WO2013151162A1 - ガスタービン燃焼器 - Google Patents

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WO2013151162A1
WO2013151162A1 PCT/JP2013/060500 JP2013060500W WO2013151162A1 WO 2013151162 A1 WO2013151162 A1 WO 2013151162A1 JP 2013060500 W JP2013060500 W JP 2013060500W WO 2013151162 A1 WO2013151162 A1 WO 2013151162A1
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WO
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fuel
compressed air
combustor
pilot
gas turbine
Prior art date
Application number
PCT/JP2013/060500
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English (en)
French (fr)
Inventor
智志 瀧口
伊藤　栄作
敏彦 齋藤
重實 萬代
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine combustor in which compressed air and fuel are combusted to generate combustion gas.
  • a general gas turbine is composed of a compressor, a gas turbine combustor, and a turbine. Then, the air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature and high-pressure compressed air.
  • the gas turbine combustor fuel is supplied to the compressed air and burned.
  • a high-pressure combustion gas (working fluid) is obtained, a turbine is driven by the combustion gas, and a generator connected to the turbine is driven.
  • a plurality of main combustion burners are arranged so as to surround the pilot combustion burner, and the pilot combustion burner and the plurality of main combustion burners are arranged in the gas turbine combustor.
  • a fluid other than fuel such as air, nitrogen, water vapor, or the like is supplied to at least one of pilot fuel and main fuel in accordance with the amount of fuel. Nozzle differential pressure) is maintained at an optimum value and stable combustion is described.
  • This invention solves the subject mentioned above, and aims at providing the gas turbine combustor which makes a fuel nozzle differential pressure increase with a low-cost fuel supply line.
  • a gas turbine combustor includes a casing into which compressed air from a compressor flows, a combustor inner cylinder in which the compressed air and fuel are burned to generate combustion gas, A pilot combustion burner disposed in a central portion of the combustor inner cylinder, a plurality of main combustion burners disposed so as to surround the pilot combustion burner, and the fuel is supplied to the pilot combustion burner or the main combustion burner A fuel supply line; and a bleed line for extracting at least one part of compressed air flowing into the vehicle compartment or compressed air in the vehicle compartment, supplying the fuel supply line to the fuel supply line, and mixing the fuel with the fuel in the fuel supply line; , Including.
  • the fuel nozzle differential pressure at which the pilot combustion burner or the main combustion burner injects the fuel can be increased by mixing the fuel in the fuel supply line and the compressed air in the extraction line.
  • the gas turbine combustor can increase the fuel nozzle differential pressure for injecting the pilot fuel or the main fuel even when there is no air source outside the gas turbine or the air source outside the gas turbine is small. And the cost of a gas turbine can be suppressed low.
  • the compressed air in the combustion gas, fuel and fuel distribution change, or the flow rate of fuel supplied to the pilot combustion burner or the main combustion burner decreases.
  • the average value of the fuel nozzle differential pressure of the pilot combustion burner or the main combustion burner may also be reduced.
  • the average value of the pressure can be raised, and even when the volume flow rate of the fuel gas is increased and the fuel nozzle differential pressure fluctuates, the fluctuation of the fuel flow rate is negligible. For this reason, the gas turbine combustor can suppress combustion vibration caused by fluctuations in the fuel flow rate.
  • the fuel becomes premixed in the fuel supply line, and NOx generated by diffusion combustion of the pilot combustion burner can be suppressed.
  • the pilot combustion burner may reduce the fuel flow rate in order to suppress NOx generated by diffusion combustion.
  • the gas turbine combustor configured as described above can stabilize the trajectory of fuel injection and maintain stable combustion even at a fuel flow rate in which the pilot combustion burner is throttled.
  • the compressed air supplied to the bleed line is a part of the compressed air flowing into the passenger compartment, and is extracted from a diffuser portion located at an outlet of the compressed air from the compressor. preferable.
  • the extraction line can extract the compressed air having the highest pressure among the compressed air from the compressor. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
  • the compressed air supplied to the bleed line is a part of the compressed air flowing into the passenger compartment and is extracted from a strut that rectifies the compressed air from the compressor.
  • This configuration allows the extraction line to extract high-pressure compressed air flowing from the compressor. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
  • the vehicle interior further includes a combustor tail tube connected to the combustor inner cylinder, and the compressed air supplied to the extraction line is a part of the compressed air in the vehicle compartment, It is preferable to extract from the casing around the combustor tail tube located downstream of the outlet of the compressor.
  • This configuration enables the extraction line to extract the compressed air with the highest pressure among the compressed air in the passenger compartment. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
  • the vehicle interior further includes a combustor tail tube connected to the combustor inner cylinder, and the compressed air supplied to the extraction line is a part of the compressed air in the vehicle compartment, It is preferable to extract from the stagnation part of the compartment around the combustor inner cylinder or the combustor tail cylinder.
  • This configuration allows the extraction line to extract high-pressure compressed air in the passenger compartment while suppressing the influence of airflow. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
  • a rectifying plate for rectifying compressed air introduced from the vehicle compartment into the combustor inner cylinder is further provided, and the compressed air supplied to the extraction line is a part of the compressed air in the vehicle compartment. It is preferable that the current plate is extracted.
  • This configuration allows the extraction line to extract high-pressure compressed air from the passenger compartment without changing the structure of the existing passenger compartment. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine according to a first embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic configuration diagram illustrating the gas turbine combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the first embodiment.
  • FIG. 5 is an explanatory diagram for explaining the locus of fuel in the pilot combustion burner.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram for explaining the relationship between the fuel nozzle differential pressure and the fuel flow rate in the pilot combustion burner.
  • FIG. 7 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the second embodiment.
  • FIG. 8 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the second embodiment.
  • FIG. 9 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the third embodiment.
  • FIG. 10 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the fourth embodiment.
  • FIG. 11 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the fifth embodiment.
  • FIG. 12 is a schematic configuration diagram illustrating an example of the current plate of the fifth embodiment.
  • FIG. 13 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the fifth embodiment.
  • the gas turbine according to the first embodiment includes a compressor 11, a gas turbine combustor 12, and a turbine 13.
  • a generator (not shown) is connected to the gas turbine and can generate power.
  • the compressor 11 has an air intake 20 for taking in air, an inlet guide vane (IGV: Inlet Guide Vane) 22 is disposed in the compressor casing 21, and a plurality of stationary vanes 23 and moving blades 24 are provided. Arranged alternately in the front-rear direction (the axial direction of the rotor 32 to be described later), the bleed chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the gas turbine combustor 12 is combustible by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it.
  • a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately disposed in a turbine casing 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later).
  • An exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 that is continuous with the turbine 13.
  • a rotor (rotary shaft) 32 is positioned so as to penetrate through the center of the compressor 11, the gas turbine combustor 12, the turbine 13, and the exhaust chamber 30.
  • the end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34.
  • the rotor 32 is fixed in the compressor 11 by stacking a plurality of disks on which the rotor blades 24 are mounted.
  • the rotor 32 is fixed in the turbine 13 by stacking a plurality of disks on which the rotor blades 28 are mounted, and a drive shaft of a generator (not shown) is connected to an end portion on the exhaust chamber 30 side.
  • the compressor casing 21 of the compressor 11 is supported by the legs 35
  • the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36
  • the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37.
  • the air taken in from the air intake 20 of the compressor 11 passes through the inlet guide vane 22, the plurality of stationary vanes 23 and the moving blade 24 and is compressed to become high-temperature / high-pressure compressed air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air and burned.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas that is the working fluid generated in the gas turbine combustor 12 passes through the plurality of stationary blades 27 and the moving blades 28 that constitute the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32.
  • a generator connected to the rotor 32 is driven.
  • the energy of the exhaust gas (combustion gas) is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and decelerated before being released to the atmosphere.
  • FIG. 2 is a schematic configuration diagram illustrating the gas turbine combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the first embodiment of the present invention.
  • a combustor inner cylinder 42 of the combustor main body 40 is supported with a predetermined interval inside the combustion / pressure casing 41 and the turbine casing 43.
  • the compressed air Ain from the compressor 11 described above flows into the casing 48 covered with the turbine casing 43 through the diffuser portion 91 and the strut 92 at the compressor outlet.
  • the strut 92 can rectify the compressed air Ain of the diffuser portion 91. Further, the compressed air Ain is taken into the air inflow port 40a of the combustor inner cylinder 42 from the passenger compartment 48 through the rectifying plate 50 formed of a perforated plate.
  • a combustor tail cylinder 47 is connected to the tip of the combustor inner cylinder 42.
  • a pilot combustion burner 44 is disposed in the combustor inner cylinder 42 at the center of the inside.
  • the combustor inner cylinder 42 is provided with a plurality of main combustion burners 45 on the inner peripheral surface of the combustor inner cylinder 42 so as to surround the pilot combustion burners 44 along the circumferential direction. That is, the pilot combustion burner 44 is disposed at the center inside the combustor inner cylinder 42, and a plurality of main combustion burners 45 are disposed around the pilot combustion burner 44.
  • a top hat nozzle 46 described later is provided.
  • a bypass valve 49 is connected to the combustor tail cylinder 47. The bypass valve 49 may be omitted.
  • a pilot combustion burner 44 and a main combustion burner 45 are arranged in the combustor inner cylinder 42 in parallel with the combustor axis FS.
  • the pilot combustion burner 44 is provided with a pilot cone 44a that is formed in a cylindrical shape with a wide angle at the tip side around the tip. Further, the pilot combustion burner 44 is provided with a pilot swirler 44b between its outer peripheral surface and the inner peripheral surface of the pilot cone 44a.
  • the main combustion burner 45 is provided with an extension pipe 45a formed in a cylindrical shape around the front end portion thereof. Further, the main combustion burner 45 is provided with a main swirler 45b between its outer peripheral surface and the inner peripheral surface of the extension pipe 45a.
  • the base end side of the combustion / pressure chamber 41 is a cylindrical outer cylinder 41c.
  • the cylindrical top hat member 41a which is arrange
  • a lid member 41b that closes the opening on the end side is connected. Further, the above-described pilot combustion burner 44 and main combustion burner 45 are supported on the lid member 41b.
  • the top hat member 41a is provided with a top hat nozzle 46 in the air passage 50A described above.
  • the top hat nozzle 46 is provided with a fuel port (not shown), and a fuel is supplied by connecting a top hat nozzle fuel line to the fuel port.
  • a curved inner wall 57 is provided inside the top hat member 41a, and the air passage 50A communicates with the combustor inner cylinder 42 through the inner wall 57.
  • a rectifying plate 50 is provided between the top hat member 41a and the combustor inner cylinder 42 and at the inlet of the air passage 50A.
  • the rectifying plate 50 is a perforated plate that is provided so as to cover the air passage 50A and in which a large number of holes that connect the upstream side and the downstream side of the air passage 50A are formed.
  • the pressure of the compressed air Ain in the passenger compartment 48 is maintained higher than the pressure of the compressed air Ain in the air passage 50A by the rectifying plate 50.
  • a turning portion 58 is provided at a base end portion that forms the air passage 50A.
  • the turning part 58 substantially reverses the flow path direction of the air passage 50A in cooperation with the inner wall 57 described above.
  • the thickness of the turning portion 58 is increased so that the inner surface of the turning portion 58 facing the fuel / pressure chamber 41 side approaches the fuel / pressure chamber 41 side so as to form a part of the air passage 50A. Is formed.
  • the turning portion 58 may have a constant thickness and is not limited to the shape described above.
  • a turning vane 58 a is provided inside the combustor inner cylinder 42 and inside the turning portion 58.
  • the turning vane 58a extends from the outer side in the radial direction than the main combustion burner 45 toward the combustor shaft FS, and is curved in an arc shape so as to face the front end side of the main combustion burner 45 near the position of the main combustion burner 45. Is formed. There may be a plurality of turning vanes 58a. Further, the position of the turning vane 58a is appropriately arranged in accordance with the flow path. Further, the turning vane 58a may not be provided.
  • a pilot nozzle fuel line FPa shown in FIG. 2 is connected to the fuel port 44c, and pilot fuel is supplied to the pilot combustion burner 44 from the pilot nozzle fuel line FPa. Further, the fuel port 45c of the main combustion burner 45 is disposed on the radially outer side of the fuel port 44c.
  • a main nozzle fuel line FMa shown in FIG. 2 is connected to the fuel port 45c, and main fuel is supplied to the main combustion burner 45 from the main nozzle fuel line FMa.
  • the pilot fuel in the pilot nozzle fuel line FPa is a mixture of the fuel gas supplied from the pilot fuel supply line FP and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA.
  • a check valve 75 In the flow path of the pilot fuel supply line FP, a check valve 75, a flow rate control valve 61 provided downstream of the check valve 75 for controlling the flow rate of the fuel gas, and a fuel gas whose flow rate is controlled by the flow rate control valve 61 And a flow meter 72 for measuring the flow rate of the.
  • an extraction nozzle 80 that extracts a part of the compressed air Ain, a check valve 77, and a flow rate control valve 63 that is provided downstream of the check valve 77 and controls the flow rate of the compressed air Ain; , And a flow meter 71 for measuring the flow rate of the compressed air Ain whose flow rate is controlled by the flow rate control valve 63.
  • the check valve 75 and the check valve 77 suppress the possibility that an unexpected backflow occurs from the pilot nozzle fuel line FPa to the pilot fuel supply line FP or the extraction line PA and an unexpected reaction occurs.
  • FIG. 4 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the first embodiment of the present invention.
  • the extraction nozzle 80 includes, for example, an extraction nozzle body 81, an extraction nozzle opening 82 opened at an end of the extraction nozzle body 81, an extraction pipe 83 communicating with the extraction nozzle body 81, and compressed air Ain of the extraction nozzle body 81.
  • a compressed air channel 84 which is a channel.
  • the extraction nozzle body 81 is disposed in the diffuser portion 91 described above, and the extraction nozzle opening 82 faces the inflow direction of the compressed air Ain flowing in from the compressor 11.
  • Such an extraction nozzle 80 is called a total pressure probe, and can take in the compressed air Ain from the inflow direction of the compressed air Ain at a wide angle with respect to the extraction nozzle opening 82.
  • the main fuel in the main nozzle fuel line FMa is a mixture of the fuel gas supplied from the main fuel supply line FM and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA.
  • a check valve 76 In the flow path of the main fuel supply line FM, a check valve 76, a flow rate control valve 62 provided downstream of the check valve 76 and controlling the flow rate of the fuel gas, and a fuel gas whose flow rate is controlled by the flow rate control valve 62 And a flow meter 73 for measuring the flow rate of.
  • a flow rate control valve 64 provided downstream of the check valve 77 for controlling the flow rate of the compressed air Ain, and a flow rate by the flow rate control valve 64 And a flow meter 74 for measuring the flow rate of the compressed air Ain controlled. Note that the check valve 76 and the check valve 77 suppress the possibility that an unexpected back flow occurs from the main nozzle fuel line FMa to the main fuel supply line FM or the extraction line PA and an unexpected reaction occurs.
  • the control device 100 is connected to the flow meters 71, 72, 73, 74 and the flow control valves 61, 62, 63, 64 described above.
  • the control device 100 includes a microprocessor centered on a CPU (Central Processing Unit), a ROM (Read Only Memory) that stores processing programs in addition to the CPU, and a RAM (Random Access Memory) that temporarily stores data. ) And a storage device serving as storage means.
  • the control apparatus 100 extracts the detection signals of the flow meters 71, 72, 73, 74 and stores them in the storage means.
  • the control device 100 calculates the valve opening degree of the flow control valves 61, 62, 63, 64 by the CPU according to the detection signals of the flow meters 71, 72, 73, 74, and sends the control signals to the flow control valves 61, 62. , 63, 64.
  • the flow control valves 61, 62, 63, 64 control the flow rate of the fuel gas or the compressed air Ain according to the control signal of the control device 100.
  • the compressed air Ain passes through the rectifying plate 50 and is rectified.
  • the compressed air Ain is directed to the pilot cone 44a of the pilot combustion burner 44 and the extension pipe 45a of the main combustion burner 45 while being further rectified by the turning vane 58a while changing the flow direction by the turning portion 58, and the pilot swirler 44b and the main swirler 45b.
  • the airflow turns.
  • Compressed air Ain flows into the combustor inner cylinder 42 as a fuel mixture mixed with fuel injected from the top hat nozzle 46 in the air passage 50A.
  • the fuel injected from the main combustion burner 45 and the fuel mixture are mixed by the extension pipe 45a and flow into the combustor tail cylinder 47 as a swirling flow of the premixed gas by the main swirler 45b.
  • the fuel mixture is mixed with the fuel injected from the pilot combustion burner 44, ignited and burned by a not-illustrated seed fire, and is burned into the combustor tail cylinder 47 as combustion gas.
  • the flame holding for stable combustion of the lean premixed fuel from the main combustion burner 45 can be performed by the diffusion flame by the pilot fuel injected from the pilot combustion burner 44. Further, by premixing the fuel by the main combustion burner 45, the fuel concentration can be made uniform, thereby reducing NOx.
  • the top hat nozzle 46 mixes fuel with the compressed air Ain to form a fuel mixture to form a low-concentration mixture, and then the downstream main combustion burner 45 has the above-mentioned concentration.
  • the fuel of the air-fuel mixture and the combustion air are mixed more uniformly, so that the generation of the high temperature portion of the combustion gas due to the air-fuel ratio separation can be prevented. Further NOx reduction can be achieved.
  • the pilot combustion burner 44, the main combustion burner 45, and the top hat nozzle 46 may change their fuel flow rate and fuel distribution due to changes in the load of the gas turbine. For this reason, there is a possibility that the average value of the fuel nozzle differential pressure (fuel differential pressure) at the tip nozzle where the pilot combustion burner 44, the main combustion burner 45, and the top hat nozzle 46 inject fuel will change.
  • FIG. 5 is an explanatory diagram for explaining the fuel trajectory in the pilot combustion burner.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram for explaining the relationship between the fuel nozzle differential pressure and the fuel flow rate in the pilot combustion burner.
  • the pilot combustion burner 44 injects fuel to an airflow Ar that is a flow of air swirling from the tip of the pilot combustion burner 44.
  • the fuel trajectory injected from the tip of the pilot combustion burner 44 of the pilot combustion burner 44 is close to the inner wall of the combustor inner cylinder 42 as shown by the fuel trajectory fQ1 because the fuel nozzle differential pressure is reduced when the amount of fuel is small. There is a possibility of unstable diffusion combustion.
  • the pilot combustion burner 44 may throttle the fuel flow rate in order to suppress NOx generated by diffusion combustion.
  • the fuel flow rate is reduced, as shown by a curve fp 1 in FIG. 6, the fuel nozzle differential pressure ⁇ P at the tip of the pilot combustion burner 44 becomes an unstable combustion region FU where the pressure falls below a predetermined stability limit pressure pl, and the tip of the pilot combustion burner 44
  • the fuel trajectory injected from the fuel is likely to be a fuel trajectory like the fuel trajectory fQ1 shown in FIG.
  • an unstable state of diffusion combustion may occur when the supplied compressed air Ain for combustion and the fuel nozzle differential pressure ⁇ P fluctuate individually or in cooperation. is there.
  • the gas turbine combustor 12 is preferably configured such that the fuel nozzle differential pressure ⁇ P at the tip of the pilot combustion burner 44 exceeds a predetermined stability limit pressure pl.
  • the fuel nozzle differential pressure at the tip of the pilot combustion burner 44 can be increased by mixing with the compressed air Ain supplied from.
  • the fuel trajectory injected from the tip of the pilot combustion burner 44 is injected away from the inner wall of the combustor inner cylinder 42 as shown by a fuel trajectory fQ2 shown in FIG.
  • Unstable diffusion combustion can be suppressed.
  • the fuel nozzle differential pressure ⁇ P at the tip of the pilot combustion burner 44 exceeds a predetermined stability limit pressure pl, and the combustion state of the pilot combustion burner 44 is not good. The possibility of reaching the stable combustion region FU can be reduced.
  • the control device 100 stores the type of fuel gas and the combustible range of the fuel gas in the storage device, and controls the flow control valve 61 and the flow control valve 63 from the detection signals of the flow meter 71 and the flow meter 72. Then, the fuel gas supplied from the pilot fuel supply line FP and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA are mixed so that the pilot fuel in the pilot nozzle fuel line FPa does not fall within the above-described combustible range.
  • the pilot fuel in the pilot nozzle fuel line FPa may be in a combustible state. Can be suppressed.
  • the control device 100 makes the passage amount of the compressed air Ain passing through the flow rate control valve 63 constant.
  • the control device 100 has a volume ratio in which the fuel gas supplied from the pilot fuel supply line FP and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA are mixed based on the detection signals of the flow meter 71 and the flow meter 72.
  • the flow rate control valve 63 is controlled to block or suppress the compressed air Ain passing therethrough.
  • the flow rate of the above-described fuel gas of the pilot fuel in the pilot nozzle fuel line FPa is often reduced to reduce NOx. Therefore, by mixing the fuel gas supplied from the pilot fuel supply line FP and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA, the gas turbine combustor 12 of the first embodiment achieves stable combustion and low NOx. Can be realized.
  • the fuel gas and the extraction line PA By mixing the compressed air Ain supplied from the fuel, the fuel nozzle differential pressure can be increased.
  • the control device 100 stores the type of fuel gas and the combustible range of the fuel gas in the storage device, and controls the flow control valve 62 and the flow control valve 64 from the detection signals of the flow meter 73 and the flow meter 74.
  • the fuel gas supplied from the main fuel supply line FM and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA are mixed so that the main fuel in the main nozzle fuel line FMa does not fall within the combustible range described above.
  • the fuel nozzle differential pressure of the main combustion burner 45 increases, the fuel injected from the main combustion burner 45 is also stabilized, and the stability of combustion can be enhanced.
  • the fuel nozzle differential pressure may be increased by mixing the supplied compressed air Ain.
  • the control device 100 described above controls the flow control valve 61 and the flow control valve 63 from the detection signals of the flow meter 71 and the flow meter 72, and closes the flow control valve 63 when the fuel gas is sufficiently flowing.
  • the passage amount of the compressed air Ain passing through the flow control valve 63 may be zero.
  • the control device 100 described above controls the flow rate control valve 62 and the flow rate control valve 64 from the detection signals of the flow meter 73 and the flow meter 74 so that the fuel gas sufficiently flows and the fuel nozzle differential pressure of the main combustion burner 45 is increased. If it is sufficient, the flow control valve 64 is closed, and the passage amount of the compressed air Ain passing through the flow control valve 64 may be zero.
  • the gas turbine combustor 12 includes the main casing 48, the combustor inner cylinder 42, the pilot combustion burner 44, and the plurality of main engines disposed so as to surround the pilot combustion burner 44. It includes a combustion burner 45, a fuel supply line that supplies fuel to the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45, and an extraction line PA.
  • the fuel supply line is the pilot fuel supply line FP and the pilot nozzle fuel line FPa, or the main fuel supply line FM and the main nozzle fuel line FMa.
  • Compressed air Ain from the compressor 11 flows into the passenger compartment 48, and in the combustor inner cylinder 42, the compressed air Ain and fuel are combusted to generate combustion gas.
  • the extraction line PA extracts a part of the compressed air Ain flowing into the passenger compartment 48 and mixes it with the fuel gas in the pilot fuel supply line FP or the main fuel supply line FM. Supply to the fuel line FPa or the main nozzle fuel line FMa.
  • the compressed air Ain supplied to the bleed line PA is a part of the compressed air Ain that flows into the vehicle compartment 48, and is from a diffuser unit 91 located at the outlet of the compressed air Ain from the compressor 11. Extracted.
  • the extraction line PA can extract the compressed air Ain having the highest pressure among the compressed air Ain from the compressor 11. That is, since the pressure of the compressed air Ain from the compressor 11 is high, the pressure of the compressed air Ain supplied from the extraction line PA to the pilot nozzle fuel line FPa or the main nozzle fuel line FMa is also high.
  • the fuel gas in the pilot fuel supply line FP or the main fuel supply line FM and the compressed air Ain in the extraction line PA are mixed, so that the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45 injects the pilot fuel or the main fuel.
  • the fuel nozzle differential pressure can be increased.
  • the gas turbine combustor 12 can increase a fuel nozzle differential pressure, even if it does not have a high output compressor, and can suppress the magnitude
  • the gas turbine combustor 12 can increase the fuel nozzle differential pressure for injecting the pilot fuel or the main fuel without preparing an air compressor that is an air source outside the gas turbine. And the cost of a gas turbine can be suppressed low.
  • the gas turbine combustor 12 can increase the fuel nozzle differential pressure for injecting pilot fuel or main fuel even when an air compressor that is an air source outside the gas turbine is connected to the extraction line PA. Since the air compressor which is an outside air source can be made small and low in cost, the costs of the gas turbine combustor 12 and the gas turbine can be suppressed low.
  • the fluctuation in the pressure of the combustion field is increased by coupling the fluctuation of the fuel flow rate with the fluctuation in the pressure of the combustion field.
  • the load of the gas turbine can change the compressed air Ain in the combustion gas, the fuel and fuel distribution, or the flow rate of the pilot fuel or main fuel supplied to the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45 can be reduced.
  • the flow rate of the pilot fuel or the main fuel decreases, the average value of the fuel nozzle differential pressure of the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45 may also decrease.
  • the gas turbine combustor 12 according to the first embodiment can raise the average value of the fuel nozzle differential pressure, increase the volume flow rate of the fuel gas, and the fuel nozzle differential pressure fluctuates. Even in this case, the fluctuation of the fuel flow rate is negligible. For this reason, the gas turbine combustor 12 according to the first embodiment can suppress combustion vibration caused by fluctuations in the fuel flow rate.
  • pilot fuel becomes premixed in the pilot nozzle fuel line FP that is a fuel supply line, and NOx generated by diffusion combustion of the pilot combustion burner 44 can be suppressed. Since the pilot combustion burner 44 suppresses NOx generated by diffusion combustion, there is a possibility that the fuel flow rate is reduced.
  • the gas turbine combustor 12 configured as described above can stabilize the trajectory of fuel injection, and the pilot combustion burner 44 can maintain stable combustion even at a throttled fuel flow rate.
  • FIG. 7 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the second embodiment.
  • FIG. 8 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the second embodiment.
  • the same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
  • the gas turbine combustor 12 according to the second embodiment includes an extraction nozzle 80 ⁇ / b> A that opens to the upstream side and serves as an extraction port in the strut 92 that is downstream of the diffuser portion 91.
  • the strut 92 When the cross section AA shown in FIG. 7 is shown in FIG. 8, the strut 92 has an outer shape elongated in the direction of AA, and the hollow portion 92a is opened. As shown in FIG. 7, the strut 92 rectifies the compressed air Ain of the diffuser portion 91 and sends it into the turbine casing 43. The compressed air Ain changes its direction in the passenger compartment 48 and flows along the airflow toward the rectifying plate 50.
  • the extraction nozzle body 81 described above is provided in a part of the hollow portion 92a so that the extraction nozzle opening 82 is parallel to the inflow direction of the compressed air Ain. With this structure, it is possible to provide the extraction nozzle 80 ⁇ / b> A serving as the extraction port without changing the structure of the existing vehicle compartment 48. In addition, since the extraction nozzle 80A is provided in the strut 92 downstream of the compressor 11, high-pressure compressed air Ain can be supplied to the extraction line PA.
  • the compressed air Ain supplied to the extraction line PA is a part of the compressed air Ain flowing into the passenger compartment 48 and is extracted from the strut 92 that rectifies the compressed air Ain from the compressor 11. .
  • the extraction line PA can extract the compressed air Ain having a high pressure flowing from the compressor 11. Since the pressure of the compressed air Ain is high, the pressure of the compressed air Ain supplied from the extraction line PA to the pilot nozzle fuel line FP or the main nozzle fuel line FMa is also high. Therefore, the fuel gas in the pilot fuel supply line FP or the main fuel supply line FM and the compressed air Ain in the extraction line PA are mixed, so that the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45 injects the pilot fuel or the main fuel.
  • the fuel nozzle differential pressure can be increased.
  • the gas turbine combustor 12 can increase a fuel nozzle differential pressure, even if it does not have a high output compressor, and can suppress the magnitude
  • FIG. 9 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the third embodiment.
  • the same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
  • the gas turbine combustor 12 according to the third embodiment includes an extraction hole 80 ⁇ / b> B that opens to the upstream side and serves as an extraction port around the combustor tail cylinder 47 of the casing 48 that is downstream of the diffuser portion 91.
  • the bleed hole 80B may have the same configuration as the bleed nozzle 80 that extracts part of the compressed air Ain described above.
  • the compressed air Ain supplied to the bleed line PA is a part of the compressed air Ain in the casing 48 and is a vehicle around the combustor tail cylinder 47 located downstream of the outlet of the compressor 11. Extracted from chamber 48. For this reason, the extraction line PA can extract the compressed air Ain having the highest pressure among the compressed air Ain in the passenger compartment 48. Since the pressure of the compressed air Ain is high, the pressure of the compressed air Ain supplied from the extraction line PA to the pilot nozzle fuel line FP or the main nozzle fuel line FMa is also high.
  • the fuel gas in the pilot fuel supply line FP or the main fuel supply line FM and the compressed air Ain in the extraction line PA are mixed, so that the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45 injects the pilot fuel or the main fuel.
  • the fuel nozzle differential pressure can be increased.
  • the gas turbine combustor 12 can increase a fuel nozzle differential pressure, even if it does not have a high output compressor, and can suppress the magnitude
  • FIG. 10 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the fourth embodiment.
  • the same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
  • the gas turbine combustor 12 according to the fourth embodiment includes a bleed hole 80 ⁇ / b> C that opens to the casing 48 around the combustor inner cylinder 42 and serves as a bleed port.
  • the gas turbine combustor 12 according to the fourth embodiment includes an extraction hole 80 ⁇ / b> D that is opened to the vehicle compartment 48 around the combustor tail cylinder 47 and serves as an extraction port. Note that the vehicle compartment 48 only needs to have one of the extraction hole 80C and the extraction hole 80D.
  • the extraction hole 80C or the extraction hole 80D may have the same configuration as the extraction nozzle 80 that extracts part of the compressed air Ain.
  • an air compressor 79 that is an air source outside the gas turbine may be provided downstream of the check valve 77.
  • the air compressor 79 has a centrifugal pump structure or the like, and can increase the pressure of the compressed air Ain. Since the compressed air Ain having a high static pressure is supplied to the extraction line PA of the gas turbine combustor 12 according to the fourth embodiment, the pressure compressed by the air compressor 79 may be small. For this reason, the air compressor 79 may be a small compressor having a small compression capacity, and the cost of introducing the air compressor 79 can be suppressed. And the cost of the gas turbine combustor 12 and a gas turbine can be restrained low.
  • the compressed air Ain supplied to the bleed line PA is a part of the compressed air Ain in the casing 48, and the casing 48 around the combustor inner cylinder 42 or around the combustor tail cylinder 47. It is extracted from the itch part. For this reason, the extraction line PA can extract the compressed air Ain having a high pressure in the passenger compartment 48 while suppressing the influence of the airflow. Since the pressure of the compressed air Ain is high, the pressure of the compressed air Ain supplied from the extraction line PA to the pilot nozzle fuel line FP or the main nozzle fuel line FMa is also high.
  • the fuel gas in the pilot fuel supply line FP or the main fuel supply line FM and the compressed air Ain in the extraction line PA are mixed, so that the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45 injects the pilot fuel or the main fuel.
  • the fuel nozzle differential pressure can be increased.
  • the gas turbine combustor 12 can increase a fuel nozzle differential pressure, even if it does not have a high output compressor, and can suppress the magnitude
  • FIG. 11 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the fifth embodiment.
  • FIG. 12 is a schematic configuration diagram illustrating an example of the current plate of the fifth embodiment.
  • FIG. 13 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the fifth embodiment.
  • the same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
  • the gas turbine combustor 12 according to the fifth embodiment includes an extraction nozzle 80 ⁇ / b> E that opens to the rectifying plate 50 around the combustor inner cylinder 42 and serves as an extraction port.
  • the rectifying plate 50 is a perforated plate that surrounds the periphery of the combustor inner cylinder 42 and is the ring-shaped plate member 51 described above, in which a large number of communicating holes are formed.
  • ribs 52 for fixing the rectifying plate 50 are provided at equal intervals in the circumferential direction adjacent to the air passage 50A side. The ribs 52 are provided radially so that both ends thereof are in contact with the combustor inner cylinder 42 and the top hat member 41 a of the fuel / pressure chamber 41.
  • the rectifying plate 50 is provided with a plurality of holes 55 on the inner peripheral side and a plurality of holes 56 on the outer peripheral side, which are through holes penetrating the plate member 51.
  • the diameter of the inner peripheral hole 55 is larger than the diameter of the outer peripheral hole 56. For this reason, the amount of compressed air Ain passing through the inner peripheral hole 55 is larger than the amount of compressed air Ain passing through the outer peripheral hole 56.
  • FIG. 13 is a BB cross section shown in FIG.
  • an extraction nozzle 80 ⁇ / b> E is provided on the rib 52 on the side of the cabin 48.
  • the extraction nozzle 80 ⁇ / b> E includes an extraction nozzle main body 81 and an extraction nozzle opening 82 opened at the end of the extraction nozzle main body 81.
  • the bleed nozzle 80E is inclined with respect to the rib 52 so that the bleed nozzle body 81 has the bleed nozzle opening 82 parallel to the inflow direction of the compressed air Ain in the passenger compartment 48. Thereby, the extraction nozzle 80E can efficiently take in the flow of the compressed air Ain from the passenger compartment 48. As shown in FIG.
  • the extraction nozzle body 81 is provided with a plurality of extraction nozzle bodies 81 in the extending direction (radial direction) of the rib 52.
  • One extraction nozzle body 81 may be provided on the rib 52.
  • one of the plurality of ribs 52 provided in the circumferential direction may be provided with an extraction nozzle 80E.
  • a plurality of ribs 52 provided in the circumferential direction may be provided with a plurality of extraction nozzles 80E.
  • an extraction line PA is formed inside the rib 52.
  • the bleeder port is provided in the rectifying plate 50, the bleed nozzle 80E serving as the bleed port can be provided without changing the structure of the existing casing 48.
  • the compressed air Ain supplied to the extraction line PA is a part of the compressed air Ain in the passenger compartment 48 and is extracted from the rectifying plate 50.
  • the extraction line PA can extract the compressed air Ain having a high pressure in the passenger compartment 48. Since the pressure of the compressed air Ain is high, the pressure of the compressed air Ain supplied from the extraction line PA to the pilot nozzle fuel line FP or the main nozzle fuel line FMa is also high. Therefore, the fuel gas in the pilot fuel supply line FP or the main fuel supply line FM and the compressed air Ain in the extraction line PA are mixed, so that the pilot combustion burner 44 or the main combustion burner 45 injects the pilot fuel or the main fuel.
  • the fuel nozzle differential pressure can be increased.
  • the gas turbine combustor 12 can increase a fuel nozzle differential pressure, even if it does not have a high output compressor, and can suppress the magnitude
  • the first to fifth embodiments may be combined, and the compressed air Ain supplied to the extraction line PA is both a part of the compressed air Ain flowing into the passenger compartment 48 and a part of the compressed air Ain in the passenger compartment 48. May be extracted from

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Abstract

　ガスタービン燃焼器１２は、車室４８と、燃焼器内筒４２と、パイロット燃焼バーナ４４と、パイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナ４５と、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５に燃料を供給する燃料供給ラインと、抽気ラインＰＡと、を含む。車室４８には、圧縮機からの圧縮空気Ａｉｎが流入し、燃焼器内筒４２において、この圧縮空気Ａｉｎと燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる。そして、抽気ラインＰＡは、車室４８に流入する圧縮空気Ａｉｎの一部を抽出し、パイロット燃料供給ラインＦＰまたはメイン燃料供給ラインＦＭの燃料ガスに混合するため、抽出した圧縮空気Ａｉｎをパイロットノズル燃料ラインＦＰａまたはメインノズル燃料ラインＦＭａに供給する。

Description

ガスタービン燃焼器
　本発明は、圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させるガスタービン燃焼器に関するものである。
　一般的なガスタービンは、圧縮機とガスタービン燃焼器とタービンとにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、ガスタービン燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガス（作動流体）を得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。
　ガスタービン燃焼器は、パイロット燃焼バーナの周囲を囲むように複数のメイン燃焼バーナが配置されており、パイロット燃焼バーナ及び複数のメイン燃焼バーナがガスタービン燃焼器内に配置されている。パイロット燃焼バーナ及び複数のメイン燃焼バーナの燃料ノズル差圧が低下する場合、燃焼場の圧力変動に対して燃料流量の変動が連成しやすくなり、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性がある。
　特許文献１に記載のガスタービン燃焼器には、空気、窒素、水蒸気などの燃料以外の流体を燃料量に応じてパイロット燃料及びメイン燃料の少なくとも何れか一方に供給して、燃料差圧（燃料ノズル差圧）を最適値に維持し、安定燃焼させることが記載されている。
特開平１－１３９９１９号公報
　しかしながら、特許文献１に記載のガスタービン燃焼器では、燃料ノズル差圧を最適値に維持するための空気をパイロット燃料及びメイン燃料に供給しようとするには、ガスタービン外の空気源に大きな出力の圧縮機を備えた補助ラインが必要となる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインが大型化し、ガスタービン燃焼器及びガスタービンが大きくなる。その結果、特許文献１に記載のガスタービン燃焼器では、ガスタービン燃焼器及びガスタービンのコストが高くなる。
　本発明は、上述した課題を解決するものであり、低コストの燃料供給ラインで燃料ノズル差圧を増加させるガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
　上記の目的を達成するため、ガスタービン燃焼器は、圧縮機からの圧縮空気が流入する車室と、前記圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒と、前記燃焼器内筒の中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、前記パイロット燃焼バーナまたは前記メイン燃焼バーナに前記燃料を供給する燃料供給ラインと、前記車室に流入する圧縮空気または前記車室の圧縮空気の少なくとも一方の一部を抽出し、前記燃料供給ラインに供給して前記燃料供給ラインの燃料に混合させる抽気ラインと、を含むことを特徴とする。
　この構成により、圧縮機からの圧縮空気が流入する車室の圧縮空気の圧力は、高くなっているため、抽気ラインが燃料供給ラインに供給する圧縮空気の圧力も高い。このため、燃料供給ラインの燃料と、抽気ラインの圧縮空気とが混合することにより、パイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナが燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。その結果、パイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナの燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。そして、ガスタービン燃焼器は、ガスタービン外の空気源がないまたはガスタービン外の空気源が小さい場合でもパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができ、ガスタービン燃焼器及びガスタービンのコストを低く抑制することができる。
　また、ガスタービンの負荷変化により、燃焼ガスにおける圧縮空気と、燃料と燃料配分が変化し、またはパイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナに供給される燃料流量が低減する可能性がある。そして、パイロット燃料またはメイン燃料の流量が低減する場合、パイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナの燃料ノズル差圧の平均値も低下する可能性があるが、上記構成のガスタービン燃焼器は、燃料ノズル差圧の平均値を底上げすることができ、燃料ガスの体積流量を増加させ、燃料ノズル差圧の変動が発生した場合であっても、燃料流量の変動がごくわずかとなる。このため、ガスタービン燃焼器は、燃料流量の変動に起因した燃焼振動を抑制できる。
　上記構成により、燃料供給ラインにおいて、燃料が予混合気となり、パイロット燃焼バーナの拡散燃焼により生じるＮＯｘを抑制することができる。パイロット燃焼バーナは、拡散燃焼により生じるＮＯｘを抑制するため、燃料流量を絞る可能性がある。しかしながら、上記構成のガスタービン燃焼器は、燃料を噴射する軌跡を安定させて、パイロット燃焼バーナが絞られた燃料流量であっても安定した燃焼を維持することができる。
　本発明において、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室に流入する圧縮空気の一部であって、前記圧縮機からの圧縮空気の出口に位置するディフューザ部から抽出されることが好ましい。
　この構成により、抽気ラインは、圧縮機からの圧縮空気の中で最も高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。
　本発明において、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室に流入する圧縮空気の一部であって、前記圧縮機からの圧縮空気を整流するストラットから抽出されることが好ましい。
　この構成により、抽気ラインは、圧縮機から流入する高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。
　本発明において、前記車室内に、前記燃焼器内筒に連結される燃焼器尾筒をさらに備え、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記圧縮機の出口の下流に位置する前記燃焼器尾筒の周囲の前記車室から抽出されることが好ましい。
　この構成により、抽気ラインは、車室の圧縮空気の中で最も高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。
　本発明において、前記車室内に、前記燃焼器内筒に連結される燃焼器尾筒をさらに備え、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記燃焼器内筒または前記燃焼器尾筒の周囲における前記車室の淀み部から抽出されることが好ましい。
　この構成により、抽気ラインは、気流の影響を抑制しつつ、車室の高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。
　本発明において、前記車室から前記燃焼器内筒の内部に導入する圧縮空気を整流する整流板をさらに備え、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記整流板から抽出されることが好ましい。
　この構成により、抽気ラインは、既存の車室の構造を変えずに、車室の高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。
　本発明によれば、低コストの燃料供給ラインで燃料ノズル差圧を増加させるガスタービン燃焼器を提供することができる。
図１は、実施形態１のガスタービンを示す概略構成図である。 図２は、実施形態１に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。 図３は、実施形態１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。 図４は、実施形態１に係る抽気ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。 図５は、パイロット燃焼バーナにおける燃料の軌跡を説明する説明図である。 図６は、パイロット燃焼バーナにおける燃料ノズル差圧と燃料流量との関係を説明する説明図である。 図７は、実施形態２に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。 図８は、実施形態２に係る抽気ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。 図９は、実施形態３に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。 図１０は、実施形態４に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。 図１１は、実施形態５に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。 図１２は、実施形態５の整流板の一例を示す概略構成図である。 図１３は、実施形態５のガスタービン燃焼器における要部断面図である。
　本発明を実施するための形態（実施形態）につき、図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。また、以下に記載した構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能である。
（実施形態１）
　実施形態１のガスタービンは、図１に示すように、圧縮機１１とガスタービン燃焼器１２とタービン１３とにより構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。
　圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２０を有し、圧縮機車室２１内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet　Guide　Vane）２２が配設されると共に、複数の静翼２３と動翼２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。ガスタービン燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と動翼２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。
　また、圧縮機１１、ガスタービン燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１において、各動翼２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定されている。またロータ３２は、タービン１３において、各動翼２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室３０側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
　そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２１が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。
　従って、圧縮機１１の空気取入口２０から取り込まれた空気が、入口案内翼２２、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。ガスタービン燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、このガスタービン燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。
　図２は、実施形態１に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。図３は、実施形態１のガスタービン燃焼器における要部断面図である。図４は、本発明の実施形態１に係る抽出ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。図２に示すように、ガスタービン燃焼器１２は、燃兼圧車室４１及びタービン車室４３の内部に所定間隔をあけて、燃焼器本体４０の燃焼器内筒４２が支持されている。
　タービン車室４３で覆われた、車室４８には、上述した圧縮機１１からの圧縮空気Ａｉｎが圧縮機出口のディフューザ部９１、ストラット９２を介して流入する。そして、ストラット９２は、ディフューザ部９１の圧縮空気Ａｉｎを整流することができる。また、圧縮空気Ａｉｎは、車室４８から、多孔板で構成される整流板５０を介して、燃焼器内筒４２の空気流入口４０ａに取り込まれる。
　燃焼器内筒４２の先端部には、燃焼器尾筒４７が連結されている。燃焼器内筒４２には、内部の中心に位置してパイロット燃焼バーナ４４が配置される。また、燃焼器内筒４２には、燃焼器内筒４２の内周面に周方向に沿ってパイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。つまり、パイロット燃焼バーナ４４は、燃焼器内筒４２の内部の中心に配置され、パイロット燃焼バーナ４４の周囲に複数のメイン燃焼バーナ４５が配置されている。メイン燃焼バーナ４５の周囲には、後述するトップハットノズル４６が設けられている。また、燃焼器尾筒４７にはバイパス弁４９が連結されている。なお、バイパス弁４９は、省略される場合もある。
　図３に示すように、燃焼器内筒４２には、パイロット燃焼バーナ４４と、メイン燃焼バーナ４５とが燃焼器軸ＦＳと平行に配設されている。パイロット燃焼バーナ４４は、その先端部の周囲に、筒状で先端側が広角して形成されたパイロットコーン４４ａが装着されている。さらに、パイロット燃焼バーナ４４は、その外周面とパイロットコーン４４ａの内周面との間にパイロットスワラ４４ｂが設けられている。同様に、メイン燃焼バーナ４５は、その先端部の周囲に、筒状に形成された延長管４５ａが装着されている。さらに、メイン燃焼バーナ４５は、その外周面と延長管４５ａの内周面との間にメインスワラ４５ｂが設けられている。
　燃兼圧車室４１の基端側は筒状の外筒４１ｃとなっている。そして、この外筒４１ｃの基端部の内周面に沿って配置されて、外筒４１ｃとともに空気通路５０Ａの一部を形成する筒状のトップハット部材４１ａと、このトップハット部材４１ａの基端側の開口を閉塞する蓋部材４１ｂとが接続されている。また、蓋部材４１ｂには、上述のパイロット燃焼バーナ４４及びメイン燃焼バーナ４５が支持されている。
　また、トップハット部材４１ａには、上述した空気通路５０Ａの内部においてトップハットノズル４６が設けられている。このトップハットノズル４６には、図示しない燃料ポートが設けられ、当該燃料ポートにトップハットノズル燃料ラインが接続されて燃料が供給される。
　トップハット部材４１ａ内側には、曲面状の内壁５７が設けられており、この内壁５７によって空気通路５０Ａが燃焼器内筒４２に連通されている。トップハット部材４１ａと燃焼器内筒４２との間であって、空気通路５０Ａの入口部分には、整流板５０が設けられている。整流板５０は、空気通路５０Ａを覆うように設けられ、空気通路５０Ａの上流側と下流側とを連通する孔が多数形成された多孔板である。整流板５０により、車室４８の圧縮空気Ａｉｎの圧力は、空気通路５０Ａの圧縮空気Ａｉｎの圧力よりも高く維持されている。
　また、燃焼器内筒４２において、空気通路５０Ａを形成する基端部には、ターニング部５８が設けられている。ターニング部５８は、上述した内壁５７と協働して空気通路５０Ａの流路方向を略反転させるものである。本実施形態において、ターニング部５８は、空気通路５０Ａの一部を形成するように燃兼圧車室４１側に向く内面が、燃兼圧車室４１側に向かって近づくように厚みを増大されて形成されている。なお、ターニング部５８は、厚みが一定であってもよく、上述した形状に限定されるものではない。また、燃焼器内筒４２の内部であって、ターニング部５８の内側には、ターニングベーン５８ａが設けられている。ターニングベーン５８ａは、メイン燃焼バーナ４５よりも径方向外側から燃焼器軸ＦＳに向けて延在しつつ、メイン燃焼バーナ４５の位置付近でメイン燃焼バーナ４５の先端側に向くように円弧状に湾曲して形成されている。なお、ターニングベーン５８ａは、複数あってもよい。また、ターニングベーン５８ａの位置は、適宜流路に合わせて配置される。また、ターニングベーン５８ａは、なくてもよい。
　燃料ポート４４ｃは、図２に示すパイロットノズル燃料ラインＦＰａが接続され、パイロット燃焼バーナ４４には、パイロットノズル燃料ラインＦＰａからパイロット燃料が供給される。また、メイン燃焼バーナ４５の燃料ポート４５ｃは、燃料ポート４４ｃの径方向外側に配置されている。この燃料ポート４５ｃは、図２に示すメインノズル燃料ラインＦＭａが接続され、メイン燃焼バーナ４５には、メインノズル燃料ラインＦＭａからメイン燃料が供給される。
　図２に示すように、パイロットノズル燃料ラインＦＰａのパイロット燃料は、パイロット燃料供給ラインＦＰから供給される燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合している。パイロット燃料供給ラインＦＰの流路において、逆止弁７５と、逆止弁７５の下流に設けられ燃料ガスの流量を制御する流量制御弁６１と、流量制御弁６１で流量が制御された燃料ガスの流量を計測する流量計７２とが備えられている。抽気ラインＰＡの流路において、圧縮空気Ａｉｎの一部を抽出する抽気ノズル８０と、逆止弁７７と、逆止弁７７の下流に設けられ圧縮空気Ａｉｎの流量を制御する流量制御弁６３と、流量制御弁６３で流量が制御された圧縮空気Ａｉｎの流量を計測する流量計７１とが備えられている。なお、逆止弁７５及び逆止弁７７は、パイロットノズル燃料ラインＦＰａからパイロット燃料供給ラインＦＰまたは抽気ラインＰＡに予期しない逆流が生じ、予期しない反応が生じる可能性を抑制している。
　図４は、本発明の実施形態１に係る抽気ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。抽気ノズル８０は、例えば、抽気ノズル本体８１と、抽気ノズル本体８１の端部に開口した抽気ノズル開口８２と、抽気ノズル本体８１と連通する抽気配管８３と、抽気ノズル本体８１の圧縮空気Ａｉｎの流路である、圧縮空気流路８４とを含む。抽気ノズル８０は、上述したディフューザ部９１の内部に抽気ノズル本体８１が配置され、圧縮機１１から流入する圧縮空気Ａｉｎの流入方向に対向するように抽気ノズル開口８２が向いている。このような抽気ノズル８０は、全圧プローブとよばれ、抽気ノズル開口８２に対して広い角度の圧縮空気Ａｉｎの流入方向から圧縮空気Ａｉｎを取り込むことができる。
　ディフューザ部９１の内部は、圧縮機１１による圧縮の直後であるため、高圧の圧縮空気Ａｉｎが流通している。そして、抽気ノズル８０は、抽気ノズル開口８２から圧縮空気Ａｉｎを取り込み、圧縮空気Ａｉｎが圧縮空気流路８４を経由して、抽気ラインＰＡに流れ込む。
　図２に示すように、メインノズル燃料ラインＦＭａのメイン燃料は、メイン燃料供給ラインＦＭから供給される燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合している。メイン燃料供給ラインＦＭの流路において、逆止弁７６と、逆止弁７６の下流に設けられ燃料ガスの流量を制御する流量制御弁６２と、流量制御弁６２で流量が制御された燃料ガスの流量を計測する流量計７３とが備えられている。抽気ラインＰＡの流路において、上述した抽気ノズル８０及び逆止弁７７に加え、逆止弁７７の下流に設けられ圧縮空気Ａｉｎの流量を制御する流量制御弁６４と、流量制御弁６４で流量が制御された圧縮空気Ａｉｎの流量を計測する流量計７４とが備えられている。なお、逆止弁７６及び逆止弁７７は、メインノズル燃料ラインＦＭａからメイン燃料供給ラインＦＭまたは抽気ラインＰＡに予期しない逆流が生じ、予期しない反応が生じる可能性を抑制している。
　制御装置１００は、上述した流量計７１、７２、７３、７４と、流量制御弁６１、６２、６３、６４とに接続されている。制御装置１００は、ＣＰＵ（Central　Processing　Unit）を中心とするマイクロプロセッサと、このＣＰＵの他に、処理プログラムを記憶するＲＯＭ（Read　Only　Memory）と、データを一時的に記憶するＲＡＭ（Random　Access　Memory）と、記憶手段となる記憶装置とを含む。制御装置１００は、流量計７１、７２、７３、７４の検出信号を抽出し、記憶手段に記憶する。制御装置１００は、流量計７１、７２、７３、７４の検出信号に応じて、流量制御弁６１、６２、６３、６４の弁開度をＣＰＵで演算し、制御信号を流量制御弁６１、６２、６３、６４に対して送出する。流量制御弁６１、６２、６３、６４は、制御装置１００の制御信号に応じて、燃料ガスの流量または圧縮空気Ａｉｎの流量を制御する。
　以上説明したガスタービン燃焼器１２では、高温・高圧の圧縮空気Ａｉｎが空気通路５０Ａに流れこむと、圧縮空気Ａｉｎは整流板５０を通過して整流される。圧縮空気Ａｉｎは、ターニング部５８によって流れの向きを変え、ターニングベーン５８ａによってさらに整流されながらパイロット燃焼バーナ４４のパイロットコーン４４ａ及びメイン燃焼バーナ４５の延長管４５ａに誘導され、パイロットスワラ４４ｂ及びメインスワラ４５ｂによって旋回する気流となる。
　また、圧縮空気Ａｉｎは、空気通路５０Ａにおいてトップハットノズル４６から噴射された燃料と混合された燃料混合気となって燃焼器内筒４２内に流れ込む。燃焼器内筒４２内では、メイン燃焼バーナ４５から噴射された燃料と燃料混合気とが延長管４５ａにより混合され、メインスワラ４５ｂによって予混合気の旋回流となって燃焼器尾筒４７内に流れ込む。また、燃料混合気は、パイロット燃焼バーナ４４から噴射された燃料と混合され、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器尾筒４７内に噴出する。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼器尾筒４７内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出することで、各メイン燃焼バーナ４５から燃焼器尾筒４７内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。
　このように、パイロット燃焼バーナ４４から噴射したパイロット燃料による拡散火炎により、メイン燃焼バーナ４５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。また、メイン燃焼バーナ４５によって燃料を予混合することで燃料濃度を均一化することで低ＮＯｘ化を図ることができる。しかも、空気通路５０Ａにおいて、トップハットノズル４６が圧縮空気Ａｉｎに燃料を混合させて燃料混合気とすることで濃度の薄い混合気を形成しておき、その後下流のメイン燃焼バーナ４５が前述した濃度の濃い混合気を燃焼器内筒４２に噴射することで、混合気の燃料と燃焼用空気とをより均一に混合させるため、空燃比の隔たりによる燃焼ガスの高温部の発生が防止でき、より一層の低ＮＯｘ化を図ることができる。
　パイロット燃焼バーナ４４、メイン燃焼バーナ４５、トップハットノズル４６は、ガスタービンの負荷変化により、それぞれの燃料流量及び燃料配分が変化する可能性がある。このため、パイロット燃焼バーナ４４、メイン燃焼バーナ４５、トップハットノズル４６が燃料を噴射する先端ノズルにおける燃料ノズル差圧（燃料差圧）の平均値が変化する可能性がある。
　図５は、パイロット燃焼バーナにおける燃料の軌跡を説明する説明図である。図６は、パイロット燃焼バーナにおける燃料ノズル差圧と燃料流量との関係を説明する説明図である。例えば、図５に示すように、パイロット燃焼バーナ４４は、パイロット燃焼バーナ４４の先端から旋回する空気の流れである気流Ａｒに対して燃料を噴射する。パイロット燃焼バーナ４４のパイロット燃焼バーナ４４の先端から噴射される燃料の軌跡は、燃料が少ない場合燃料ノズル差圧も小さくなるので、燃料軌跡ｆＱ１のように、燃焼器内筒４２の内壁近くに向かい、不安定な拡散燃焼となる可能性がある。
　パイロット燃焼バーナ４４は、拡散燃焼により生じるＮＯｘを抑制するため、燃料流量を絞る場合がある。燃料流量を絞る場合、図６の曲線ｆｐ１に示すように、パイロット燃焼バーナ４４の先端における燃料ノズル差圧ΔＰが所定の安定限界圧力ｐｌを下回る不安定燃焼領域ＦＵとなり、パイロット燃焼バーナ４４の先端から噴射される燃料の軌跡は、図５に示す燃料軌跡ｆＱ１のような燃料の軌跡となりやすい。不安定燃焼領域ＦＵにおいて、拡散燃焼の不安定な状態は、供給される燃焼用の圧縮空気Ａｉｎと燃料ノズル差圧ΔＰとが個々にあるいは協働して変動することで、発生する可能性がある。燃焼安定性を高めるために、ガスタービン燃焼器１２は、パイロット燃焼バーナ４４の先端における燃料ノズル差圧ΔＰが所定の安定限界圧力ｐｌを上回るようにすることが望ましい。
　実施形態１に係るガスタービン燃焼器１２は、例えばパイロット燃焼バーナ４４に対してパイロット燃料供給ラインＦＰから供給される燃料ガスの燃料流量が低下してくる状況において、この燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合することにより、パイロット燃焼バーナ４４の先端における燃料ノズル差圧を増加させることができる。この燃料ノズル差圧が増加することにより、パイロット燃焼バーナ４４の先端から噴射される燃料の軌跡は、図５に示す燃料軌跡ｆＱ２のように、燃焼器内筒４２の内壁から離れて噴射され、不安定な拡散燃焼を抑制することができる。その結果、パイロット燃焼バーナ４４は、図６の曲線ｆｐ２に示すように、パイロット燃焼バーナ４４の先端における燃料ノズル差圧ΔＰが所定の安定限界圧力ｐｌを上回り、パイロット燃焼バーナ４４の燃焼状態が不安定燃焼領域ＦＵに達する可能性を低減することができる。
　例えば燃料ガスが天然ガスの場合、天然ガスは、混合された空気の体積及び天然ガスの総体積に対する天然ガスの体積の比が５％以上１５％以下（可燃範囲）となると燃焼する可能性がある。このため、制御装置１００は、燃料ガスの種類と、燃料ガスの可燃範囲を記憶装置に記憶しており、流量計７１及び流量計７２の検出信号から流量制御弁６１及び流量制御弁６３を制御し、パイロットノズル燃料ラインＦＰａのパイロット燃料が上述した可燃範囲とならないように、パイロット燃料供給ラインＦＰから供給される燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合する。
　例えば、制御装置１００は、天然ガスの体積に対して５倍程度までの一定体積比率の圧縮空気Ａｉｎを混合するように制御すれば、パイロットノズル燃料ラインＦＰａのパイロット燃料が可燃状態となる可能性を抑制できる。
　あるいは、制御装置１００は、流量制御弁６３を通過する圧縮空気Ａｉｎの通過量を一定にする。制御装置１００は、流量計７１及び流量計７２の検出信号からパイロット燃料供給ラインＦＰから供給される燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合した体積比が、燃料ガスの流量が流量制御弁６１によって絞られ、相対的に上述した可燃範囲に近づく場合、流量制御弁６３を制御して通過する圧縮空気Ａｉｎを遮断または抑制する。
　パイロットノズル燃料ラインＦＰａのパイロット燃料の上述した燃料ガスは、低ＮＯｘ化のため、流量が絞られることが多い。このため、パイロット燃料供給ラインＦＰから供給される燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合することで、実施形態１のガスタービン燃焼器１２は、燃焼の安定及び低ＮＯｘ化をはかることができる。
　実施形態１に係るガスタービン燃焼器１２は、例えばメイン燃焼バーナ４５に対してメイン燃料供給ラインＦＭから供給される燃料ガスの燃料流量が低下してくる状況において、この燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合することにより、燃料ノズル差圧を増加させることができる。そして、制御装置１００は、燃料ガスの種類と、燃料ガスの可燃範囲を記憶装置に記憶しており、流量計７３及び流量計７４の検出信号から流量制御弁６２及び流量制御弁６４を制御し、メインノズル燃料ラインＦＭａのメイン燃料が上述した可燃範囲とならないように、メイン燃料供給ラインＦＭから供給される燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合する。このため、メイン燃焼バーナ４５の燃料ノズル差圧が増加することにより、メイン燃焼バーナ４５から噴射される燃料も安定し、燃焼の安定性を高めることができる。なお、実施形態１に係るガスタービン燃焼器１２は、トップハットノズル４６に対して燃料供給ラインから供給される燃料ガスの燃料流量が低下してくる状況において、この燃料ガスと、抽気ラインＰＡから供給される圧縮空気Ａｉｎとを混合することにより、燃料ノズル差圧を増加させるようにしてもよい。
　上述した制御装置１００は、流量計７１及び流量計７２の検出信号から流量制御弁６１及び流量制御弁６３を制御し、燃料ガスが十分流通している場合には、流量制御弁６３を閉じて、流量制御弁６３を通過する圧縮空気Ａｉｎの通過量を０とすることもある。同様に、上述した制御装置１００は、流量計７３及び流量計７４の検出信号から流量制御弁６２及び流量制御弁６４を制御し、燃料ガスが十分流通しメイン燃焼バーナ４５の燃料ノズル差圧が十分である場合には、流量制御弁６４を閉じて、流量制御弁６４を通過する圧縮空気Ａｉｎの通過量を０とすることもある。
　以上説明したように、実施形態１に係るガスタービン燃焼器１２は、車室４８と、燃焼器内筒４２と、パイロット燃焼バーナ４４と、パイロット燃焼バーナ４４を取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナ４５と、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５に燃料を供給する燃料供給ラインと、抽気ラインＰＡと、を含む。燃料供給ラインは、パイロット燃料供給ラインＦＰ及びパイロットノズル燃料ラインＦＰａであり、またはメイン燃料供給ラインＦＭ及びメインノズル燃料ラインＦＭａである。
　車室４８には、圧縮機１１からの圧縮空気Ａｉｎが流入し、燃焼器内筒４２において、この圧縮空気Ａｉｎと燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる。そして、抽気ラインＰＡは、車室４８に流入する圧縮空気Ａｉｎの一部を抽出し、パイロット燃料供給ラインＦＰまたはメイン燃料供給ラインＦＭの燃料ガスに混合するため、抽出した圧縮空気Ａｉｎをパイロットノズル燃料ラインＦＰａまたはメインノズル燃料ラインＦＭａに供給する。
　実施形態１において、抽気ラインＰＡに供給される圧縮空気Ａｉｎは、車室４８に流入する圧縮空気Ａｉｎの一部であって、圧縮機１１からの圧縮空気Ａｉｎの出口に位置するディフューザ部９１から抽出される。このため、抽気ラインＰＡは、圧縮機１１からの圧縮空気Ａｉｎの中で最も高い圧力の圧縮空気Ａｉｎを抽出できる。つまり、圧縮機１１からの圧縮空気Ａｉｎの圧力は、高くなっているため、抽気ラインＰＡがパイロットノズル燃料ラインＦＰａまたはメインノズル燃料ラインＦＭａに供給する圧縮空気Ａｉｎの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインＦＰまたはメイン燃料供給ラインＦＭの燃料ガスと、抽気ラインＰＡの圧縮空気Ａｉｎとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器１２は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。そして、ガスタービン燃焼器１２は、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機を用意しなくてもパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができ、ガスタービン燃焼器１２及びガスタービンのコストを低く抑制することができる。または、ガスタービン燃焼器１２は、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機を抽気ラインＰＡに接続した場合でもパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができ、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機を小型で低コストにできることからガスタービン燃焼器１２及びガスタービンのコストを低く抑制することができる。
　燃焼振動の発生メカニズムの一つとして、燃焼場の圧力変動に対して燃料流量の変動が連成することで燃焼場の圧力変動を増大させる場合がある。例えば、ガスタービンの負荷変化により、燃焼ガスにおける圧縮空気Ａｉｎと、燃料と燃料配分が変化し、またはパイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５に供給されるパイロット燃料またはメイン燃料の流量が低減する可能性がある。そして、パイロット燃料またはメイン燃料の流量が低減する場合、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５の燃料ノズル差圧の平均値も低下する可能性がある。しかしながら、上述したように実施形態１に係るガスタービン燃焼器１２は、燃料ノズル差圧の平均値を底上げすることができ、燃料ガスの体積流量を増加させ、燃料ノズル差圧の変動が発生した場合であっても、燃料流量の変動がごくわずかとなる。このため、実施形態１に係るガスタービン燃焼器１２は、燃料流量の変動に起因した燃焼振動を抑制できる。
　上記構成により、燃料供給ラインであるパイロットノズル燃料ラインＦＰにおいて、パイロット燃料が予混合気となり、パイロット燃焼バーナ４４の拡散燃焼により生じるＮＯｘを抑制することができる。パイロット燃焼バーナ４４は、拡散燃焼により生じるＮＯｘを抑制することから、燃料流量を絞る可能性がある。しかしながら、上記構成のガスタービン燃焼器１２は、燃料を噴射する軌跡を安定させて、パイロット燃焼バーナ４４が、絞られた燃料流量であっても安定した燃焼を維持することができる。
（実施形態２）
　図７は、実施形態２に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。図８は、実施形態２に係る抽気ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。上述した実施形態１と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態２に係るガスタービン燃焼器１２は、ディフューザ部９１の下流にあるストラット９２に、上流側に開口させ、かつ抽気口となる抽気ノズル８０Ａを備えている。
　ストラット９２は、図７に示すＡ－Ａ断面を図８に示すと、Ａ－Ａの方向に細長い外形形状であり、中空部９２ａが開けられている。図７に示すようにストラット９２は、ディフューザ部９１の圧縮空気Ａｉｎを整流し、タービン車室４３内へ送出する。圧縮空気Ａｉｎは、車室４８内で向きを変えて、整流板５０へ向かう気流に沿って、流れる。
　中空部９２ａの一部には、上述した抽気ノズル本体８１が抽気ノズル開口８２を圧縮空気Ａｉｎの流入方向に対して平行となるように、設けられている。この構造により、既存の車室４８の構造を変えずに、抽気口となる抽気ノズル８０Ａを備えることができる。また、抽気ノズル８０Ａは、圧縮機１１の下流のストラット９２に備えられるため、高い圧力の圧縮空気Ａｉｎを抽気ラインＰＡに供給することができる。
　実施形態２において、抽気ラインＰＡに供給される圧縮空気Ａｉｎは、車室４８に流入する圧縮空気Ａｉｎの一部であって、圧縮機１１からの圧縮空気Ａｉｎを整流するストラット９２から抽出される。このため、抽気ラインＰＡは、圧縮機１１から流入する高い圧力の圧縮空気Ａｉｎを抽出できる。圧縮空気Ａｉｎの圧力は、高くなっているため、抽気ラインＰＡがパイロットノズル燃料ラインＦＰまたはメインノズル燃料ラインＦＭａに供給する圧縮空気Ａｉｎの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインＦＰまたはメイン燃料供給ラインＦＭの燃料ガスと、抽気ラインＰＡの圧縮空気Ａｉｎとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器１２は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
（実施形態３）
　図９は、実施形態３に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。上述した実施形態１と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態３に係るガスタービン燃焼器１２は、ディフューザ部９１の下流にある車室４８の燃焼器尾筒４７の周囲に、上流側に開口させ、かつ抽気口となる抽気孔８０Ｂを備えている。抽気孔８０Ｂは、上述した圧縮空気Ａｉｎの一部を抽出する抽気ノズル８０と同様の構成としてもよい。
　図９に示すように、ディフューザ部９１の下流にある燃焼器尾筒４７の周囲の淀み部に抽気口を設けたので、高い圧力の圧縮空気Ａｉｎを抽気ラインＰＡに供給することができる。
　実施形態３において、抽気ラインＰＡに供給される圧縮空気Ａｉｎは、車室４８の圧縮空気Ａｉｎの一部であって、圧縮機１１の出口の下流に位置する燃焼器尾筒４７の周囲の車室４８から抽出される。このため、抽気ラインＰＡは、車室４８の圧縮空気Ａｉｎの中で最も高い圧力の圧縮空気Ａｉｎを抽出できる。圧縮空気Ａｉｎの圧力は、高くなっているため、抽気ラインＰＡがパイロットノズル燃料ラインＦＰまたはメインノズル燃料ラインＦＭａに供給する圧縮空気Ａｉｎの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインＦＰまたはメイン燃料供給ラインＦＭの燃料ガスと、抽気ラインＰＡの圧縮空気Ａｉｎとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器１２は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
（実施形態４）
　図１０は、実施形態４に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。上述した実施形態１と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態４に係るガスタービン燃焼器１２は、燃焼器内筒４２の周囲における車室４８に開口させ、かつ抽気口となる抽気孔８０Ｃを備えている。また、実施形態４に係るガスタービン燃焼器１２は、燃焼器尾筒４７の周囲における車室４８に開口させ、かつ抽気口となる抽気孔８０Ｄを備えている。なお、車室４８には、抽気孔８０Ｃまたは抽気孔８０Ｄのどちらか一方があればよい。抽気孔８０Ｃまたは抽気孔８０Ｄは、上述した圧縮空気Ａｉｎの一部を抽出する抽気ノズル８０と同様の構成としてもよい。
　図１０に示すように、燃焼器内筒４２の周囲または燃焼器尾筒４７の周囲の静圧の高い淀み部に抽気口を設けたので、静圧の高い圧縮空気Ａｉｎを抽気ラインＰＡに供給することができる。これにより、抽気孔８０Ｃまたは抽気孔８０Ｄは、圧縮空気Ａｉｎの流れの向きに左右されずに、圧縮空気Ａｉｎを抽気ラインＰＡに供給することができる。
　実施形態４に係るガスタービン燃焼器１２の抽気ラインＰＡには、逆止弁７７の下流において、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機７９を備えてもよい。空気圧縮機７９は、遠心ポンプの構造などをしており、圧縮空気Ａｉｎの圧力を高めることができる。実施形態４に係るガスタービン燃焼器１２の抽気ラインＰＡには、静圧の高い圧縮空気Ａｉｎを抽気ラインＰＡに供給するため、空気圧縮機７９が圧縮する圧力は小さくてすむ。このため空気圧縮機７９は、圧縮能力の小さな小型の圧縮機でよく、空気圧縮機７９を導入するコストを抑制することができる。そして、ガスタービン燃焼器１２及びガスタービンのコストは、低く抑制できる。
　実施形態４において、抽気ラインＰＡに供給される圧縮空気Ａｉｎは、車室４８の圧縮空気Ａｉｎの一部であって、燃焼器内筒４２の周囲または燃焼器尾筒４７の周囲の車室４８の淀み部から抽出される。このため、抽気ラインＰＡは、気流の影響を抑制しつつ、車室４８の高い圧力の圧縮空気Ａｉｎを抽出できる。圧縮空気Ａｉｎの圧力は、高くなっているため、抽気ラインＰＡがパイロットノズル燃料ラインＦＰまたはメインノズル燃料ラインＦＭａに供給する圧縮空気Ａｉｎの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインＦＰまたはメイン燃料供給ラインＦＭの燃料ガスと、抽気ラインＰＡの圧縮空気Ａｉｎとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器１２は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
（実施形態５）
　図１１は、実施形態５に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。図１２は、実施形態５の整流板の一例を示す概略構成図である。図１３は、実施形態５のガスタービン燃焼器における要部断面図である。上述した実施形態１と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態５に係るガスタービン燃焼器１２は、燃焼器内筒４２の周囲における整流板５０に開口させ、かつ抽気口となる抽気ノズル８０Ｅを備えている。
　図１１に示すように、整流板５０は、燃焼器内筒４２の周囲を囲み、上述したリング状の板部材５１であって、連通する孔が多数形成されている多孔板である。整流板５０には、空気通路５０Ａ側に隣接して整流板５０を固定するためのリブ５２が周方向に等間隔に設置されている。リブ５２は、燃焼器内筒４２と燃兼圧車室４１のトップハット部材４１ａとに両端が接するように放射状に設けられている。
　整流板５０には、板部材５１を貫通する貫通孔であって、複数の内周側の孔５５と、複数の外周側の孔５６とが設けられている。内周側の孔５５の直径は、外周側の孔５６の直径よりも大きい。このため、内周側の孔５５を通過する圧縮空気Ａｉｎの量が、外周側の孔５６を通過する圧縮空気Ａｉｎの量よりも大きくなる。
　図１３は、図１２に示すＢ－Ｂ断面である。図１３に示すように、リブ５２の車室４８側には、抽気ノズル８０Ｅが設けられている。抽気ノズル８０Ｅは、抽気ノズル本体８１と、抽気ノズル本体８１の端部に開口した抽気ノズル開口８２とを備えている。抽気ノズル本体８１が抽気ノズル開口８２を車室４８内の圧縮空気Ａｉｎの流入方向に対して平行となるように、抽気ノズル８０Ｅは、リブ５２に対して傾斜している。これにより、抽気ノズル８０Ｅは、車室４８からの圧縮空気Ａｉｎの流れを効率よく取り込むことができる。図１３に示すように、リブ５２の内部には、圧縮空気Ａｉｎが流通する抽気ラインＰＡが形成され、取り込んだ圧縮空気Ａｉｎは、図１１に示す逆止弁７７に流出する。実施形態５の抽気ノズル８０Ｅは、抽気ノズル本体８１がリブ５２の延在方向（径方向）に複数の抽気ノズル本体８１が設けられている。抽気ノズル本体８１がリブ５２に１つ設けられてもよい。また、周方向に複数設けられたリブ５２の１つに抽気ノズル８０Ｅを備えていてもよい。また、周方向に複数設けられたリブ５２のうち複数に抽気ノズル８０Ｅを備えていてもよい。また、周方向に複数設けられたリブ５２のうち全てに抽気ノズル８０Ｅを備えていてもよい。
　図１３に示すように、リブ５２の内部には、抽気ラインＰＡが形成されている。実施形態５に係るガスタービン燃焼器１２は、整流板５０に抽気口を設けたので、既存の車室４８の構造を変えずに、抽気口となる抽気ノズル８０Ｅを備えることができる。
　実施形態５において、抽気ラインＰＡに供給される圧縮空気Ａｉｎは、車室４８の圧縮空気Ａｉｎの一部であって、整流板５０から抽出される。このため、抽気ラインＰＡは、車室４８の高い圧力の圧縮空気Ａｉｎを抽出できる。圧縮空気Ａｉｎの圧力は、高くなっているため、抽気ラインＰＡがパイロットノズル燃料ラインＦＰまたはメインノズル燃料ラインＦＭａに供給する圧縮空気Ａｉｎの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインＦＰまたはメイン燃料供給ラインＦＭの燃料ガスと、抽気ラインＰＡの圧縮空気Ａｉｎとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ４４またはメイン燃焼バーナ４５がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器１２は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
　実施形態１から実施形態５を組み合わせてもよく、抽気ラインＰＡに供給される圧縮空気Ａｉｎは、車室４８に流入する圧縮空気Ａｉｎの一部及び車室４８の圧縮空気Ａｉｎの一部の両方から抽出されてもよい。
１１　圧縮機
１２　ガスタービン燃焼器
１３　タービン
２０　空気取入口
２１　圧縮機車室
２２　入口案内翼
２３　静翼
２４　動翼
２５　抽気室
４０　燃焼器本体
４０ａ　空気流入口
４１ａ　筒状部材
４１ｂ　蓋部材
４１ｃ　外筒
４１　燃兼圧車室
４２　燃焼器内筒
４３　タービン車室
４４　パイロット燃焼バーナ
４４ａ　パイロットコーン
４４ｂ　パイロットスワラ
４４ｃ　燃料ポート
４５　メイン燃焼バーナ
４５ａ　延長管
４５ｂ　メインスワラ
４５ｃ　燃料ポート
４６　トップハットノズル
４７　燃焼器尾筒
４８　車室
４９　バイパス弁
５０　整流板
５０Ａ　空気通路
５２　リブ
５５、５６　孔
５７　内壁
５８　ターニング部
５８ａ　ターニングベーン
６１、６２、６３、６４　流量制御弁
７１、７２、７３、７４　流量計
７５、７６、７７、７８　逆止弁
７９　空気圧縮機
８０、８０Ａ、８０Ｅ　抽気ノズル
８０Ｂ、８０Ｃ、８０Ｄ　抽気孔
８１　抽気ノズル本体
８２　抽気ノズル開口
８３　抽気配管
８４　圧縮空気流路
９１　ディフューザ部
９２　ストラット
９２ａ　中空部
１００　制御装置
ＦＭ　メイン燃料供給ライン
ＦＭａ　メインノズル燃料ライン
ＦＰ　パイロット燃料供給ライン
ＦＰａ　パイロットノズル燃料ライン
ＦＳ　燃焼器軸
ＰＡ　抽気ライン

Claims (6)

  1. 　圧縮機からの圧縮空気が流入する車室と、
    　前記圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒と、
    　前記燃焼器内筒の中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
    　前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、
    　前記パイロット燃焼バーナまたは前記メイン燃焼バーナに前記燃料を供給する燃料供給ラインと、
    　前記車室に流入する圧縮空気または前記車室の圧縮空気の少なくとも一方の一部を抽出し、前記燃料供給ラインに供給して前記燃料供給ラインの燃料に混合させる抽気ラインと、
    　を含むことを特徴とするガスタービン燃焼器。
  2. 　前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室に流入する圧縮空気の一部であって、前記圧縮機からの圧縮空気の出口に位置するディフューザ部から抽出されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  3. 　前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室に流入する圧縮空気の一部であって、前記圧縮機からの圧縮空気を整流するストラットから抽出されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  4. 　前記車室内に、前記燃焼器内筒に連結される燃焼器尾筒をさらに備え、
    　前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記圧縮機の出口の下流に位置する前記燃焼器尾筒の周囲の前記車室から抽出されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  5. 　前記車室内に、前記燃焼器内筒に連結される燃焼器尾筒をさらに備え、
    　前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記燃焼器内筒または前記燃焼器尾筒の周囲における前記車室の淀み部から抽出されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  6. 　前記車室から前記燃焼器内筒の内部に導入する圧縮空気を整流する整流板をさらに備え、
    　前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記整流板から抽出されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
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