装置500の構成である制御ブロック図を示す。
FIG. 5 is a control block diagram showing the configuration of a fuel flow
図5において、本実施例のガスタービン燃焼器3の前記燃料流量制御装置500は、主に減算器501、燃料流量演算器502、燃料比率設定器503、および燃料系統202a、203aを通じて供給するガス燃料202(以下、F2燃料と称する)の流量を設定するF2燃料設定器152、ガス燃料203(以下、F3燃料と称する)の流量を設定するF3燃料設定器153から構成されている。
In FIG. 5, the fuel flow
本実施例のガスタービン燃焼器3の燃料流量制御装置500では、次のようにして燃料系統202a、203aに設置した燃料制御弁62、63の開度を操作して、ガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に燃料系統202a、203aを通じて供給するガス燃料202、203の流量をそれぞれ制御する。
In the fuel
燃料流量制御装置500に備えられた減算器501は、予め定めたガスタービンに対する発電量増加率に従うように与えた負荷指令MWDと、発電機6の出力である実際の発電量MWから両者の発電量の差を演算する。
The
燃料流量制御装置500に備えられた燃料流量演算器502は、前記減算器501で演算した負荷指令MWDと実際の発電量MWとの発電量差に基づいて、この発電量差を無くすのに必要な燃料流量を演算する。
The fuel
燃料流量制御装置500に備えられた燃料比率設定器503は、前記燃料流量演算器502で演算した燃料流量の演算値、およびバーナ8の空気孔プレート20に設置した熱電対402、403で検出した温度T2、T3に基づき、図3Bに示したように、燃焼室5内に形成される火炎位置が理想位置のL3=L3iとなる温度比R=T3/T2=Aiの値となるように、燃料系統202a、203aを通じて供給するガス燃料202、203の流量を配分する燃料比率を演算する。
The fuel
燃料流量制御装置500に備えられたF2燃料設定器152及びF3燃料設定器153は、前記燃料比率設定器503で演算した燃料比率の演算値に基づき、ガス燃料202、203の燃料流量をそれぞれ設定し、そして前記F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153で設定した燃料流量値に基づいて燃料系統202a、203aを通じて供給するガス燃料202、203の流量が調節できるように、前記F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153から出力された操作信号で燃料系統202a、203aに設置した燃料制御弁62、63の開度を操作して、ガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するガス燃料202、203の流量を制御する。
The F2
この結果、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎位置が、理想位置のL3=L3iとなるガスタービン燃焼器3のバーナ8のメタル温度の比である温度比R(R=T3/T2)の値を理想点Aiに制御することが可能となる。
As a result, the flame position formed in the
次に、本実施例のガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するガス燃料202、203の流量の制御方法を図5に示した燃料流量の制御装置500、及び図6A及び図6Bを用いて説明する。
Next, a method for controlling the flow rate of the gas fuels 202 and 203 supplied to the plurality of
図6Aは図5に示した本発明の第1実施例のガスタービン燃焼器に供給する燃料流量の制御装置による燃料流量の制御方法の一例であって、熱電対402、403で検出した温度T2、T3の温度比R(=T3/T2)の時間変化を示す説明図であり、図6Bは図5に示した本発明の第1実施例のガスタービン燃焼器に供給する燃料流量の制御装置による燃料流量の制御方法の一例であって、F2燃料、F3燃料の流量の時間変化を示す説明図である。
FIG. 6A is an example of a fuel flow rate control method by the fuel flow rate control device supplied to the gas turbine combustor of the first embodiment of the present invention shown in FIG. 5, and the temperature T2 detected by the
図6A及び図6Bに示したように、ガスタービン燃焼器3の運転時間tにおいて、時間t=tu1におけるガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎が理想位置にある状態(R=Ai)から、時間tがtu1からtu2に近づくにつれて温度比Rは増加し、時間t=tu2で、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎が最上流位置にある状態(温度比R=Au)に達する。
As shown in FIGS. 6A and 6B, in the operation time t of the gas turbine combustor 3, the flame formed in the
温度比RがAuよりも大きくなると、バーナ8のメタル温度の上昇や、圧力変動の発生のため、バーナ信頼性が低下する可能性がある。
When the temperature ratio R is larger than Au, the burner reliability may be lowered due to the rise in the metal temperature of the
そこで、熱電対402、403が検出したメタル温度T2、T3に基づいて温度比R(R=T3/T2)が、燃焼室5内に形成される火炎が理想位置にある状態となるR=Aiの値となるように、図5に示した燃料流量制御装置500の演算制御によって、燃料比率設定器503によってガス燃料202、203の流量を配分する燃料比率の設定信号を演算し、F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153に演算した燃料比率の設定信号を出力する。
Therefore, based on the metal temperatures T2 and T3 detected by the
F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153では、燃料比率設定器503から出力された燃料比率の設定信号に基づいて、F2燃料とF3燃料の流量の合計を一定に保持しながら、燃料系統202aに設置した燃料制御弁62の開度が大きくなるように操作して、燃料系統202aを通じてガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF2燃料流量を増加させるように制御する。
The F2
同時に、燃料系統203aに設置した燃料制御弁63の開度が小さくなるように操作して、燃料系統203aを通じてガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF3燃料流量を減少させるように制御する。
At the same time, the F3 fuel flow rate supplied to the plurality of
上記した燃料流量制御装置500による演算制御の結果、図6A及び図6Bに示したように、ガスタービン燃焼器3の運転時間が時間t=tu3では、ガスタービン燃焼器3のバーナ8の外周の火炎の燃焼速度が減少するため、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎の位置は、図3Aに燃焼室5内の火炎位置の状態を示した最上流位置にある最上流火炎位置Puの状態から下流側に移動して、理想火炎位置Piに定着することになる。
As a result of the arithmetic control by the fuel
一方、ガスタービン燃焼器3の運転時間tがtu3からtd1を経過すると、時間t=td1におけるガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎が理想位置にある状態(R=Ai)から、時間tがtd1を経過するにつれて温度比Rは減少し、時間t=td2で、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎が最下流位置にある状態(温度比R=Ad)に達する。
On the other hand, when the operation time t of the gas turbine combustor 3 has passed td1 from tu3, the flame formed in the
温度比RがAdよりも小さくなると、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内で火炎を保持するために必要な循環ガス量が減少して火炎安定性が低下する可能性がある。
If the temperature ratio R is smaller than Ad, the amount of circulating gas required to hold the flame in the
そこで、熱電対402、403が検出したメタル温度T2、T3に基づいてメタル温度比R(R=T3/T2)がAiになるように、図5に示した燃料流量制御装置500の演算制御によって、燃料比率設定器503によってガス燃料202、203の流量を配分する燃料比率の設定信号を演算し、F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153に演算した燃料比率の設定信号を出力する。
Therefore, the calculation control of the fuel
F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153では、燃料比率設定器503から出力された燃料比率の設定信号に基づいて、F2燃料とF3燃料の流量の合計を一定に保持しながら、燃料系統202aに設置した燃料制御弁62の開度が小さくなるように操作して、燃料系統202aを通じてガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF2燃料流量を減少させるように制御する。
The F2
同時に、燃料系統203aに設置した燃料制御弁63の開度が大きくなるように操作して、燃料系統203aを通じてガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF3燃料流量を増加させるように制御する。
At the same time, the F3 fuel flow rate supplied to the plurality of
上記した燃料流量制御装置500による演算制御の結果、図6A及び図6Bに示したように、時間t=td3では、ガスタービン燃焼器3のバーナ8の火炎の燃焼速度が増加するため、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される火炎の位置は、図3Aに燃焼室5内の火炎位置の状態を示した最下流位置にある最下流火炎位置Pdの状態から上流側に移動して、理想火炎位置Piに定着することになる。
As a result of the arithmetic control by the fuel
上記した本実施例のガスタービン燃焼器3では、バーナメタル温度の検出値から現在の火炎位置を推定し、火炎が理想位置に定在するようにバーナに供給する燃料流量を制御することによりバーナ信頼性を確保できる。 In the gas turbine combustor 3 of the present embodiment described above, the current flame position is estimated from the detected value of the burner metal temperature, and the flow rate of fuel supplied to the burner is controlled so that the flame is fixed at the ideal position. Reliability can be secured.
したがって本実施例によれば、ガスタービン燃焼器で燃焼させる水素含有燃料の組成が幅広く変化する燃料を燃焼させる場合でも、バーナメタル温度の上昇や燃焼振動の発生を抑制してバーナの信頼性を確保することが可能なガスタービン燃焼器が実現できる。 Therefore, according to this embodiment, even when a fuel whose composition of hydrogen-containing fuel combusted in the gas turbine combustor varies widely, the rise of burner metal temperature and the occurrence of combustion vibration are suppressed, thereby improving the burner reliability. A gas turbine combustor that can be secured can be realized.
本発明の第2実施例であるガスタービン燃焼器について図7〜図10を用いて説明する。 A gas turbine combustor according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
図7〜図10に示した本実施例のガスタービン燃焼器は、図1〜図6に示した第1実施例のガスタービン燃焼器と基本的な構成は同じであるので、両者に共通した説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。 The gas turbine combustor of this embodiment shown in FIGS. 7 to 10 has the same basic configuration as the gas turbine combustor of the first embodiment shown in FIGS. The description is omitted, and different parts will be described below.
本発明の第2実施例であるガスタービン燃焼器を備えたガスタービンプラントの構成について図7を用いて説明する。図7は本実施例のガスタービン燃焼器を備えたガスタービンプラントの概略構成図を示している。 The structure of the gas turbine plant provided with the gas turbine combustor which is 2nd Example of this invention is demonstrated using FIG. FIG. 7 shows a schematic configuration diagram of a gas turbine plant including the gas turbine combustor of the present embodiment.
図7に示した本実施例のガスタービン燃焼器3は、図1に示した第1実施例のバーナ8を複数個配置した構成にしてガスタービン燃焼器3に適用した実施例である。
The gas turbine combustor 3 of this embodiment shown in FIG. 7 is an embodiment applied to the gas turbine combustor 3 with a configuration in which a plurality of
図7に示したガスタービン燃焼器3を備えたガスタービンプラント1において、本実施例のガスタービン燃焼器3では、ガスタービン燃焼器3のバーナ8として、バーナ8の中央部に中央バーナ32を1個、中央バーナ32の外周部に外周バーナ33を複数個(本実施例では例えば6個)配置した場合を示している。そして、前記中央バーナ32の軸心中央には油燃焼用の油ノズル40が備えられている。
In the
さらに、前記中央バーナ32の油燃焼用の油ノズル40に起動用油燃料210を供給する燃料系統210aが配設されており、この燃料系統210aに燃料遮断弁65と、該燃料系統210aを通じて前記油ノズル40に供給される起動用燃料210の供給量を調節する燃料制御弁66が設けられている。
Further, a
中央バーナ32の油燃焼用の油ノズル40に供給する起動用燃料210としては、軽油、灯油、A重油などの油燃料を使用する。
As the starting
本実施例のガスタービン燃焼器3の前記中央バーナ32及び複数個の外周バーナ33をそれぞれ構成する複数の燃料ノズル22は、図7に示すように、その上流側で燃料分配器23とそれぞれ連結しており、燃料分配器23によって燃料系統200aを通じて供給されたガス燃料200のうち、燃料系統200aから分岐した燃料系統201aを通じて供給されたガス燃料201は、前記バーナ8の中央部に設置された中央バーナ32を構成する複数の燃料ノズル22に供給される。
The plurality of
そして、燃料系統200aから分岐した燃料系統201aに設けた燃料制御弁61によって前記燃料系統201aを通じて前記中央バーナ32の複数の燃料ノズル22に供給されるガス燃料201の供給量はそれぞれ調節されている。
The supply amount of the
また、燃料分配器23によって燃料系統200aを通じて供給されたガス燃料200のうち、燃料系統200aから分岐された燃料系統202a、203aを通じてそれぞれ供給されたガス燃料202、203は、前記バーナ8の中央バーナ32の外周部に設置された各外周バーナ33を構成する複数の燃料ノズル22に供給される。
Of the
そして、燃料系統200aから分岐した一方の燃料系統202aに設けた燃料制御弁62、及び分岐した他方の燃料系統203aに設けた燃料制御弁63によって前記燃料系統202a、203aを通じて前記各外周バーナ33を構成する複数の燃料ノズル22に供給されるガス燃料202、203の供給量はそれぞれ調節されている。
Then, each
そして、燃料系統202aを通じて供給されたガス燃料202は、丁度、第1実施例のガスタービン燃焼器3のバーナ8を構成する空気プレート20に形成した空気孔と対応する燃料ノズル22と同様に、前記各外周バーナ33を構成する空気プレート20に形成した前記1列目空気孔51に対応する燃料ノズル22に、燃料系統203aを通じて供給されたガス燃料203も同じく、前記各外周バーナ33を構成する空気プレート20に形成した前記2列目空気孔52と3列目空気孔53に対応する燃料ノズル22にそれぞれ供給される。
The
図7及び図8Aに示したように、本実施例のガスタービン燃焼器3では、前記各外周バーナ33に設置した複数の燃料ノズル22に対応して空気孔プレート20に形成した1列目空気孔51よりも中心側となる空気孔プレート20の部分に空気孔プレート20のメタル温度を検出する熱電対402が設置され、空気孔プレート20の2列目空気孔52よりも外周側で3列目空気孔53との間となる空気孔プレート20の空気孔間隙部に、空気孔プレート20のメタル温度を検出する熱電対403が設置されている。
As shown in FIGS. 7 and 8A, in the gas turbine combustor 3 of the present embodiment, the first row air formed in the
更に、本実施例のガスタービン燃焼器3において、前記中央バーナ32に設置した油ノズル40に対応して空気孔プレート20の中心部に形成した1列目空気孔51よりも外周側となる空気孔プレート20の部分に空気孔プレート20のメタル温度を検出する熱電対401が設置されている。
Further, in the gas turbine combustor 3 of the present embodiment, the air on the outer peripheral side than the first row air holes 51 formed in the center of the
そして前記熱電対401、402、403で検出した空気孔プレート20の各部のメタル温度の検出信号を燃料流量制御装置500に入力し、前記燃料流量制御装置500で演算処理された制御信号によって燃料系統201a、202a、203aに設置した燃料制御弁61、62、63の開度を操作して、ガスタービン燃焼器3の中央バーナ32及び各外周バーナ33を構成する複数の燃料ノズル22に供給するガス燃料201、202、203の流量をそれぞれ調節することで、燃焼室5内に形成される中央バーナ火炎81の火炎位置、及び外周バーナ火炎82の火炎位置が所望の位置となるように制御される。
Then, the detection signal of the metal temperature of each part of the
ところで、水素含有燃料をガスタービン燃焼器3の燃料として使用する場合、着火に失敗すると水素含有燃料がガスタービン燃焼器3で燃焼せずに排出され、下流側のタービン4内で燃焼して爆発が起こる危険性を回避する必要がある。 By the way, when hydrogen-containing fuel is used as fuel for the gas turbine combustor 3, if ignition fails, the hydrogen-containing fuel is discharged without being burned in the gas turbine combustor 3 and burned in the turbine 4 on the downstream side to explode. There is a need to avoid the risk of happening.
そこで、本実施例のガスタービン燃焼器3においては、水素を含まない起動用燃料(例えば、油燃料)で着火、およびガスタービンプラントを低負荷まで運転し、その後、順次、水素含有燃料をガスタービン燃焼器3に供給して燃焼させ、前述したような爆発が起こる危険性を回避する。 Therefore, in the gas turbine combustor 3 of the present embodiment, ignition is performed with a starting fuel (for example, oil fuel) that does not contain hydrogen, and the gas turbine plant is operated to a low load, and then the hydrogen-containing fuel is sequentially gasified. It is supplied to the turbine combustor 3 and burned to avoid the risk of explosion as described above.
そこで、次に、水素含有燃料を燃料として使用する本実施例のガスタービン燃焼器3について以下に説明する。 Then, next, the gas turbine combustor 3 of the present embodiment that uses hydrogen-containing fuel as fuel will be described below.
図8Aは図7に示した本実施例であるガスタービン燃焼器3のバーナ下流の燃焼室5内に形成される火炎の状況を示す概略説明図であり、図8Bは図7に示した本実施例であるガスタービン燃焼器3のバーナのメタル温度T1と火炎位置L1の関係を示す関係図であり、中央バーナ32の下流となる燃焼室5内には中央バーナ火炎81が、複数個の外周バーナ33の下流となる燃焼室5内には複数の外周バーナ火炎82がそれぞれ形成されている。
FIG. 8A is a schematic explanatory view showing the state of a flame formed in the
本実施例であるガスタービン燃焼器3の中央バーナ32はパイロットバーナの役目を果たすものであり、燃焼室5内に形成される火炎を安定に保持してガスタービン燃焼器全体の燃焼安定性を確保する必要がある。
The
そこで、本実施例であるガスタービン燃焼器3においては、中央バーナ32を構成する空気プレート20に設置した熱電対401で検出したメタル温度T1と、この中央バーナ32を構成する空気孔プレート20の燃焼室側表面の位置から燃焼室5内に形成される中央バーナ火炎81までの火炎距離L1に基づいて、燃料系統201aを通じてガスタービン燃焼器3の中央バーナ32を構成する複数の燃料ノズル22に供給するガス燃料201(F1燃料)の流量を制御する。
Therefore, in the gas turbine combustor 3 according to the present embodiment, the metal temperature T1 detected by the
図8Bは本実施例であるガスタービン燃焼器3のバーナのメタル温度T1と火炎位置L1の関係を示す関係図を示しており、図8Bに示したように、中央バーナ32を構成する空気孔プレート20の燃焼室側表面の位置から中央バーナ火炎81までの火炎位置L1に応じて、中央バーナ32を構成する空気プレート20に設置した熱電対401で検出するメタル温度T1の検出値は変化する。
FIG. 8B shows a relationship diagram showing the relationship between the metal temperature T1 of the burner of the gas turbine combustor 3 according to this embodiment and the flame position L1, and as shown in FIG. 8B, the air holes constituting the
図8Bにおいて、T1=T1max(最大値)は中央バーナ32のメタル温度T1がバーナ信頼性を確保できる最大の温度とし、T1=T1min(最小値)は燃焼室5内に形成された中央バーナ火炎81が安定に保持される最小の温度とすると、中央バーナ32のメタル温度T1は、T1min≦T1≦T1maxの範囲となっている必要がある。
8B, T1 = T1max (maximum value) is the maximum temperature at which the metal temperature T1 of the
中央バーナ32のメタル温度T1が、T1=T1maxの場合は、燃焼室5内に形成された中央バーナ火炎81の火炎が最も上流側に位置する場合であり、この場合、中央バーナ32を構成する空気孔プレート20の燃焼室側表面の位置から燃焼室5内に形成された中央バーナ火炎81までの火炎距離L1は、L1=L1min(最小値)となる。
When the metal temperature T1 of the
また、中央バーナ32のメタル温度T1が、T1=T1minの場合は、燃焼室5内に形成された中央バーナ火炎81の火炎が最も下流側に位置する場合であり、この場合、中央バーナ32を構成する空気孔プレート20の燃焼室側表面の位置から燃焼室5内に形成された中央バーナ火炎81までの火炎距離L1は、L1=L1max(最大値)となる。
When the metal temperature T1 of the
図9に本実施例のガスタービン燃焼器3における燃料流量制御装置500の制御ブロック図を示す。図9に示した本実施例のガスタービン燃焼器3における燃料流量制御装置500の制御ブロックと図5に示した第1実施例のガスタービン燃焼器3における燃料流量制御装置500の制御ブロック図との相違点は、燃料比率設定器503が熱電対402、403で検出した温度信号T2、T3に加えて、熱電対401で検出した温度信号T1も入力させており、燃料系統202a、203aを通じて複数個の外周バーナ33に供給するガス燃料202(F2燃料)の流量を設定するF2燃料設定器152及びガス燃料203(F3燃料)の流量を設定するF3燃料設定器153に加えて、燃料系統201aを通じて中央バーナ32に供給するガス燃料201(F1燃料)の流量を設定するF1燃料設定器151を備えている。
FIG. 9 shows a control block diagram of the fuel
本実施例のガスタービン燃焼器3の燃料流量制御装置500では、次のようにして燃料系統201a、202a、203aに設置した燃料制御弁61、62、63の開度を操作して、ガスタービン燃焼器3の中央バーナ32を構成する複数の燃料ノズル22、及び複数個の外周バーナ33を構成する複数の燃料ノズル22に燃料系統201a、202a、203aを通じて供給するガス燃料201、202、203の流量をそれぞれ制御する。
In the fuel
次に、本実施例のガスタービン燃焼器3の中央バーナ32及び複数個の外周バーナ33をそれぞれ構成する複数の燃料ノズル22に供給するガス燃料201、202、203の流量の制御方法を図9に示した燃料流量の制御装置500、及び図10A及び図10Bを用いて説明する。
Next, a method for controlling the flow rate of the gas fuels 201, 202, 203 supplied to the plurality of
尚、本実施例のガスタービン燃焼器3によるF2燃料流量及びF3燃料流量の制御方法は第1実施例のガスタービン燃焼器3の場合と同様であるため、本実施例のガスタービン燃焼器3においては、F1燃料流量の制御方法についてのみ説明する。 In addition, since the control method of the F2 fuel flow rate and the F3 fuel flow rate by the gas turbine combustor 3 of the present embodiment is the same as that of the gas turbine combustor 3 of the first embodiment, the gas turbine combustor 3 of the present embodiment. Only the method for controlling the F1 fuel flow rate will be described.
図10Aは、図9に示した本実施例のガスタービン燃焼器に供給する燃料流量の制御装置による燃料流量の制御方法の一例であって、温度T1の時間変化を示す説明図であり、図10Bは、図9に示した本実施例のガスタービン燃焼器に供給する燃料流量の制御装置のよる燃料流量の制御方法の一例であって、F1燃料、F2+F3燃料の流量の時間変化を示す説明図である。 FIG. 10A is an example of a fuel flow rate control method by the fuel flow rate control device supplied to the gas turbine combustor of the present embodiment shown in FIG. 10B is an example of a fuel flow rate control method by the fuel flow rate control device supplied to the gas turbine combustor of the present embodiment shown in FIG. 9, and shows the time change of the flow rates of F1 fuel and F2 + F3 fuel. FIG.
図10Aは図9に示した本実施例のガスタービン燃焼器に供給する燃料流量制御装置500による燃料流量の制御方法の一例であって、図10A及び図10Bに示したように、ガスタービン燃焼器3の運転時間tにおいて、時間t=tu1を経過してガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される中央バーナ火炎81の位置が上流側に近づくと、中央バーナ32を構成する空気プレート20に設置した熱電対401で検出したメタル温度T1が上昇して、時間t=tu2でメタル温度T1が最大値T1maxに達している。
FIG. 10A is an example of a fuel flow rate control method by the fuel flow
熱電対401で検出した中央バーナ32のメタル温度T1がT1maxよりも大きくなると、バーナ信頼性が低下する可能性がある。
When the metal temperature T1 of the
そこで、熱電対401で検出したメタル温度T1に基づいて、中央バーナ32のメタル温度T1が、燃焼室5内に形成された中央バーナ火炎81の火炎が最上流側と最下流側との間に位置させるため、中央バーナ32のメタル温度T1を、T1min≦T1≦T1maxの範囲に入るように、図9に示した燃料流量制御装置500の演算制御によって、燃料比率設定器503でガス燃料201の流量を配分する燃料比率の設定信号を演算し、F1燃料設定器151に演算した燃料比率の設定信号を出力する。
Therefore, based on the metal temperature T1 detected by the
F1燃料設定器151では、燃料比率設定器503から出力された燃料比率の設定信号に基づいて、F1燃料とF2燃料及びF3燃料の流量の合計を一定に保持しながら、燃料系統201aに設置した燃料制御弁61の開度が小さくなるように操作して、燃料系統201aを通じてガスタービン燃焼器3の中央バーナ32を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF1燃料流量を減少させるように制御する。
Based on the fuel ratio setting signal output from the fuel
同時に、燃料比率設定器503から出力された燃料比率の設定信号に基づいて、F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153では、燃料系統202a及び203aに設置した燃料制御弁62、63の開度が大きくなるように操作して、燃料系統202a、203aを通じてガスタービン燃焼器3の複数個の外周バーナ33を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF2燃料流量及びF3燃料流量を増加させるように制御して、時間t=tu3でメタル温度T1が時間t=tu1の時と同じメタル温度T1の値まで低下させる制御を行う。
At the same time, based on the fuel ratio setting signal output from the fuel
一方、図10A及び図10Bに示したように、ガスタービン燃焼器3の運転時間tがtu3からtd1を経過して、ガスタービン燃焼器3の燃焼室5内に形成される中央バーナ火炎81の位置が下流側に近づくと、中央バーナ32を構成する空気プレート20に設置した熱電対401で検出したメタル温度T1が減少して、時間t=td2で最小値T1minに達する。
On the other hand, as shown in FIG. 10A and FIG. 10B, the operation time t of the gas turbine combustor 3 has passed td1 from tu3, and the
熱電対401で検出した中央バーナ32のメタル温度T1がT1minよりも小さくなると、火炎安定性が低下する可能性がある。
If the metal temperature T1 of the
そこで、熱電対401で検出したメタル温度T1に基づいて、中央バーナ32のメタル温度T1が、燃焼室5内に形成された中央バーナ火炎81の火炎が最上流側と最下流側との間に位置させるため、中央バーナ32のメタル温度T1を、T1min≦T1≦T1maxの範囲に入るように、図9に示した燃料流量制御装置500の演算制御によって、燃料比率設定器503でガス燃料201の流量を配分する燃料比率の設定信号を演算し、F1燃料設定器151に演算した燃料比率の設定信号を出力する。
Therefore, based on the metal temperature T1 detected by the
F1燃料設定器151では、燃料比率設定器503から出力された燃料比率の設定信号に基づいて、F1燃料とF2燃料及びF3燃料の流量の合計を一定に保持しながら、燃料系統201aに設置した燃料制御弁61の開度が大きくなるように操作して、燃料系統201aを通じてガスタービン燃焼器3の中央バーナ32を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF1燃料流量を増加させるように制御する。
Based on the fuel ratio setting signal output from the fuel
同時に、燃料比率設定器503から出力された燃料比率の設定信号に基づいて、F2燃料設定器152及びF3燃料設定器153では、燃料系統202a及び203aに設置した燃料制御弁62、63の開度が小さくなるように操作して、燃料系統202a、203aを通じてガスタービン燃焼器3の複数個の外周バーナ33を構成する複数の燃料ノズル22に供給するF2燃料流量及びF3燃料流量を減少させるように制御して、時間t=td3でメタル温度T1が時間t=tu1の時と同じメタル温度T1の値まで上昇させる制御を行う。
At the same time, based on the fuel ratio setting signal output from the fuel
上記した本実施例のガスタービン燃焼器3では、水素含有燃料をガスタービン燃焼器3の燃料として使用する場合でも、水素含有燃料が下流側のタービン4内で燃焼して爆発が起こる危険性を回避することが可能となるので、バーナメタル温度T1の検出値からバーナに供給する燃料流量を制御することによりバーナ信頼性を確保できる。 In the gas turbine combustor 3 of the above-described embodiment, even when hydrogen-containing fuel is used as the fuel of the gas turbine combustor 3, there is a risk that the hydrogen-containing fuel burns in the turbine 4 on the downstream side to cause an explosion. Since this can be avoided, burner reliability can be ensured by controlling the flow rate of fuel supplied to the burner from the detected value of the burner metal temperature T1.
したがって本実施例によれば、ガスタービン燃焼器で燃焼させる水素含有燃料の組成が幅広く変化する燃料を燃焼させる場合でも、バーナメタル温度の上昇や燃焼振動の発生を抑制してバーナの信頼性を確保することが可能なガスタービン燃焼器が実現できる。 Therefore, according to this embodiment, even when a fuel whose composition of hydrogen-containing fuel combusted in the gas turbine combustor varies widely, the rise of burner metal temperature and the occurrence of combustion vibration are suppressed, thereby improving the burner reliability. A gas turbine combustor that can be secured can be realized.
1:ガスタービンプラント、2:空気圧縮機、3:ガスタービン燃焼器、4:タービン、5:燃焼室、6:発電機、7:ガスタービン起動用モータ、8:バーナ、10:外筒、12:主室ライナ、13:燃焼器エンドカバー、20:空気孔プレート、21:空気孔、22:燃料ノズル、23:燃料分配器、32:中央バーナ、33:外周バーナ、40:油ノズル、51:1列目空気孔、52:2列目空気孔、53:3列目空気孔、60、65:燃料遮断弁、61、62、63:燃料制御弁、80:循環ガス、81:中央バーナ火炎、82:外周バーナ火炎、101:空気、102、102a:圧縮空気、103:冷却空気、110:燃焼ガス、111:排気ガス、160:浮上円錐火炎、123:冷却空気孔、124:冷却空気、151:F1燃料設定器、152:F2燃料設定器、153:F3燃料設定器、160:理想位置の火炎、161:最上流位置の火炎、162:最下流位置の火炎、200、201、202、203:ガス燃料、201a、202a、203a:燃料系統、210:起動用油燃料、300:空気孔プレートエンドカバー側表面、301:空気孔プレート燃焼室側表面、401、402、403:熱電対、410:熱電対挿入孔、500:燃料流量制御装置、501:減算器、502:燃料流量演算器、503:燃料比率設定器。 1: gas turbine plant, 2: air compressor, 3: gas turbine combustor, 4: turbine, 5: combustion chamber, 6: generator, 7: motor for starting gas turbine, 8: burner, 10: outer cylinder, 12: Main chamber liner, 13: Combustor end cover, 20: Air hole plate, 21: Air hole, 22: Fuel nozzle, 23: Fuel distributor, 32: Central burner, 33: Outer burner, 40: Oil nozzle, 51: 1st row air hole, 52: 2nd row air hole, 53: 3rd row air hole, 60, 65: Fuel cutoff valve, 61, 62, 63: Fuel control valve, 80: Circulating gas, 81: Center Burner flame, 82: Peripheral burner flame, 101: Air, 102, 102a: Compressed air, 103: Cooling air, 110: Combustion gas, 111: Exhaust gas, 160: Floating cone flame, 123: Cooling air hole, 124: Cooling Air, 151: F Fuel setter, 152: F2 fuel setter, 153: F3 fuel setter, 160: Flame at the ideal position, 161: Flame at the most upstream position, 162: Flame at the most downstream position, 200, 201, 202, 203: Gas Fuel, 201a, 202a, 203a: Fuel system, 210: Oil fuel for starting, 300: Air hole plate end cover side surface, 301: Air hole plate combustion chamber side surface, 401, 402, 403: Thermocouple, 410: Thermoelectric Pair insertion hole, 500: fuel flow rate control device, 501: subtractor, 502: fuel flow rate calculator, 503: fuel ratio setter.
Claims (6)
前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第1の燃料系統と、前記空気孔プレートに形成した2列目以降の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第2の燃料系統をそれぞれ配設し、
前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔よりも中心側となる空気孔プレートの中央部に第1の温度検出器を設置し、
前記空気孔プレートに形成した2列目の空気孔よりも外周側となる空気孔プレートの外周部に第2の温度検出器を設置し、
前記第1の温度検出器と第2の温度検出器で検出した温度の比に基づいて前記燃焼室に形成される火炎の現在の火炎位置を推定し、前記推定した火炎位置を所望の火炎位置に保持するように前記ガスタービン燃焼器の前記燃料ノズルに供給する燃料流量値を演算する制御装置を備え、
前記制御装置で演算した燃料流量値に基づいて前記第1の燃料系統及び第2の燃料系統を通じて前記燃料ノズルに供給される各燃料流量をそれぞれ調節するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 Corresponding to the plurality of fuel nozzles, a plurality of fuel nozzles for injecting fuel to the gas turbine combustor, and a plurality of air holes installed between the fuel nozzle and the combustion chamber to guide compressed air to the combustion chamber In a gas turbine combustor provided with a burner composed of air hole plates arranged in a plurality of rows,
A first fuel system for supplying fuel to the fuel nozzles corresponding to the first row of air holes formed in the air hole plate; and a fuel nozzle corresponding to the second and subsequent rows of air holes formed in the air hole plate. A second fuel system for supplying fuel is provided,
A first temperature detector is installed at the center of the air hole plate that is closer to the center than the air holes in the first row formed in the air hole plate,
A second temperature detector is installed on the outer periphery of the air hole plate that is on the outer peripheral side of the air holes in the second row formed in the air hole plate,
A current flame position of a flame formed in the combustion chamber is estimated based on a ratio of temperatures detected by the first temperature detector and the second temperature detector, and the estimated flame position is determined as a desired flame position. A control device for calculating a fuel flow rate value to be supplied to the fuel nozzle of the gas turbine combustor so as to hold the
A gas turbine configured to adjust each fuel flow rate supplied to the fuel nozzle through the first fuel system and the second fuel system based on a fuel flow value calculated by the control device. Combustor.
前記制御装置は、負荷指令MWDと実際の発電量MWとの発電量差に基づいて前記燃料ノズルに供給する燃料流量を演算する燃料流量演算器と、前記燃料流量演算器で演算した燃料流量及び第1の温度検出器と第2の温度検出器で検出した温度に基づいて、前記第1の燃料系統及び第2の燃料系統を通じて供給する燃料流量を配分する燃料比率を演算する燃料比率設定器と、前記燃料比率設定器で演算した燃料比率に基づいて前記第1の燃料系統及び第2の燃料系統を通じて供給する燃料流量をそれぞれ設定する第1及び第2の燃料設定器とを備えており、前記第1及び第2の燃料設定器で設定された燃料流量値に基づいて第1の燃料系統及び第2の燃料系統に設置した燃料制御弁を操作して前記燃料ノズルに供給される各燃料流量をそれぞれ調節するように構成した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 control device includes: a fuel flow rate calculator that calculates a fuel flow rate to be supplied to the fuel nozzle based on a power generation amount difference between the load command MWD and the actual power generation amount MW; and a fuel flow rate calculated by the fuel flow rate calculator, A fuel ratio setting device for calculating a fuel ratio for allocating the fuel flow rate to be supplied through the first fuel system and the second fuel system based on the temperatures detected by the first temperature detector and the second temperature detector. And first and second fuel setting devices for setting fuel flow rates to be supplied through the first fuel system and the second fuel system based on the fuel ratio calculated by the fuel ratio setting device, respectively. The fuel control valves installed in the first fuel system and the second fuel system are operated on the basis of the fuel flow values set by the first and second fuel setting devices, and are supplied to the fuel nozzles. Each fuel flow Gas turbine combustor characterized by being configured to regulate.
前記制御装置の第1及び第2の燃料設定器は、第1の燃料系統及び第2の燃料系統を通じて供給する燃料流量の合計値を一定に保ちながら、前記第1の燃料系統を通じて供給する燃料流量を増加、或いは減少させるように燃料流量値を設定し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 2.
The first and second fuel setters of the control device supply fuel supplied through the first fuel system while keeping the total value of the fuel flow supplied through the first fuel system and the second fuel system constant. A gas turbine combustor characterized in that a fuel flow value is set so as to increase or decrease the flow rate.
ガスタービン燃焼器の軸心側となる中央部に設置した前記中央バーナに対応して前記空気孔プレートに形成した空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第1の燃料系統と、
ガスタービン燃焼器の前記中央バーナの外周部に複数個設置した外周バーナに対応して前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第2の燃料系統と、
ガスタービン燃焼器の前記外周バーナに対応して前記空気孔プレートに形成した2列目以降の空気孔に対応した燃料ノズルに燃料を供給する第3の燃料系統をそれぞれ配設し、
前記中央バーナに対応する前記空気孔プレートの軸心側の部分に第1の温度検出器を設置し、
前記外周バーナに対応する前記空気孔プレートに形成した1列目空気孔よりも中心側となる部分に第2の温度検出器を設置し、
前記外周バーナに対応する前記空気孔プレートに形成した2列目空気孔よりも外周側となる部分に第3の温度検出器を設置し、
前記第1の温度検出器で検出した温度と、第2の温度検出器で検出した温度と第3の温度検出器で検出した温度の比に基づいて前記燃焼室に形成される中央バーナ火炎の火炎位置及び外周バーナ火炎の火炎位置が所望の位置となるように前記ガスタービン燃焼器の前記燃料ノズルに供給する燃料流量値を演算する制御装置を備え、
前記制御装置で演算した燃料流量値に基づいて前記第1の燃料系統、第2の燃料系統及び第3の燃料系統を通じて外周バーナに対応して前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔に対応した燃料ノズル、前記空気孔プレートに形成した2列目以降の空気孔に対応した燃料ノズルに供給される各燃料流量をそれぞれ調節するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 Corresponding to the plurality of fuel nozzles, a plurality of fuel nozzles for injecting fuel to the gas turbine combustor, and a plurality of air holes installed between the fuel nozzle and the combustion chamber to guide compressed air to the combustion chamber As a burner composed of air hole plates arranged in a plurality of rows, a central burner installed in the central portion on the axial center side of the gas turbine combustor, and a plurality of outer peripheral burners installed in the outer peripheral portion of the central burner, In the gas turbine combustor with an oil nozzle installed in the center of the central burner,
A first fuel system for supplying fuel to a fuel nozzle corresponding to an air hole formed in the air hole plate corresponding to the central burner installed at a central part on the axial center side of the gas turbine combustor;
A second fuel system for supplying fuel to the fuel nozzles corresponding to the first row of air holes formed in the air hole plate corresponding to a plurality of outer peripheral burners installed on the outer peripheral portion of the central burner of the gas turbine combustor When,
A third fuel system for supplying fuel to fuel nozzles corresponding to the second and subsequent rows of air holes formed in the air hole plate corresponding to the outer peripheral burner of the gas turbine combustor;
A first temperature detector is installed in the axial center portion of the air hole plate corresponding to the central burner,
A second temperature detector is installed in a portion closer to the center than the first row air holes formed in the air hole plate corresponding to the outer peripheral burner;
A third temperature detector is installed on the outer peripheral side of the second row air holes formed in the air hole plate corresponding to the outer peripheral burner;
The central burner flame formed in the combustion chamber based on the ratio of the temperature detected by the first temperature detector, the temperature detected by the second temperature detector, and the temperature detected by the third temperature detector. A control device for calculating a fuel flow rate value to be supplied to the fuel nozzle of the gas turbine combustor so that the flame position and the flame position of the outer burner flame become a desired position ;
A first row of air holes formed in the air hole plate corresponding to an outer peripheral burner through the first fuel system, the second fuel system, and the third fuel system based on the fuel flow rate value calculated by the control device The gas turbine combustor is configured to adjust the flow rate of each fuel supplied to the fuel nozzles corresponding to the second and subsequent air holes formed in the air hole plate.
前記制御装置は、負荷指令MWDと実際の発電量MWとの発電量差に基づいて前記燃料ノズルに供給する燃料流量を演算する燃料流量演算器と、前記燃料流量演算器で演算した燃料流量及び第1の温度検出器で検出した温度に基づいて前記第1の燃料系統を通じて前記中央バーナの燃料ノズルに供給する燃料流量を設定する第1の燃料設定器、第2の燃料系統及び第3の燃料系統を通じて前記外周バーナの前記空気孔プレートに形成した1列目の空気孔に対応した燃料ノズル、及び前記外周バーナの前記空気孔プレートに形成した2列目以降の空気孔に対応した燃料ノズルに供給される燃料流量を配分する燃料比率を演算する燃料比率設定器と、前記燃料比率設定器で演算した燃料比率に基づいて前記第1の燃料系統、第2の燃料系統及び第3の燃料系統を通じて供給する燃料流量をそれぞれ設定する第1、第2及び第3の燃料設定器とを備えており、前記第1、第2及び第3の燃料設定器で設定された燃料流量値に基づいて第1の燃料系統、第2の燃料系統及び第3の燃料系統に設置した燃料制御弁を操作して前記燃料ノズルに供給される各燃料流量をそれぞれ調節するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 4.
The control device includes: a fuel flow rate calculator that calculates a fuel flow rate to be supplied to the fuel nozzle based on a power generation amount difference between the load command MWD and the actual power generation amount MW; and a fuel flow rate calculated by the fuel flow rate calculator, A first fuel setting device, a second fuel system, and a third fuel flow rate setting device for setting the flow rate of fuel supplied to the fuel nozzle of the central burner through the first fuel system based on the temperature detected by the first temperature detector. A fuel nozzle corresponding to the first row of air holes formed in the air hole plate of the outer peripheral burner through a fuel system, and a fuel nozzle corresponding to the second and subsequent rows of air holes formed in the air hole plate of the outer peripheral burner. A fuel ratio setter for calculating a fuel ratio for allocating the fuel flow rate supplied to the fuel, and the first fuel system, the second fuel system and the first fuel system based on the fuel ratio calculated by the fuel ratio setter Fuel flow values set by the first, second and third fuel setting devices, respectively. The fuel control valves installed in the first fuel system, the second fuel system, and the third fuel system are operated on the basis of the fuel flow rate to adjust the flow rate of each fuel supplied to the fuel nozzle. Characteristic gas turbine combustor.
前記制御装置の第1、第2及び第3の燃料設定器は、第1の燃料系統、第2の燃料系統及び第3の燃料系統を通じて供給する燃料流量の合計値を一定に保ちながら、前記第1の燃料系統を通じて供給する燃料流量を増加、或いは減少させるように燃料流量値を設定していることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor of claim 5.
The first, second and third fuel setting devices of the control device maintain the total value of the fuel flow rate supplied through the first fuel system, the second fuel system and the third fuel system, while maintaining a constant value. A gas turbine combustor characterized in that a fuel flow value is set so as to increase or decrease the flow rate of fuel supplied through the first fuel system.
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Family Cites Families (5)
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