JP6832137B2 - ガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンに関する。

一般的に、ガスタービンは、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気中で燃焼させることで高温及び高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。

このようなガスタービンでは、圧縮機で圧縮された圧縮空気を、冷却空気として、タービン静翼に供給している。タービン静翼に供給された圧縮空気は、タービン静翼を冷却した後に、燃焼器において予混合燃焼を行うための燃焼空気として再利用されている（例えば、特許文献１参照）。

ところで、このようなガスタービンでは、圧縮機により圧縮された圧縮空気は、回転軸の周りに形成された車室を介し、燃焼器に供給されている。また、圧縮機の出口側には、一般に、圧縮空気の動圧を静圧に変換するためのディフューザ（圧縮機ディフューザ）が設けられている。このディフューザは、車室側に向かって流路断面積が徐々に拡大するように形成され、車室に流れ込む圧縮空気の動圧を静圧に変換している。

ガスタービンにあっては、圧縮機で生成された圧縮空気がディフューザから回転軸に沿ってタービン側に向けて車室に流れ込む。車室に流れ込んだ圧縮空気は、車室内で圧縮機側に向けて反転し、回転軸の周りに複数配置された燃焼筒を冷却しながら燃焼器の入口に向かう。その後、圧縮空気は、燃焼器の入口で反転して燃焼筒内に供給される。

特開２０１３−０１９３４８号公報

しかしながら、燃焼筒を冷却して温度の上昇した圧縮空気が、予混合燃焼を行うメインバーナに燃焼用空気として供給されると、排出ガス中の窒素酸化物（ＮＯｘ）の増加を招いてしまう。

本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、ＮＯｘ生成を抑制することが可能なガスタービンを提供することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用する。
本発明の第一態様に係るガスタービンは、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、互いに独立して設けられて、それぞれ前記圧縮機より供給される燃焼前の前記圧縮空気が流通する第一系統及び第二系統と、前記第一系統を流通した前記圧縮空気が供給されるパイロットバーナ、及び、該パイロットバーナの周囲に複数が設けられて前記第二系統を流通した前記圧縮空気が供給されるメインバーナを有し、前記パイロットバーナ及び前記メインバーナで燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼ガスによって駆動されるタービンと、前記パイロットバーナに供給される前記圧縮空気の温度が前記メインバーナに供給される前記圧縮空気の温度よりも高くなるように、前記第一系統及び前記第二系統の少なくとも一方を流通する前記圧縮空気の温度を変化させる温度変換部と、を備える。

このような構成によれば、第一系統からパイロットバーナに供給される圧縮空気の温度が、温度変換部によって第二系統からメインバーナに供給される圧縮空気の温度よりも高くなる。パイロットバーナで使用される圧縮空気の温度が高いことで、着火し易くなり、使用する燃料を低減しても火炎を安定させることができる。その結果、パイロットバーナでのＮＯｘの量が低減される。また、第一系統と第二系統とが独立しており、パイロットバーナとメインバーナとにはそれぞれ別々の圧縮空気が供給される。そのため、パイロットバーナに供給される圧縮空気と共に温度の高い圧縮空気がメインバーナに供給されることを防ぐことができる。その結果、メインバーナで使用される圧縮空気の温度が高くなりすぎてしまうことが抑えられる。これにより、高温の圧縮空気がメインバーナに供給されることを抑制し、メインバーナで生じるＮＯｘの量の増加が抑えられる。

また、本発明の第二態様に係るガスタービンでは、第一態様において、前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却される部材であってもよい。

このような構成とすることで、他の部材を冷却した熱を利用してパイロットバーナに供給される圧縮空気の温度を上昇させることができる。

また、本発明の第三態様に係るガスタービンでは、第二態様において、前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却される前記燃焼器の燃焼筒であってもよい。

また、本発明の第四態様に係るガスタービンでは、第二態様又は第三態様において、前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却されるタービン静翼であってもよい。

また、本発明の第五態様に係るガスタービンでは、第一態様から第四態様のいずれか一つにおいて、前記パイロットバーナに供給される前記圧縮空気の温度を測定する温度測定部と、前記温度測定部で測定した測定温度に応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整するパイロット流量調整部とを備えてもよい。

このような構成とすることで、パイロットバーナに供給される圧縮空気の温度に応じて、パイロットバーナへの燃料の供給量が調整される。その結果、パイロットバーナの火炎温度を、圧縮空気の温度に応じて調整することができる。したがって、パイロットバーナにおいて、供給される圧縮空気の温度の変化に合わせて、火炎温度を一定の温度範囲で安定させることができる。これにより、パイロットバーナに供給される燃料の供給量を低減させても、パイロットバーナからの火炎を安定させることができる。また、少ない燃料の供給量で火炎を安定させることができるため、パイロットバーナで生じるＮＯｘの量を低減することができる。

また、本発明の第六態様に係るガスタービンでは、第一態様から第五態様のいずれか一つにおいて、前記メインバーナの火炎温度に影響を与えるパラメータを測定するパラメータ測定部を備え、前記パイロット流量調整部は、前記温度測定部で測定した前記測定温度及び前記パラメータ測定部で測定した前記パラメータに応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整してもよい。

このような構成とすることで、パイロットバーナに供給される圧縮空気の温度だけでなく、メインバーナの火炎温度に応じて、パイロットバーナへの燃料の供給量が調整される。その結果、パイロットバーナの火炎温度が、メインバーナの火炎の状態に応じて調整される。したがって、パイロットバーナに供給される圧縮空気の温度の変化及びメインバーナの火炎の状態の変化に合わせて、パイロットバーナの火炎温度を一定の範囲で安定させることができる。その結果、パイロットバーナに供給される燃料の供給量を低減させても、パイロットバーナからの火炎を安定させることができる。また、少ない燃料の供給量で火炎を安定させることができるため、パイロットバーナで生じるＮＯｘの量をより低減することができる。

また、本発明の第七態様に係るガスタービンでは、第一態様から第六態様のいずれか一つにおいて、前記燃焼器において回転軸の周りに複数配置された燃焼筒と前記圧縮機と繋ぐ圧縮機ディフューザを有し、前記圧縮機ディフューザは、一端が前記圧縮機の出口に接続され、他端が１つの前記燃焼器の燃焼筒の給気口に接続され、前記一端が前記回転軸を中心とする二重円弧部を含む開口形状に形成され、前記他端が１つの前記燃焼筒の筒型に合わせた開口形状に形成されて、前記一端から前記他端に連続して前記回転軸の延在方向に沿って延びており、前記第二系統は、前記圧縮機ディフューザから前記メインバーナに前記圧縮空気を供給させてもよい。

このような構成とすることで、圧縮機の出口から圧縮空気を燃焼器車室に直接流す構成と比較して、圧縮空気の反転を生じさせず、かつ急拡大が抑制される。その結果、圧縮機から燃焼筒に供給される圧縮空気の圧力損失を低減することができる。

本発明によれば、ＮＯｘ生成を抑制することが可能となる。

本発明の第一実施形態におけるガスタービンの概略構成図である。 本発明の第一実施形態におけるガスタービンの燃焼器周辺の拡大断面図である。 本発明の第一実施形態における燃焼筒の拡大断面図である。 本発明の第二実施形態における燃焼筒の拡大断面図である。 本発明の第二実施形態におけるパイロットノズルでの圧縮空気の温度と燃料流量との関係を示すグラフである。 本発明の第三実施形態における燃焼筒の拡大断面図である。

《第一実施形態》
本発明の第一実施形態のガスタービン１０について図面を参照して詳細に説明する。図１に示すように、本実施形態のガスタービン１０は、圧縮機１と、複数の燃焼器２と、タービン３と、を備えている。また、ガスタービン１０は、図２に示すように、圧縮空気が流通する第一系統１００及び第二系統２００と、第一系統１００及び第二系統２００の少なくとも一方を流通する圧縮空気の温度を変化させる温度変換部３００と、を備えている。このガスタービン１０は、図１に示すように、圧縮機１、燃焼器２、及びタービン３の中心部に、回転軸であるタービン軸（回転軸）４が貫通するように配置されている。圧縮機１、燃焼器２、及びタービン３は、タービン軸４の軸線Ｃに沿い、空気の流れの上流側から下流側に向かって順に並設されている。

なお、以下の説明において、タービン軸方向Ｄａとは軸線Ｃに平行であってタービン軸４の延びている方向である。タービン周方向Ｄｃとは軸線Ｃを中心としたタービン軸４の回転する方向である。タービン径方向Ｄｒとは軸線Ｃを中心として延びる放射方向であって、軸線Ｃに直交する方向をいう。

圧縮機１は、空気を圧縮して圧縮空気を生成している。圧縮機１は、空気を取り込む空気取入口１１を有した円筒形状の圧縮機ケーシング１２内に圧縮機静翼１３及び圧縮機動翼１４が設けられている。圧縮機静翼１３は、圧縮機ケーシング１２に取り付けられてタービン周方向Ｄｃに複数並設されている。また、圧縮機動翼１４は、タービン軸４に取り付けられてタービン周方向Ｄｃに複数並設されている。これら圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とは、タービン軸方向Ｄａに交互に並んで設けられている。

タービン３は、燃焼器２で生成された燃焼ガスにより生じる回転動力によって駆動される。タービン３は、円筒形状のタービンケーシング３１内にタービン静翼３２及びタービン動翼３３が設けられている。タービン静翼３２は、タービンケーシング３１に取り付けられてタービン周方向Ｄｃに複数並設されている。また、タービン動翼３３は、タービン軸４に取り付けられてタービン周方向Ｄｃに複数並設されている。これらタービン静翼３２とタービン動翼３３とは、タービン軸方向Ｄａに交互に並んで設けられている。また、タービンケーシング３１の後側には、タービン軸４を回転駆動した後の排気ガスを外部に排出する排気室３４が設けられている。

タービン軸４は、複数の軸受部によって軸線Ｃを中心として回転自在に支持されている。本実施形態のタービン軸４は、圧縮機１側の端部が軸受部４１により支持され、排気室３４側の端部が軸受部４２により支持されている。タービン軸４は、図には明示しないが、圧縮機１側の端部が発電機の駆動軸が連結されている。

燃焼器２は、圧縮機１で圧縮された圧縮空気と燃料とによって、高温及び高圧の燃焼ガスを生成している。燃焼器２は、図２及び図３に示すように、燃焼筒２１と、燃料噴出器２２と、パイロット供給管２８と、を有する。

燃焼筒２１は、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させている。燃焼筒２１は、内部に空間として燃焼器車室Ｒを形成する円筒形状の燃焼器ケーシング２３内に配置されている。燃焼筒２１は、タービン軸４を中心としたタービン周方向Ｄｃに複数並設されている。また、燃焼筒２１は、図２に示すように、圧縮機１に対して圧縮機ディフューザ５を介して接続されている。圧縮機ディフューザ５は、圧縮機１で圧縮された圧縮空気を圧縮機１から燃焼筒２１に導く空気通路をなしている。この燃焼筒２１は、その中心軸がタービン軸方向Ｄａに沿って配置されている。燃焼筒２１では、筒体の開口部である給気口２４が形成されている。燃焼筒２１は、圧縮機１の出口１６側に給気口２４を向けて配置されている。本実施形態の燃焼筒２１は、図３に示すように、二重管構造を有している。燃焼筒２１は、外周壁板２１ａと内周壁板２１ｂとを有して構成されている。外周壁板２１ａと内周壁板２１ｂとは、ろう付け等で接合されている。外周壁板２１ａと内周壁板２１ｂとの間の空間によって、圧縮空気が流通可能な燃焼筒冷却通路２１ｃが形成されている。燃焼筒冷却通路２１ｃは、タービン静翼３２内のタービン冷却通路３２１（図２参照）と接続されている。したがって、この燃焼筒冷却通路２１ｃ内には、タービン静翼３２を冷却した圧縮空気が流通する。

図２に示すように、圧縮機ディフューザ５は、タービン軸４の周りに複数配置された燃焼筒と圧縮機と繋いでいる。圧縮機ディフューザ５は、圧縮機１から燃焼器車室Ｒを介さず、燃焼筒２１に圧縮空気を直接導いている。圧縮機ディフューザ５は、筒状に形成されている。圧縮機ディフューザ５は、一端５１（第一端部）５１が圧縮機１における出口１６に接続されている。圧縮機ディフューザ５は、他端５２（第二端部）５２が燃焼器２における燃焼筒２１の給気口２４に接側されている。圧縮機ディフューザ５は、圧縮機１及び燃焼器２に繋がれることで、圧縮機１からの圧縮空気を燃焼筒２１に導く空気通路をなしている。

ここで、圧縮機１では、上述したように、円筒形状の圧縮機ケーシング１２内に圧縮機静翼１３及び圧縮機動翼１４がタービン周方向Ｄｃに複数並設されている。このため、圧縮機１の出口１６は、タービン軸４を中心とした円環状に形成されている。

また、圧縮機１の出口１６は空気を圧縮するために圧縮機１の入口１５に比較して窄まって形成されている。そのため、圧縮機ディフューザ５は、燃焼筒２１の給気口２４に十分な流量の圧縮空気を給気するために比較的大きく形成されている。一方、圧縮機１の出口１６が円環状に連続して形成され、燃焼筒２１がタービン周方向Ｄｃに複数並設されて給気口２４が筒型の開口部として形成されている。そのため、圧縮機ディフューザ５は、タービン径方向Ｄｒ断面の通路断面積が一端５１から他端５２に向けて漸次大きくなるように形成されている。すなわち、本実施形態の圧縮機ディフューザ５は、圧縮機１が生成する圧縮空気の動圧を静圧に変換して燃焼器２の燃焼筒２１に供給する。

このように、本実施形態の圧縮機ディフューザ５は、一端５１が圧縮機１の出口１６に接続され、他端５２が１つの燃焼筒２１の給気口２４に接続されている。圧縮機ディフューザ５の一端５１は、圧縮機１の出口１６の形状に合うように、タービン軸４を中心とする二重円弧部を含む開口形状に形成されている。また、圧縮機ディフューザ５の他端５２が燃焼筒２１の筒型に合わせた開口形状に形成されている。圧縮機ディフューザ５は、一端５１から他端５２に至り連続してタービン軸４の延在方向に沿って延びている。

本実施形態の圧縮機ディフューザ５は、抽気部５５を有している。抽気部５５は、圧縮機ディフューザ５から燃焼器車室Ｒに圧縮空気を抽気している。抽気部５５は、圧縮機ディフューザ５の内外に通じる穴として形成されている。例えば、本実施形態の抽気部５５は、圧縮機ディフューザ５の中央部分に形成された穴である。したがって、抽気部５５により、圧縮機ディフューザ５を介して圧縮機１から燃焼筒２１に送られる圧縮空気の一部が、燃焼器ケーシング２３内の燃焼器車室Ｒに取り出される。

この抽気部５５に関連し、ガスタービン１０は、タービン軸４の外周に、タービン周方向Ｄｃに沿ってリング形状をなす中間軸カバー２９を有している。燃焼器ケーシング２３の内周と中間軸カバー２９の外周とによって、複数の燃焼筒２１の外側の空間である燃焼器車室Ｒが区画される。また、中間軸カバー２９には、タービン静翼３２に繋がる第一圧縮空気通路２９１と、タービン動翼３３に繋がる第二圧縮空気通路２９２とが形成されている。

本実施形態の第一圧縮空気通路２９１は、複数のタービン静翼３２のうち、最も上流側のタービン静翼３２と燃焼器車室Ｒとを繋いでいる。第一圧縮空気通路２９１は、燃焼器車室Ｒと連通している。第一圧縮空気通路２９１を通った圧縮空気は、タービン静翼３２内に導入されて、タービン静翼３２の冷却に利用される。

本実施形態の第二圧縮空気通路２９２は、複数のタービン動翼３３に繋がっている。第二圧縮空気通路２９２は、第一圧縮空気通路２９１とは独立しており、燃焼器車室Ｒと直接連通していない。第二圧縮空気通路２９２を通った圧縮空気は、タービン動翼３３内に導入されて、タービン動翼３３やタービン軸４の冷却に利用される。

図３に示すように、燃料噴出器２２は、燃焼筒２１内に燃料及び圧縮空気を噴出している。燃料噴出器２２は、噴出した燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ２５と、噴出した燃料を予混合燃焼させるメインバーナ２６と、パイロットバーナ２５及びメインバーナ２６を保持するバーナ保持筒２７と、を備えている。

パイロットバーナ２５は、パイロットノズル２５１と、パイロットバーナ筒２５２と、複数のパイロット旋回羽根２５３と、を有している。

パイロットノズル２５１は、燃焼器軸線Ａｃを中心として燃焼器軸線方向Ｄｂに延びる軸体である。パイロットノズル２５１は、不図示の燃料供給源から燃料（ガス燃料）が供給されている。パイロットノズル２５１は、供給された燃料を噴出させている。

ここで、燃焼器軸線Ａｃが延びている方向である燃焼器軸線方向Ｄｂの一方側を上流側（図３の左側）、他方側を下流側（図３の右側）とする。また、燃焼器軸線Ａｃは、このパイロットバーナ２５のパイロットバーナ軸線でもある。

パイロットバーナ筒２５２は、パイロットノズル２５１の外周を覆っている。パイロットバーナ筒２５２には、他の部材の冷却に利用された後の圧縮空気が供給されている。具体的には、パイロットバーナ筒２５２内には、その上流側に後述するパイロット供給管２８から圧縮空気が流入する。したがって、パイロットバーナ筒２５２内には、圧縮機ディフューザ５から圧縮空気が直接供給されていない。パイロットバーナ筒２５２は、その下流端から、圧縮空気と共に、パイロットノズル２５１から噴射された燃料を噴出する。この燃料は、燃焼筒２１内で拡散燃焼する。パイロットバーナ筒２５２は、下流側に向かって次第に拡径されている。

パイロット旋回羽根２５３は、パイロットバーナ筒２５２内で燃焼器軸線Ａｃを中心として圧縮空気を旋回させている。各々のパイロット旋回羽根２５３は、パイロットノズル２５１の外周から放射方向成分を含む方向に延びて、パイロットバーナ筒２５２の内周面に接続されている。

複数のメインバーナ２６は、パイロットバーナ２５の外周側を囲むよう、燃焼器軸線Ａｃを中心として、周方向に並んで配置されている。メインバーナ２６は、メインノズル２６１と、メインバーナ筒２６２と、複数のメイン旋回羽根２６３と、を有している。

メインノズル２６１は、燃焼器軸線Ａｃと平行なメインバーナ軸線に沿って延びる軸体である。メインノズル２６１は、パイロットノズル２５１とは独立した系統を介して、不図示の燃料供給源から燃料が供給されている。メインノズル２６１は、供給された燃料を噴出させている。

なお、メインバーナ軸線は、燃焼器軸線Ａｃと平行であるため、燃焼器軸線Ａｃに関する燃焼器軸線方向Ｄｂと、メインバーナ軸線に関する軸線方向とは同じ方向である。また、燃焼器軸線Ａｃに関する燃焼器軸線方向Ｄｂの上流側は、メインバーナ軸線に関する軸線方向の上流側である。また、燃焼器軸線Ａｃに関する燃焼器軸線方向Ｄｂの下流側は、メインバーナ軸線に関する軸線方向の下流側である。

メインバーナ筒２６２は、メインノズル２６１の外周を覆っている。メインバーナ筒２６２内には、その上流側から圧縮機１で圧縮された圧縮空気が圧縮機ディフューザ５から直接流入する。

メイン旋回羽根２６３は、メインバーナ軸線を中心として圧縮空気を旋回させている。複数のメイン旋回羽根２６３は、メインノズル２６１の延在する方向における中間部に設けられている。各々のメイン旋回羽根２６３は、メインノズル２６１の外周から放射方向成分を含む方向に延びている。メイン旋回羽根２６３には、燃料を噴射するための複数の燃料噴射孔（不図示）が形成されている。メイン旋回羽根２６３は、メインノズル２６１からに燃料が供給される。

メインバーナ筒２６２内では、圧縮空気とメインノズル２６１やメイン旋回羽根２６３から噴射された燃料とが混合して、予混合気体が形成される。これにより、メインバーナ筒２６２は、その下流端から予混合気体を噴出する。この予混合気体中の燃料は、燃焼筒２１内で予混合燃焼する。

バーナ保持筒２７は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状をなしている。バーナ保持筒２７は、パイロットバーナ２５及びメインバーナ２６を外周側から覆っている。バーナ保持筒２７は、複数のメインバーナ筒２６２の外周側を覆う。

パイロット供給管２８は、燃焼筒冷却通路２１ｃとパイロットバーナ筒２５２とを繋ぐ配管である。パイロット供給管２８は、燃焼筒冷却通路２１ｃからパイロットバーナ筒２５２に圧縮空気を供給している。パイロット供給管２８は、燃焼器軸線方向Ｄｂの上流側で燃焼筒冷却通路２１ｃと繋がっている。パイロット供給管２８は、パイロットバーナ筒２５２において、パイロットノズル２５１よりも上流側に繋がれている。

また、図２に示すように。ガスタービン１０は、冷却部６を備えている。冷却部６は、燃焼器車室Ｒから抽気した圧縮空気を冷却している。冷却部６は、冷却した圧縮空気を第二圧縮空気通路２９２に導いている。本実施形態の冷却部６は、例えば、ＴＣＡクーラ等の熱交換器である。

また、第一系統１００は、圧縮機１の出口１６からパイロットバーナ２５まで圧縮空気を供給する供給ラインである。本実施形態の第一系統１００は、圧縮機ディフューザ５、抽気部５５、燃焼器車室Ｒ、第一圧縮空気通路２９１、タービン冷却通路３２１、燃焼筒冷却通路２１ｃ、及びパイロット供給管２８によって構成されている。これにより、第一系統１００では、圧縮機１の出口１６から圧縮機ディフューザ５、抽気部５５、燃焼器車室Ｒ、第一圧縮空気通路２９１、タービン冷却通路３２１、燃焼筒冷却通路２１ｃ、及びパイロット供給管２８の順に圧縮空気を流通させて、パイロットバーナ２５まで圧縮空気を供給させている。

なお、第一系統１００は、途中に圧縮機等の昇圧装置を設け、圧縮空気を昇圧させてパイロットバーナ２５に供給させる構造としてもよい。圧縮空気を途中で昇圧させることで、複数の部材を冷却した後の圧縮空気をパイロットバーナ２５に供給させやすくなる。

第二系統２００は、圧縮機１の出口１６からメインバーナ２６まで圧縮空気を供給する供給ラインである。本実施形態の第二系統２００は、圧縮機ディフューザ５のみによって構成されている。本実施形態の第二系統２００は、圧縮機ディフューザ５からメインバーナ２６に圧縮空気を直接供給している。

温度変換部３００は、パイロットバーナ２５に供給される圧縮空気の温度がメインバーナ２６に供給される圧縮空気の温度よりも高くなるように、第一系統１００及び第二系統２００の少なくとも一方を流通する圧縮空気の温度を変化させている。本実施形態の温度変換部３００は、第一系統１００を流通する圧縮空気の温度を変化させている。温度変換部３００は、第一系統１００を流通する圧縮空気の温度を圧縮機１の出口１６から排出された時の温度から上昇させている。本実施形態の温度変換部３００は、第一系統１００を流通する圧縮空気で冷却される他の部材である。他の部材は、圧縮空気を利用して冷却されることで、第一系統１００を流通する圧縮空気の温度を上昇させている。つまり、温度変換部３００は、第一系統１００を流通する圧縮空気と熱交換することによって圧縮空気を加熱するタービン部材である。

具体的には、本実施形態の温度変換部３００である他のタービン部材は、燃焼筒２１及びタービン静翼３２である。燃焼筒２１及びタービン静翼３２は、第一系統１００を流通する圧縮空気を利用して冷却されることで、パイロットバーナ２５に到達するまでに圧縮空気の温度を上昇させている。したがって、本実施形態において、第一系統１００を流通する圧縮空気と熱交換することによって圧縮空気を加熱する温度変換部３００のより具体的な構成は、タービン冷却通路３２１及び燃焼筒冷却通路２１ｃである。

このようなガスタービン１０は、圧縮機１の空気取入口１１から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とを通過して圧縮されることで高温及び高圧の圧縮空気となる。この圧縮空気は、圧縮機１の出口１６から圧縮機ディフューザ５に流入する。圧縮機ディフューザ５に流入した圧縮空気は、各燃焼筒２１のメインバーナ筒２６２に直接供給される。メインバーナ筒２６２に供給された圧縮空気は、メインノズル２６１ら噴射された燃料と混合され、予混合気の旋回流となる。

また、圧縮機ディフューザ５に流入した圧縮空気の一部は、抽気部５５から燃焼器車室Ｒに流入する。抽気部５５から燃焼器車室Ｒに流入した圧縮空気の一部は、冷却部６で冷却された後、第二圧縮空気通路２９２に供給される。この冷却された圧縮空気により、タービン動翼３３やタービン軸４などが冷却される。

また、抽気部５５から燃焼器車室Ｒに流入した圧縮空気の一部は、第一圧縮空気通路２９１に流入する。第一圧縮空気通路２９１に流入した圧縮空気は、タービン冷却通路３２１に供給される。その後、圧縮空気は、タービン冷却通路３２１を流通することでタービン静翼３２を冷却して燃焼筒冷却通路２１ｃに流入する。燃焼筒冷却通路２１ｃに流入した圧縮空気は、燃焼器軸線方向Ｄｂの上流側に向かって流れて燃焼筒２１を冷却する。その後、パイロット供給管２８に流入する。パイロット供給管２８に流入した圧縮空気は、パイロットバーナ筒２５２内の上流側に供給される。パイロットバーナ筒２５２に供給された圧縮空気は、パイロットノズル２５１から噴射された燃料と混合される。パイロットバーナ２５では、混合された圧縮空気及び燃料が図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼筒２１内に噴出される。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼筒２１内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出されることで、各メインバーナ２６から燃焼筒２１内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。すなわち、パイロットバーナ２５から噴射されたパイロット燃料による拡散火炎により、メインバーナ２６からの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。

燃焼器２において燃料が混合されて燃焼されることで高温及び高圧の燃焼ガスが生成される。そして、この燃焼ガスがタービン３のタービン静翼３２とタービン動翼３３とを通過することでタービン軸４が回転駆動される。回転駆動されたタービン軸４に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う。タービン軸４を回転駆動した後の排気ガスは、排気室３４の排気ディフューザ３４ａを経て排気ガスとして大気に放出される。

上記のようなガスタービン１０によれば、パイロット供給管２８を介してパイロットバーナ筒２５２に供給される圧縮空気は、タービン静翼３２及び燃焼筒２１を冷却する過程で高温の燃焼ガスと熱交換し、温度が上昇している。そのため、パイロットバーナ筒２５２に供給される圧縮空気の温度は、圧縮機ディフューザ５からメインバーナ筒２６２に直接供給される圧縮空気の温度よりも高くなっている。パイロットバーナ２５で使用される圧縮空気の温度が高いことで、着火し易くなり、使用する燃料を低減しても火炎を安定させることができる。その結果、パイロットバーナ２５でのＮＯｘの量が低減される。また、メインバーナ筒２６２にはパイロットバーナ筒２５２とは独立させて圧縮機ディフューザ５から圧縮空気が直接供給されている。つまり、第一系統１００と第二系統２００とが独立しており、パイロットバーナ筒２５２とメインバーナ筒２６２とにはそれぞれ別々の圧縮空気が供給される。そのため、パイロットバーナ筒２５２に供給される圧縮空気と共に温度の高い圧縮空気がメインバーナ筒２６２に供給されることを防ぐことができる。その結果、メインバーナ２６で使用される圧縮空気の温度が高くなりすぎてしまうことが抑えられる。これにより、高温の圧縮空気がメインバーナ筒２６２に供給されることを抑えて、メインバーナ２６で生じるＮＯｘの量の増加を抑えることができる。また、温度の上昇した圧縮空気が供給された場合のように、火炎が混合気の流れ方向に逆流する逆火と呼ばれる現象がメインバーナ２６で生じることを抑えることができる。したがって、燃焼器２として、ＮＯｘ生成を抑制することや逆火を抑えることができる。

また、圧縮機ディフューザ５によって圧縮機１の出口１６からメインバーナ筒２６２まで圧縮空気を直接供給している。そのため、圧縮機１の出口１６から圧縮空気を燃焼器車室Ｒに直接流す構成と比較して、圧縮空気の反転を生じさせず、かつ急拡大が抑制される。その結果、圧縮機１からメインバーナ２６に供給される圧縮空気の圧力損失を低減することができる。

また、タービン静翼３２や燃焼筒２１のような他の部材が第一系統１００を流通する圧縮空気で冷却されることで、熱交換によって失われる熱を利用して、第一系統１００を流通する圧縮空気が温められる。したがって、他の部材を冷却した熱を利用してパイロットバーナ２５に供給される圧縮空気の温度を上昇させることができる。

《第二実施形態》
次に、本発明のガスタービンの第二実施形態について説明する。第二実施形態で示すガスタービン１０は、温度測定部７と、パイロット流量調整部８とを備えている。したがって、第二実施形態の説明においては、第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに重複説明を省略する。つまり、第一実施形態で説明した構成と共通するガスタービン１０の構成については、その説明を省略する。

図４に示すように、温度測定部７は、パイロットバーナ２５に供給される圧縮空気の温度を測定して測定温度Ｔを取得している。本実施形態の温度測定部７は、圧縮空気の温度を測定する温度センサである。温度測定部７は、パイロット供給管２８に設けられている。これにより、温度測定部７は、燃焼筒冷却通路２１ｃを流通して燃焼筒２１を冷却した後のパイロットバーナ筒２５２に供給される直前の圧縮空気の温度を測定している。温度測定部７は、取得した測定温度Ｔの情報をパイロット流量調整部８に送る。

パイロット流量調整部８は、温度測定部７で取得した測定温度Ｔに応じて、パイロットバーナ２５へ供給する燃料の供給量Ｓを調整している。本実施形態のパイロット流量調整部８は、図５に示すように、測定温度ＴＴと燃料の供給量Ｓとの間に負の相関を持たせるように供給量を調整する。したがって、パイロット流量調整部８は、測定温度Ｔの値が増加した場合には供給量を低減させ、測定温度Ｔの値が低下した場合には供給量を増加させる。本実施形態のパイロット流量調整部８は、例えば、パイロットノズル２５１に燃料を供給する配管に設けられた制御部を有する弁装置である。

このようなガスタービン１０によれば、温度測定部７によってパイロットバーナ２５に供給される圧縮空気の温度が測定温度Ｔとして取得される。加えて、パイロット流量調整部８によって、取得した測定温度Ｔに応じてパイロットノズル２５１に供給する燃料の供給量Ｓが調整されている。そのため、パイロットバーナ筒２５２に供給される圧縮空気の温度に対応させて、燃料の供給量Ｓが調整される。その結果、パイロット燃焼域の火炎温度を、圧縮空気の温度に応じて調整することができる。したがって、パイロットバーナ筒２５２に供給される圧縮空気の温度の変化に合わせて、パイロットバーナ２５による火炎が発生しているパイロット燃焼域の火炎温度を一定の温度範囲で安定させることができる。これにより、パイロットノズル２５１に供給される燃料の供給量Ｓを低減させても、パイロットバーナ２５からの火炎を安定させることができる。また、少ない燃料の供給量Ｓで火炎を安定させることができるため、パイロットバーナ２５で生じるＮＯｘの量を低減することができる。

《第三実施形態》
次に、本発明のガスタービンの第三実施形態について説明する。第三実施形態で示すガスタービン１０は、パラメータ測定部９を備えている。したがって、第一実施形態及び第二実施形態の説明においては、第一実施形態及び第二実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに重複説明を省略する。つまり、第一実施形態及び第二実施形態で説明した構成と共通するガスタービン１０の構成については、その説明を省略する。

図６に示すように、パラメータ測定部９は、メインバーナ２６の火炎温度に影響を与えるパラメータを測定する。具体的には、パラメータ測定部９は、メインバーナ２６に供給される圧縮空気の状態量又は燃料の状態量の少なくとも一つをパラメータとして取得する。したがって、パラメータは、メインバーナ筒２６２に供給される圧縮空気の状態量やメインノズル２６１に供給される燃料の状態量の一つである。パラメータとしては、例えば、メインバーナ筒２６２に供給される圧縮空気の温度、圧縮機１の入口空気流量、圧縮機１の出口空気温度、圧縮機１の出口空気圧力、メインノズル２６１に供給される燃料の供給量、及び、圧縮機１の入口案内翼（インレットガイドベーン）の開度が挙げられる。

本実施形態では、パラメータとしてメインバーナ２６に供給される圧縮空気の温度を用いる。したがって、本実施形態におけるパラメータ測定部９は、メインバーナ２６に供給される圧縮空気の温度を測定する温度センサである。パラメータ測定部９は、圧縮機ディフューザ５内に設けられている。これにより、パラメータ測定部９は、圧縮機１の出口１６から排出されてメインバーナ筒２６２に供給される直前の圧縮空気の温度を測定している。

第三実施形態のパイロット流量調整部８Ａは、温度測定部７で取得した測定温度Ｔ及びパラメータ測定部９で測定したパラメータに応じて、パイロットバーナ２５へ供給する燃料の供給量Ｓを調整している。本実施形態のパイロット流量調整部８Ａは、パラメータが、メインバーナ２６に供給される圧縮空気の温度、圧縮機１の入口空気流量、圧縮機１の出口空気温度、圧縮機１の出口空気圧力、及び、メインバーナ２６に供給される燃料の供給量の場合には、燃料の供給量Ｓとの間に負の相関を持たせるように供給量を調整する。このような場合、パイロット流量調整部８Ａは、パラメータの値が増加した場合には供給量を低減させ、パラメータの値が低下した場合には供給量を増加させる。一方、パイロット流量調整部８Ａは、パラメータが、圧縮機１の入口案内翼の開度の場合には、燃料の供給量Ｓとの間に正の相関を持たせるように供給量を調整する。このような場合、パイロット流量調整部８Ａは、パラメータの値が増加した場合には供給量を増加させ、パラメータの値が低下した場合には供給量を低下させる。

このようなガスタービン１０によれば、パイロット流量調整部８Ａによって、取得した測定温度Ｔだけでなく、メインバーナ２６の火炎温度に影響を与えるパラメータに応じてパイロットノズル２５１に供給する燃料の供給量Ｓが調整されている。そのため、パイロットバーナ筒２５２に供給される圧縮空気の温度だけでなく、メインバーナ２６の火炎温度に応じて、パイロットノズル２５１への燃料の供給量Ｓが調整される。その結果、パイロット燃焼域の火炎温度を、メインバーナ２６による火炎が発生しているメインバーナ燃焼域の状態に応じて調整することができる。したがって、パイロットバーナ筒２５２に供給される圧縮空気の温度の変化及びメインバーナ２６の火炎温度の変化に合わせて、パイロット燃焼域の火炎温度を一定の温度範囲で安定させることができる。これにより、第二実施形態以上に、パイロットノズル２５１に供給される燃料の供給量Ｓを低減させても、パイロットバーナ２５からの火炎をより安定させることができる。また、少ない燃料の供給量Ｓで火炎を安定させることができるため、パイロットバーナ２５で生じるＮＯｘの量をパイロットバーナによる火炎が発生している低減することができる。

（実施形態の他の変形例）
以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、及びその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、特許請求の範囲によってのみ限定される。

なお、本実施形態のガスタービン１０は、圧縮機１と燃焼筒２１とを繋ぐ圧縮機ディフューザ５を有していたがこのような構造に限定されるものではない。例えば、ガスタービン１０は、圧縮機ディフューザ５を有さずに、圧縮機１から燃焼器車室Ｒに圧縮空気を直接供給する構造であってもよい。

また、本実施形態の温度変換部３００は、第一系統１００を流通する圧縮空気の温度を上昇させたが、温度変換部３００は、このような構成に限定されるものでない。温度変換部３００は、第二系統２００を流通する圧縮空気の温度を低下させてもよい。例えば、温度変換部３００は、第二系統２００を流通する圧縮空気を冷却部６に供給することで、第二系統２００を流通する圧縮空気の温度を圧縮機１の出口１６から排出された時の温度から低下させてもよい。

また、温度変換部３００である他の部材は、燃焼筒２１及びタービン静翼３２に限定されるものではない。温度変換部３００である他の部材は、例えば、タービン動翼３３、タービン軸４、及びタービンケーシング３１であってもよい。

また、第一系統１００を流通する圧縮空気の温度を上昇させる構成は、本実施形態のようにタービン静翼３２及び燃焼筒２１の両方を冷却する構造に限定されるものではない。例えば、第一系統１００を流通する圧縮空気の温度を上昇させる構成は、タービン静翼３２及び燃焼筒２１のいずれか一方のみを冷却する構造であってもよい。また、第一系統１００を流通する圧縮空気の温度を上昇させる構成は、タービン静翼３２及び燃焼筒２１のいずれも冷却せずに、他の熱交換器等の昇温装置を用いて圧縮空気の温度を上昇させてもよい。

１０ ガスタービン
１ 圧縮機
１１ 空気取入口
１２ 圧縮機ケーシング
１３ 圧縮機静翼
１４ 圧縮機動翼
１５ 入口
１６ 出口
２ 燃焼器
２１ 燃焼筒
２４ 給気口
２１ａ 外周壁板
２１ｂ 内周壁板
２１ｃ 燃焼筒冷却通路
２２ 燃料噴出器
２５ パイロットバーナ
２５１ パイロットノズル
２５２ パイロットバーナ筒
２５３ パイロット旋回羽根
２６ メインバーナ
２６１ メインノズル
２６２ メインバーナ筒
２６３ メイン旋回羽根
２７ バーナ保持筒
Ａｃ 燃焼器軸線
Ｄｂ 燃焼器軸線方向
２３ 燃焼器ケーシング
Ｒ 燃焼器車室
２８ パイロット供給管
３ タービン
３１ タービンケーシング
３２ タービン静翼
３２１ タービン冷却通路
３３ タービン動翼
３４ 排気室
４ タービン軸
Ｃ 軸線
４１ 軸受部
５ 圧縮機ディフューザ
５１ 一端
５２ 他端
５５ 抽気部
１００ 第一系統
２００ 第二系統
３００ 温度変換部
６ 冷却部
２９ 中間軸カバー
２９１ 第一圧縮空気通路
２９２ 第二圧縮空気通路
Ｄａ タービン軸方向
Ｄｃ タービン周方向
Ｄｒ タービン径方向
７ 温度測定部
８、８Ａ パイロット流量調整部
Ｔ 測定温度
Ｓ 燃料の供給量
９ パラメータ測定部

Claims (7)

1. 空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、
   互いに独立して設けられて、それぞれ前記圧縮機より供給される燃焼前の前記圧縮空気が流通する第一系統及び第二系統と、
   前記第一系統を流通した前記圧縮空気が供給されるパイロットバーナ、及び、該パイロットバーナの周囲に複数が設けられて前記第二系統を流通した前記圧縮空気が供給されるメインバーナを有し、前記パイロットバーナ及び前記メインバーナで燃焼ガスを生成する燃焼器と、
   前記燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
   前記パイロットバーナに供給される前記圧縮空気の温度が前記メインバーナに供給される前記圧縮空気の温度よりも高くなるように、前記第一系統及び前記第二系統の少なくとも一方を流通する前記圧縮空気の温度を変化させる温度変換部と、
   を備えるタービン。
2. 前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却される部材である請求項１に記載のガスタービン。
3. 前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却される前記燃焼器の燃焼筒である請求項２に記載のガスタービン。
4. 前記温度変換部は、前記第一系統を流通する前記圧縮空気によって冷却されるタービン静翼である請求項２又は請求項３に記載のガスタービン。
5. 前記パイロットバーナに供給される前記圧縮空気の温度を測定する温度測定部と、
   前記温度測定部で測定した測定温度に応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整するパイロット流量調整部とを備える請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のガスタービン。
6. 前記メインバーナの火炎温度に影響を与えるパラメータを測定するパラメータ測定部を備え、
   前記パイロット流量調整部は、前記温度測定部で測定した前記測定温度及び前記パラメータ測定部で測定した前記パラメータに応じて、前記パイロットバーナへ供給する燃料の供給量を調整する請求項５に記載のガスタービン。
7. 前記燃焼器において回転軸の周りに複数配置された燃焼筒と前記圧縮機と繋ぐ圧縮機ディフューザを有し、
   前記圧縮機ディフューザは、一端が前記圧縮機の出口に接続され、他端が１つの前記燃焼器の燃焼筒の給気口に接続され、前記一端が前記回転軸を中心とする二重円弧部を含む開口形状に形成され、前記他端が１つの前記燃焼筒の筒型に合わせた開口形状に形成されて、前記一端から前記他端に連続して前記回転軸の延在方向に沿って延びており、
   前記第二系統は、前記圧縮機ディフューザから前記メインバーナに前記圧縮空気を供給させる請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のガスタービン。

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