WO2022149540A1 - ガスタービン燃焼器及びガスタービン - Google Patents

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WO2022149540A1
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gas turbine
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健司 宮本
聡介 中村
拓 江川
朋 川上
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三菱重工業株式会社
三菱パワー株式会社
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Definitions

  • the operation state may be switched to turndown operation in order to respond to fluctuations in power demand during the day and at night.
  • the flow rate of the combustion gas passing through the turbine is reduced to operate the gas turbine at a lower output than in the rated operation (see, for example, Patent Document 1).
  • At least one embodiment of the present disclosure aims to achieve both a reduction in the lower limit of output in turndown operation and a reduction in the risk of flashback in view of the above circumstances.
  • the gas turbine combustor is The first fuel injector and With the second fuel injector, A combustion unit in which the fuel injected from the first fuel injector and the second fuel injector burns, A low-combustible fuel flow rate adjusting unit for independently adjusting the supply amount of low-combustible fuel to the first fuel injector and the second fuel injector, A high combustible fuel flow rate adjusting unit for independently adjusting the supply amounts of high combustible fuel having a higher combustion speed than the low combustible fuel to the first fuel injector and the second fuel injector.
  • a controller configured to control the low combustible fuel flow rate adjusting unit and the high combustible fuel flow rate adjusting unit so that the relative ratio of the second ratio of the high combustible fuel to the above changes.
  • the gas turbine according to at least one embodiment of the present disclosure includes a gas turbine combustor having the configuration of (1) above.
  • FIG. 1 It is a schematic block diagram which shows the gas turbine which concerns on some Embodiments. It is sectional drawing which shows the combustor which concerns on some Embodiments. It is sectional drawing which shows the main part of the combustor which concerns on some Embodiments. It is a figure which showed schematically the arrangement of each fuel injector when the combustor which concerns on some embodiments is seen from the downstream side to the upstream side along the axis direction of a combustor. It is a figure which showed schematically the arrangement of each fuel injector when the combustor which concerns on another embodiment is seen from the downstream side to the upstream side along the axis direction of a combustor.
  • expressions such as “same”, “equal”, and “homogeneous” that indicate that things are in the same state not only represent exactly the same state, but also have tolerances or differences to the extent that the same function can be obtained. It shall also represent the existing state.
  • an expression representing a shape such as a square shape or a cylindrical shape not only represents a shape such as a square shape or a cylindrical shape in a geometrically strict sense, but also an uneven portion or a chamfering within a range where the same effect can be obtained. It shall also represent the shape including the part and the like.
  • the expressions “equipped”, “equipped”, “equipped”, “included”, or “have” one component are not exclusive expressions excluding the existence of other components.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a gas turbine 1 according to some embodiments.
  • a gas turbine which is an example of the application destination of the gas turbine combustor according to some embodiments, will be described with reference to FIG.
  • the gas turbine 1 has a compressor 2 for generating compressed air as an oxidizing agent and a gas for generating combustion gas using compressed air and fuel. It includes a turbine compressor 4 and a turbine 6 configured to be rotationally driven by combustion gas.
  • a generator (not shown) is connected to the turbine 6, and power is generated by the rotational energy of the turbine 6.
  • the gas turbine combustor 4 is also simply referred to as a combustor 4.
  • the compressor 2 is provided on the inlet side of the compressor vehicle compartment 10 and the compressor vehicle compartment 10, and has an air intake port 12 for taking in air, the compressor vehicle compartment 10, and the turbine vehicle compartment described later. It includes a rotor 8 provided so as to penetrate the 22 together, and various blades arranged in the compressor casing 10.
  • the various blades are a rotor so as to be alternately arranged with respect to the inlet guide blade 14 provided on the air intake inlet 12, the plurality of stationary blades 16 fixed to the compressor casing 10 side, and the stationary blade 16. Includes a plurality of blades 18 planted in 8.
  • the compressor 2 may include other components such as an air extraction chamber (not shown).
  • the air taken in from the air intake port 12 passes through the plurality of stationary blades 16 and the plurality of moving blades 18 and is compressed to become high-temperature and high-pressure compressed air. Then, the high-temperature and high-pressure compressed air is sent from the compressor 2 to the combustor 4 in the subsequent stage.
  • the combustor 4 is arranged in the casing 20. As shown in FIG. 1, a plurality of combustors 4 may be arranged in a ring around the rotor 8 in the casing 20. Fuel and compressed air generated by the compressor 2 are supplied to the combustor 4, and by burning the fuel, combustion gas, which is the working fluid of the turbine 6, is generated. Then, the combustion gas is sent from the combustor 4 to the turbine 6 in the subsequent stage. A configuration example of the combustor 4 according to some embodiments will be described later.
  • the turbine 6 includes a turbine casing 22 and various blades arranged in the turbine casing 22.
  • the various blades include a plurality of stationary blades 24 fixed to the turbine casing 22 side and a plurality of rotor blades 26 planted in the rotor 8 so as to be alternately arranged with respect to the stationary blades 24. ..
  • the turbine 6 may include other components such as an outlet guide blade.
  • the rotor 8 is rotationally driven by the combustion gas passing through the plurality of stationary blades 24 and the plurality of moving blades 26. As a result, the generator connected to the rotor 8 is driven.
  • An exhaust chamber 30 is connected to the downstream side of the turbine casing 22 via an exhaust casing 28. The combustion gas after driving the turbine 6 is discharged to the outside through the exhaust chamber 28 and the exhaust chamber 30.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing the combustor 4 according to some embodiments.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view showing a main part of the combustor 4 according to some embodiments.
  • FIG. 4A is a diagram schematically showing the arrangement of each fuel injector when the combustor 4 according to some embodiments is viewed from the downstream side to the upstream side along the axial direction of the combustor 4. The configuration of the combustor 4 according to some embodiments will be described with reference to FIGS. 2, 3 and 4A.
  • a plurality of combustors 4 are arranged in an annular shape around the rotor 8 (see FIG. 1).
  • Each combustor 4 has a combustor liner 46 provided in a combustor casing 40 defined by a casing 20, and a first fuel injector 41 and a second fuel injector 42 arranged in the combustor liner 46, respectively.
  • the first fuel injector 41 may be the main combustion burner 60 and the second fuel injector 42 may be the pilot combustion burner 50.
  • the fuel F injected from the first fuel injector 41 is also referred to as a first fuel F1
  • the fuel F injected from the second fuel injector 42 is also referred to as a second fuel F2.
  • the combustor 4 further includes an outer cylinder 45 provided on the outer peripheral side of the inner cylinder 47 of the combustor liner 46 inside the casing 20.
  • An air passage 43 through which compressed air flows is formed on the outer peripheral side of the inner cylinder 47 and the inner peripheral side of the outer cylinder 45.
  • the combustor 4 may include other components such as a bypass pipe (not shown) for bypassing the combustion gas.
  • the combustor liner 46 has an inner cylinder 47 arranged around a pilot combustion burner 50 and a plurality of main combustion burners 60, and a tail cylinder 48 connected to a tip end portion of the inner cylinder 47. .. That is, the combustor liner 46 corresponds to a combustion portion where the fuel F injected from the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 burns.
  • the pilot combustion burner 50 is arranged along the central axis of the combustor liner 46.
  • a plurality of main combustion burners 60 are arranged side by side in the circumferential direction so as to surround the outer peripheral side of the pilot combustion burner 50 so as to be separated from each other.
  • the pilot combustion burner 50 is provided on the outer periphery of the pilot nozzle (nozzle) 54 connected to the fuel port 52, the pilot burner cylinder 56 arranged so as to surround the pilot nozzle 54, and the pilot nozzle 54. It has a plurality of swirls (swivel plates) 58 provided.
  • the pilot nozzle 54 extends in the axial direction Da about the combustor axis Ac.
  • the upstream side on one side of the axis direction Da which is the extending direction of the combustor axis Ac, along the flow of the combustion gas is the upstream side, and the other side is the downstream side along the flow of the combustion gas. Is the downstream side.
  • the combustor axis Ac is also the burner axis of the pilot combustion burner 50.
  • An injection hole (not shown) for injecting fuel F (second fuel F2) is formed at the downstream end of the pilot nozzle 54.
  • a plurality of swivel plates 58 are provided on the upstream side of the position where the injection hole is formed by the pilot nozzle 54.
  • Each swivel plate 58 is for swirling compressed air around the combustor axis Ac.
  • Each swivel plate 58 extends from the outer periphery of the pilot nozzle 54 in a direction including a radial component, and is close to the inner peripheral surface of the pilot burner cylinder 56.
  • the pilot burner cylinder 56 has a main body portion 56a located on the outer periphery of the pilot nozzle 54, and a cone portion 56b connected to the downstream side of the main body portion 56a and gradually increasing in diameter toward the downstream side.
  • the plurality of swivel plates 58 are close to the inner peripheral surface of the main body portion 56a of the pilot burner cylinder 56.
  • the main combustion burner 60 includes a main nozzle (nozzle) 64 connected to the fuel port 62, a main burner cylinder 66 arranged so as to surround the main nozzle 64, a main burner cylinder 66, and a combustor liner 46 (for example, an inner cylinder). It has an extension pipe 65 for connecting 47) and a swirl (swivel plate) 70 provided on the outer periphery of the main nozzle 64.
  • the main nozzle 64 is a rod-shaped nozzle extending in the axial direction Da around the burner axis Ab parallel to the combustor axis Ac. Since the burner axis Ab of the main combustion burner 60 is parallel to the combustor axis Ac, the axis direction Da with respect to the combustor axis Ac and the axis direction Da with respect to the burner axis Ab are the same directions. Further, the upstream side of the axial direction Da with respect to the combustor axis Ac is the upstream side of the axial direction Da with respect to the burner axis Ab, and the downstream side of the axial direction Da with respect to the combustor axis Ac is the downstream side of the axial direction Da with respect to the burner axis Ab. On the side.
  • An injection hole for injecting fuel F (first fuel F1) is formed in the middle portion of the main nozzle 64 in the axial direction Da.
  • a plurality of swivel plates 70 are provided in the vicinity of the position where the injection hole is formed in the main nozzle 64.
  • Each swivel plate 70 is for swirling compressed air around the burner axis Ab.
  • Each swivel plate 70 extends from the outer periphery of the main nozzle 64 in a direction including a radial component, and is close to the inner peripheral surface of the main burner cylinder 66.
  • the main burner cylinder 66 is located on the outer periphery of the main nozzle 64.
  • the compressed air generated by the compressor 2 is supplied into the combustor cabin 40 from the cabin inlet 40a, and further from the combustor casing 40 via the air passage 43 to the pilot burner. It flows into the cylinder 56 and the plurality of main burner cylinders 66.
  • the fuel F injected from the pilot nozzle 54 is ejected together with the compressed air from the downstream end of the pilot burner cylinder 56.
  • This fuel F is diffusely combusted in the combustor liner 46. That is, the pilot combustion burner 50 (second fuel injector 42) shown in FIGS. 2, 3 and 4A is a diffusion combustion type fuel injector.
  • the compressed air and the fuel F injected from the main nozzle 64 are mixed in the main burner cylinder 66 to form a premixed gas PM.
  • the premixed gas PM is ejected from the downstream end of the extension pipe 65.
  • the fuel F in the premixed gas PM is premixed and combusted in the combustor liner 46. That is, the main combustion burner 60 (first fuel injector 41) shown in FIGS. 2, 3 and 4A is a premixed combustion type fuel injector.
  • the portion corresponding to the rod-shaped main nozzle 64 described above forms a hub rod, and the main nozzle is formed by having the hub rod and the plurality of swivel plates 70. Fuel F from the outside is supplied to the inside of the hub rod, and fuel F is supplied to the swivel plate 70 from the hub rod.
  • FIG. 4B is a diagram schematically showing the arrangement of the fuel injectors 41 and 42 when the combustor 4 according to another embodiment is viewed from the downstream side to the upstream side along the axial direction of the combustor 4. be.
  • the first fuel injector 41 is arranged coaxially with the second fuel injector 42.
  • the combustor 4 shown in FIG. 4B is configured to inject the first fuel F1 from the periphery of the second fuel injector 42.
  • the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 are arranged side by side in the circumferential direction in the inner cylinder 47.
  • the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 may both be premixed combustion type fuel injectors.
  • the operation state may be switched to turndown operation in order to respond to fluctuations in power demand during the day and at night.
  • the flow rate of the combustion gas passing through the turbine is reduced to operate the gas turbine with a lower output than in the rated operation.
  • the combustion temperature in the combustor is lowered, and as a result, the amount of unburned substances such as carbon monoxide and hydrocarbons is increased, and combustion vibration is caused. It will cause an outbreak.
  • natural gas is used as the fuel F, for example, as in the conventional combustor, and hydrogen, propane, or a mixture of hydrogen and propane is used as the highly combustible fuel FH. It is configured so that either one can be used.
  • hydrogen is used as a highly combustible fuel
  • natural gas which is a conventionally used fuel F
  • FL low-combustibility fuel FL. That is, the highly combustible fuel FH is a fuel having a higher combustion rate than the low combustible fuel FL.
  • the combustion rate of the fuel F referred to here is, for example, the combustion rate of the air-fuel mixture in which the fuel F and air are mixed so that the equivalent ratio becomes 1 in the standard state (0 ° C., 1013 hPa).
  • natural gas as the low-combustible fuel FL
  • hydrogen, propane, or a mixture of hydrogen and propane as the high-combustible fuel FH
  • FIG. 5 is a diagram showing an outline of the fuel F supply system 200 for the combustor 4 according to some embodiments.
  • the gas turbine 1 includes the fuel F supply system 200 shown in FIG.
  • the fuel F supply system 200 shown in FIG. 5 supplies the L1 supply line 211 for supplying the low combustible fuel FL to the first fuel injector 41 and the low combustible fuel FL to the second fuel injector 42.
  • L2 supply line 212 for supplying the highly combustible fuel FH to the first fuel injector 41
  • H1 supply line 221 for supplying the highly combustible fuel FH to the second fuel injector 42. Includes line 222.
  • the L1 supply line 211 and the H1 supply line 221 are merged at the confluence section 231.
  • the fuel supply line after the merging portion 231 is referred to as a first fuel supply line 201.
  • the first fuel supply line 201 is connected to the fuel port 62 to which the main nozzle 64 of the main combustion burner 60 (first fuel injector 41) is connected.
  • the L2 supply line 212 and the H2 supply line 222 are merged at the confluence portion 232.
  • the fuel supply line after the confluence 232 is referred to as a second fuel supply line 202.
  • the second fuel supply line 202 is connected to the fuel port 52 to which the pilot nozzle 44 of the pilot combustion burner 50 (second fuel injector 42) is connected.
  • the L1 supply line 211 is provided with an L1 flow rate adjusting unit 241 for adjusting the supply amount of the low combustible fuel FL to the first fuel injector 41.
  • the L2 supply line 212 is provided with an L2 flow rate adjusting unit 242 for adjusting the supply amount of the low combustible fuel FL to the second fuel injector 42.
  • the H1 supply line 221 is provided with an H1 flow rate adjusting unit 243 for adjusting the supply amount of the highly combustible fuel FH to the first fuel injector 41.
  • the H2 supply line 222 is provided with an H2 flow rate adjusting unit 244 for adjusting the supply amount of the highly combustible fuel FH to the second fuel injector 42.
  • the L1 flow rate adjusting unit 241, the L2 flow rate adjusting unit 242, the H1 flow rate adjusting unit 243, and the H2 flow rate adjusting unit 244 are, for example, flow rate adjusting valves.
  • 240L includes an L1 flow rate adjusting unit 241 and an L2 flow rate adjusting unit 242.
  • a highly combustible fuel flow rate adjusting unit for adjusting the supply amount of the highly combustible fuel FH to the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 independently of each other.
  • 240H includes an H1 flow rate adjusting unit 243 and an H2 flow rate adjusting unit 244.
  • the L1 flow rate adjusting unit 241, the L2 flow rate adjusting unit 242, the H1 flow rate adjusting unit 243, and the H2 flow rate adjusting unit 244 are configured to control the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H. It is controlled by the controller.
  • the controller is implemented by the combustion control device 140 of the gas turbine 1. That is, in some embodiments, the first ratio R1 of the highly combustible fuel FH to the entire first fuel F1 injected by the first fuel injector 41 and the second injected by the second fuel injector 42. The second ratio R2 of the highly combustible fuel FH to the entire fuel F2 is controlled by the combustion control device 140. Details of the combustion control device 140 will be described later.
  • a highly combustible fuel FH having a relatively high combustion rate such as hydrogen can be co-combusted, so that the lower limit of output in the turndown operation of the gas turbine 1 is reduced. be able to.
  • the risk of flashback increases. That is, there is a trade-off relationship between reducing the lower limit of output in turndown operation and reducing the risk of flashback.
  • the risk of flashback differs depending on the structure of the fuel injector, the arrangement position of the fuel injector, and the like, the risk of flashback is not always the same for all fuel injectors in a plurality of fuel injectors. Specifically, for example, it is as follows.
  • the first fuel injector 41 is a premixed combustion type fuel injector
  • the second fuel injector 42 is a diffusion combustion type fuel injector. ..
  • a diffusion combustion type fuel injector is a combustor having a lower risk of flashback than a premixed combustion type fuel injector. Therefore, in the embodiment shown in FIGS. 2, 3 and 4A, the second fuel injector 42 is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector 41.
  • the surrounding fuel injector is more flashback than the surrounding fuel injector.
  • the risk is smaller.
  • a plurality of first fuel injectors 41 are arranged around the second fuel injector 42. Therefore, as in the case where the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 are both diffusion combustion type or premixed combustion type fuel injectors in the embodiment shown in FIGS. 2, 3 and 4A. If the structure of the fuel injector is the same for the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42, the second fuel injector is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector. Become.
  • the first fuel injector 41 is arranged coaxially with the second fuel injector 42, and is configured to inject the first fuel F1 from the periphery of the second fuel injector 42. ing.
  • one fuel injector is placed coaxially with the other fuel injector, and each fuel injector is configured such that one fuel injector injects fuel from around the other fuel injector. If so, the other fuel injector has a lower risk of flashback than the one fuel injector. Therefore, as in the case where the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 are both diffusion combustion type or premixed combustion type fuel injectors in the embodiment shown in FIG. 4B, the first fuel injector If the structure of the fuel injector is the same for the 41 and the second fuel injector 42, the second fuel injector 42 is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector 41.
  • the lower limit of the output in the turndown operation is reduced by changing the relative ratio R between the first ratio R1 and the second ratio R2 in consideration of these. And to reduce the risk of flashback. That is, in the combustor 4 according to some embodiments, the combustion control device 140 has low combustion so that the relative ratio R of the first ratio R1 and the second ratio R2 changes according to the operating state of the gas turbine 1. It is configured to control the sex fuel flow rate adjusting unit 240L and the highly combustible fuel flow rate adjusting unit 240H.
  • the relative lower limit value in the turndown operation is reduced and the risk of flashback is reduced by changing the relative ratio R according to the operating state of the gas turbine 1. It is possible to achieve both.
  • the gas turbine 1 provided with the combustor 4 according to some embodiments it is possible to achieve both a reduction in the lower limit of the output in the turndown operation and a reduction in the risk of flashback, and the operation of the gas turbine 1 can be achieved. You can spread the band.
  • the change of the relative ratio R according to the operating state of the gas turbine 1 will be described in detail.
  • the risk of flashback differs depending on the structure of the fuel injector, the position of the fuel injector, etc., so that the risk of flashback is the same for all fuel injectors in a plurality of fuel injectors. Is not always.
  • the first fuel injector 41 is a combustor having a higher risk of flashback than the second fuel injector 42, the higher the load of the gas turbine, the greater the degree of reduction of the second ratio R2. It is also desirable to increase the degree of reduction of the first ratio R1. That is, the higher the load of the gas turbine 1, the smaller the value obtained by dividing the first ratio R1 by the second ratio R2 (the lower the load of the gas turbine 1, the smaller the first ratio R1 and the second ratio R2). It is desirable to increase the value divided by).
  • FIG. 6A is a graph showing an example of the relationship between the first ratio R1 and the second ratio R2 and the index representing the operating state of the gas turbine 1.
  • FIG. 6B is a graph showing another example of the relationship between the first ratio R1 and the second ratio R2 and the index representing the operating state of the gas turbine 1.
  • 6C and 6D are graphs showing other examples of the relationship between the first ratio R1 and the index representing the operating state of the gas turbine 1.
  • FIG. 6E is a graph showing another example of the relationship between the second ratio R2 and the index representing the operating state of the gas turbine 1.
  • a combustion load command value (a non-dimensional value obtained by making the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T and the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T non-dimensional) ( CLCSO)
  • the load of the gas turbine 1 (generator output: gas turbine output) can be mentioned.
  • the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is the temperature of the combustion gas at the inlet of the turbine 6.
  • CLCSO will be described in detail later.
  • the load of the gas turbine 1 may be a measured value of the generator output, or is a generator output command value sent from a central power supply center (not shown) that manages the generator outputs of a plurality of power generation facilities. May be good.
  • the index may be the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T.
  • the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is an index that more accurately indicates the operating state of the gas turbine 1 as compared with, for example, the load of the gas turbine 1. If the index is the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T, the relative ratio R can be more accurately reflected in the operating state of the gas turbine 1, so that the control accuracy of the relative ratio R can be improved. ..
  • the indicator may be a dimensionless value (CLCSO) of the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T.
  • CLCSO dimensionless value
  • the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is an index that more accurately indicates the operating state of the gas turbine 1 as compared with the load of the gas turbine 1, for example.
  • the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T has become high, and it is difficult to measure the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T for a long time. If the index is CLCSO, it is not necessary to measure the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T for a long time, and the control accuracy of the relative ratio R can be easily improved.
  • the indicator may be the load of the gas turbine 1.
  • the load of the gas turbine 1 is inferior in accuracy as an index indicating the operating state of the gas turbine 1 as compared with, for example, the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T, it is easy to obtain a value. If the index is the load of the gas turbine 1, the configuration for controlling the relative ratio R can be simplified.
  • the index representing the operating state of the gas turbine 1 is CLCSO
  • the relationship between CLCSO and the first ratio R1 and the second ratio R2 described below will be described above other than CLCSO. It also applies to each index of.
  • the lower limit of the first ratio R1 may be 0.
  • the second fuel injector 42 is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector 41. Therefore, as shown in FIGS. 6A and 6B, for example, the size of the CLC SO can be adjusted.
  • the second ratio R2 may be a constant value. Note that, for example, as shown in FIG. 6E, the second ratio R2 may tend to decrease as the CLCSO increases.
  • the absolute value of the rate of change of the second ratio R2 with respect to the change of CLCSO may be smaller than the absolute value of the rate of change of the first ratio R1 with respect to the change of CLCSO. That is, the rate of decrease in the second ratio R2 when CLCSO increases may be smaller than the rate of decrease in the first ratio R1 when CLCSO increases.
  • the second fuel injector 42 is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector 41, at least the CLCSO is relatively large, as shown in FIGS. 6A and 6B, for example.
  • the second ratio R2 may be larger than the first ratio R1, and as shown in FIG. 6B, the second ratio R2 may be larger than the first ratio R1 regardless of the size of the CLCSO.
  • the first ratio R1 may be a constant value regardless of the size of the CLCSO.
  • the first ratio R1 is a constant value regardless of the size of CLCSO. May be.
  • the first ratio R1 is a constant value regardless of the size of the CLCSO. May be.
  • the first ratio R1 is constant regardless of the size of the CLCSO. It may be the value of.
  • the first ratio R1 is a constant value regardless of the size of CLCSO. May be. In FIG. 6C, b1 ⁇ b2, and in FIG. 6D, b3 ⁇ b4.
  • the first ratio R1 is constant regardless of the size of CLCSO in at least a part of the region where the size of CLCSO is b1% or more and b2% or less. It may be a value.
  • the first ratio R1 in a part of the region where the size of CLCSO is b3% or more and b4% or less, the first ratio R1 may be a constant value regardless of the size of CLCSO.
  • FIG. 6A or FIG. 6B there may be a portion of the graph line in which the first ratio R1 has a constant value regardless of the size of the CLC SO.
  • the graph line of the first ratio R1 may be represented by a straight line like the graph line shown in FIGS. 6A to 6C and the graph line shown by the solid line in FIG. 6D.
  • a straight line like the graph line shown in FIGS. 6A to 6C and the graph line shown by the solid line in FIG. 6D.
  • the graph line shown by the broken line it may be represented by a curved line, or may be represented by, for example, a straight line and a curved line.
  • the second ratio R2 is larger than the first ratio R1 at least in the region where the CLCSO is relatively large, the CLCSO has the same tendency as the above-mentioned change of the first ratio R1 with respect to the change of the CLCSO.
  • the second ratio R2 may change with respect to the change.
  • the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 have an index (for example, CLCSO) indicating an operating state as a first value a1 (see FIGS. 6A and 6B).
  • the first ratio R1 is changed to the second ratio R2 than when the load of the gas turbine 1 becomes the second value a2 (see FIGS. 6A and 6B), which is higher than the case where the first value a1 is obtained.
  • the first ratio R1 tends to decrease as the CLCSO increases, and as shown in FIGS. 6A and 6B, the second ratio regardless of the magnitude of the CLCSO.
  • the value of R2 is constant, the value obtained by dividing the first ratio R1 by the second ratio R2 becomes larger when the CLCSO becomes the first value a1 than when the CLCSO becomes the second value a2.
  • the second ratio R2 tends to decrease as the CLCSO increases, but when the CLCSO becomes the first value a1, the CLCSO becomes the second value. It is preferable that the value obtained by dividing the first ratio R1 by the second ratio R2 becomes larger than in the case of a2.
  • the first fuel injector 41 is a combustor having a higher risk of flashback than the second fuel injector 42, the lower limit of the output in the turndown operation is reduced and the risk of flashback is reduced.
  • the relative ratio R is desirable in order to achieve both.
  • the controller that is, the combustion control device 140, has a first ratio R1 depending on whether the index (for example, CLCSO) is the first value a1 or the second value a2.
  • the controller may be configured to control the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H so that at least one of the second ratio R2 is different. That is, the index becomes the first by making at least one of the first ratio R1 and the second ratio R2 different between the case where the index (for example, CLCSO) becomes the first value a1 and the case where the second value a2.
  • the relative ratio R can be made different between the case where the first value is a1 and the case where the second value is a2.
  • the controller that is, the combustion control device 140, has a first ratio when the index (for example, CLCSO) has a second value a2 than when the index (for example, CLCSO) has a first value a1.
  • the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H may be controlled so that R1 becomes small. As a result, even if the load of the gas turbine 1 becomes relatively large, the risk of flashback in the first fuel injector 41, which has a higher risk of flashback than that of the second fuel injector 42, can be suppressed.
  • the controller that is, the combustion control device 140, causes the second ratio R2 to be equal to or higher than the first ratio R1 when the index (for example, CLCSO) becomes the second value a2. It may be configured to control the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H. Therefore, since the first fuel injector 41 is a combustor having a higher risk of flashback than the second fuel injector 42, the reverse in the first fuel injector 41 when the load of the gas turbine 1 becomes relatively large.
  • the second ratio R2 in the second fuel injector 42 can be relatively large while suppressing the risk of fire. For example, if the highly combustible fuel FH is a fuel having a relatively small environmental load such as hydrogen, the environmental load can be suppressed by relatively increasing the second ratio R2.
  • the controller that is, the combustion control device 140, is low so that the second ratio R2 becomes 0.5 or more when the index (for example, CLCSO) becomes the second value a2. It may be configured to control the combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the highly combustible fuel flow rate adjusting unit 240H. As a result, when the load of the gas turbine 1 becomes relatively large, the second ratio R2 in the second fuel injector 42 can be made relatively large. For example, if the highly combustible fuel FH is a fuel having a relatively small environmental load such as hydrogen, the environmental load can be suppressed by relatively increasing the second ratio R2.
  • FIG. 7 is an overall schematic view of the combustion control device 140 according to some embodiments.
  • the combustion control device 140 according to some embodiments will be described with reference to FIG. 7.
  • Each processing function of the combustion control device 140 is configured by software (computer program) and executed by a computer, but the present invention is not limited to this, and may be configured by hardware.
  • the generator output command value is not limited to the case where it is sent from the central power supply center, and may be set by, for example, a generator output setter provided in a gas turbine power generation facility.
  • the IGV opening command value is adopted here as the IGV opening used for calculating the CLC SO, it is not necessarily limited to this, and for example, when the IGV opening is measured, this measured value is used. You may use it.
  • the generator output measured by the electric power meter PW, the intake air temperature measured by the intake air thermometer Ta, and the low combustible fuel gas are measured.
  • Low combustible fuel temperature measured by thermometer Tfl, high combustible fuel temperature measured by high combustible fuel gas thermometer Tfh, exhaust gas temperature measured by exhaust gas thermometer Th, and intake flow meter FX1 The measured intake air flow rate, the turbine bypass flow rate measured by the turbine bypass flow meter FX2, the intake air pressure measured by the intake air pressure gauge PX4, and the vehicle interior pressure measured by the vehicle interior pressure gauge PX5 are input.
  • the turbine bypass flow rate is the flow rate of compressed air that flows through a turbine bypass line (not shown) without passing through the combustor 4 and the turbine 6.
  • a turbine bypass line (not shown) is provided with a turbine bypass valve (not shown) for adjusting the turbine bypass flow rate of compressed air. This is provided for adjusting the outlet pressure (cabin pressure) of the compressor 2.
  • the L1 valve opening command value for adjusting the supply amount of the low combustible fuel FL to the first fuel injector 41 based on these input signals and the like.
  • the H1 valve opening command value and the H2 valve opening command value for adjusting the supply amount of the highly combustible fuel FH to the second fuel injector 42 are obtained.
  • the L1 valve opening command value is a command value of the valve opening degree in the L1 flow rate adjusting unit 241
  • the L2 valve opening command value is a command value of the valve opening degree in the L2 flow rate adjusting unit 242.
  • the H1 valve opening command value is a command value of the valve opening degree in the H1 flow rate adjusting unit 243
  • the H2 valve opening command value is a command value of the valve opening degree in the H2 flow rate adjusting unit 244.
  • the L1 valve opening command value, the L2 valve opening command value, the H1 valve opening command value, and the H2 valve opening command value have the same relationship as described above between CLCSO and the first ratio R1 and the second ratio R2. Is calculated as follows.
  • the valve opening in the L1 flow rate adjusting unit 241 is set to the valve opening corresponding to the L1 valve opening command value, so that low combustion with respect to the first fuel injector 41 is performed.
  • the supply amount of the sex fuel FL is adjusted.
  • the valve opening degree in the H1 flow rate adjusting unit 243 is set to the valve opening degree corresponding to the H1 valve opening degree command value, so that the valve opening degree is set with respect to the first fuel injector 41.
  • the supply of highly combustible fuel FH is adjusted. As a result, the low combustible fuel FL and the high combustible fuel FH are supplied to the first fuel injector 41 at the first ratio R1 calculated and set by the combustion control device 140.
  • the valve opening in the L2 flow rate adjusting unit 242 is set to the valve opening corresponding to the L2 valve opening command value, so that low combustion with respect to the second fuel injector 42 is performed.
  • the supply amount of the sex fuel FL is adjusted.
  • the valve opening degree in the H2 flow rate adjusting unit 244 is set to the valve opening degree corresponding to the H2 valve opening degree command value, so that the second fuel injector 42 is provided.
  • the supply of highly combustible fuel FH is adjusted.
  • the low combustible fuel FL and the high combustible fuel FH are supplied to the second fuel injector 42 at the second ratio R2 calculated and set by the combustion control device 140.
  • FIG. 8 is a block diagram showing a configuration of CLCSO calculation logic in the combustion control device 140 according to some embodiments.
  • the combustion load command value (CLCSO) is a parameter that makes the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T dimensionless, and has a positive correlation with this gas turbine inlet combustion gas temperature T1T (proportional to the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T). ) It is a parameter.
  • This CLCSO is set to be 0% when the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is the lower limit value and 100% when the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is the upper limit value. For example, when the lower limit of the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is 700 ° C. and the upper limit of the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is 1500 ° C., CLCSO is expressed by the following equation (1).
  • CLCSO (%) ⁇ (actual output-700 ° C MW) / (1500 ° C MW) -700 ° C MW) ⁇ x 100 ...
  • the actual output is the measured gas turbine output (generator output).
  • 700 ° C. MW is the output (generator output) of the gas turbine 1 when the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is 700 ° C., which is the lower limit value, in the environment where the gas turbine 1 is currently placed.
  • 1500 ° C. MW is the output (generator output) of the gas turbine 1 when the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is 1500 ° C., which is the upper limit value, under the current environment of the gas turbine 1.
  • the intake air temperature of the measured value, the IGV opening command value, and the intake flow rate of the measured value in the divider 153 (total compressed air).
  • the value of 1500 ° C. MW (temperature control MW) is calculated based on the turbine bypass ratio (turbine bypass flow rate / intake flow rate) obtained by dividing the measured value of the turbine bypass flow rate (corresponding to the amount). That is, the value of 1500 ° C. MW in consideration of the IGV opening degree, the intake air temperature and the turbine bypass ratio is obtained.
  • the function generator 152 calculates the value of 700 ° C. MW based on the intake air temperature, the IGV opening command value, and the turbine bypass ratio. That is, the value of 700 ° C. MW in consideration of the IGV opening degree, the intake air temperature and the turbine bypass ratio is obtained.
  • the divider 154 divides the measured intake pressure (atmospheric pressure) and the standard atmospheric pressure set by the signal generator 161 to obtain the atmospheric pressure ratio (intake pressure / standard atmospheric pressure).
  • the value of 1500 ° C. MW obtained by the function generator 151 is multiplied by the atmospheric pressure ratio obtained by the divider 154 to obtain the value of 1500 ° C. MW in consideration of the atmospheric pressure ratio.
  • the value of 1500 ° C. MW obtained by the multiplier 155 may be output to the subtractor 157 via the learning circuit 162, or may be directly output to the subtractor 157.
  • the learning circuit 162 is for correcting the deviation of the value of 1500 ° C. MW due to the deterioration of the characteristics of the gas turbine 1.
  • the value of 700 ° C. MW obtained by the function generator 152 is multiplied by the atmospheric pressure ratio obtained by the divider 154 to obtain the value of 700 ° C. MW in consideration of the atmospheric pressure ratio.
  • the value of 700 ° C. MW obtained by the multiplier 156 is subtracted from the value of 1500 ° C. MW obtained by the multiplier 155 (or corrected by the learning circuit 162) (1500 ° C. MW-700 ° C. MW: See equation (1) above).
  • the value of 700 ° C. MW obtained by the multiplier 156 is subtracted from the actual output, that is, the generator output (gas turbine output) of the actually measured value (actual output-700 ° C. MW: see the above equation (1)). ..
  • the CLCSO can be calculated.
  • the output value of the divider 159 may be multiplied by 100.
  • the CLC SO does not frequently repeat the opening / closing operation due to the minute fluctuation of the CLC SO due to the minute fluctuation of the gas turbine output (generator output). Therefore, the input value from the divider 159 is not immediately output as CLCSO, but is limited to a predetermined increase / decrease rate and output.
  • the present disclosure is not limited to the above-mentioned embodiment, and includes a form in which the above-mentioned embodiment is modified and a form in which these forms are appropriately combined.
  • the contents described in each of the above embodiments are grasped as follows, for example.
  • the gas turbine combustor 4 according to at least one embodiment of the present disclosure is injected from a first fuel injector 41, a second fuel injector 42, a first fuel injector 41, and a second fuel injector 42.
  • Low combustion for independently adjusting the supply amount of the low combustible fuel FL to the combustor liner 46 as a combustion part where the fuel F is burned and the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42.
  • the highly combustible fuel flow rate adjusting unit 240H and the combustion control device 140 as a controller are provided.
  • the controller has a first ratio R1 of the highly combustible fuel FH to the entire first fuel F1 injected by the first fuel injector 41 and a second, depending on the operating state of the gas turbine 1.
  • the first fuel injector 41 and the second fuel injector 42 have the first value a1 when the index indicating the operating state is the first value a1.
  • the relative ratio R is set as described above, if the first fuel injector 41 is a combustor having a higher risk of flashback than the second fuel injector 42, the lower limit of output in the turndown operation should be reduced.
  • the relative ratio R is desirable in order to achieve both the above and the reduction of the risk of flashback.
  • the controller (combustion control device 140) has a first value depending on whether the index has the first value a1 or the second value a2.
  • the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H may be controlled so that at least one of the ratio R1 and the second ratio R2 is different.
  • the relative ratio R can be different depending on whether the index has the first value a1 or the second value a2.
  • the controller (combustion control device 140) has a second value a2 rather than a first value a1. May be configured to control the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H so that the first ratio R1 becomes smaller.
  • the risk of flashback in the first fuel injector 41 can be suppressed even if the load of the gas turbine 1 becomes relatively large.
  • the controller (combustion control device 140) has a second ratio R2 when the index is the second value a2. It may be configured to control the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H so as to have the first ratio R1 or more.
  • the load of the gas turbine 1 becomes relatively large.
  • the second ratio R2 in the second fuel injector 42 can be made relatively large while suppressing the risk of flashback in the first fuel injector 41.
  • the highly combustible fuel FH is a fuel having a relatively small environmental load such as hydrogen, the environmental load can be suppressed by relatively increasing the second ratio R2.
  • the controller (combustion control device 140) has a second ratio R2 when the index is the second value a2. It may be configured to control the low combustible fuel flow rate adjusting unit 240L and the high combustible fuel flow rate adjusting unit 240H so as to be 0.5 or more.
  • the second ratio R2 in the second fuel injector 42 can be made relatively large.
  • the highly combustible fuel FH is a fuel having a relatively small environmental load such as hydrogen
  • the environmental load can be suppressed by relatively increasing the second ratio R2.
  • the first fuel injector 41 may be a premixed combustion type fuel injector, and the second fuel.
  • the injector 42 may be a diffusion combustion type fuel injector.
  • a diffusion combustion type fuel injector is a combustor having a lower risk of flashback than a premixed combustion type fuel injector.
  • the second fuel injector 42 is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector 41.
  • a plurality of first fuel injectors 41 may be arranged around the second fuel injector 42.
  • the enclosed fuel injector is at greater risk of flashback than the surrounding fuel injector. It gets smaller.
  • the second fuel injector 42 is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector 41.
  • the first fuel injector 41 is arranged coaxially with the second fuel injector 42 and is a second fuel injector. It may be configured to inject the first fuel F1 from around 42.
  • one fuel injector is placed coaxially with the other fuel injector, and each fuel injector is configured such that one fuel injector injects fuel from around the other fuel injector. If so, the other fuel injector has a lower risk of flashback than the one fuel injector.
  • the second fuel injector 42 is a combustor having a smaller risk of flashback than the first fuel injector 41.
  • the index representing the operating state may be the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T.
  • the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is an index that more accurately indicates the operating state of the gas turbine 1 as compared with, for example, the load (gas turbine output) of the gas turbine 1. According to the configuration of the above (10), since the relative ratio R can more accurately reflect the operating state of the gas turbine 1, the control accuracy of the relative ratio R can be improved.
  • the index representing the operating state is a dimensionless value (CLCSO) of the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T. It is good.
  • the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T is an index that more accurately indicates the operating state of the gas turbine 1 as compared with, for example, the load (gas turbine output) of the gas turbine 1.
  • the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T has become high, and it is difficult to measure the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T for a long time.
  • the configuration of (11) above by using the nondimensionalized value (CLCSO) of the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T as the above index, it is not necessary to measure the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T for a long time.
  • the control accuracy of the relative ratio R can be easily improved.
  • the index representing the operating state may be the load of the gas turbine 1.
  • the load of the gas turbine 1 is inferior in accuracy as an index indicating the operating state of the gas turbine 1 as compared with, for example, the gas turbine inlet combustion gas temperature T1T, it is easy to obtain a value.
  • the configuration for controlling the relative ratio R can be simplified.
  • the low combustible fuel FL may be natural gas
  • the high combustible fuel FH may be hydrogen or propane. , Or a mixture of hydrogen and propane.
  • the low combustible fuel FL may be natural gas, which is a general fuel for the gas turbine 1.
  • the highly combustible fuel FH may be any of hydrogen, propane, or a mixture of hydrogen and propane, which is a fuel having a higher combustion rate than natural gas. Thereby, the increase in the cost of the fuel F can be suppressed.
  • the gas turbine 1 according to at least one embodiment of the present disclosure includes a gas turbine combustor 4 having any of the above configurations (1) to (13).

Landscapes

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Abstract

少なくとも一実施形態に係るガスタービン燃焼器は、第１燃料噴射器及び第２燃料噴射器に対する低燃焼性燃料の供給量を互いに独立して調節するための低燃焼性燃料流量調節部と、第１燃料噴射器及び第２燃料噴射器に対する、低燃焼性燃料よりも燃焼速度が高い高燃焼性燃料の供給量を互いに独立して調節するための高燃焼性燃料流量調節部と、ガスタービンの運転状態に応じて、第１燃料噴射器によって噴射される第１燃料全体に対する高燃焼性燃料の第１比率、及び、第２燃料噴射器によって噴射される第２燃料全体に対する高燃焼性燃料の第２比率の相対比が変化するように低燃焼性燃料流量調節部及び高燃焼性燃料流量調節部を制御するように構成されたコントローラとを備える。

Description

ガスタービン燃焼器及びガスタービン
　本開示は、ガスタービン燃焼器及びガスタービンに関する。本願は、２０２１年１月８日に日本国特許庁に出願された特願２０２１－００２１１７号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　例えば発電用途のガスタービンでは、日中や夜間の電力需要の変動に対応するために、運転状態をターンダウン運転に切り替える場合がある。ターンダウン運転では、タービンを通過する燃焼ガスの流量を減少させて定格運転時に比べて低い出力でガスタービンが運転される（例えば特許文献１参照）。
特開２０１１－１３７３９０号公報
　ガスタービンをターンダウン運転することで出力を低下させると、燃焼器における燃焼温度が低下し、その結果未燃分である一酸化炭素や炭化水素等の物質の発生量の増加や、燃焼振動の発生を招いてしまう。しかし、上述した電力需要の変動に柔軟に対応するために、ターンダウン運転における出力下限値を小さくしてガスタービンの運用帯を広げることが求められている。
　ターンダウン運転における出力下限値を小さくするためには、水素等のような燃焼速度が比較的大きい高燃焼性燃料を混焼させることが望ましい。
　しかし、高燃焼性燃料の混焼率を大きくすると、逆火のリスクが高まる。すなわち、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとはトレードオフの関係にある。
　本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図ることを目的とする。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン燃焼器は、
　第１燃料噴射器と、
　第２燃料噴射器と、
　前記第１燃料噴射器及び前記第２燃料噴射器から噴射された燃料が燃焼する燃焼部と、
　前記第１燃料噴射器及び前記第２燃料噴射器に対する低燃焼性燃料の供給量を互いに独立して調節するための低燃焼性燃料流量調節部と、
　前記第１燃料噴射器及び前記第２燃料噴射器に対する、前記低燃焼性燃料よりも燃焼速度が高い高燃焼性燃料の供給量を互いに独立して調節するための高燃焼性燃料流量調節部と、
　ガスタービンの運転状態に応じて、前記第１燃料噴射器によって噴射される第１燃料全体に対する前記高燃焼性燃料の第１比率、及び、前記第２燃料噴射器によって噴射される第２燃料全体に対する前記高燃焼性燃料の第２比率の相対比が変化するように前記低燃焼性燃料流量調節部及び前記高燃焼性燃料流量調節部を制御するように構成されたコントローラと、
を備える。
（２）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、上記（１）の構成のガスタービン燃焼器を備える。
　本開示の少なくとも一実施形態によれば、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図れる。
幾つかの実施形態に係るガスタービンを示す概略構成図である。 幾つかの実施形態に係る燃焼器を示す断面図である。 幾つかの実施形態に係る燃焼器の要部を示す断面図である。 幾つかの実施形態に係る燃焼器を燃焼器の軸線方向に沿って下流側から上流側を見たときの各燃料噴射器の配置を模式的に示した図である。 他の実施形態に係る燃焼器を燃焼器の軸線方向に沿って下流側から上流側を見たときの各燃料噴射器の配置を模式的に示した図である。 幾つかの実施形態に係る燃焼器に対する燃料の供給系統の概略を示した図である。 第１比率及び第２比率と、ガスタービンの運転状態を表す指標との関係の一例を示したグラフである。 第１比率及び第２比率と、ガスタービンの運転状態を表す指標との関係の他の一例を示したグラフである。 第１比率と、ガスタービンの運転状態を表す指標との関係の他の例を示したグラフである。 第１比率と、ガスタービンの運転状態を表す指標との関係の他の例を示したグラフである。 第２比率と、ガスタービンの運転状態を表す指標との関係の他の一例を示したグラフである。 幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置の全体概要図である。 幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置におけるＣＬＣＳＯの算出ロジックの構成を示すブロック図である。
　以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
（ガスタービン１について）
　図１は、幾つかの実施形態に係るガスタービン１を示す概略構成図である。
　幾つかの実施形態に係るガスタービン燃焼器の適用先の一例であるガスタービンについて、図１を参照して説明する。
　図１に示すように、幾つかの実施形態に係るガスタービン１は、酸化剤としての圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるためのガスタービン燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結され、タービン６の回転エネルギーによって発電が行われるようになっている。以下の説明では、ガスタービン燃焼器４のことを単に燃焼器４とも称する。
　幾つかの実施形態に係るガスタービン１における各部位の具体的な構成例について説明する。
　幾つかの実施形態に係る圧縮機２は、圧縮機車室１０と、圧縮機車室１０の入口側に設けられ、空気を取り込むための空気取入口１２と、圧縮機車室１０及び後述するタービン車室２２を共に貫通するように設けられたロータ８と、圧縮機車室１０内に配置された各種の翼と、を備える。各種の翼は、空気取入口１２側に設けられた入口案内翼１４と、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。なお、圧縮機２は、不図示の抽気室等の他の構成要素を備えていてもよい。このような圧縮機２において、空気取入口１２から取り込まれた空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８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。そして、高温高圧の圧縮空気は圧縮機２から後段の燃焼器４に送られる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４は、ケーシング２０内に配置される。図１に示すように、燃焼器４は、ケーシング２０内にロータ８を中心として環状に複数配置されていてもよい。燃焼器４には燃料と圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給され、燃料を燃焼させることによって、タービン６の作動流体である燃焼ガスを発生させる。そして、燃焼ガスは燃焼器４から後段のタービン６に送られる。なお、幾つかの実施形態に係る燃焼器４の構成例については後述する。
　幾つかの実施形態に係るタービン６は、タービン車室２２と、タービン車室２２内に配置された各種の翼と、を備える。各種の翼は、タービン車室２２側に固定された複数の静翼２４と、静翼２４に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼２６と、を含む。なお、タービン６は、出口案内翼等の他の構成要素を備えていてもよい。タービン６においては、燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動する。これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されるようになっている。
　タービン車室２２の下流側には、排気車室２８を介して排気室３０が連結されている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気車室２８及び排気室３０を介して外部へ排出される。
（燃焼器４について）
　図２は、幾つかの実施形態に係る燃焼器４を示す断面図である。図３は、幾つかの実施形態に係る燃焼器４の要部を示す断面図である。図４Ａは、幾つかの実施形態に係る燃焼器４を燃焼器４の軸線方向に沿って下流側から上流側を見たときの各燃料噴射器の配置を模式的に示した図である。
　図２、図３及び図４Ａを参照して、幾つかの実施形態に係る燃焼器４の構成について説明する。
　図２及び図３に示すように、幾つかの実施形態に係る燃焼器４は、ロータ８を中心として環状に複数配置されている（図１参照）。各燃焼器４は、ケーシング２０により画定される燃焼器車室４０に設けられた燃焼器ライナ４６と、燃焼器ライナ４６内にそれぞれ配置された第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２とを含む。幾つかの実施形態では、第１燃料噴射器４１は、メイン燃焼バーナ６０であり、第２燃料噴射器４２は、パイロット燃焼バーナ５０であってもよい。
　以下の説明では、第１燃料噴射器４１から噴射される燃料Ｆを第１燃料Ｆ１とも称し、第２燃料噴射器４２から噴射される燃料Ｆを第２燃料Ｆ２とも称する。
　燃焼器４は、ケーシング２０の内部において燃焼器ライナ４６の内筒４７の外周側に設けられた外筒４５をさらに含む。内筒４７の外周側かつ外筒４５の内周側には、圧縮空気が流れる空気通路４３が形成される。
　なお、燃焼器４は、燃焼ガスをバイパスさせるためのバイパス管（不図示）等の他の構成要素を備えていてもよい。
　例えば、燃焼器ライナ４６は、パイロット燃焼バーナ５０及び複数のメイン燃焼バーナ６０の周囲に配置される内筒４７と、内筒４７の先端部に連結された尾筒４８と、を有している。すなわち、燃焼器ライナ４６は、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２から噴射された燃料Ｆが燃焼する燃焼部に相当する。
　図３及び図４Ａに示すように、パイロット燃焼バーナ５０は、燃焼器ライナ４６の中心軸に沿って配置されている。そして、パイロット燃焼バーナ５０の外周側を囲むように、複数のメイン燃焼バーナ６０が互いに離間して周方向に並んで配置されている。
　図３に示すように、パイロット燃焼バーナ５０は、燃料ポート５２に連結されたパイロットノズル（ノズル）５４と、パイロットノズル５４を囲むように配置されたパイロットバーナ筒５６と、パイロットノズル５４の外周に設けられた複数のスワラ（旋回板）５８と、を有している。
　パイロットノズル５４は、燃焼器軸線Ａｃを中心として軸線方向Ｄａに延在している。
　ここで、燃焼器軸線Ａｃの延在方向である軸線方向Ｄａの一方側であって燃焼ガスの流れに沿った上流側を上流側とし、他方側であって燃焼ガスの流れに沿った下流側を下流側とする。また、燃焼器軸線Ａｃは、このパイロット燃焼バーナ５０のバーナ軸線でもある。
　パイロットノズル５４の下流側端部には、燃料Ｆ（第２燃料Ｆ２）を噴射する不図示の噴射孔が形成されている。パイロットノズル５４で噴射孔が形成されている位置よりも上流側には、複数の旋回板５８が設けられている。各旋回板５８は、燃焼器軸線Ａｃを中心として圧縮空気を旋回させるためのものである。各旋回板５８は、パイロットノズル５４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５６の内周面に近接している。パイロットバーナ筒５６は、パイロットノズル５４の外周に位置する本体部５６ａと、本体部５６ａ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５６ｂと、を有する。複数の旋回板５８は、パイロットバーナ筒５６における本体部５６ａの内周面に近接している。
　メイン燃焼バーナ６０は、燃料ポート６２に連結されたメインノズル（ノズル）６４と、メインノズル６４を囲むように配置されたメインバーナ筒６６と、メインバーナ筒６６と燃焼器ライナ４６（例えば内筒４７）をつなぐ延長管６５と、メインノズル６４の外周に設けられたスワラ（旋回板）７０と、を有している。
　メインノズル６４は、燃焼器軸線Ａｃと平行なバーナ軸線Ａｂを中心として軸線方向Ｄａに延在する棒状のノズルである。なお、メイン燃焼バーナ６０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Ｄａと、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向Ｄａとは同じ方向である。また、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向Ｄａの上流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向Ｄａの上流側であり、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向Ｄａの下流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向Ｄａの下流側である。
　メインノズル６４の軸線方向Ｄａにおける中間部には、燃料Ｆ（第１燃料Ｆ１）を噴射する噴射孔が形成されている。メインノズル６４で噴射孔が形成されている位置近傍には、複数の旋回板７０が設けられている。各旋回板７０は、バーナ軸線Ａｂを中心として圧縮空気を旋回させるためのものである。各旋回板７０は、メインノズル６４の外周から放射方向成分を含む方向に延びて、メインバーナ筒６６の内周面に近接している。メインバーナ筒６６は、メインノズル６４の外周に位置している。
　上記構成を有する燃焼器４において、圧縮機２で生成された圧縮空気は車室入口４０ａから燃焼器車室４０内に供給され、さらに燃焼器車室４０から空気通路４３を経由してパイロットバーナ筒５６及び複数のメインバーナ筒６６内に流入する。
　パイロット燃焼バーナ５０では、パイロットバーナ筒５６の下流端から、圧縮空気と共に、パイロットノズル５４から噴射された燃料Ｆが噴出される。この燃料Ｆは、燃焼器ライナ４６内で拡散燃焼する。
　すなわち、図２、図３及び図４Ａに示したパイロット燃焼バーナ５０（第２燃料噴射器４２）は、拡散燃焼式の燃料噴射器である。
　メイン燃焼バーナ６０では、メインバーナ筒６６内で圧縮空気とメインノズル６４から噴射された燃料Ｆとが混合して、予混合気体ＰＭが形成される。メイン燃焼バーナ６０では、延長管６５の下流端から予混合気体ＰＭが噴出される。この予混合気体ＰＭ中の燃料Ｆは、燃焼器ライナ４６内で予混合燃焼する。
　すなわち、図２、図３及び図４Ａに示したメイン燃焼バーナ６０（第１燃料噴射器４１）は、予混合燃焼式の燃料噴射器である。
　なお、旋回板７０に燃料Ｆを噴射する噴射孔を形成し、ここからメインバーナ筒６６内に燃料Ｆを噴射してもよい。この場合、以上で説明した棒状のメインノズル６４に相当する部分がハブ棒を成し、メインノズルは、このハブ棒と複数の旋回板７０とを有して形成されることになる。ハブ棒内には、外部からの燃料Ｆが供給され、このハブ棒から旋回板７０に燃料Ｆが供給される。
　図４Ｂは、他の実施形態に係る燃焼器４を燃焼器４の軸線方向に沿って下流側から上流側を見たときの各燃料噴射器４１、４２の配置を模式的に示した図である。図４Ｂに示した燃焼器４では、第１燃料噴射器４１は、第２燃料噴射器４２と同軸に配置されている。図４Ｂに示した燃焼器４は、第２燃料噴射器４２の周囲から第１燃料Ｆ１を噴射するように構成されている。
　図４Ｂに示した燃焼器４では、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２は、内筒４７内で周方向に並んで配置されている。図４Ｂに示した燃焼器４では、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２は、何れも予混合燃焼式の燃料噴射器であってもよい。
（燃料Ｆについて）
　例えば発電用途のガスタービンでは、日中や夜間の電力需要の変動に対応するために、運転状態をターンダウン運転に切り替える場合がある。ターンダウン運転では、タービンを通過する燃焼ガスの流量を減少させて定格運転時に比べて低い出力でガスタービンが運転される。
　ガスタービンをターンダウン運転することで出力を低下させると、燃焼器における燃焼温度が低下し、その結果未燃分である一酸化炭素や炭化水素等の物質の発生量の増加や、燃焼振動の発生を招いてしまう。しかし、上述した電力需要の変動に柔軟に対応するために、ターンダウン運転における出力下限値を小さくしてガスタービンの運用帯を広げることが求められている。
　ターンダウン運転における出力下限値を小さくするためには、水素等のような燃焼速度が比較的大きい高燃焼性燃料を混焼させることが望ましい。
　そこで、幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、燃料Ｆとして、例えば従来の燃焼器と同様に天然ガスを用いるとともに、高燃焼性燃料ＦＨとして例えば水素、プロパン、又は水素とプロパンの混合物の何れかを用いることができるように構成されている。なお、以下の説明では、高燃焼性燃料として水素を用いる場合を例に挙げて説明する。また、以下の説明では、従来から用いられている燃料Ｆである天然ガスを低燃焼性燃料ＦＬとも称する。すなわち、高燃焼性燃料ＦＨは、低燃焼性燃料ＦＬよりも燃焼速度が高い燃料である。ここでいう燃料Ｆの燃焼速度は、例えば、標準状態（０℃、１０１３ｈＰａ）において当量比が１となるように燃料Ｆと空気とが混合された混合気の燃焼速度とする。
　低燃焼性燃料ＦＬとして例えば天然ガスを用いるとともに、高燃焼性燃料ＦＨとして例えば水素、プロパン、又は水素とプロパンの混合物の何れかを用いることで、燃料Ｆのコストの増加を抑制できる。
（燃料Ｆの供給系統について）
　図５は、幾つかの実施形態に係る燃焼器４に対する燃料Ｆの供給系統２００の概略を示した図である。幾つかの実施形態に係るガスタービン１は、図５に示す燃料Ｆの供給系統２００を含む。図５に示す燃料Ｆの供給系統２００は、低燃焼性燃料ＦＬを第１燃料噴射器４１に供給するためのＬ１供給ライン２１１と、低燃焼性燃料ＦＬを第２燃料噴射器４２に供給するためのＬ２供給ライン２１２と、高燃焼性燃料ＦＨを第１燃料噴射器４１に供給するためのＨ１供給ライン２２１と、高燃焼性燃料ＦＨを第２燃料噴射器４２に供給するためのＨ２供給ライン２２２とを含む。
　Ｌ１供給ライン２１１とＨ１供給ライン２２１とは、合流部２３１で合流している。合流部２３１以降の燃料供給ラインを第１燃料供給ライン２０１と称する。第１燃料供給ライン２０１は、メイン燃焼バーナ６０（第１燃料噴射器４１）のメインノズル６４が連結されている燃料ポート６２に接続されている。
　Ｌ２供給ライン２１２とＨ２供給ライン２２２とは、合流部２３２で合流している。合流部２３２以降の燃料供給ラインを第２燃料供給ライン２０２と称する。第２燃料供給ライン２０２は、パイロット燃焼バーナ５０（第２燃料噴射器４２）のパイロットノズル４４が連結されている燃料ポート５２に接続されている。
　Ｌ１供給ライン２１１には、第１燃料噴射器４１に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量を調節するためのＬ１流量調節部２４１が設けられている。Ｌ２供給ライン２１２には、第２燃料噴射器４２に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量を調節するためのＬ２流量調節部２４２が設けられている。
　Ｈ１供給ライン２２１には、第１燃料噴射器４１に対する高燃焼性燃料ＦＨの供給量を調節するためのＨ１流量調節部２４３が設けられている。Ｈ２供給ライン２２２には、第２燃料噴射器４２に対する高燃焼性燃料ＦＨの供給量を調節するためのＨ２流量調節部２４４が設けられている。
　Ｌ１流量調節部２４１、Ｌ２流量調節部２４２、Ｈ１流量調節部２４３、及びＨ２流量調節部２４４は、例えば流量調節弁である。
　図５に示す燃料Ｆの供給系統２００では、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量を互いに独立して調節するための低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌは、Ｌ１流量調節部２４１とＬ２流量調節部２４２とを含む。図５に示す燃料Ｆの供給系統２００では、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２に対する高燃焼性燃料ＦＨの供給量を互いに独立して調節するための高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈは、Ｈ１流量調節部２４３とＨ２流量調節部２４４とを含む。
　Ｌ１流量調節部２４１、Ｌ２流量調節部２４２、Ｈ１流量調節部２４３、及びＨ２流量調節部２４４は、低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されたコントローラによって制御される。幾つかの実施形態では、このコントローラは、ガスタービン１の燃焼制御装置１４０によって実現される。
　すなわち、幾つかの実施形態では、第１燃料噴射器４１によって噴射される第１燃料Ｆ１全体に対する高燃焼性燃料ＦＨの第１比率Ｒ１、及び、第２燃料噴射器４２によって噴射される第２燃料Ｆ２全体に対する高燃焼性燃料ＦＨの第２比率Ｒ２は、燃焼制御装置１４０によって制御される。燃焼制御装置１４０の詳細については、後で説明する。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、水素等のような燃焼速度が比較的大きい高燃焼性燃料ＦＨを混焼させることができるので、ガスタービン１のターンダウン運転における出力下限値を小さくすることができる。
　しかし、高燃焼性燃料ＦＨの混焼率、すなわち第１比率Ｒ１及び第２比率Ｒ２を大きくすると、逆火のリスクが高まる。すなわち、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとはトレードオフの関係にある。
　一方で、逆火のリスクは、燃料噴射器の構造や燃料噴射器の配置位置等によって異なるため、複数の燃料噴射器においてどの燃料噴射器も逆火のリスクが同じであるとは限らない。具体的には、例えば以下のとおりである。
　図２、図３及び図４Ａに示す実施形態では、第１燃料噴射器４１は、予混合燃焼式の燃料噴射器であり、第２燃料噴射器４２は、拡散燃焼式の燃料噴射器である。
　一般的に、拡散燃焼式の燃料噴射器は予混合燃焼式の燃料噴射器よりも逆火のリスクが小さい燃焼器である。したがって、図２、図３及び図４Ａに示す実施形態では、第２燃料噴射器４２は、第１燃料噴射器４１よりも逆火のリスクが小さい燃焼器となる。
　なお、一般的に、燃料噴射器が他の複数の燃料噴射器によって周囲を取り囲まれている場合、周囲を取り囲まれている燃料噴射器は、周囲を取り囲んでいる燃料噴射器よりも逆火のリスクが小さくなる。
　ここで、図２、図３及び図４Ａに示す実施形態では、第１燃料噴射器４１は、第２燃料噴射器４２の周囲に複数配置されている。したがって、仮に図２、図３及び図４Ａに示す実施形態において第１燃料噴射器４１と第２燃料噴射器４２とが共に拡散燃焼式又は予混合燃焼式の燃料噴射器である場合のように、第１燃料噴射器４１と第２燃料噴射器４２とで燃料噴射器の構造が同様であれば、第２燃料噴射器は、第１燃料噴射器よりも逆火のリスクが小さい燃焼器となる。
　また、図４Ｂに示す実施形態では、第１燃料噴射器４１は、第２燃料噴射器４２と同軸に配置され、第２燃料噴射器４２の周囲から第１燃料Ｆ１を噴射するように構成されている。
　一般的に、一方の燃料噴射器が他方の燃料噴射器と同軸に配置され、他方の燃料噴射器の周囲から一方の燃料噴射器が燃料を噴射するようにそれぞれの燃料噴射器が構成されている場合、他方の燃料噴射器は、一方の燃料噴射器よりも逆火のリスクが小さくなる。
　したがって、仮に図４Ｂに示す実施形態において第１燃料噴射器４１と第２燃料噴射器４２とが共に拡散燃焼式又は予混合燃焼式の燃料噴射器である場合のように、第１燃料噴射器４１と第２燃料噴射器４２とで燃料噴射器の構造が同様であれば、第２燃料噴射器４２は、第１燃料噴射器４１よりも逆火のリスクが小さい燃焼器となる。
　そこで、幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、これらを考慮して第１比率Ｒ１と第２比率Ｒ２との相対比Ｒを変化させることで、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図るようにした。
　すなわち、幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、燃焼制御装置１４０は、ガスタービン１の運転状態に応じて、第１比率Ｒ１及び第２比率Ｒ２の相対比Ｒが変化するように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されている。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４によれば、ガスタービン１の運転状態に応じて相対比Ｒを変化させることで、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図れる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４を備えるガスタービン１では、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図ることができ、ガスタービン１の運用帯を広げることができる。
　以下、ガスタービン１の運転状態に応じた相対比Ｒの変更について詳細に説明する。
　一般的には、ガスタービン１の負荷が高負荷になるほど燃料Ｆの供給量が増えるため、逆火のリスクが高まる。そのため、逆火を回避するためには、燃料噴射器によって噴射される燃料Ｆ全体に対する高燃焼性燃料ＦＨの比率は、ガスタービン１の負荷が高負荷になるほど減らすことが望ましい。しかし、上述したように、逆火のリスクは、燃料噴射器の構造や燃料噴射器の配置位置等によって異なるため、複数の燃料噴射器においてどの燃料噴射器も逆火のリスクが同じであるとは限らない。そのため、上述したように第１燃料噴射器４１が第２燃料噴射器４２よりも逆火のリスクが高い燃焼器であれば、ガスタービンの負荷が高負荷になるほど第２比率Ｒ２の低減度合いよりも第１比率Ｒ１の低減度合いを大きくすることが望ましい。すなわち、ガスタービン１の負荷が高負荷になるほど第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値が小さくなるように（ガスタービン１の負荷が低負荷になるほど第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値が大きくなるように）することが望ましい。
　以下の説明では、相対比Ｒが第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値（Ｒ＝Ｒ１／Ｒ２）であるものとして説明する。
　図６Ａは、第１比率Ｒ１及び第２比率Ｒ２と、ガスタービン１の運転状態を表す指標との関係の一例を示したグラフである。
　図６Ｂは、第１比率Ｒ１及び第２比率Ｒ２と、ガスタービン１の運転状態を表す指標との関係の他の一例を示したグラフである。
　図６Ｃ及び図６Ｄは、第１比率Ｒ１と、ガスタービン１の運転状態を表す指標との関係の他の例を示したグラフである。
　図６Ｅは、第２比率Ｒ２と、ガスタービン１の運転状態を表す指標との関係の他の一例を示したグラフである。
　なお、図６Ａ乃至図６Ｅにおいて、ガスタービン１の運転状態を表す指標として、例えば、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔ、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを無次元化した値である燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）、ガスタービン１の負荷（発電機出力：ガスタービン出力）を挙げることができる。なお、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔは、タービン６の入口における燃焼ガスの温度である。ＣＬＣＳＯについては、後で詳述する。また、ガスタービン１の負荷は、発電機出力の実測値であってもよく、複数の発電設備の発電機出力を管理する図示しない中央給電センターから送られてくる発電機出力指令値であってもよい。
　すなわち、幾つかの実施形態では、上記指標は、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔであるとよい。
　一般的に、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔは、例えばガスタービン１の負荷と比べて、ガスタービン１の運転状態をより正確に示す指標である。上記指標がガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔであれば、上記相対比Ｒをガスタービン１の運転状態をより正確に反映されたものとすることができるので、上記相対比Ｒの制御精度を向上できる。
　幾つかの実施形態では、上記指標は、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを無次元化した値（ＣＬＣＳＯ）であってもよい。
　上述したように、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔは、例えばガスタービン１の負荷と比べて、ガスタービン１の運転状態をより正確に示す指標である。しかし、近年のガスタービン１では、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔが高温化しており、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを長時間計測することが困難となっている。
　上記指標がＣＬＣＳＯであれば、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを長時間計測する必要がなくなり、上記相対比Ｒの制御精度を容易に向上できる。
　幾つかの実施形態では、上記指標は、ガスタービン１の負荷であってもよい。
　ガスタービン１の負荷は、例えばガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔと比べるとガスタービン１の運転状態を表す指標としては精度が劣るものの、値の取得は容易である。
　上記指標がガスタービン１の負荷であれば、上記相対比Ｒを制御するための構成を簡素化できる。
　以下の説明では、ガスタービン１の運転状態を表す指標がＣＬＣＳＯである場合の例について説明するが、以下で説明するＣＬＣＳＯと第１比率Ｒ１及び第２比率Ｒ２との関係は、ＣＬＣＳＯ以外の上記の各指標についてもあてはまる。
　上述したように、一般的には、ガスタービン１の負荷が高負荷になるほど燃料Ｆの供給量が増えるため、逆火のリスクが高まる。そのため、例えば図６Ａ乃至図６Ｄに示すように、ＣＬＣＳＯが大きくなるにつれて、第１比率Ｒ１は、減少する傾向にあるとよい。
　なお、第１比率Ｒ１の下限値は、０であってもよい。
　なお、上述したように、第２燃料噴射器４２は、第１燃料噴射器４１よりも逆火のリスクが小さい燃焼器であるので、例えば図６Ａ及び図６Ｂに示すように、ＣＬＣＳＯの大小に関わらず、第２比率Ｒ２は、一定の値であってもよい。なお、例えば図６Ｅに示すように、ＣＬＣＳＯが大きくなるにつれて、第２比率Ｒ２は、減少する傾向にあってもよい。この場合、ＣＬＣＳＯの変化に対する第２比率Ｒ２の変化率の絶対値は、ＣＬＣＳＯの変化に対する第１比率Ｒ１の変化率の絶対値よりも小さくてもよい。すなわち、ＣＬＣＳＯが増加した場合の第２比率Ｒ２の減少割合は、ＣＬＣＳＯが増加した場合の第１比率Ｒ１の減少割合よりも小さくてもよい。
　上述したように、第２燃料噴射器４２は、第１燃料噴射器４１よりも逆火のリスクが小さい燃焼器であるので、例えば図６Ａ及び図６Ｂに示すように、少なくともＣＬＣＳＯが比較的大きい領域において、第２比率Ｒ２は第１比率Ｒ１よりも大きくてもよく、図６Ｂに示すように、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第２比率Ｒ２は第１比率Ｒ１よりも大きくてもよい。
　図６Ｃ及び図６Ｄに示すように、ＣＬＣＳＯがある範囲内の値となる場合には、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第１比率Ｒ１は一定の値となってもよい。例えば図６Ｃにおいて実線で示したグラフ線のように、ＣＬＣＳＯが比較的小さい値となる領域（例えば０％以上ｂ１％以下）において、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第１比率Ｒ１は一定の値となってもよい。例えば図６Ｄにおいて実線で示したグラフ線のように、ＣＬＣＳＯが比較的小さい値となる領域（例えば０％以上ｂ３％以下）において、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第１比率Ｒ１は一定の値となってもよい。
　また、例えば図６Ｃにおいて破線で示したグラフ線のように、ＣＬＣＳＯが比較的大きい値となる領域（例えばｂ２％以上１００％以下）において、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第１比率Ｒ１は一定の値となってもよい。例えば図６Ｄにおいて実線で示したグラフ線のように、ＣＬＣＳＯが比較的大きい値となる領域（例えばｂ４％以上１００％以下）において、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第１比率Ｒ１は一定の値となってもよい。
　なお、図６Ｃにおいて、ｂ１＜ｂ２であり、図６Ｄにおいて、ｂ３＜ｂ４である。
　なお、図示はしていないが、図６Ｃにおいて、ＣＬＣＳＯの大きさがｂ１％以上ｂ２％以下の範囲内の少なくとも一部の領域において、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第１比率Ｒ１は一定の値となってもよい。同様に、図６Ｄにおいて、ＣＬＣＳＯの大きさがｂ３％以上ｂ４％以下の範囲内の一部の領域において、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず、第１比率Ｒ１は一定の値となってもよい。
　また、図示はしていないが、図６Ａ又は図６Ｂにおいて、グラフ線の一部に、ＣＬＣＳＯの大きさに関わらず第１比率Ｒ１が一定の値となる部分があってもよい。
　第１比率Ｒ１のグラフ線は、図６Ａ乃至図６Ｃに示すグラフ線、及び、図６Ｄにおいて実線で示したグラフ線のように、直線で表されるものであってもよく、例えば図６Ｄにおいて破線で示したグラフ線のように、曲線で表されるものであってもよく、例えば直線と曲線とで表されるものであってもよい。
　なお、少なくともＣＬＣＳＯが比較的大きい領域において、第２比率Ｒ２が第１比率Ｒ１よりも大きくなるのであれば、ＣＬＣＳＯの変化に対する第１比率Ｒ１の上述したような変化の傾向と同様に、ＣＬＣＳＯの変化に対して第２比率Ｒ２が変化してもよい。
　以上、ＣＬＣＳＯの変化に対する第１比率Ｒ１及び第２比率Ｒ２の変化傾向についてまとめると、以下のようになる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２は、運転状態を表す指標（例えばＣＬＣＳＯ）が第１値ａ１（図６Ａ及び図６Ｂ参照）となる場合には、第１値ａ１となる場合よりもガスタービン１の負荷が高負荷となる第２値ａ２（図６Ａ及び図６Ｂ参照）となる場合よりも第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値（すなわち相対比Ｒ＝Ｒ１／Ｒ２）が大きくなるように相対比Ｒが設定されるとよい。
　例えば、図６Ａ乃至図６Ｄに示すように、ＣＬＣＳＯが大きくなるにつれて、第１比率Ｒ１は、減少する傾向にあり、図６Ａ及び図６Ｂに示すように、ＣＬＣＳＯの大小に関わらず、第２比率Ｒ２は、一定の値であれば、ＣＬＣＳＯが第１値ａ１となる場合には、ＣＬＣＳＯが第２値ａ２となる場合よりも第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値が大きくなる。なお、例えば図６Ｅに示すように、ＣＬＣＳＯが大きくなるにつれて、第２比率Ｒ２は、減少する傾向にある場合であっても、ＣＬＣＳＯが第１値ａ１となる場合には、ＣＬＣＳＯが第２値ａ２となる場合よりも第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値が大きくなるとよい。
　したがって、第１燃料噴射器４１が第２燃料噴射器４２よりも逆火のリスクが高い燃焼器であるので、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図る上で、上記相対比Ｒが望ましいものとなる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、コントローラ、すなわち燃焼制御装置１４０は、上記指標（例えばＣＬＣＳＯ）が第１値ａ１となる場合と第２値ａ２となる場合とで、第１比率Ｒ１又は第２比率Ｒ２の少なくとも何れか一方が異なるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　すなわち、上記指標（例えばＣＬＣＳＯ）が第１値ａ１となる場合と第２値ａ２となる場合とで、第１比率Ｒ１又は第２比率Ｒ２の少なくとも何れか一方を異ならせることで上記指標が第１値ａ１となる場合と第２値ａ２となる場合とで上記相対比Ｒを異ならせることができる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、コントローラ、すなわち燃焼制御装置１４０は、上記指標（例えばＣＬＣＳＯ）が第１値ａ１となる場合よりも第２値ａ２となる場合の方が第１比率Ｒ１が小さくなるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　これにより、ガスタービン１の負荷が比較的大きくなっても、第２燃料噴射器４２よりも逆火のリスクが高い第１燃料噴射器４１における逆火のリスクを抑制できる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、コントローラ、すなわち燃焼制御装置１４０は、上記指標（例えばＣＬＣＳＯ）が第２値ａ２となる場合に第２比率Ｒ２が第１比率Ｒ１以上となるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　したがって、第１燃料噴射器４１が第２燃料噴射器４２よりも逆火のリスクが高い燃焼器であるので、ガスタービン１の負荷が比較的大きくなった場合に第１燃料噴射器４１における逆火のリスクを抑制しつつ、第２燃料噴射器４２における第２比率Ｒ２を比較的大きくすることができる。例えば高燃焼性燃料ＦＨが水素等の環境負荷が比較的小さい燃料であれば、第２比率Ｒ２を比較的大きくすることで環境負荷を抑制できる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、コントローラ、すなわち燃焼制御装置１４０は、上記指標（例えばＣＬＣＳＯ）が第２値ａ２となる場合に第２比率Ｒ２が０．５以上となるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　これにより、ガスタービン１の負荷が比較的大きくなった場合に第２燃料噴射器４２における第２比率Ｒ２を比較的大きくすることができる。例えば高燃焼性燃料ＦＨが水素等の環境負荷が比較的小さい燃料であれば、第２比率Ｒ２を比較的大きくすることで環境負荷を抑制できる。
（燃焼制御装置１４０について）
　図７は、幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置１４０の全体概要図である。
　図７に基づき、幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置１４０について説明する。なお、燃焼制御装置１４０の各処理機能はソフトウェア（コンピュータプログラム）で構成され、コンピュータで実行されるが、これに限定するものではなく、ハードウェアで構成してもよい。
　図７に示すように、幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置１４０では図示しない中央給電センターから送られてくる発電機出力指令値と、図示しないＩＧＶ制御装置から送られてくるＩＧＶ開度指令値とを入力する。なお、発電機出力指令値は中央給電センターから送られてくる場合に限定するものではなく、例えばガスタービン発電設備に設けられた発電機出力設定器によって設定されるものでもあってもよい。また、ここではＣＬＣＳＯの算出に用いるＩＧＶ開度としてＩＧＶ開度指令値を採用しているが、必ずしもこれに限定するものではなく、例えばＩＧＶ開度を計測している場合にはこの計測値を用いてもよい。
　更に幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置１４０では、上記のように実測値として電力計ＰＷで計測される発電機出力と、吸気温度計Ｔａで計測される吸気温度と、低燃焼性燃料ガス温度計Ｔｆｌで計測される低燃焼性燃料温度と、高燃焼性燃料ガス温度計Ｔｆｈで計測される高燃焼性燃料温度と、排ガス温度計Ｔｈで計測される排ガス温度と、吸気流量計ＦＸ１で計測される吸気流量と、タービンバイパス流量計ＦＸ２で計測されるタービンバイパス流量と、吸気圧力計ＰＸ４で計測される吸気圧力と、車室圧力計ＰＸ５で計測される車室圧力とを入力する。
　なお、タービンバイパス流量は、燃焼器４及びタービン６を通過せずに不図示のタービンバイパスラインを流れる圧縮空気の流量である。
　不図示のタービンバイパスラインには圧縮空気のタービンバイパス流量を調整するための不図示のタービンバイパス弁が設けられている。これは圧縮機２の出口圧力（車室圧力）の調整などのために設けられている。
　そして、幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置１４０では、これらの入力信号などに基づいて、第１燃料噴射器４１に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量を調節するためのＬ１弁開度指令値と、第２燃料噴射器４２に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量を調節するためのＬ２弁開度指令値と、第１燃料噴射器４１に対する高燃焼性燃料ＦＨの供給量を調節するためのＨ１弁開度指令値と、第２燃料噴射器４２に対する高燃焼性燃料ＦＨの供給量を調節するためのＨ２弁開度指令値とを求める。
　Ｌ１弁開度指令値は、Ｌ１流量調節部２４１における弁開度の指令値であり、Ｌ２弁開度指令値は、Ｌ２流量調節部２４２における弁開度の指令値である。Ｈ１弁開度指令値は、Ｈ１流量調節部２４３における弁開度の指令値であり、Ｈ２弁開度指令値は、Ｈ２流量調節部２４４における弁開度の指令値である。
　Ｌ１弁開度指令値、Ｌ２弁開度指令値、Ｈ１弁開度指令値、及びＨ２弁開度指令値は、ＣＬＣＳＯと、第１比率Ｒ１及び第２比率Ｒ２が上述したような関係となるように算出される。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、Ｌ１流量調節部２４１における弁開度がＬ１弁開度指令値に対応する弁開度に設定されることで、第１燃料噴射器４１に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量が調節される。また、幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、Ｈ１流量調節部２４３における弁開度がＨ１弁開度指令値に対応する弁開度に設定されることで、第１燃料噴射器４１に対する高燃焼性燃料ＦＨの供給量を調節される。
　これにより、燃焼制御装置１４０で演算されて設定された第１比率Ｒ１で、低燃焼性燃料ＦＬ及び高燃焼性燃料ＦＨが第１燃料噴射器４１に供給される。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、Ｌ２流量調節部２４２における弁開度がＬ２弁開度指令値に対応する弁開度に設定されることで、第２燃料噴射器４２に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量が調節される。また、幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、Ｈ２流量調節部２４４における弁開度がＨ２弁開度指令値に対応する弁開度に設定されることで、第２燃料噴射器４２に対する高燃焼性燃料ＦＨの供給量を調節される。
　これにより、燃焼制御装置１４０で演算されて設定された第２比率Ｒ２で、低燃焼性燃料ＦＬ及び高燃焼性燃料ＦＨが第２燃料噴射器４２に供給される。
（ＣＬＣＳＯについて）
　図８は、幾つかの実施形態に係る燃焼制御装置１４０におけるＣＬＣＳＯの算出ロジックの構成を示すブロック図である。
　燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）は、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを無次元化したパラメータで、このガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔと正の相関関係を持つ（ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔに比例する）パラメータである。このＣＬＣＳＯは、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔが下限値のときに０％、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔが上限値のときに１００％となるように設定される。例えば、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔの下限値を７００℃、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔの上限値を１５００℃としたとき、ＣＬＣＳＯは以下の（１）式で表される。
　ＣＬＣＳＯ（％）＝｛（実出力－７００℃ＭＷ）／（１５００℃ＭＷ
　　　　　　　　　　　 －７００℃ＭＷ）｝×１００　・・・・・（１）
　なお、実出力は、実測値のガスタービン出力（発電機出力）である。７００℃ＭＷは、現時点でのガスタービン１がおかれている環境で、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔが下限値である７００℃のときのガスタービン１の出力（発電機出力）である。また、１５００℃ＭＷは、現時点でのガスタービン１の環境下で、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔが上限値である１５００℃のときのガスタービン１の出力（発電機出力）である。
　図８に示すＣＬＣＳＯの算出ロジックに基づいて説明すると、まず、関数発生器１５１では、実測値の吸気温度と、ＩＧＶ開度指令値と、除算器１５３で実測値の吸気流量（全体の圧縮空気量に相当）と実測値のタービンバイパス流量とを除算して求めたタービンバイパス比（タービンバイパス流量／吸気流量）とに基づいて、１５００℃ＭＷ（温調ＭＷ）の値を算出する。すなわち、ＩＧＶ開度、吸気温度及びタービンバイパス比を考慮した１５００℃ＭＷの値を求める。
　関数発生器１５２では、吸気温度と、ＩＧＶ開度指令値と、タービンバイパス比とに基づいて、７００℃ＭＷの値を算出する。すなわち、ＩＧＶ開度、吸気温度及びタービンバイパス比を考慮した７００℃ＭＷの値を求める。
　除算器１５４では、実測値の吸気圧力（大気圧）と、シグナルジェネレータ１６１で設定された標準大気圧とを除算して、大気圧比（吸気圧力／標準大気圧）を求める。
　乗算器１５５では、関数発生器１５１で求めた１５００℃ＭＷの値と、除算器１５４で求めた大気圧比とを乗算することにより、大気圧比をも考慮した１５００℃ＭＷの値を求める。
　乗算器１５５で求めた１５００℃ＭＷの値は学習回路１６２を介して減算器１５７へ出力されてもよく、直接減算器１５７へ出力されてもよい。なお、学習回路１６２は、ガスタービン１の特性劣化等に起因する１５００℃ＭＷの値のずれを補正するためのものである。
　乗算器１５６では、関数発生器１５２で求めた７００℃ＭＷの値と、除算器１５４で求めた大気圧比とを乗算することにより、大気圧比をも考慮した７００℃ＭＷの値を求める。
　減算器１５７では、乗算器１５５で求めた（又は学習回路１６２で補正された）１５００℃ＭＷの値から乗算器１５６で求めた７００℃ＭＷの値を減算する（１５００℃ＭＷ－７００℃ＭＷ：上記（１）式参照）。
　減算器１５８では、実出力、すなわち実測値の発電機出力（ガスタービン出力）から乗算器１５６で求めた７００℃ＭＷの値を減算する（実出力－７００℃ＭＷ：上記（１）式参照）。
　そして、除算器１５９では、減算器１５８の減算結果と減算器１５７の減算結果とを除算する（上記（１）式参照）。かくして、ＣＬＣＳＯを算出することができる。なお、ＣＬＣＳＯをパーセントで表すには、除算器１５９の出力値に１００を掛ければよい。
　レート設定器１６０では、ガスタービン出力（発電機出力）の微小変動などによってＣＬＣＳＯが微小変動することにより、燃料流量を調節するための各弁等が頻繁に開閉動作を繰り返すことがないようにするため、除算器１５９からの入力値を直ぐにＣＬＣＳＯとして出力するのではなく、所定の増減レートに制限して出力する。
　本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン燃焼器４は、第１燃料噴射器４１と、第２燃料噴射器４２と、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２から噴射された燃料Ｆが燃焼する燃焼部としての燃焼器ライナ４６と、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２に対する低燃焼性燃料ＦＬの供給量を互いに独立して調節するための低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌと、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２に対する、低燃焼性燃料ＦＬよりも燃焼速度が高い高燃焼性燃料ＦＨの供給量を互いに独立して調節するための高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈと、コントローラとしての燃焼制御装置１４０と、を備える。コントローラ（燃焼制御装置１４０）は、ガスタービン１の運転状態に応じて、第１燃料噴射器４１によって噴射される第１燃料Ｆ１全体に対する高燃焼性燃料ＦＨの第１比率Ｒ１、及び、第２燃料噴射器４２によって噴射される第２燃料Ｆ２全体に対する高燃焼性燃料ＦＨの第２比率Ｒ２の相対比Ｒが変化するように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されている。
　上記（１）の構成によれば、ガスタービン１の運転状態に応じて上記相対比Ｒを変化させることで、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図れる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、第１燃料噴射器４１及び第２燃料噴射器４２は、運転状態を表す指標が第１値ａ１となる場合には、第１値ａ１となる場合よりもガスタービン１の負荷が高負荷となる第２値ａ２となる場合よりも第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値（すなわち相対比Ｒ＝Ｒ１／Ｒ２）が大きくなるように上記相対比Ｒが設定されるとよい。
　上記（２）の構成によれば、運転状態を表す指標が第１値ａ１となる場合には第２値ａ２となる場合よりも第１比率Ｒ１を第２比率Ｒ２で除した値が大きくなるように上記相対比Ｒが設定されるので、第１燃料噴射器４１が第２燃料噴射器４２よりも逆火のリスクが高い燃焼器であれば、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図る上で、上記相対比Ｒが望ましいものとなる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、コントローラ（燃焼制御装置１４０）は、上記指標が第１値ａ１となる場合と第２値ａ２となる場合とで、第１比率Ｒ１又は第２比率Ｒ２の少なくとも何れか一方が異なるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　上記（３）の構成のように、上記指標が第１値ａ１となる場合と第２値ａ２となる場合とで、第１比率Ｒ１又は第２比率Ｒ２の少なくとも何れか一方を異ならせることで上記指標が第１値ａ１となる場合と第２値ａ２となる場合とで上記相対比Ｒを異ならせることができる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（２）又は（３）の構成において、コントローラ（燃焼制御装置１４０）は、上記指標が第１値ａ１となる場合よりも第２値ａ２となる場合の方が第１比率Ｒ１が小さくなるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　上記（４）の構成によれば、ガスタービン１の負荷が比較的大きくなっても第１燃料噴射器４１における逆火のリスクを抑制できる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（２）乃至（４）の何れかの構成において、コントローラ（燃焼制御装置１４０）は、上記指標が第２値ａ２となる場合に第２比率Ｒ２が第１比率Ｒ１以上となるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　上記（５）の構成によれば、例えば第１燃料噴射器４１が第２燃料噴射器４２よりも逆火のリスクが高い燃焼器であれば、ガスタービン１の負荷が比較的大きくなった場合に第１燃料噴射器４１における逆火のリスクを抑制しつつ、第２燃料噴射器４２における第２比率Ｒ２を比較的大きくすることができる。例えば高燃焼性燃料ＦＨが水素等の環境負荷が比較的小さい燃料であれば、第２比率Ｒ２を比較的大きくすることで環境負荷を抑制できる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（２）乃至（５）の何れかの構成において、コントローラ（燃焼制御装置１４０）は、上記指標が第２値ａ２となる場合に第２比率Ｒ２が０．５以上となるように低燃焼性燃料流量調節部２４０Ｌ及び高燃焼性燃料流量調節部２４０Ｈを制御するように構成されていてもよい。
　上記（６）の構成によれば、ガスタービン１の負荷が比較的大きくなった場合に第２燃料噴射器４２における第２比率Ｒ２を比較的大きくすることができる。例えば高燃焼性燃料ＦＨが水素等の環境負荷が比較的小さい燃料であれば、第２比率Ｒ２を比較的大きくすることで環境負荷を抑制できる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、第１燃料噴射器４１は、予混合燃焼式の燃料噴射器であってもよく、第２燃料噴射器４２は、拡散燃焼式の燃料噴射器であってもよい。
　一般的に、拡散燃焼式の燃料噴射器は予混合燃焼式の燃料噴射器よりも逆火のリスクが小さい燃焼器である。
　上記（７）の構成によれば、第２燃料噴射器４２は、第１燃料噴射器４１よりも逆火のリスクが小さい燃焼器となる。
（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかの構成において、第１燃料噴射器４１は、第２燃料噴射器４２の周囲に複数配置されていてもよい。
　一般的に、燃料噴射器が他の複数の燃料噴射器によって周囲を取り囲まれている場合、周囲を取り囲まれている燃料噴射器は、周囲を取り囲んでいる燃料噴射器よりも逆火のリスクが小さくなる。
　上記（８）の構成によれば、第２燃料噴射器４２は、第１燃料噴射器４１よりも逆火のリスクが小さい燃焼器となる。
（９）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかの構成において、第１燃料噴射器４１は、第２燃料噴射器４２と同軸に配置され、第２燃料噴射器４２の周囲から第１燃料Ｆ１を噴射するように構成されていてもよい。
　一般的に、一方の燃料噴射器が他方の燃料噴射器と同軸に配置され、他方の燃料噴射器の周囲から一方の燃料噴射器が燃料を噴射するようにそれぞれの燃料噴射器が構成されている場合、他方の燃料噴射器は、一方の燃料噴射器よりも逆火のリスクが小さくなる。
　上記（９）の構成によれば、第２燃料噴射器４２は、第１燃料噴射器４１よりも逆火のリスクが小さい燃焼器となる。
（１０）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（９）の何れかの構成において、運転状態を表す指標は、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔであるとよい。
　一般的に、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔは、例えばガスタービン１の負荷（ガスタービン出力）と比べて、ガスタービン１の運転状態をより正確に示す指標である。
　上記（１０）の構成によれば、上記相対比Ｒをガスタービン１の運転状態をより正確に反映されたものとすることができるので、上記相対比Ｒの制御精度を向上できる。
（１１）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（９）の何れかの構成において、運転状態を表す指標は、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを無次元化した値（ＣＬＣＳＯ）であるとよい。
　上述したように、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔは、例えばガスタービン１の負荷（ガスタービン出力）と比べて、ガスタービン１の運転状態をより正確に示す指標である。しかし、近年のガスタービンでは、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔが高温化しており、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを長時間計測することが困難となっている。
　上記（１１）の構成によれば、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを無次元化した値（ＣＬＣＳＯ）を上記指標とすることで、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔを長時間計測する必要がなくなり、上記相対比Ｒの制御精度を容易に向上できる。
（１２）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（９）の何れかの構成において、運転状態を表す指標は、ガスタービン１の負荷であってもよい。
　ガスタービン１の負荷は、例えばガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ１Ｔと比べるとガスタービン１の運転状態を表す指標としては精度が劣るものの、値の取得は容易である。
　上記（１２）の構成によれば、ガスタービン１の負荷を上記指標とすることで、上記相対比Ｒを制御するための構成を簡素化できる。
（１３）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１２）の何れかの構成において、低燃焼性燃料ＦＬは、天然ガスであってもよく、高燃焼性燃料ＦＨは、水素、プロパン、又は水素とプロパンの混合物の何れかであってもよい。
　上記（１３）の構成のように、低燃焼性燃料ＦＬは、ガスタービン１の一般的な燃料である天然ガスであってもよい。この場合に、高燃焼性燃料ＦＨは、天然ガスよりも燃焼速度が高い燃料である、水素、プロパン、又は水素とプロパンの混合物の何れかであってもよい。これにより、燃料Ｆのコストの増加を抑制できる。
（１４）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン１は、上記（１）乃至（１３）の何れかの構成のガスタービン燃焼器４を備える。
　上記（１４）の構成によれば、ターンダウン運転における出力下限値を小さくすることと逆火のリスクを下げることとの両立を図ることができ、ガスタービン１の運用帯を広げることができる。
１　ガスタービン
２　圧縮機
４　ガスタービン燃焼器（燃焼器）
６　タービン
４１　第１燃料噴射器
４２　第２燃料噴射器
４６　燃焼器ライナ
５０　パイロット燃焼バーナ
６０　メイン燃焼バーナ
１４０　燃焼制御装置
２００　供給系統
２４０Ｌ　低燃焼性燃料流量調節部
２４０Ｈ　高燃焼性燃料流量調節部

Claims (14)

  1. 　第１燃料噴射器と、
    　第２燃料噴射器と、
    　前記第１燃料噴射器及び前記第２燃料噴射器から噴射された燃料が燃焼する燃焼部と、
    　前記第１燃料噴射器及び前記第２燃料噴射器に対する低燃焼性燃料の供給量を互いに独立して調節するための低燃焼性燃料流量調節部と、
    　前記第１燃料噴射器及び前記第２燃料噴射器に対する、前記低燃焼性燃料よりも燃焼速度が高い高燃焼性燃料の供給量を互いに独立して調節するための高燃焼性燃料流量調節部と、
    　ガスタービンの運転状態に応じて、前記第１燃料噴射器によって噴射される第１燃料全体に対する前記高燃焼性燃料の第１比率、及び、前記第２燃料噴射器によって噴射される第２燃料全体に対する前記高燃焼性燃料の第２比率の相対比が変化するように前記低燃焼性燃料流量調節部及び前記高燃焼性燃料流量調節部を制御するように構成されたコントローラと、
    を備えるガスタービン燃焼器。
  2. 　前記第１燃料噴射器及び前記第２燃料噴射器は、前記運転状態を表す指標が第１値となる場合には、前記第１値となる場合よりも前記ガスタービンの負荷が高負荷となる第２値となる場合よりも前記第１比率を前記第２比率で除した値が大きくなるように前記相対比が設定される
    請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  3. 　前記コントローラは、前記指標が前記第１値となる場合と前記第２値となる場合とで、前記第１比率又は前記第２比率の少なくとも何れか一方が異なるように前記低燃焼性燃料流量調節部及び前記高燃焼性燃料流量調節部を制御するように構成されている
    請求項２に記載のガスタービン燃焼器。
  4. 　前記コントローラは、前記指標が前記第１値となる場合よりも前記第２値となる場合の方が前記第１比率が小さくなるように前記低燃焼性燃料流量調節部及び前記高燃焼性燃料流量調節部を制御するように構成されている
    請求項２又は３に記載のガスタービン燃焼器。
  5. 　前記コントローラは、前記指標が前記第２値となる場合に前記第２比率が前記第１比率以上となるように前記低燃焼性燃料流量調節部及び前記高燃焼性燃料流量調節部を制御するように構成されている
    請求項２乃至４の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  6. 　前記コントローラは、前記指標が前記第２値となる場合に前記第２比率が０．５以上となるように前記低燃焼性燃料流量調節部及び前記高燃焼性燃料流量調節部を制御するように構成されている
    請求項２乃至５の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  7. 　前記第１燃料噴射器は、予混合燃焼式の燃料噴射器であり、
    　前記第２燃料噴射器は、拡散燃焼式の燃料噴射器である
    請求項１乃至６の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  8. 　前記第１燃料噴射器は、前記第２燃料噴射器の周囲に複数配置されている
    請求項１乃至７の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  9. 　前記第１燃料噴射器は、前記第２燃料噴射器と同軸に配置され、前記第２燃料噴射器の周囲から前記第１燃料を噴射するように構成されている
    請求項１乃至７の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  10. 　前記運転状態を表す指標は、ガスタービン入口燃焼ガス温度である
    請求項１乃至９の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  11. 　前記運転状態を表す指標は、ガスタービン入口燃焼ガス温度を無次元化した値である
    請求項１乃至９の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  12. 　前記運転状態を表す指標は、前記ガスタービンの負荷である
    請求項１乃至９の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  13. 　前記低燃焼性燃料は、天然ガスであり、
    　前記高燃焼性燃料は、水素、プロパン、又は水素とプロパンの混合物の何れかである
    請求項１乃至１２の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器。
  14. 　請求項１乃至１３の何れか一項に記載のガスタービン燃焼器、
    を備えるガスタービン。
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