WO2015037295A1 - マルチ燃料対応のガスタービン燃焼器 - Google Patents

マルチ燃料対応のガスタービン燃焼器 Download PDF

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WO2015037295A1
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緒方正裕
小田剛生
木下康裕
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川崎重工業株式会社
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    • F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]

Definitions

  • the present invention relates to a multi-fuel compatible gas turbine combustor that can effectively use a hydrogen-containing fuel while ensuring low emission performance.
  • Gas turbine engine combustors are produced by mixing fuel and compressed air in addition to wet-type combustors that inject water or steam into the combustor as a technology for obtaining low emission performance including low NOx enrichment.
  • a DLE (Dry Low Emissions) combustor that is a dry type in which a premixed gas is injected into a combustion chamber to cause lean premix combustion.
  • hydrocarbon fuels such as natural gas, kerosene and light oil are used.
  • Patent Document 1 a combustor as disclosed in Patent Document 1 is known.
  • Patent Document 1 uses hydrogen gas as fuel while adopting diffusion combustion to reduce the risk of flashback. That is, Patent Document 1 is not a technique related to lean premixed combustion.
  • An object of the present invention is to provide a multi-fuel compatible gas turbine combustor that burns a gas containing hydrogen at a high concentration with low NOx while maintaining good low emission performance by premixed combustion.
  • a multi-fuel compatible gas turbine combustor supplies a premixed gas containing a first fuel to a first combustion region in a combustion chamber for combustion, and the combustion A reheating burner for supplying a premixed gas containing a second refueling fuel having a composition different from that of the first fuel to burn in a second combustion region downstream of the first combustion region in the room;
  • the first fuel is a hydrocarbon-based gas
  • the second fuel is a gas containing hydrogen at a concentration exceeding the stable combustion limit concentration of hydrogen.
  • hydrocarbon-based includes 60% by volume or more of hydrocarbons
  • hydrogen gas refers to a gas having a concentration equal to or lower than the stable combustion limit concentration or a liquid containing 60% by volume or more of hydrocarbons.
  • the stable combustion limit concentration of hydrogen means that when a premixed gas containing hydrogen is generated in a main burner having a flame holding mechanism and a swirler, backfire occurs and stable combustion is impaired or maintained.
  • the upper limit hydrogen concentration (volume%) that becomes the boundary of.
  • the stable combustion limit concentration of hydrogen is usually 8 to 15% by volume, and is about 10% by volume in this embodiment.
  • a hydrocarbon-based first fuel having a relatively low combustion speed is supplied to the main burner for supplying the premixed gas to the first combustion region for combustion, and thus backfire occurs. Therefore, good low emission performance can be maintained.
  • the premixed gas in which air is mixed with the second fuel is burned and supplied from the burner to the second combustion region for combustion.
  • the “different composition” mentioned here means that the main component or element content is different.
  • the combustion burner since the combustion burner is operated in a state where combustion by the main burner is almost completed and high-temperature combustion gas is generated, the premixed gas injected from the combustion burner can be used without a flame holding mechanism. The combustion reaction is stably promoted by the high-temperature combustion gas. For this reason, there is no risk of flashback even when a gas containing hydrogen exceeding the stable combustion limit concentration is used as the second fuel.
  • the additional burner is a premix burner that premixes the first fuel and the second fuel with air and supplies them to the second combustion region.
  • the additional burner is a premix burner that premixes the first fuel and the second fuel with air and supplies them to the second combustion region.
  • the reheating burner when both the first and second fuels are supplied to the reheating burner, the reheating burner includes a premixing chamber for introducing air and a first fuel for injecting the first fuel into the premixing chamber. It is preferable to have one nozzle and a second nozzle that injects the second fuel into the premixing chamber. Thereby, in the premixing chamber, the first fuel injected from the first nozzle and the second fuel injected from the second nozzle are sufficiently mixed with the air introduced into the premixing chamber, so that a good mixture is obtained. And this premixed gas is supplied to the second combustion region.
  • the reheating burner supplies a mixing chamber into which the first fuel and the second fuel are introduced, and a mixed fuel from the mixing chamber. It is preferable to have a premixing chamber for premixing with air.
  • the mixed fuel is guided to the premixing chamber and premixed with the air, so that the first fuel, the second fuel, and the air are mixed. It is possible to generate a premixed gas whose distribution is uniform throughout.
  • the reheating burner preliminarily mixes the first fuel with air and injects the first fuel, and the second fuel as air and prefuel. It can also be set as the structure which has the 2nd burner which mixes and injects. Thereby, the structure of a 1st burner and a 2nd burner can be simplified.
  • a first fuel control valve is provided in a main fuel supply passage for supplying the first fuel to the main burner, and the additional fuel is supplied to the additional burner.
  • the first additional fuel supply passage for supplying one fuel is preferably branched from the upstream side of the first fuel control valve in the main fuel supply passage.
  • a pilot burner for injecting the first fuel into the first combustion region in the previous period and diffusing combustion
  • a pilot fuel supply passage for supplying the first fuel to the pilot burner is provided when the main burner is operated. It is preferable to have a pilot sub-passage for introducing the second fuel.
  • the second fuel containing hydrogen gas is also supplied to the diffusion combustion type pilot burner, so that the combustion in the pilot burner is stabilized by the hydrogen gas having a high combustion temperature.
  • FIG. 1 is a schematic longitudinal sectional view showing a gas turbine combustor according to a first embodiment of the present invention including a fuel supply system thereof.
  • FIG. 3 is an enlarged view of a part of FIG. 2. It is the III-III sectional view taken on the line of FIG. 3A.
  • the gas turbine engine GT to which the gas turbine combustor is applied is a single can type as shown in FIG. 1, but may be a multi can type.
  • the gas turbine engine GT includes a centrifugal compressor 1 that compresses air A taken in from an air inlet 1a, a combustor 2 that supplies fuel to the compressed air A and burns it, and combustion gas from the combustor 2 And a turbine 3 driven by The combustor 2 is disposed so as to protrude substantially in the radial direction with respect to the engine rotation axis C.
  • Combustion gas generated in the combustor 2 is guided to the turbine 3 to rotate the turbine 3, and drives the centrifugal compressor 1 connected to the turbine 3 by the rotating shaft 4 and a load 7 that is a generator, for example. To do.
  • the exhaust gas EG that has passed through the turbine 3 is discharged from the exhaust duct 8 to the outside.
  • the combustor 2 includes a reverse flow in which the compressed air A and the combustion gas G introduced into the air passage 22 from the centrifugal compressor 1 (FIG. 1) flow in opposite directions in the combustor 2.
  • It is a can type, and a substantially cylindrical combustion cylinder 9 is accommodated in a cylindrical housing H in a concentric arrangement.
  • An air passage 22 for introducing the air A from the centrifugal compressor 1 is formed between the housing H and the combustion cylinder 9, and a combustion chamber 10 is formed inside the combustion cylinder 9.
  • a burner unit (nozzle unit) 11 is attached to the top of the combustion cylinder 9.
  • the burner unit 11 uses a hydrocarbon-based fuel containing 60% by volume or more of hydrocarbons as the first fuel F1.
  • This hydrocarbon fuel is natural gas here.
  • the hydrocarbon fuel includes, in addition to natural gas, gas fuel such as natural gas mixed with about 5% hydrogen, or liquid fuel such as kerosene and light oil.
  • the burner unit 11 includes a main burner 12 that injects and burns a premixed gas M including a first fuel F1 for premixing supplied from a first fuel supply source 18 into a first combustion region S1 in the combustion chamber 10. And a pilot burner 13 for directly injecting the first fuel F1 into the first combustion region S1 and diffusing and burning it.
  • the second fuel F2 and the first fuel for replenishment supplied from the second fuel supply source 19 to the second combustion region S2 downstream of the first combustion region S1 in the combustion chamber 10 are provided.
  • a reheating burner 20 is provided that combusts both the first fuel F1 from the supply source 18 by premixing with the air A and injecting it.
  • Each reheating burner 20 traverses the air passage 22 between the housing H and the combustion cylinder 9, and a plurality, for example, 2 to 12 of them are provided at equal intervals in the circumferential direction of the combustion cylinder 9.
  • the second fuel F2 a gas having a composition different from that of the first fuel F1 and containing hydrogen at a concentration exceeding the stable combustion limit concentration, for example, a concentration exceeding 10% by volume is used.
  • the hydrogen concentration of the second fuel F2 is preferably 20% by volume or more, and more preferably 30% by volume or more.
  • This hydrogen-containing gas is, for example, hydrogen gas alone (100% by volume) or a gas obtained by mixing hydrogen gas with an inert gas such as methane gas, propane gas, or nitrogen.
  • the main burner 12 is disposed so as to surround the outer periphery of the cylindrical pilot burner 13.
  • the main burner 12 has an annular outer wall 121 having an L-shaped cross section and an annular inner wall 122, and a premixing passage 14 is formed between the outer wall 121 and the inner wall 122.
  • the upstream end of the premixing passage 14 opens outward in the radial direction, and a plurality of main fuel nozzles 17 are equidistantly spaced in the circumferential direction of the main burner 12 outward of the opened annular air inlet 14a. Is arranged in.
  • a plurality of fuel injection holes (not shown) for injecting the first fuel F1 toward the air intake port 14a are formed in a portion of the main fuel nozzle 17 facing the air intake port 14a, and the air intake port 14a. Is provided with a swirler 25 that swirls the inflowing air to promote premixing with the first fuel F1.
  • the diffusion combustion type pilot burner 13 is disposed in the inner space of the inner wall 122.
  • the follow-up burner 20 is formed by connecting a fuel introduction block 20a and an air-fuel mixture injection cylinder 20b with a plurality of guide pieces 20c to each other, and is not shown in the housing H.
  • the tip of the air-fuel mixture injection cylinder part 20 b is inserted through an insertion hole 41 provided in the combustion cylinder 9 and protrudes into the combustion chamber 10.
  • An air inlet 43 provided with a guide piece 20c is formed between the collar 20ba of the air-fuel mixture injection cylinder 20b and the bottom wall 20n of the fuel introduction block 20a.
  • the air inlet 43 communicates with the premixing chamber 21 formed by the inner peripheral surface of the air-fuel mixture injection cylinder portion 20b and the outer surface of the bottom wall 20n.
  • the fuel introduction block 20 a includes a first fuel introduction passage 20 d for introducing the first fuel F 1 from the first fuel supply source 18 from the radially outer side of the burner 2, and a second fuel from the second fuel supply source 19.
  • a second fuel introduction passage 20e for introducing F2 from the radially outer side of the combustor 2, an annular first fuel chamber 20f for storing the first fuel F1 from the first fuel introduction passage 20d, and a second fuel introduction passage.
  • a cylindrical second fuel chamber 20g for storing the second fuel F2 from 20e is provided.
  • the fuel introduction block 20a further includes a first nozzle 20h comprising a plurality of small holes for injecting the first fuel F1 in the first fuel chamber 20f into the premixing chamber 21 on the bottom wall 20n, and a second fuel chamber 20g.
  • a second nozzle 20i having a plurality of small holes for injecting the second fuel F2 into the premixing chamber 21;
  • the guide piece 20c is arranged concentrically with the cylindrical air-fuel mixture injection cylinder portion 20b opposite to the fuel introduction block 20a, and in the vicinity of the outer peripheral edge of the fuel introduction block 20a in the circumferential direction as shown in FIG. 3B.
  • a plurality (for example, 12) are provided at equal intervals.
  • the first nozzle 20h of the fuel introduction block 20a is located slightly between the adjacent two guide pieces 20c and slightly closer to the axis C1 of the fuel introduction block 20a than the guide pieces 20c. Accordingly, the first fuel F1 shown in FIG. 3A is injected from the first nozzle 20h toward the air flow of the compressed air A flowing in from the air inlet 43.
  • the second fuel F2 is injected toward the central portion of the premixing chamber 21 in the direction of the axis C1. Thereby, the smooth mixing of the first fuel F1 and the second fuel F2 and the compressed air A is promoted. Since the compressed air A flowing in from the air inlet 43 is deflected by 90 ° after passing through the guide piece 20c, turbulent flow is generated, thereby promoting mixing with the first fuel F1 and the second fuel F2.
  • the flow rate of the first fuel F1 supplied from the first fuel supply source 18 shown in FIG. 2 is adjusted by the first fuel control valve 23, and then from the main fuel nozzle 17 to the air intake port 14a of the premixing passage 14. It is injected towards.
  • the injected first fuel F1 is introduced into the premixing passage 14 while being swirled by the swirler 25 together with the compressed air A flowing from the air passage 22 into the air intake port 14a.
  • the gas is premixed while flowing, and is ejected from the annular premixed gas outlet 24 into the combustion chamber 10 as the premixed gas M1.
  • the first fuel control valve 23 When the gas turbine engine GT is started, the first fuel control valve 23 is closed, only the second fuel control valve 27 is opened, and the first fuel F1 of the first fuel supply source 18 turns the second fuel control valve 27 on. Then, the fuel is injected from the pilot burner 13 into the combustion chamber 10 and diffused and burned by ignition by a spark plug (not shown). During normal operation, while continuing the supply of the first fuel F1 from the pilot burner 13, the premixed gas M1 injected from the main burner 12 into the combustion chamber 10 is premixed and burned using the flame as a seed flame. In the upstream portion of the combustion chamber 10, a first combustion region S1 is formed. The main burner 12 and the pilot burner 13 are controlled so that the air-fuel ratio (air flow rate / fuel flow rate) becomes a preferable predetermined value.
  • This first combustion region S1 is capable of reducing NOx soot, CO and the like by performing lean premixed combustion of the first fuel F1, and a hydrocarbon having a relatively low combustion speed in the main burner 12 for premixed combustion. Since the first fuel F1 of the system is supplied, good low emission performance can be maintained because no backfire occurs.
  • a second combustion region S ⁇ b> 2 for premixing and burning the premixed gas M ⁇ b> 2 injected from the additional burner 20 is formed on the downstream side of the first combustion region S ⁇ b> 1.
  • the reheating burner 20 is supplied from the second fuel supply source 19 through the third fuel control valve 28, and from the first fuel supply source 18 through the fourth fuel control valve 29. Both of the one fuel F1 is premixed with the compressed air A to generate a premixed gas M2, which is supplied to the second combustion region S2.
  • the second combustion region S2 is formed in order to expand the operating range to the high output side according to the fluctuation of the operating load of the gas turbine engine GT, and the increase in the operating load of the gas turbine engine GT is a constant value.
  • both the third fuel control valve 28 and the fourth fuel control valve 29 in FIG. 2 are adjusted so as to open by an opening corresponding to the fluctuation of the operating load, and the second fuel supply source 19 or the second fuel control valve 29 is adjusted.
  • a required amount of the second fuel F ⁇ b> 2 and the first fuel F ⁇ b> 1 are supplied from the one fuel supply source 18 to the reheating burner 20. As is apparent from FIG.
  • the usage amount of the second fuel F2 also increases as the operating load of the engine GT increases, so that the hydrogen gas that is not sufficiently utilized at that time at the high load is removed from the combustor 2. It can be used in large quantities as the second fuel F2. In this case, the flame holding performance of the first combustion region S1 is ensured by the main burner 12 and the pilot burner 13 regardless of the amount of the second fuel F2 supplied in the second combustion region S2.
  • the first fuel F1 and the second fuel F2 respectively stored in the first fuel chamber 20f and the second fuel chamber 20i are injected into the premixing chamber 21 from the first nozzle 20h and the second nozzle 20i. After being mixed, it is premixed with the compressed air A flowing into the premixing chamber 21 from the air passage 22 through the air inlet 43. Thereby, in the premixing chamber 21, the 1st fuel F1 and the 2nd fuel F2 are fully mixed with the compressed air A introduced from the air passage 22, and the favorable premixed gas M2 is produced
  • the premixed gas M2 is supplied from the mixed gas injection cylinder portion 20b to the second combustion region S2 in the combustion cylinder 9 and premixed and combusted.
  • the second fuel F2 containing hydrogen gas having a high combustion speed can be burned at a low combustion temperature by introducing the compressed air A. Hydrogen gas with a large amount of NOx generated can be burned with low NOx.
  • the reheating burner 20 is operated in a state where combustion by the main burner 12 and the pilot burner 13 is almost completed and high-temperature combustion gas G is generated, and therefore, the premixed gas injected from the reheating burner 20 is used.
  • M2 the combustion reaction is stably promoted by the high-temperature combustion gas G without a flame holding mechanism. For this reason, there is no risk of backfire even when a fuel such as hydrogen is used as the second fuel F2.
  • the second fuel F2 when the second fuel F2 is insufficient, it can be coped with by adding the first fuel F1.
  • the fourth fuel control valve 29 is opened to open the first fuel when the second fuel F2 is insufficient due to the operation stop of the chemical plant.
  • the first fuel F1 of the supply source 18 can be supplied from the reheating burner 20 to the second combustion region S2, and the required high output operation can be maintained.
  • the backfire is generated from a relatively low speed place such as a boundary layer of the burner wall or a backflow area.
  • the reheating burner 20 does not require a flame holding mechanism and does not include a swirler or a flame holder that generates a reverse flow region, and therefore has extremely high resistance to back fire from the reverse flow region. .
  • the fuel concentration in the vicinity of the boundary layer that is, in the vicinity of the inner peripheral surface of the air-fuel mixture injection cylinder portion 20 by disposing the fuel injection holes of the additional burner 20, the reverse from the boundary layer generated in the vicinity of the inner peripheral surface Resistance to fire can be increased.
  • the reheating burner 20 of this embodiment it is possible to use a relatively high concentration of hydrogen gas as fuel without backfire, while adopting a lean premixed combustion method. .
  • FIG. 5 shows a second embodiment of the present invention.
  • the gas turbine combustor 2A of the second embodiment is different from the gas turbine combustor 2 of FIG. 2 only in the configuration of the reheating burner 20A. That is, the reheating burner 20A directly introduces the mixed fuel into the mixing chamber 20j without storing the first fuel F1 from the first fuel introduction passage 20d and the second fuel F2 from the second fuel introduction passage 20f. Generate.
  • the mixed fuel is injected from the mixing chamber 20j through the third nozzle 20k to the premixing chamber 21, and is premixed with the compressed air A flowing in from the air passage 22 to generate the premixed gas M2.
  • the premixing chamber 21 is formed between the inner surface of the air-fuel mixture injection cylinder portion 20b and the bottom wall 20n of the fuel introduction block 20a that are coupled to each other via a plurality of guide pieces 20c. ing.
  • the first fuel F1 and the second fuel F2 are temporarily stored in the individual first fuel chamber 20f and the second fuel chamber 20g, respectively, and then premixed to introduce the compressed air A While the first fuel F1 and the second fuel F2 are injected into the chamber 21 to generate the premixed gas M, in the second embodiment, the first fuel F1 and the second fuel F2 are fed into the mixing chamber 20j. After the introduction and generation of the mixed fuel in advance, the mixed fuel is injected into the premixing chamber 21 to generate the premixed gas M2. Therefore, as a result of promoting the mixing of the two fuels F1, F2, a more uniform premixed gas M2 is obtained.
  • FIG. 6 shows a third embodiment of the present invention.
  • the gas turbine combustor 2B of the third embodiment is different from the gas turbine combustor 2 of FIG. 2 in that the reheating burner 20B of FIG. 6 is provided separately for the first fuel F1 and the second fuel F2.
  • the first burner 201 and the second burner 202 are arranged in two stages.
  • the first burner 201 introduces the fuel chamber 20m for introducing the first fuel F1 from the single first introduction passage 20i, and introduces the first fuel F1 in the fuel chamber 20m from the third nozzle 20k to generate the compressed air A and the preliminary fuel A1.
  • a premixing chamber 21 for mixing.
  • the second burner 202 has the same structure, and the second fuel F2 is introduced into the fuel chamber 20m from the second fuel introduction passage 20p.
  • the first fuel F1 is supplied to the first burner 201 via the fourth fuel control valve 29, and the second fuel F2 is supplied to the second burner 202 via the third fuel control valve 28.
  • the first additional fuel supply passage 31 for supplying the first fuel F1 is branched from the upstream side of the first fuel control valve 23 in the main fuel supply passage 30 provided with the first fuel control valve 23.
  • the fifth fuel control valve 32 is opened, and the first fuel F1 of the first fuel supply source 18 is supplied to the second fuel through the check valve 33.
  • the first fuel F 1 and the second fuel F 2 from the second fuel supply source 19 are mixed by the mixer 34 and supplied to the second burner 202.
  • the first additional fuel supply passage 31 is connected to the main fuel supply passage 30 on the upstream side of the first fuel control valve 23, the adjustment of the first fuel control valve 23 is performed. Regardless of the fluctuation in the pressure of the main fuel supply passage 30 accompanying the above, the required amount of the first fuel F1 can always be stably supplied to the additional burner 20B.
  • FIG. 7 shows a fourth embodiment of the present invention.
  • the gas turbine combustor 2C according to the fourth embodiment includes a plurality of reheating burners 20C in FIG. 7 having the same structure as the first burner 201 and the second burner 202 provided in the third embodiment in FIG.
  • a pilot burner 13A that is provided and capable of supplying the second fuel F2 is provided.
  • the second fuel F2 is introduced into the pilot fuel supply passage 37 for supplying the first fuel F1 to the pilot burner 13A through the second fuel control valve 27 and the check valve 38 through the sixth fuel control valve 39 when the main burner 12 is operated.
  • the pilot sub passage 40 is connected.
  • the check valve 38 allows only the flow of the first fuel F1 to the pilot burner 13A and the additional burner 20B.
  • the gas turbine combustor 2C is provided with a fifth fuel control valve 32, a check valve 33, and a mixer 34 equivalent to those provided in the third embodiment (FIG. 6).
  • the second fuel F2 containing hydrogen gas is the sixth fuel control. Since the fuel is supplied to the pilot burner 13A through the valve 39, the combustion in the pilot burner 13A is stabilized by the hydrogen gas having a high combustion temperature.
  • Combustor 10 Combustor 12 Main burner 13, 13A Pilot burner 14 Premix passage 20, 20A, 20B Reheating burner 23 First fuel control valve 30 Main fuel supply passage 31 First additional fuel supply Passage 37 Pilot fuel supply passage 40 Pilot sub-passage S1 First combustion region S2 Second combustion region 201 First burner 202 Second burner M1, M2 Premixed gas

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Abstract

　メインバーナで予混合燃焼による良好な低エミッション性能を維持し、かつ追焚きバーナで水素ガスを低ＮＯx で燃焼させるマルチ燃料対応のガスタービン燃焼器を提供する。　燃焼室（１０）内の第１燃焼領域（Ｓ１）に第１燃料（Ｆ１）を含む予混合気（Ｍ１）を供給して燃焼させるメインバーナ（１２）と、燃焼室（１０）内の第１燃焼領域（Ｓ１）よりも下流の第２燃焼領域（Ｓ２）に、第１燃料（Ｆ１）とは異なる組成の第２燃料（Ｆ２）を供給して燃焼させる追焚きバーナ（２０）とを備える。第１燃料（Ｆ１）は炭化水素系であり、第２燃料（Ｆ２）は水素の安定燃焼限界濃度を超える濃度で水素を含有するガスである。

Description

マルチ燃料対応のガスタービン燃焼器
　本発明は、低エミッション性能を確保しながらも、水素含有燃料を有効に活用できるマルチ燃料対応のガスタービン燃焼器に関するものである。
　ガスタービンエンジンの燃焼器において、低ＮＯx 化を含む低エミッション性能を得る技術として、燃焼器中に水または蒸気を噴射するウエット式の燃焼器のほかに、燃料と圧縮空気とを混合して生成した予混合気を燃焼室内に噴射して希薄予混合燃焼させるドライ式であるＤＬＥ（Dry Low Emissions）燃焼器が知られている。このＤＬＥ燃焼器の燃料として、天然ガス、灯油、軽油などの炭化水素系の燃料が用いられている。
　ところで、近年では、化学プラントなどから発生する水素ガスを、ガスタービン燃焼器の燃料として有効利用することが求められている。水素ガスを燃料として利用したガスタービン燃焼器として特許文献１のような燃焼器が知られている。
特開２０１１－７５１７４号公報
　水素のようなガスは、前記炭化水素系の燃料に比べて燃焼速度が速いので、このガスをＤＬＥ燃焼器の燃料に多量に混ぜると、比較的長い予混合通路に火炎が遡って加熱や損傷を招く逆火と称される現象が生じる可能性がある。これに対して特許文献１では拡散燃焼を採用して逆火リスクの低減を図りつつ水素ガスを燃料として利用している。即ち、特許文献１は希薄予混合燃焼に関する技術ではない。
　本発明は、予混合燃焼による良好な低エミッション性能を維持しながらも高濃度で水素を含有するガスを低ＮＯxで燃焼させる、マルチ燃料対応のガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
　上記目的を達成するために、本発明に係るマルチ燃料対応のガスタービン燃焼器は、燃焼室内の第１燃焼領域に第１燃料を含む予混合気を供給して燃焼させるメインバーナと、前記燃焼室内の前記第１燃焼領域よりも下流の第２燃焼領域に、前記第１燃料とは異なる組成の追焚き用の第２燃料を含む予混合気を供給して燃焼させる追焚きバーナとを備え、前記第１燃料は炭化水素系であり、前記第２燃料は水素の安定燃焼限界濃度を超える濃度で水素を含有するガスである。ここで、炭化水素系とは、６０体積％以上の炭化水素を含み、水素ガスは前記安定燃焼限界濃度以下である気体、または６０体積％以上の炭化水素を含む液体をいう。また、水素の安定燃焼限界濃度とは、保炎機構およびスワーラを有するメインバーナ内で水素を含む予混合気を生成したときに、逆火が発生して安定燃焼が損なわれるか維持されるかの境界となる上限の水素濃度（体積％）をいう。この水素の安定燃焼限界濃度は、通常８～１５体積％であり、本実施形態では１０体積％程度である。
　このガスタービン燃焼器では、予混合気を第１燃焼領域に供給して燃焼させるメインバーナに、比較的燃焼速度の低い炭化水素系の第１燃料が供給されることから、逆火が生じることがないので、良好な低エミッション性能を維持することができる。一方、エンジン負荷の増大に応じて運転範囲を高出力側へ広げる場合には、第２燃料に空気を混合した予混合気を追焚きバーナから第２燃焼領域に供給して燃焼させるので、燃焼速度の速い水素ガスを含有する第２燃料を空気の導入によって低い燃焼温度で燃焼させることができる結果、一般にＮＯxの発生量が多い水素ガスを低ＮＯxで、つまり低エミッションで燃焼させることが可能になる。なお、ここで言う「異なる組成」とは、主成分または元素含有率が相違することをいう。また、追焚きバーナは、メインバーナによる燃焼が概ね完了して高温の燃焼ガスが発生している状態で作動されるから、追焚きバーナから噴射される予混合気は、保炎機構なしで、高温の燃焼ガスにより燃焼反応が安定して促進される。このような理由により、第２燃料として、安定燃焼限界濃度を超える水素を含有するガスを用いても、逆火のリスクはない。
　本発明において、前記追焚きバーナは、前記第１燃料および前記第２燃料を空気と予混合して前記第２燃焼領域に供給する予混合バーナであることが好ましい。これにより、第１燃料又は第２燃料のいずれか一方が不足した場合には、足りている方の燃料に空気を混合して第２燃焼領域に供給することで対応できる。例えば、第２燃料として化学プラントで発生する副生水素ガスを使用する場合、化学プラントの稼働停止などにより第２燃料が不足したときに、第１燃料を追焚きバーナから第２燃焼領域に供給して、所要の高出力運転を維持することができる。
　本発明において、前記追焚きバーナに第１および第２燃料の両方を供給する場合、前記追焚きバーナは、空気を導入する予混合室と、前記予混合室に前記第１燃料を噴射する第１ノズルと、前記予混合室に前記第２燃料を噴射する第２ノズルとを有することが好ましい。これにより、予混合室において、第１ノズルから噴射される第１燃料と第２ノズルから噴射される第２燃料とが予混合室に導入されている空気と十分に混合されて良好な混合気が生成され、この予混合気が第２燃焼領域に供給される。
　前記追焚きバーナに第１および第２燃料の両方を供給する場合、前記追焚きバーナは、前記第１燃料と前記第２燃料とが導入される混合室と、前記混合室からの混合燃料を空気と予混合する予混合室とを有していることが好ましい。これにより、混合室内に第１燃料と第２燃料とを導入して予め混合したのち、この混合燃料を予混合室に導いて空気と予混合するので、第１燃料、第２燃料および空気の配分が全体にわたり均等な予混合気を生成することができる。
　前記追焚きバーナに第１および第２燃料の両方を供給する場合、前記追焚きバーナは、前記第１燃料を空気と予混合して噴射する第１バーナと、前記第２燃料を空気と予混合して噴射する第２バーナとを有する構成とすることもできる。これにより、第１バーナと第２バーナの構造を簡略化できる。
　前記追焚きバーナに第１および第２燃料の両方を供給する場合、前記第１燃料を前記メインバーナに供給するメイン燃料供給通路に第１燃料制御弁が設けられ、前記追焚きバーナに前記第１燃料を供給する第１追焚き燃料供給通路が、前記メイン燃料供給通路における前記第１燃料制御弁の上流側から分岐していることが好ましい。これにより、第１燃料制御弁の調節に伴うメイン燃料供給通路の圧力の変動に拘らず追焚きバーナに常に所要量の第１燃料を安定に供給することができる。
　本発明において、前記第１燃料を前期第1燃焼領域に噴射して拡散燃焼させるパイロットバーナを備え、前記第１燃料を前記パイロットバーナに供給するパイロット燃料供給通路に、前記メインバーナの作動時に前記第２燃料を導入するパイロットサブ通路を有することが好ましい。これにより、水素ガスを含有する第２燃料を拡散燃焼方式のパイロットバーナにも供給するので、燃焼温度の高い水素ガスにより、パイロットバーナでの燃焼が安定化される。
　請求の範囲および／または明細書および／または図面に開示された少なくとも２つの構成のどのような組合せも、本発明に含まれる。特に、請求の範囲の各請求項の２つ以上のどのような組合せも、本発明に含まれる。
　本発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明から、より明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、本発明の範囲を定めるために利用されるべきものではない。本発明の範囲は添付の請求の範囲によって定まる。添付図面において、複数の図面における同一の符号は、同一または相当する部分を示す。
本発明のガスタービン燃焼器が適用されるガスタービンエンジンを示す概略構成図である。 本発明の第１実施形態に係るガスタービン燃焼器をこれの燃料供給系統を含めて示した概略縦断面図である。 は図２の一部の拡大図である。 図３ＡのIII―III線断面図である。 同上のガスタービンエンジンの負荷変動とこれに対応する第２燃料の燃料使用量との関連を示す特性図である。 本発明の第２実施形態に係るガスタービン燃焼器をこれの燃料供給系統を含めて示した概略縦断面図である。 本発明の第３実施形態に係るガスタービン燃焼器をこれの燃料供給系統を含めて示した概略縦断面図である。 本発明の第４実施形態に係るガスタービン燃焼器をこれの燃料供給系統を含めて示した概略縦断面図である。
　以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。本発明の実施形態では、ガスタービン燃焼器が適用されるガスタービンエンジンＧＴは、図１に示すような単缶型であるが、マルチ缶型でもよい。このガスタービンエンジンＧＴは、空気流入口１ａから吸入した空気Ａを圧縮する遠心圧縮機１と、圧縮された空気Ａに燃料を供給して燃焼させる燃焼器２と、燃焼器２からの燃焼ガスで駆動されるタービン３とを有している。燃焼器２は、エンジン回転軸心Ｃに対してほぼ径方向に突出して配置されている。燃焼器２で発生した燃焼ガスは、タービン３へ導かれてタービン３を回転させ、このタービン３に回転軸４で連結されている遠心圧縮機１と、例えば発電機である負荷７とを駆動する。タービン３を通った排ガスＥＧは、排気ダクト８から外部へ排出される。
　図２に示すように、この燃焼器２は、遠心圧縮機１（図１）から空気通路２２内に導入される圧縮空気Ａと燃焼ガスＧとが燃焼器２内を互いに逆方向に流れる逆流缶型であり、円筒状のハウジングＨ内にほぼ円筒状の燃焼筒９が同心状の配置で収納されている。ハウジンクＨと燃焼筒９との間に遠心圧縮機１からの空気Ａを導入する空気通路２２が形成され、燃焼筒９の内部に燃焼室１０が形成されている。燃焼筒９の頂部にはバーナユニット（ノズルユニット）１１が取り付けられている。
　前記バーナユニット１１は、第１燃料Ｆ１として、６０体積％以上の炭化水素を含む炭化水素系の燃料を使用する。この炭化水素系燃料は、ここでは天然ガスである。炭化水素系燃料には、天然ガスの他に、天然ガスに５％程度の水素が混合されたもの等の気体燃料、または灯油、軽油のような液体燃料が含まれる。バーナユニット１１は、第１燃料供給源１８から供給される予混合用の第１燃料Ｆ１を含む予混合気Ｍを燃焼室１０内の第１燃焼領域Ｓ１に噴射して燃焼させるメインバーナ１２と、前記第１燃料Ｆ１を第１燃焼領域Ｓ１に直接噴射して拡散燃焼させるパイロットバーナ１３とを備えている。
　さらに、燃焼筒９には、燃焼室１０内の第１燃焼領域Ｓ１よりも下流の第２燃焼領域Ｓ２に第２燃料供給源１９から供給される追焚き用の第２燃料Ｆ２および第１燃料供給源１８からの第１燃料Ｆ１の両方を空気Ａと予混合して噴射することにより燃焼させる追焚きバーナ２０が設けられている。各追焚きバーナ２０は、ハウジングＨと燃焼筒９間の空気通路２２を横断しており、燃焼筒９の周方向に等間隔で複数、例えば２～１２個設けられる。第２燃料Ｆ２としては、第１燃料Ｆ１とは異なる組成であって、安定燃焼限界濃度を超える濃度、例えば、１０体積％を超える濃度で水素を含有するガスが使用される。この第２燃料Ｆ２の水素濃度としては、好ましくは２０体積％以上、さらに好ましくは３０体積％以上である。この水素含有ガスは、例えば、水素ガス単独（１００体積％）、または水素ガスにメタンガスもしくはプロパンガス、あるいは窒素のような不活性ガスを混合させたガスである。
　前記メインバーナ１２は円筒状のパイロットバーナ１３の外周を囲むように配置されている。このメインバーナ１２は、断面Ｌ字状の環状の外壁１２１と環状の内壁１２２とを有し、外壁１２１と内壁１２２との間に予混合通路１４を形成している。予混合通路１４の上流端は、径方向外向きに開口して、その開口した環状の空気取入口１４ａの径方向外方に、複数のメイン燃料ノズル１７がメインバーナ１２の周方向に等間隔で配置されている。メイン燃料ノズル１７における空気取入口１４ａに対向する部分には、空気取入口１４ａに向けて第１燃料Ｆ１を噴射する複数の燃料噴射孔（図示せず）が形成されており、空気取入口１４ａには、流入空気に旋回を与えて第１燃料Ｆ１との予混合を促進するスワーラ２５が配置されている。拡散燃焼型のパイロットバーナ１３は、内壁１２２の内側空間に配置されている
　追焚きバーナ２０は、図３Ａに示すように、燃料導入ブロック２０ａとつば付きの混合気噴射筒部２０ｂとが、複数のガイド片２０ｃを介在して互いに結合されてなり、ハウジングＨに図示しないねじ止めにより支持され、混合気噴射筒部２０ｂの先端部が燃焼筒９に設けた挿通孔４１に挿通されて、燃焼室１０内に突出している。混合気噴射筒部２０ｂのつば２０ｂａと燃料導入ブロック２０ａの底壁２０ｎとの間には、ガイド片２０ｃを設けた空気流入口４３が形成されている。空気流入口４３は、混合気噴射筒部２０ｂの内周面と前記底壁２０ｎの外面とで形成された予混合室２１に連通している。
　燃料導入ブロック２０ａには、第１燃料供給源１８からの第１燃料Ｆ１を焼器２の径方向外方から導入する第１燃料導入通路２０ｄと、第２燃料供給源１９からの第２燃料Ｆ２を燃焼器２の径方向外方から導入する第２燃料導入通路２０ｅと、第１燃料導入通路２０ｄからの第１燃料Ｆ１を貯留する環状の第１燃料室２０ｆと、第２燃料導入通路２０ｅからの第２燃料Ｆ２を貯留する円筒状の第２燃料室２０ｇとが設けられている。燃料導入ブロック２０ａはさらに、その底壁２０ｎに、第１燃料室２０ｆの第１燃料Ｆ１を前記予混合室２１に噴射する複数の小孔からなる第１ノズル２０ｈと、第２燃料室２０ｇの第２燃料Ｆ２を前記予混合室２１に噴射する複数の小孔からなる第２ノズル２０ｉとを有している。
　ガイド片２０ｃは、燃料導入ブロック２０ａに相対向する円筒状の混合気噴射筒部２０ｂと同心の配置で、図３Ｂに示すように、燃料導入ブロック２０ａの外周縁の近傍に、円周方向に等間隔で複数（例えば１２個）設けられている。燃料導入ブロック２０ａが有する第１ノズル２０ｈは、隣接する各二つのガイド片２０ｃの間でガイド片２０ｃよりも若干燃料導入ブロック２０ａの軸心Ｃ１よりに位置している。したがって、第１ノズル２０ｈからは、空気流入口４３から流入する圧縮空気Ａの空気流に向けて、図３Ａに示す第１燃料Ｆ１が噴射される。第２ノズル２０ｉからは、予混合室２１の中央部分に向けて軸心Ｃ１方向に第２燃料Ｆ２が噴射される。これにより、第１燃料Ｆ１および第２燃料Ｆ２と圧縮空気Ａとの円滑な混合が促進される。空気流入口４３から流入する圧縮空気Ａは、ガイド片２０ｃを通過した後９０°偏向するので、乱流を生じ、これによって第１燃料Ｆ１および第２燃料Ｆ２との混合が促進される。
　つぎに、動作を説明する。図２に示す第１燃料供給源１８から供給される第１燃料Ｆ１は、第１燃料制御弁２３により流量を調整されたのちに、メイン燃料ノズル１７から予混合通路１４の空気取入口１４ａに向けて噴射される。この噴射された第１燃料Ｆ１は、空気通路２２から空気取入口１４ａ内に流入する圧縮空気Ａとともに、スワーラ２５によって旋回を付与されながら予混合通路１４に導入され、この予混合通路１４内を流動しながら予混合され、環状の予混合気噴出口２４から予混合気Ｍ１として燃焼室１０内に噴出される。
　ガスタービンエンジンＧＴの起動時には、第１燃料制御弁２３が閉じられ、第２燃料制御弁２７のみが開かれて、第１燃料供給源１８の第１燃料Ｆ１が、第２燃料制御弁２７を通ってパイロットバーナ１３から燃焼室１０内に噴射され、点火プラグ（図示せず）による点火により拡散燃焼される。通常運転時には、パイロットバーナ１３からの第１燃料Ｆ１の供給を継続しながら、その火炎を種火として、メインバーナ１２から燃焼室１０内に噴射された予混合気Ｍ１を予混合燃焼させて、燃焼室１０の上流部において、第１燃焼領域Ｓ１を形成させる。メインバーナ１２およびパイロットバーナ１３は、空燃比（空気流量／燃料流量）がそれぞれの好ましい所定値になるように制御される。
　この第１燃焼領域Ｓ１は、第１燃料Ｆ１を希薄予混合燃焼させることにより、ＮＯx 、ＣＯなどを低減させることができることと、予混合燃焼させるメインバーナ１２に、比較的燃焼速度の低い炭化水素系の第１燃料Ｆ１が供給されることから、逆火が生じることがないこととにより、良好な低エミッション性能を維持することができる。
　燃焼室１０内における第１燃焼領域Ｓ１よりも下流側には、追焚きバーナ２０から噴射された予混合気Ｍ２を予混合燃焼させる第２燃焼領域Ｓ２が形成される。追焚きバーナ２０は、第２燃料供給源１９から第３燃料制御弁２８を通って供給される第２燃料Ｆ２と第１燃料供給源１８から第４燃料制御弁２９を通って供給される第１燃料Ｆ１の両方を、圧縮空気Ａと予混合して、予混合気Ｍ2を生成し、これを第２燃焼領域Ｓ２に供給する。
　この第２燃焼領域Ｓ２は、ガスタービンエンジンＧＴの運転負荷の変動に応じて運転範囲を高出力側へ広げるために形成されるものであって、ガスタービンエンジンＧＴの運転負荷の増大が一定値を越えたときに、図２の第３燃料制御弁２８と第４燃料制御弁２９の両方が運転負荷の変動に応じた開度だけ開くように調整されて、第２燃料供給源１９または第１燃料供給源１８から所要量の第２燃料Ｆ２および第１燃料Ｆ１が追焚きバーナ２０に供給される。図４から明らかなように、エンジンＧＴの運転負荷が増大するのに伴って第２燃料Ｆ２の使用量も増大するので、高負荷においてその時点で十分に利用されていない水素ガスを燃焼器２の第２燃料F２として大量に使用することができる。この場合、第２燃焼領域Ｓ２での第２燃料Ｆ２の供給量の多少にかかわらず、第１燃焼領域Ｓ１の保炎性能はメインバーナ１２およびパイロットバーナ１３によって確保される。
　追焚きバーナ２０では、第１燃料室２０ｆおよび第２燃料室２０ｉにそれぞれ貯留されている第１燃料Ｆ１および第２燃料Ｆ２が、第１ノズル２０ｈおよび第２ノズル２０ｉから予混合室２１に噴射されて混合されたのちに、空気通路２２から空気流入口４３を通って予混合室２１に流入する圧縮空気Ａと予混合される。これにより、予混合室２１内では、第１燃料Ｆ１と第２燃料Ｆ２とが空気通路２２から導入されている圧縮空気Ａと十分に混合されて良好な予混合気Ｍ２が生成される。この予混合気Ｍ２が混合気噴射筒部２０ｂから燃焼筒９内の第２燃焼領域Ｓ２に供給されて予混合燃焼される。
　ここで、追焚きバーナ２０に第２燃料Ｆ２のみを供給する場合、燃焼速度の速い水素ガスを含有する第２燃料Ｆ２を圧縮空気Ａの導入によって低い燃焼温度で燃焼させることができる結果、一般にＮＯxの発生量が多い水素ガスを低ＮＯxで燃焼させることができる。また、追焚きバーナ２０は、メインバーナ１２やパイロットバーナ１３による燃焼が概ね完了して高温の燃焼ガスＧが発生している状態で作動されるから、追焚きバーナ２０から噴射される予混合気Ｍ２は、保炎機構なしで、高温の燃焼ガスＧにより燃焼反応が安定して促進される。このような理由により、第２燃料Ｆ２として、水素のような燃料を用いても逆火のリスクはない。
　この燃焼器２では、第２燃料Ｆ２が不足した場合に、第１燃料Ｆ１を追加することで対応できる。例えば、第２燃料Ｆ２として化学プラントで発生する副生水素ガスを使用する場合、化学プラントの稼働停止などにより第２燃料Ｆ２が不足したときに、第４燃料制御弁２９を開いて第１燃料供給源１８の第１燃料Ｆ１を追焚きバーナ２０から第２燃焼領域Ｓ２に供給して、所要の高出力運転を維持することができる。
　ところで、逆火はバーナ壁面の境界層や逆流域などの比較的低速度な場所を起点として発生することが知られている。追焚きバーナ２０は、上述の説明から明らかなように、保炎機構が不要であり、逆流域を発生させるスワーラや保炎器などを含まないため、逆流域からの逆火に対する耐性が極めて高い。追焚きバーナ２０の燃料噴射孔の配置により、境界層近傍、すなわち、混合気噴射筒部２０の内周面近傍の燃料濃度を薄くすることにより、この内周面近傍に生じる境界層からの逆火に対する耐性も高くすることができる。このような理由により、この実施形態の追焚きバーナ２０では、希薄予混合燃焼方式を採用しながらも、比較的高濃度な水素ガスでも、逆火なしに、燃料として利用することが可能である。
　図５は本発明の第２実施形態を示す。同図において、図２と同一若しくは相当するものに同一の符号を付して、重複する説明を省略する。この第２実施形態のガスタービン燃焼器２Ａが図２のガスタービン燃焼器２と相違するのは、追焚きバーナ２０Ａの構成のみである。すなわち、追焚きバーナ２０Ａは、第１燃料導入通路２０ｄからの第１燃料Ｆ１および第２燃料導入通路２０ｆからの第２燃料Ｆ２を貯留させることなく、混合室２０ｊに直接導入して混合燃料を生成する。混合燃料は、混合室２０ｊから第３ノズル２０ｋを通って予混合室２１に噴射され、空気通路２２から流入する圧縮空気Ａと予混合されて予混合気Ｍ２を生成する。予混合室２１は、第１実施形態と同様に、複数のガイド片２０ｃを介在して互いに結合された混合気噴射筒部２０ｂの内面と燃料導入ブロック２０ａの底壁２０ｎとの間に形成されている。
　第１実施形態の追焚きバーナ２０Ａでは、第１燃料Ｆ１および第２燃料Ｆ２を個別の第１燃料室２０ｆおよび第２燃料室２０ｇにそれぞれ一旦貯留したのちに、圧縮空気Ａを導入する予混合室２１に第１燃料Ｆ１および第２燃料Ｆ２を噴射して予混合気Ｍを生成しているのに対し、この第２実施形態では、第１燃料Ｆ１および第２燃料Ｆ２を混合室２０ｊに導入して予め混合燃料を生成したのちに、予混合室２１に混合燃料を噴射して予混合気Ｍ２を生成している。したがって、両燃料Ｆ１、Ｆ２の混合が促進される結果、一層均質な予混合気Ｍ２が得られる。
　図６は本発明の第３実施形態を示す。同図において、図２と同一若しくは相当するものに同一の符号を付して、重複する説明を省略する。この第３実施形態のガスタービン燃焼器２Ｂが図２のガスタービン燃焼器２と相違するのは、図６の追焚きバーナ２０Ｂが第１燃料Ｆ１用と第２燃料Ｆ２用とに別々に設けられた第１バーナ２０１と第２バーナ２０２を有する二段配置になっていることである。第１バーナ２０１は、単一の第１導入通路２０ｉから第１燃料Ｆ１を導入する燃料室２０ｍと、この燃料室２０ｍの第１燃料Ｆ１を第３ノズル２０ｋから導入して圧縮空気Ａと予混合する予混合室２１とを備えている。
　第２バーナ２０２も同一の構造であり、その第２燃料導入通路２０ｐから第２燃料Ｆ２が燃料室２０ｍに導入される。第１バーナ２０１に第４燃料制御弁２９を介して第１燃料Ｆ１が供給されるとともに、第２バーナ２０２に第３燃料制御弁２８を介して第２燃料Ｆ２が供給される。第１燃料Ｆ１を供給する第１追焚き燃料供給通路３１は、第１燃料制御弁２３が設けられたメイン燃料供給通路３０における第１燃料制御弁２３の上流側から分岐している。さらに、このガスタービン燃焼器２Ｂでは、第２燃料Ｆ２が不足した場合に、第５燃料制御弁３２を開いて第１燃料供給源１８の第１燃料Ｆ１を逆止弁３３を通して第２燃料供給側に供給して、その第１燃料Ｆ１と第２燃料供給源１９からの第２燃料Ｆ２とをミキサ３４で混合して、第２バーナ２０２に供給するようになっている。
　この実施形態のガスタービン燃焼器２Ｂは、第１追焚き燃料供給通路３１が第１燃料制御弁２３の上流側でメイン燃料供給通路３０に接続されているから、第１燃料制御弁２３の調節に伴うメイン燃料供給通路３０の圧力の変動に拘らず、追焚きバーナ２０Ｂに常に所要量の第１燃料Ｆ１を安定的に供給することができる。
　図７は本発明の第４実施形態を示す。同図において、図２と同一若しくは相当するものに同一の符号を付して、重複する説明を省略する。この第４実施形態のガスタービン燃焼器２Ｃは、図６の第３実施形態に設けられている第１バーナ２０１および第２バーナ２０２と同じ構造の図７の追焚きバーナ２０Ｃが一段配置で複数設けられ、かつ第２燃料Ｆ２の供給が可能なパイロットバーナ１３Ａが設けられている。このパイロットバーナ１３Ａに第２燃料制御弁２７および逆止弁３８を通して第１燃料Ｆ１を供給するパイロット燃料供給通路３７に、メインバーナ１２の作動時に第６燃料制御弁３９を通して第２燃料Ｆ２を導入するパイロットサブ通路４０が接続されている。逆止弁３８は、第１燃料Ｆ１のパイロットバーナ１３Ａおよび追焚きバーナ２０Ｂへの流れのみを許容する。なお、このガスタービン燃焼器２Ｃには、第３実施形態（図６）に設けられたのと同等の第５燃料制御弁３２、逆止弁３３およびミキサ３４が設けられている。
　この実施形態のガスタービン燃焼器２Ｃでは、第１燃料Ｆ１が第２燃料制御弁２７および逆止弁３８を通して供給されるのに加えて、水素ガスを含有する第２燃料Ｆ２が第６燃料制御弁３９を通してパイロットバーナ１３Ａに供給されるので、燃焼温度の高い水素ガスによりパイロットバーナ１３Ａでの燃焼が安定化される。
　以上のとおり、図面を参照しながら好適な実施形態を説明したが、当業者であれば、本件明細書を見て、自明な範囲内で種々の変更および修正を容易に想定するであろう。したがって、そのような変更および修正は、請求の範囲から定まる発明の範囲内のものと解釈される。
２、２Ａ、２Ｂ、２Ｃ　燃焼器
１０　燃焼器
１２　メインバーナ
１３、１３Ａ　パイロットバーナ
１４　予混合通路
２０、２０Ａ、２０Ｂ　追焚きバーナ
２３　第１燃料制御弁
３０　メイン燃料供給通路
３１　第１追焚き燃料供給通路
３７　パイロット燃料供給通路
４０　パイロットサブ通路
Ｓ１　第１燃焼領域
Ｓ２　第２燃焼領域
２０１　第１バーナ
２０２　第２バーナ
Ｍ１、Ｍ２　予混合気

Claims (7)

  1. 　燃焼室内の第１燃焼領域に第１燃料を含む予混合気を供給して燃焼させるメインバーナと、
    　前記燃焼室内の前記第１燃焼領域よりも下流の第２燃焼領域に、前記第１燃料とは異なる組成の第２燃料を含む予混合気を供給して燃焼させる追焚きバーナとを備え、
    　前記第１燃料は炭化水素系であり、前記第２燃料は水素の安定燃焼限界濃度を超える濃度で水素を含有するガスであるガスタービン燃焼器。
  2. 　請求項１に記載のガスタービン燃焼器において、前記追焚きバーナは、前記第１燃料および前記第２燃料を空気と予混合して前記第２燃焼領域に供給する予混合バーナであるガスタービン燃焼器。
  3. 　請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、前記追焚きバーナは、空気を導入する予混合室と、前記予混合室に前記第１燃料を噴射する第１ノズルと、前記予混合室に前記第２燃料を噴射する第２ノズルとを有するガスタービン燃焼器。
  4. 　請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、前記追焚きバーナは、前記第１燃料と前記第２燃料とが導入される混合室と、前記混合室からの混合燃料を空気と予混合する前記予混合室とを有するガスタービン燃焼器。
  5. 　請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、前記追焚きバーナは、前記第１燃料を空気と予混合して噴射する第１バーナと、前記第２燃料を空気と予混合して噴射する第２バーナとを有するガスタービン燃焼器。
  6. 　請求項２から４のいずれか一項に記載のガスタービン燃焼器において、前記第１燃料を前記メインバーナに供給するメイン燃料供給通路に第１燃料制御弁が設けられ、前記追焚きバーナに前記第１燃料を供給する第１追焚き燃料供給通路が、前記メイン燃料供給通路における前記第１燃料制御弁の上流側から分岐しているガスタービン燃焼器。
  7. 　請求項１から６のいずれか一項に記載のガスタービン燃焼器において、前記第１燃料を第１燃焼領域に噴射して拡散燃焼させるパイロットバーナを備え、前記第１燃料を前記パイロットバーナに供給するパイロット燃料供給通路に、前記メインバーナの作動時に前記第２燃料を導入するパイロットサブ通路を有するガスタービン燃焼器。
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