WO2017170227A1 - 燃焼器、及びガスタービン - Google Patents

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直樹 角田
斉藤　圭司郎
宮本　健司
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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    • F23C2900/07001—Air swirling vanes incorporating fuel injectors

Definitions

  • the present invention relates to a combustor and a gas turbine.
  • a gas turbine is driven by rotation by a compressor that compresses outside air to generate compressed air, a combustor that generates high-temperature and high-pressure combustion gas by burning fuel in the compressed air, and a combustion gas. And a turbine.
  • a compressor that compresses outside air to generate compressed air
  • a combustor that generates high-temperature and high-pressure combustion gas by burning fuel in the compressed air
  • a combustion gas a combustion gas.
  • a turbine In order to improve the efficiency of the gas turbine, it is necessary to increase the turbine inlet temperature, but there is a problem that NOx increases exponentially as the temperature increases.
  • the combustor disclosed in Patent Document 1 below includes a burner that suppresses formation of a local high-temperature region by forming a uniform air-fuel mixture by swirling flow.
  • the burner of this combustor includes a nozzle that is a shaft body extending along the burner axis, a burner cylinder that surrounds the outer periphery of the nozzle, and jets compressed air and fuel downstream, and fluid in the burner cylinder And swirl vanes that swirl around.
  • An object of the present invention is to provide a combustor and a gas turbine that can prevent thermal damage to the combustor when abnormal combustion occurs.
  • the combustor includes a shaft body that extends along the axis, and a fluid that projects from the outer peripheral surface of the shaft body in the radial direction of the axis and flows downstream in the axial direction.
  • a nozzle body having a swirl vane that pivots about the axis, a first fuel flow path for supplying fuel to a first fuel injection hole formed in the nozzle body, and the first fuel injection hole in the nozzle body
  • a second fuel passage for supplying fuel to a second fuel injection hole formed radially outward, and a first fuel passage provided in the first fuel passage for adjusting the flow rate of the fuel flowing through the first fuel passage.
  • a flow rate of fuel flowing through the first fuel flow path when a temperature detected by the temperature sensor and a temperature detected by the temperature sensor satisfy a predetermined condition. Control the first regulating valve to reduce And a control unit that, the.
  • the temperature sensor may be disposed at a tip portion of the shaft body. According to such a configuration, thermal damage to the nozzle body can be prevented when the vortex core flashback occurs.
  • the first adjustment valve may be controlled so that the flow rate of the fuel flowing through the first fuel flow path decreases.
  • a gas turbine includes a combustor according to any one of the first to third aspects, a compressor that compresses air and supplies the combustor with air. And a turbine driven by combustion gas formed by combustion of fuel in the combustor.
  • a gas turbine includes a combustor according to the first aspect, a compressor that compresses air and supplies air to the combustor, and fuel in the combustor. And a turbine driven by combustion gas formed by the combustion of, and the temperature sensor detects an exhaust gas temperature of the turbine.
  • thermal damage to the combustor can be prevented without providing an additional temperature sensor.
  • the fuel injected from the first fuel injection hole is reduced, and the downstream side of the nozzle body is reduced.
  • thermal damage to the combustor can be prevented.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line VV in FIG. 4 and showing the arrangement of the gas fuel pipe and the oil fuel flow path. It is a flowchart explaining the control method of the combustor of 1st embodiment of this invention. It is sectional drawing of the burner of 2nd embodiment of this invention.
  • FIG. 8 is a cross-sectional view taken along the line VIII-VIII in FIG. 7 and showing the arrangement of gas fuel pipes. It is sectional drawing of the burner of 3rd embodiment of this invention. It is a schematic diagram which shows the structure of the gas turbine of 4th embodiment of this invention.
  • a gas turbine 1 according to a first embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
  • the gas turbine 1 of the present embodiment generates a high-temperature and high-pressure combustion gas by compressing air A to generate compressed air and burning fuel F in the compressed air.
  • the compressor 2 includes a compressor rotor 6 that rotates about a rotation axis Ar, and a compressor casing 7 that covers the compressor rotor 6 in a rotatable manner.
  • the turbine 4 includes a turbine rotor 8 that rotates about a rotation axis Ar, and a turbine casing 9 that rotatably covers the turbine rotor 8.
  • the rotation axis of the compressor rotor 6 and the rotation axis of the turbine rotor 8 are located on the same straight line.
  • the compressor rotor 6 and the turbine rotor 8 are connected to each other to form a gas turbine rotor 10.
  • the compressor casing 7 and the turbine casing 9 are connected to each other to form a gas turbine casing 11.
  • a rotor of a generator GEN is connected to the gas turbine rotor 10.
  • the combustor 3 is fixed to the gas turbine casing 11.
  • the combustor 3 includes a combustion cylinder 13 (or a tail cylinder) that burns fuel F inside and sends combustion gas generated as a result of combustion of the fuel F to the turbine 4, and a combustion cylinder. 13 and a fuel ejector 14 for ejecting fuel F and air A.
  • the combustor 3 according to the present embodiment is of a dual type capable of oiling in addition to gas burning.
  • the fuel ejector 14 includes a pilot burner 15 that diffuses and burns the injected fuel, a main burner 16 (nozzle body) that premixes and burns the injected fuel, and the pilot burner 15 and the main burner 16.
  • a burner holding cylinder 17 to be held and a control device 5 are provided.
  • the pilot burner 15 is a pilot nozzle 19 that is a shaft body that extends in the axial direction Da around the combustor axis Ac, a pilot burner cylinder 18 that covers the outer periphery of the pilot nozzle 19, and compressed air A around the combustor axis Ac. And a plurality of swirl vanes 20 that swirl.
  • one side of the axial direction Da which is the direction in which the combustor axis Ac extends, is defined as an upstream side (right side in FIG. 3), and the other side is defined as a downstream side (left side in FIG. 3).
  • the combustor axis Ac is also the burner axis of the pilot burner 15.
  • An injection hole is formed at the downstream end of the pilot nozzle 19.
  • the plurality of swirl vanes 20 are provided on the upstream side of the position where the injection holes are formed.
  • Each swirl vane 20 extends from the outer periphery of the pilot nozzle 19 in a direction including a radial component, and is connected to the inner peripheral surface of the pilot burner cylinder 18.
  • the pilot burner cylinder 18 has a main body portion 21 located on the outer periphery of the pilot nozzle 19 and a cone portion 22 connected to the downstream side of the main body portion 21 and gradually increasing in diameter toward the downstream side.
  • Compressed air A compressed by the compressor 2 flows into the pilot burner cylinder 18 from the upstream side.
  • the pilot burner cylinder 18 ejects the fuel injected from the pilot nozzle 19 together with the compressed air A from its downstream end. This fuel diffuses and burns in the combustion cylinder 13.
  • the plurality of main burners 16 are arranged side by side in the circumferential direction around the combustor axis Ac so as to surround the outer peripheral side of the pilot burner 15.
  • the main burner 16 is a main nozzle 24 which is a shaft extending along a burner axis Ab parallel to the combustor axis Ac, a main burner cylinder 25 covering the outer periphery of the main nozzle 24, and compressed air with the burner axis Ab as a center. And a plurality of swirl vanes 26 that swirl A. Since the burner axis Ab of the main burner 16 is parallel to the combustor axis Ac, the axial direction related to the combustor axis Ac and the axial direction related to the burner axis Ab are the same direction.
  • the upstream side in the axial direction with respect to the combustor axis line Ac is the upstream side in the axial direction with respect to the burner axis line Ab
  • the downstream side in the axial direction with respect to the combustor axis line Ac is the downstream side in the axial direction with respect to the burner axis line Ab.
  • An oil fuel injection hole 23 for injecting oil fuel is formed near the tip of the main nozzle 24.
  • the plurality of swirl vanes 26 are provided at an intermediate portion in the axial direction Da of the main nozzle 24.
  • the main burner cylinder 25 has a main body portion 27 located on the outer periphery of the main nozzle 24 and an extension portion 28 connected to the downstream side of the main body portion 27 and extending toward the downstream side.
  • the plurality of swirl vanes 26 are connected to the inner peripheral surface of the main body 27 in the main burner cylinder 25.
  • a plurality of gas fuel injection holes 38 for injecting gas fuel are formed in the plurality of swirl vanes 26. Oil fuel or gas fuel is supplied into the main nozzle 24, and gas fuel is supplied from the main nozzle 24 to the swirl vanes 26.
  • Compressed air A compressed by the compressor 2 flows into the main burner cylinder 25 from the upstream side.
  • the compressed air A and the gas fuel injected from the swirl vane 26 are mixed to form a premixed gas PM.
  • the main burner cylinder 25 ejects the premixed gas PM from its downstream end.
  • the fuel in the premixed gas PM is premixed and combusted in the combustion cylinder 13.
  • the oil fuel is supplied to the compressed air A through the oil fuel injection hole 23.
  • the burner holding cylinder 17 has a cylindrical shape around the combustor axis Ac and covers the outer peripheral side of the plurality of main burner cylinders 25.
  • the combustion cylinder 13 has a cylindrical shape centering on the combustor axis line Ac, and a combustion portion 31 that forms a combustion region 30 in which fuel injected from the main burner 16 and the pilot burner 15 burns. And a combustion gas guide part 32 for guiding the combustion gas generated by the combustion in the combustion gas flow path of the turbine 4.
  • the combustion gas guide part 32 of the combustion cylinder 13 is formed on the downstream side of the combustion part 31 of the combustion cylinder 13.
  • each swirl vane 26 of the main burner 16 projects radially from the outer peripheral surface of the main nozzle 24 and is connected to the inner peripheral surface of the main burner cylinder 25.
  • the swirl vane 26 is formed to swirl the fluid flowing downstream, around the burner axis Ab.
  • a temperature sensor 33 is provided at the tip of the main nozzle 24.
  • the temperature sensor 33 is connected to the control device 5. That is, the temperature of the tip of the main nozzle 24 measured by the temperature sensor 33 is transmitted to the control device 5.
  • a thermocouple can be used as the temperature sensor 33.
  • the temperature sensor 33 is not limited to a thermocouple, and other temperature measuring means can be employed.
  • the swirl vane 26 includes a nozzle-side connection portion 34 connected to the outer peripheral surface of the main nozzle 24, and a profile portion 36 in which a smooth and continuous profile surface 37 is formed for swirling fluid around the burner axis Ab. ,have.
  • the circumferential direction around the burner axis Ab is simply referred to as the circumferential direction Dc
  • the radial direction Dr around the burner axis Ab is simply referred to as the radial direction Dr below.
  • a plurality of gas fuel injection holes 38 for injecting the gas fuel F are formed in the swirl vane 26.
  • the gas fuel injection holes 38 include a plurality of first gas fuel injection holes 38a (first fuel injection holes) disposed on the radially inner side and a plurality of gas fuel injection holes 38a disposed on the radially outer side than the first gas fuel injection holes 38a.
  • a second gas fuel injection hole 38b (second fuel injection hole). That is, the first gas fuel injection hole 38a is disposed closer to the main nozzle 24 than the second gas fuel injection hole 38b.
  • the number of second gas fuel injection holes 38b is preferably larger than the number of first gas fuel injection holes 38a. It is not necessary that all the second gas fuel injection holes 38b are disposed radially outside the first gas fuel injection holes 38a.
  • the main burner 16 includes an oil fuel flow path 40 that injects oil fuel from the oil fuel injection hole 23 of the main nozzle 24, and a first gas fuel flow that injects gas fuel F from the first gas fuel injection hole 38 a of the swirl vane 26.
  • the first gas fuel channel 41 is provided with a first adjustment valve 43 that adjusts the flow rate of the gas fuel F flowing through the first gas fuel channel 41.
  • the second gas fuel passage 42 is provided with a second adjustment valve 44 that adjusts the flow rate of the gas fuel F flowing through the second gas fuel passage 42.
  • the first adjustment valve 43 and the second adjustment valve 44 can be controlled by the control device 5.
  • the control device 5 adjusts the flow rate of the gas fuel F using the first adjustment valve 43 and the second adjustment valve 44 based on the temperature of the tip of the main nozzle 24 measured by the temperature sensor 33.
  • the oil fuel passage 40 is formed substantially at the center of the main nozzle 24.
  • the first gas fuel flow channel 41 and the second gas fuel flow channel 42 are formed alternately at intervals in the circumferential direction on the radially outer side of the oil fuel flow channel 40.
  • the arrangement of the oil fuel passage 40 and the gas fuel passages 41 and 42 is not limited to this.
  • the compressor 2 sucks outside air and compresses it.
  • the air compressed by the compressor 2 is guided into the main burner 16 and the pilot burner 15 of the combustor 3.
  • the main burner 16 and the pilot burner 15 are supplied with fuel from a fuel supply source.
  • the main burner 16 ejects a premixed gas PM premixed with fuel and air into the combustion section 31 of the combustion cylinder 13.
  • the premixed gas PM is premixed and combusted in the combustion unit 31.
  • the pilot burner 15 ejects fuel and air into the combustion part 31 of the combustion cylinder 13. This fuel is subjected to diffusion combustion or premixed combustion in the combustion section 31.
  • the combustion mode can be arbitrarily changed by selecting the fuel ejection portion of the pilot burner 15.
  • High-temperature and high-pressure combustion gas generated by the combustion of fuel in the combustion section 31 of the combustion cylinder 13 is guided into the combustion gas flow path of the turbine 4 by the combustion gas guide section 32 of the combustion cylinder 13 and rotates the turbine rotor 8.
  • Air compressed by the compressor 2 is introduced into the main burner cylinder 25 from its upstream end. This air swirls around the burner axis Ab from a plurality of swirl vanes 26 in the main burner cylinder 25.
  • the gas fuel is injected into the main burner cylinder 25 from the gas fuel injection holes 38 of the plurality of swirl vanes 26.
  • the oil fuel F is injected into the main burner cylinder 25 from the oil fuel injection hole 23.
  • the gas fuel F injected from the swirl vane 26 and the air A that flows downstream while swirling are premixed in the main burner cylinder 25 and then burned from the downstream end of the main burner cylinder 25 as a premixed gas PM. It is ejected into the cylinder 13.
  • the gas fuel F injected into the main burner cylinder 25 from the gas fuel injection holes 38 of the plurality of swirl vanes 26 is promoted to be mixed with the air A by the swirl flow formed by the plurality of swirl vanes 26.
  • the premixed gas PM is ejected into the combustion cylinder 13 while turning from the main burner cylinder 25, so that the flame holding effect of the premixed flame formed by the combustion of the premixed gas PM is enhanced.
  • the control method of the combustor 3 of this embodiment is demonstrated.
  • the temperature rise determination step S1 for determining whether or not the temperature at the tip of the main nozzle 24 has increased by 50 ° C. from the steady value, and the temperature at the tip of the main nozzle 24 is steady.
  • a gas fuel shut-off step S2 that shuts off the gas fuel F flowing through the first gas fuel flow path 41 when the temperature rises by 50 ° C. above the value.
  • the control device 5 monitors the temperature of the tip of the main nozzle 24 measured by the temperature sensor 33.
  • the control device 5 determines whether or not the temperature at the tip of the main nozzle 24 has increased by 50 ° C. from the steady value.
  • the steady value is a temperature value during normal operation of the gas turbine 1 and is set as appropriate according to the use of the gas turbine 1.
  • the criterion of 50 ° C. used in the temperature rise determination step S1 can be changed as appropriate. That is, in the temperature rise determination step S1, it is determined whether or not the temperature at the tip of the main nozzle 24 measured by the temperature sensor 33 has risen more than a predetermined temperature from a steady value.
  • the flame may go up due to the vortex core flashback.
  • tip of the main nozzle 24 rises to 50 degreeC or more from a steady value, it transfers to gas fuel interruption
  • the control device 5 operates the first adjustment valve 43 to shut off the gas fuel F flowing through the first gas fuel flow path 41. Thereby, the gas fuel F is not injected from the first gas fuel injection hole 38a.
  • the control device 5 shuts off the first adjustment valve 43 and controls the second adjustment valve 44 to increase the flow rate of the gas fuel F flowing through the second gas fuel passage 42.
  • the control device 5 operates the second adjustment valve 44 so that the total amount of the injected gas fuel F does not change before and after the gas fuel cutoff step S2.
  • the flow rate of the gas fuel F may be reduced without blocking the gas fuel F flowing through the first gas fuel flow path 41. It is not always necessary to increase the gas fuel F flowing through the second gas fuel channel 42 after the gas fuel F flowing through the first gas fuel channel 41 is shut off.
  • the fuel concentration around the vortex core of the vortex core flashback is lowered by blocking the gas fuel F supplied from the first gas fuel injection hole 38a arranged radially inside by the gas fuel cutoff step S2. .
  • the control device 5 operates the first adjustment valve when the temperature at the tip of the main nozzle 24 recovers to a steady value, and the first gas fuel Gas fuel F is flowed through the channel 41.
  • the fuel F injected from the first gas fuel injection hole 38a is reduced. Can do. As a result, the fuel concentration around the vortex core of the vortex core flashback can be immediately reduced to prevent thermal damage to the main nozzle 24.
  • the gas fuel injection hole 38 for injecting the gas fuel F to the swirl vane 26 is formed, and the gas fuel F is injected into the main burner cylinder 25 from here.
  • a member in which a gas fuel injection hole is separately formed may be provided instead of forming the gas fuel injection hole 38 in the swirl vane 26.
  • the installation location of the temperature sensor 33 is not limited to the tip of the main nozzle 24 as long as the temperature on the downstream side of the swirl vane 26 can be measured. A plurality of temperature sensors 33 may be arranged.
  • a combustor according to a second embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
  • the combustor of this embodiment is of a gas-only firing method that uses only gaseous fuel.
  • the main burner 16B of the present embodiment includes a first gas fuel channel 41B and a plurality of second gas fuel channels 42B.
  • the first gas fuel channel 41B is disposed at the approximate center of the main nozzle 24B.
  • the second gas fuel passages 42B are arranged at intervals in the circumferential direction on the radially outer side of the first gas fuel passages 41B.
  • the first gas fuel flow path 41B is connected to a first gas fuel injection hole 38a disposed on the radially inner side of the swirl vane 26.
  • the second gas fuel flow path 42B is connected to a second gas fuel injection hole 38b disposed radially outside the first gas fuel injection hole 38a.
  • the structure of the main nozzle 24B can be simplified. As a result, the cost of the gas turbine 1 can be reduced.
  • a combustor according to a third embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
  • the combustor of this embodiment is of a gas-only firing method that uses only gaseous fuel.
  • the main burner 16C of the present embodiment includes a first gas fuel channel 41C and a plurality of second gas fuel channels 42C. Similar to the combustor of the second embodiment, the first gas fuel passage 41C is disposed at the approximate center of the main nozzle 24C. The second gas fuel flow path 42C is disposed on the radially outer side of the first gas fuel flow path 41C with an interval in the circumferential direction.
  • the first gas fuel channel 41C of the present embodiment is connected to a plurality of tip gas fuel injection holes 38C formed in the vicinity of the tip of the main nozzle 24C.
  • the tip gas fuel injection hole 38C is formed so as to incline toward the downstream side as it goes radially outward.
  • the second gas fuel passage 42C is connected to all the gas fuel injection holes 38 formed in the swirl vane 26.
  • the gas fuel injection hole 38 is disposed on the radially outer side than the tip gas fuel injection hole 38C.
  • the tip gas fuel injection hole 38C connected to the first gas fuel flow path 41C can be arranged more radially inward.
  • the structure of the main nozzle 24C can be simplified. As a result, the cost of the gas turbine 1 can be reduced.
  • a combustor according to a fourth embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
  • the differences from the first embodiment will be mainly described, and the description of the same parts will be omitted.
  • blade path temperature an exhaust gas temperature immediately after the final stage of the turbine 4
  • a BPT sensor 45 is provided.
  • a temperature sensor is not provided at the tip of the main nozzle 24 of the present embodiment.
  • the control device 5 For the BPT sensor 45, for example, a thermocouple or the like is used.
  • the blade path temperature measured by the BPT sensor 45 is transmitted to the control device 5.
  • the control device 5 compares the blade path temperature at the time of measurement with the blade path temperature 60 seconds before the measurement every 10 seconds. It is determined whether there is a temperature difference of 2 ° C. or more.
  • the control device 5 determines that abnormal combustion has occurred in the combustor 3 when the temperature difference occurs, and executes the gas fuel cutoff step S2.
  • the gas fuel F injected from the first gas fuel injection hole 38a when the abnormal combustion occurs and the temperature detected by the BPT sensor 45 satisfies a predetermined condition, the gas fuel F injected from the first gas fuel injection hole 38a (see FIG. 4). The fuel concentration on the downstream side of the main nozzle 24 is immediately decreased to prevent thermal damage to the combustor 3.
  • the thermal damage of the combustor 3 is prevented without providing a temperature sensor at the tip of the main nozzle 24.
  • the configuration of the main burner 16 of the present embodiment is not limited to the configuration of the main burner 16 of the first embodiment, and the configuration of the main burner 16 of the second embodiment and the third embodiment may be adopted. it can.
  • the fuel injected from the first fuel injection hole is reduced, and the downstream side of the nozzle body is reduced.
  • thermal damage to the combustor can be prevented.

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Abstract

軸線に沿って延びる軸体（２４）、及び、軸体（２４）の外周面から軸線の径方向に張り出して、軸線方向の下流側に流れる流体を軸線回りに旋回させる旋回羽根（２６）を有するノズル本体（１６）と、ノズル本体（１６）に形成された第一燃料噴射孔（３８ａ）に燃料を供給する第一燃料流路（４１）と、ノズル本体（１６）における第一燃料噴射孔（３８ａ）よりも径方向外側に形成された第二燃料噴射孔（３８ｂ）に燃料を供給する第二燃料流路（４２）と、第一燃料流路（４１）に設けられて第一燃料流路（４１）を流れる燃料の流量を調整する第一調整弁（４３）と、旋回羽根（２６）よりも下流側の温度を検出する温度センサ（３３）と、温度センサ（３３）が検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一燃料流路（４１）を流れる燃料の流量が減少するように第一調整弁（４３）を制御する制御装置（５）と、を備える燃焼器を提供する。

Description

燃焼器、及びガスタービン
　本発明は、燃焼器、及びガスタービンに関する。
　本願は、２０１６年３月３０日に日本に出願された特願２０１６－６９３８４号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　一般的に、ガスタービンは、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。
　ガスタービンの効率向上のためにはタービン入口温度の上昇が必要であるが、温度上昇に伴いＮＯｘが指数関数的に増加するという課題がある。ＮＯｘの増加に対する対策として、例えば、以下の特許文献１に開示されている燃焼器は、旋回流によって均一混合気を形成して局所的な高温領域の形成を抑制するバーナを備えている。
　この燃焼器のバーナは、バーナ軸線に沿って延びる軸体であるノズルと、このノズルの外周を囲み、圧縮空気と燃料とを下流側に噴出するバーナ筒と、バーナ筒内の流体をバーナ軸線周りに旋回させる旋回羽根と、を備えている。
特開２００６－３３６９９６号公報
　旋回が加えられた予混合気が燃焼する際、旋回流中心を火炎が遡上する現象（渦芯フラッシュバック）がしばしば生じることが知られている。渦芯フラッシュバックなどの異常燃焼が発生すると、ノズルに火炎が付着し、熱損傷する恐れがあるため、この発生を抑えることが望まれている。
　この発明は、異常燃焼が発生した場合に燃焼器の熱損傷を防ぐことができる燃焼器、及びガスタービンを提供することを目的とする。
　本発明の第一の態様によれば、燃焼器は、軸線に沿って延びる軸体、及び、前記軸体の外周面から前記軸線の径方向に張り出して、前記軸線方向の下流側に流れる流体を前記軸線回りに旋回させる旋回羽根を有するノズル本体と、前記ノズル本体に形成された第一燃料噴射孔に燃料を供給する第一燃料流路と、前記ノズル本体における前記第一燃料噴射孔よりも径方向外側に形成された第二燃料噴射孔に燃料を供給する第二燃料流路と、前記第一燃料流路に設けられて前記第一燃料流路を流れる燃料の流量を調整する第一調整弁と、前記旋回羽根よりも下流側の温度を検出する温度センサと、前記温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する制御装置と、を備える。
　このような構成によれば、異常燃焼が発生して温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一燃料噴射孔から噴射される燃料を減少させて、ノズル本体の下流側の燃料濃度を即座に低下させることによって、燃焼器の熱損傷を防ぐことができる。
　本発明の第二の態様によれば、上記第一の態様に係わる燃焼器において、前記温度センサは、前記軸体の先端部に配置されてよい。
　このような構成によれば、渦芯フラッシュバックの発生時において、ノズル本体の熱損傷を防ぐことができる。
　本発明の第三の態様によれば、上記第二の態様に係わる燃焼器において、前記制御装置は、前記温度センサによって検出された温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇した場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御してよい。
　本発明の第四の態様によれば、ガスタービンは、上記第一から第三の態様のいずれか一態様に係わる燃焼器と、空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えている。
　本発明の第五の態様によれば、ガスタービンは、上記第一の態様に係わる燃焼器と、空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備え、前記温度センサは、前記タービンの排気ガス温度を検知する。
　このような構成によれば、タービンの排気ガス温度を検知する温度センサを備える既存のガスタービンにおいて、追加の温度センサを設けることなく、燃焼器の熱損傷を防ぐことができる。
　本発明によれば、異常燃焼が発生して温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一燃料噴射孔から噴射される燃料を減少させて、ノズル本体の下流側の燃料濃度を即座に低下させることによって、燃焼器の熱損傷を防ぐことができる。
本発明の第一の実施形態のガスタービンの構成を示す模式図である。 本発明の第一の実施形態のガスタービンの燃焼器周りの断面図である。 本発明の第一の実施形態の燃焼器の断面図である。 本発明の第一の実施形態のバーナの断面図である。 図４のＶ－Ｖ矢視図であり、ガス燃料管及び油燃料流路の配置を示す断面図である。 本発明の第一の実施形態の燃焼器の制御方法を説明するフローチャートである。 本発明の第二の実施形態のバーナの断面図である。 図７のＶＩＩＩ－ＶＩＩＩ矢視図であり、ガス燃料管の配置を示す断面図である。 本発明の第三の実施形態のバーナの断面図である。 本発明の第四の実施形態のガスタービンの構成を示す模式図である。
〔第一の実施形態〕
　本発明の第一の実施形態のガスタービン１について図面を参照して詳細に説明する。
　図１に示すように、本実施形態のガスタービン１は、空気Ａを圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機２と、燃料Ｆを圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する複数の燃焼器３と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービン４と、を備えている。
　圧縮機２は、回転軸線Ａｒを中心として回転する圧縮機ロータ６と、圧縮機ロータ６を回転可能に覆う圧縮機ケーシング７と、を有している。タービン４は、回転軸線Ａｒを中心として回転するタービンロータ８と、タービンロータ８を回転可能に覆うタービンケーシング９と、を有している。
　圧縮機ロータ６の回転軸線とタービンロータ８の回転軸線とは、同一直線上に位置している。圧縮機ロータ６とタービンロータ８とは、互いに連結されてガスタービンロータ１０を成している。圧縮機ケーシング７とタービンケーシング９とは、互いに連結されてガスタービンケーシング１１を成している。
　ガスタービンロータ１０には、例えば、発電機ＧＥＮのロータが連結されている。ガスタービンケーシング１１には、燃焼器３が固定されている。
　図２に示すように、燃焼器３は、内部で燃料Ｆが燃焼して、この燃料Ｆの燃焼の結果生成される燃焼ガスをタービン４に送る燃焼筒１３（又は尾筒）と、燃焼筒１３内に燃料Ｆ及び空気Ａを噴出する燃料噴出器１４と、を有する。本実施形態の燃焼器３は、ガス焚きのほかに油焚きが可能なデュアル方式のものである。
　図３に示すように、燃料噴出器１４は、噴出した燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ１５と、噴出した燃料を予混合燃焼させるメインバーナ１６（ノズル本体）と、パイロットバーナ１５及びメインバーナ１６を保持するバーナ保持筒１７と、制御装置５と、を備えている。
　パイロットバーナ１５は、燃焼器軸線Ａｃを中心として軸線方向Ｄａに延びる軸体であるパイロットノズル１９と、このパイロットノズル１９の外周を覆うパイロットバーナ筒１８と、燃焼器軸線Ａｃを中心として圧縮空気Ａを旋回させる複数の旋回羽根２０と、を有する。ここで、燃焼器軸線Ａｃが延びている方向である軸線方向Ｄａの一方側を上流側（図３の右側）、他方側を下流側（図３の左側）とする。燃焼器軸線Ａｃは、このパイロットバーナ１５のバーナ軸線でもある。
　パイロットノズル１９の下流側端部には、噴射孔が形成されている。複数の旋回羽根２０は、噴射孔が形成されている位置よりも上流側に設けられている。各々の旋回羽根２０は、パイロットノズル１９の外周から放射方向成分を含む方向に延びて、パイロットバーナ筒１８の内周面に接続されている。
　パイロットバーナ筒１８は、パイロットノズル１９の外周に位置する本体部２１と、本体部２１の下流側に接続され下流側向かって次第に拡径されているコーン部２２と、を有している。パイロットバーナ筒１８内には、その上流側から圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａが流入する。パイロットバーナ筒１８は、その下流端から、圧縮空気Ａと共に、パイロットノズル１９から噴射された燃料を噴出する。この燃料は、燃焼筒１３内で拡散燃焼する。
　複数のメインバーナ１６は、パイロットバーナ１５の外周側を囲むよう、燃焼器軸線Ａｃを中心として、周方向に並んで配置されている。
　メインバーナ１６は、燃焼器軸線Ａｃと平行なバーナ軸線Ａｂに沿って延びる軸体であるメインノズル２４と、このメインノズル２４の外周を覆うメインバーナ筒２５と、バーナ軸線Ａｂを中心として圧縮空気Ａを旋回させる複数の旋回羽根２６と、を有している。
　メインバーナ１６のバーナ軸線Ａｂは、燃焼器軸線Ａｃと平行であるため、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向と、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向とは同じ方向である。燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の上流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の上流側であり、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の下流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の下流側である。
　メインノズル２４の先端近傍には油燃料を噴射するための油燃料噴射孔２３が形成されている。
　複数の旋回羽根２６は、メインノズル２４の軸線方向Ｄａにおける中間部に設けられている。メインバーナ筒２５は、メインノズル２４の外周に位置する本体部２７と、本体部２７の下流側に接続され下流側向かって延びる延長部２８と、を有している。
　複数の旋回羽根２６は、メインバーナ筒２５における本体部２７の内周面に接続されている。複数の旋回羽根２６には、ガス燃料を噴射するための複数のガス燃料噴射孔３８（図４参照）が形成されている。メインノズル２４内には、油燃料又はガス燃料が供給され、メインノズル２４から旋回羽根２６にガス燃料が供給される。
　メインバーナ筒２５内には、その上流側から圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａが流入する。メインバーナ筒２５内では、この圧縮空気Ａと旋回羽根２６から噴射されたガス燃料とが混合して、予混合気体ＰＭが形成される。メインバーナ筒２５は、その下流端から予混合気体ＰＭを噴出する。この予混合気体ＰＭ中の燃料は、燃焼筒１３内で予混合燃焼する。
　油焚き運転の際は、油燃料噴射孔２３を介して圧縮空気Ａに油燃料が供給される。
　バーナ保持筒１７は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、複数のメインバーナ筒２５の外周側を覆う。
　燃焼筒１３は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５から噴出した燃料が燃焼する燃焼領域３０を形成する燃焼部３１と、筒状を成し、燃料の燃焼で生成された燃焼ガスをタービン４の燃焼ガス流路内に導く燃焼ガス案内部３２と、を有する。燃焼筒１３の燃焼ガス案内部３２は、燃焼筒１３の燃焼部３１の下流側に形成されている。
　図４に示すように、メインバーナ１６の各々の旋回羽根２６は、メインノズル２４の外周面から径方向に張り出して、メインバーナ筒２５の内周面に接続されている。旋回羽根２６は、下流側に流通する流体をバーナ軸線Ａｂ回りに旋回させるように形成されている。
　メインノズル２４の先端部には、温度センサ３３が設けられている。温度センサ３３は、制御装置５と接続されている。即ち、温度センサ３３によって測定されたメインノズル２４の先端の温度は、制御装置５に送信される。
　温度センサ３３としては、例えば、熱電対を使用することができる。温度センサ３３としては、熱電対に限ることはなく、他の温度測定手段を採用可能である。
　旋回羽根２６は、メインノズル２４の外周面に接続されているノズル側接続部３４と、流体をバーナ軸線Ａｂ周りに旋回させるために滑らかで連続したプロファイル面３７が形成されているプロファイル部３６と、を有している。バーナ軸線Ａｂを中心とした周方向を以下では単に周方向Ｄｃとし、バーナ軸線Ａｂを中心とした径方向Ｄｒを以下では単に径方向Ｄｒとする。
　旋回羽根２６には、ガス燃料Ｆを噴射する複数のガス燃料噴射孔３８が形成されている。ガス燃料噴射孔３８は、径方向内側に配置された複数の第一ガス燃料噴射孔３８ａ（第一燃料噴射孔）と、第一ガス燃料噴射孔３８ａよりも径方向外側に配置された複数の第二ガス燃料噴射孔３８ｂ（第二燃料噴射孔）と、を有している。即ち、第一ガス燃料噴射孔３８ａは、第二ガス燃料噴射孔３８ｂよりもメインノズル２４側に配置されている。
　第二ガス燃料噴射孔３８ｂの数は、第一ガス燃料噴射孔３８ａの数よりも多いことが好ましい。全ての第二ガス燃料噴射孔３８ｂが、第一ガス燃料噴射孔３８ａよりも径方向外側に配置されている必要はない。
　メインバーナ１６は、メインノズル２４の油燃料噴射孔２３から油燃料を噴射する油燃料流路４０と、旋回羽根２６の第一ガス燃料噴射孔３８ａからガス燃料Ｆを噴射する第一ガス燃料流路４１（第一燃料流路）と、旋回羽根２６の第二ガス燃料噴射孔３８ｂからガス燃料Ｆを噴射する第二ガス燃料流路４２（第二燃料流路）と、を有している。
　第一ガス燃料流路４１には、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆの流量を調整する第一調整弁４３が設けられている。第二ガス燃料流路４２には、第二ガス燃料流路４２を流れるガス燃料Ｆの流量を調整する第二調整弁４４が設けられている。第一調整弁４３及び第二調整弁４４は、制御装置５によって制御することができる。
　制御装置５は、温度センサ３３によって測定されたメインノズル２４の先端の温度に基づいて、第一調整弁４３及び第二調整弁４４を用いて、ガス燃料Ｆの流量を調整する。
　図５に示すように、油燃料流路４０は、メインノズル２４の略中心に形成されている。第一ガス燃料流路４１及び第二ガス燃料流路４２は、油燃料流路４０の径方向外側に周方向に間隔をあけて互い違いに形成されている。油燃料流路４０及びガス燃料流路４１，４２の配置はこれに限ることはない。
　次に、本実施形態のガスタービン１の動作及び作用について説明する。
　圧縮機２は、外気を吸い込んでこれを圧縮する。圧縮機２で圧縮された空気は、燃焼器３のメインバーナ１６及びパイロットバーナ１５内に導かれる。メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５には、燃料供給源から燃料が供給される。メインバーナ１６は、燃料と空気と予混合した予混合気体ＰＭを、燃焼筒１３の燃焼部３１内に噴出する。この予混合気体ＰＭは、燃焼部３１内で予混合燃焼する。パイロットバーナ１５は、燃焼筒１３の燃焼部３１内に、燃料と空気とをそれぞれ噴出する。この燃料は、燃焼部３１内で拡散燃焼または予混合燃焼する。前記の燃焼形態は、パイロットバーナ１５の燃料噴出部位を選択することによって、任意に変更することができる。燃焼筒１３の燃焼部３１内での燃料の燃焼で発生した高温高圧の燃焼ガスは、燃焼筒１３の燃焼ガス案内部３２によりタービン４の燃焼ガス流路内に導かれ、タービンロータ８を回転させる。
　メインバーナ筒２５には、圧縮機２で圧縮された空気がその上流端から導入される。この空気は、メインバーナ筒２５内の複数の旋回羽根２６よりバーナ軸線Ａｂを中心として旋回する。ガス燃料は、複数の旋回羽根２６のガス燃料噴射孔３８からメインバーナ筒２５内に噴射される。油焚き運転の際は、油燃料Ｆが、油燃料噴射孔２３からメインバーナ筒２５内に噴射される。
　旋回羽根２６から噴射されたガス燃料Ｆと、旋回しつつ下流側に流れる空気Ａとは、メインバーナ筒２５内で予混合された後、予混合気体ＰＭとしてメインバーナ筒２５の下流端から燃焼筒１３内に噴出される。
　複数の旋回羽根２６のガス燃料噴射孔３８からメインバーナ筒２５内に噴射されたガス燃料Ｆは、複数の旋回羽根２６により形成される旋回流により、空気Ａとの混合が促進される。予混合気体ＰＭは、メインバーナ筒２５から旋回しつつ燃焼筒１３内に噴出することにより、この予混合気体ＰＭの燃焼により形成される予混合火炎の保炎効果が高まる。
　次に、本実施形態の燃焼器３の制御方法について説明する。
　本実施形態の燃焼器３の制御方法は、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃上昇したか否かを判定する温度上昇判定工程Ｓ１と、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃上昇した場合に、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断するガス燃料遮断工程Ｓ２と、を有している。
　温度上昇判定工程Ｓ１では、制御装置５は、温度センサ３３によって測定されるメインノズル２４の先端の温度を監視する。制御装置５は、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃上昇したか否かを判定する。
　メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃よりも低い場合は、第一調整弁４３及び第二調整弁４４を調整することなく運転を継続する。
　定常値とは、ガスタービン１の通常運転時における温度の値であり、ガスタービン１の使用に応じて適宜設定される。
　温度上昇判定工程Ｓ１に用いる５０℃という判断基準は適宜変更することができる。即ち、温度上昇判定工程Ｓ１においては、温度センサ３３によって測定されるメインノズル２４の先端の温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇したか否かを判定する。
　例えば、旋回が加えられた予混合気体ＰＭが燃焼する際、渦芯フラッシュバックにより火炎が遡上することがある。これにより、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃以上に上昇した場合は、ガス燃料遮断工程Ｓ２に移行する。
　ガス燃料遮断工程Ｓ２では、制御装置５は、第一調整弁４３を操作して、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断する。これにより、第一ガス燃料噴射孔３８ａからは、ガス燃料Ｆが噴射されなくなる。制御装置５は、第一調整弁４３を遮断するとともに、第二調整弁４４を制御して、第二ガス燃料流路４２を流れるガス燃料Ｆの流量を増やす。制御装置５は、ガス燃料遮断工程Ｓ２の前後で、噴射されるガス燃料Ｆの総量が変らないように、第二調整弁４４を操作する。
　ガス燃料遮断工程Ｓ２においては、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断することなく、ガス燃料Ｆの流量を減少させてもよい。必ずしも第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断した後、第二ガス燃料流路４２を流れるガス燃料Ｆを増やす必要はない。
　ガス燃料遮断工程Ｓ２によって、径方向内側に配置されている第一ガス燃料噴射孔３８ａから供給されるガス燃料Ｆが遮断されることによって、渦芯フラッシュバックの渦芯周辺の燃料濃度が低下する。
　制御装置５は、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断した後、メインノズル２４の先端の温度が定常値まで回復したら、第一の調整弁を操作して、第一ガス燃料流路４１を介してガス燃料Ｆを流す。
　上記実施形態によれば、渦芯フラッシュバックが発生して温度センサ３３が検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一ガス燃料噴射孔３８ａから噴射される燃料Ｆを減少させることができる。これにより、渦芯フラッシュバックの渦芯周辺の燃料濃度を即座に低下させて、メインノズル２４の熱損傷を防ぐことができる。
　上記実施形態では、旋回羽根２６にガス燃料Ｆを噴射するガス燃料噴射孔３８を形成し、ここからメインバーナ筒２５内にガス燃料Ｆを噴射する。しかしながら、旋回羽根２６にガス燃料噴射孔３８を形成せず、別途ガス燃料噴射孔を形成した部材を設けるなどしてもよい。
　温度センサ３３の設置場所は、旋回羽根２６の下流側の温度を測定することができれば、メインノズル２４の先端部に限ることはない。複数の温度センサ３３を配置してもよい。
〔第二の実施形態〕
　以下、本発明の第二の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。本実施形態では、上述した第一の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。本実施形態の燃焼器は、ガス燃料のみを用いるガス専焼方式のものである。
　図７に示すように、本実施形態のメインバーナ１６Ｂは、第一ガス燃料流路４１Ｂ、及び複数の第二ガス燃料流路４２Ｂを備えている。図８に示すように、第一ガス燃料流路４１Ｂは、メインノズル２４Ｂの略中心に配置されている。第二ガス燃料流路４２Ｂは、第一ガス燃料流路４１Ｂの径方向外側に周方向に間隔をあけて配置されている。
　第一ガス燃料流路４１Ｂは、旋回羽根２６の径方向内側に配置されている第一ガス燃料噴射孔３８ａに接続されている。第二ガス燃料流路４２Ｂは、第一ガス燃料噴射孔３８ａよりも径方向外側に配置されている第二ガス燃料噴射孔３８ｂに接続されている。
　上記実施形態によれば、メインノズル２４Ｂの構造を簡略化することができる。これにより、ガスタービン１のコストダウンが可能となる。
〔第三の実施形態〕
　以下、本発明の第三の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。本実施形態では、上述した第二の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。本実施形態の燃焼器は、ガス燃料のみを用いるガス専焼方式のものである。
　図９に示すように、本実施形態のメインバーナ１６Ｃは、第一ガス燃料流路４１Ｃ、及び複数の第二ガス燃料流路４２Ｃを備えている。第二の実施形態の燃焼器と同様に、第一ガス燃料流路４１Ｃは、メインノズル２４Ｃの略中心に配置されている。第二ガス燃料流路４２Ｃは、第一ガス燃料流路４１Ｃの径方向外側に周方向に間隔をあけて配置されている。
　本実施形態の第一ガス燃料流路４１Ｃは、メインノズル２４Ｃの先端近傍に形成されている複数の先端ガス燃料噴射孔３８Ｃに接続されている。先端ガス燃料噴射孔３８Ｃは、径方向外側に向かうに従って下流側に傾斜するように形成されている。第二ガス燃料流路４２Ｃは、旋回羽根２６に形成されている全てのガス燃料噴射孔３８に接続されている。
　ガス燃料噴射孔３８は、先端ガス燃料噴射孔３８Ｃよりも径方向外側に配置されている。
　上記実施形態によれば、第一ガス燃料流路４１Ｃに接続される先端ガス燃料噴射孔３８Ｃをより径方向内側に配置することができる。上記実施形態によれば、メインノズル２４Ｃの構造を簡略化することができる。これにより、ガスタービン１のコストダウンが可能となる。
〔第四の実施形態〕
　以下、本発明の第四の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。本実施形態では、上述した第一の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。
　図１０に示すように、本実施形態のガスタービン１のタービン４の最終段付近には、タービン４の最終段直後の排気ガス温度（以下、「ブレードパス温度」という。）を計測するためのＢＰＴセンサ４５が設けられている。一方、本実施形態のメインノズル２４の先端には、温度センサは設けられていない。
　ＢＰＴセンサ４５には、例えば、熱電対等が用いられる。ＢＰＴセンサ４５により計測されたブレードパス温度は、制御装置５に送信される。
　温度上昇判定工程Ｓ１において、本実施形態の制御装置５は、測定時のブレードパス温度と、この測定時の６０秒前のブレードパス温度とを１０秒おきに比較したとき、２回連続で±２℃以上の温度差があるか否かを判定する。
　制御装置５は、上記温度差が生じた場合に燃焼器３において異常燃焼が発生したと判断し、ガス燃料遮断工程Ｓ２を実行する。
　上記実施形態によれば、異常燃焼が発生してＢＰＴセンサ４５が検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一ガス燃料噴射孔３８ａ（図４参照）から噴射されるガス燃料Ｆを減少させて、メインノズル２４の下流側の燃料濃度を即座に低下させることによって、燃焼器３の熱損傷を防ぐことができる。
　上記実施形態によれば、タービン４の排気ガス温度を検知するＢＰＴセンサ４５を備える既存のガスタービン１において、メインノズル２４の先端に温度センサを設けることなく、燃焼器３の熱損傷を防ぐことができる。
　本実施形態のメインバーナ１６の構成は、第一の実施形態のメインバーナ１６の構成に限ることはなく、第二の実施形態及び第三の実施形態のメインバーナ１６の構成も採用することができる。
　以上、本発明の実施形態について詳細を説明したが、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲内において、種々の変更を加えることが可能である。
　本発明によれば、異常燃焼が発生して温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一燃料噴射孔から噴射される燃料を減少させて、ノズル本体の下流側の燃料濃度を即座に低下させることによって、燃焼器の熱損傷を防ぐことができる。
　１　ガスタービン
　２　圧縮機
　３　燃焼器
　４　タービン
　５　制御装置
　１３　燃焼筒
　１４　燃料噴出器
　１５　パイロットバーナ
　１６，１６Ｂ，１６Ｃ　メインバーナ（ノズル本体）
　１９　パイロットノズル
　２０　旋回羽根
　２３　油燃料噴射孔
　２４，２４Ｂ，２４Ｃ　メインノズル（軸体）
　２６　旋回羽根
　３３　温度センサ
　３８　ガス燃料噴射孔
　３８ａ　第一ガス燃料噴射孔（第一燃料噴射孔）
　３８ｂ　第二ガス燃料噴射孔（第二燃料噴射孔）
　４０　油燃料流路
　４１，４１Ｂ，４１Ｃ　第一ガス燃料流路（第一燃料流路）
　４２，４２Ｂ，４２Ｃ　第二ガス燃料流路（第二燃料流路）
　４３　第一調整弁
　４４　第二調整弁
　４５　ＢＰＴセンサ
　Ａｂ　バーナ軸線
　Ａｃ　燃焼器軸線
　Ｄａ　軸線方向
　Ｓ１　温度上昇判定工程
　Ｓ２　ガス燃料遮断工程

Claims (5)

  1. 　軸線に沿って延びる軸体、及び、前記軸体の外周面から前記軸線の径方向に張り出して、前記軸線方向の下流側に流れる流体を前記軸線回りに旋回させる旋回羽根を有するノズル本体と、
    　前記ノズル本体に形成された第一燃料噴射孔に燃料を供給する第一燃料流路と、
    　前記ノズル本体における前記第一燃料噴射孔よりも径方向外側に形成された第二燃料噴射孔に燃料を供給する第二燃料流路と、
    　前記第一燃料流路に設けられて前記第一燃料流路を流れる燃料の流量を調整する第一調整弁と、
    　前記旋回羽根よりも下流側の温度を検出する温度センサと、
    　前記温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する制御装置と、を備える燃焼器。
  2. 　前記温度センサは、前記軸体の先端部に配置されている請求項１に記載の燃焼器。
  3. 　前記制御装置は、前記温度センサによって検出された温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇した場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する請求項２に記載の燃焼器。
  4. 　請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の燃焼器と、
    　空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、
    　前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えているガスタービン。
  5. 　請求項１に記載の燃焼器と、
    　空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、
    　前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備え、
    　前記温度センサは、前記タービンの排気ガス温度を検知するガスタービン。
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