(57)【要約】  燃焼システムの動作点を変更するために燃焼システムのバーナに提供されるパイロット燃料／パイロット空気比を制御する方法が提供される。まず、第１のパラメータの値、例えば温度がチェックされ、この値が、動作点を第１の望ましくない運転領域に配置する第１のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合、パイロット燃料／パイロット空気比は、第１のパラメータの所定の最大限界値よりも低いところに移動するように、第１のパラメータの値が変更される。同様に、第２のパラメータの値、例えば圧力がチェックされ、この値が、動作点を第２の望ましくない運転領域に配置する第２のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合、第２のパラメータの値が、第２のパラメータの所定の最大限界値よりも低いところに移動するように、再びパイロット燃料／パイロット空気比が変更される。燃焼システムも提供される。
2019531436.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼システム（１）の動作点を変更するために燃焼システム（１）のバーナ（３０）に提供されるパイロット燃料／パイロット空気比を制御する方法（１００）であって、前記パイロット燃料および前記パイロット空気は、それぞれパイロット燃料供給ライン（２）およびパイロット空気供給ライン（４）を介してパイロット燃料／パイロット空気の比で前記バーナ（３０）へ提供され、前記方法（１００）は、
（ａ）前記燃焼システム（１）の前記動作点を第１の望ましくない運転領域（Ａ）に向かって移動させる傾向がある第１のパラメータの値が、該第１のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かを決定するステップ（１１０）を含み、前記第１のパラメータの値は、前記バーナ（３０）へ提供される前記パイロット燃料および前記パイロット空気が前記比である間に決定され、
（ｂ）前記第１のパラメータの値を該第１のパラメータの前記所定の最大限界値よりも低く低下させるように、前記比を、前記バーナ（３０）へ提供されるパイロット燃料／パイロット空気の第１の比へと変更するステップ（１２０）を含み、前記比は、そのように決定された前記第１のパラメータの値が該第１のパラメータの前記所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合、前記第１の比へと変更され、
（ｃ）前記燃焼システム（１）の前記動作点を第２の望ましくない運転領域（Ｂ）に向かって移動させる傾向がある第２のパラメータの値が、該第２のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かを決定するステップ（１３０）を含み、前記第２のパラメータの値は、前記バーナ（３０）へ提供される前記パイロット燃料および前記パイロット空気が前記第１の比である間に決定され、
（ｄ）前記第２のパラメータの値を該第２のパラメータの前記所定の最大限界値よりも低く低下させるように、前記第１の比を、パイロット燃料／パイロット空気の第２の比へと変更するステップ（１４０）を含み、前記第１の比は、そのように決定された前記第２のパラメータの値が該第２のパラメータの前記所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合、前記第２の比へと変更される、
パイロット燃料／パイロット空気比を制御するための方法（１００）。
【請求項２】
前記第１のパラメータは、前記燃焼システム（１）の部分（３３）の温度であり、前記第２のパラメータは、前記燃焼システム（１）の燃焼容積（２８）の位置における圧力である、請求項１記載の方法（１００）。
【請求項３】
前記第１のパラメータの値が前記第１のパラメータの前記所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かを決定する（１１０）ステップ（ａ）は、前記燃焼システム（１）の前記部分（３３）の温度を検出するステップを含み、
前記第２のパラメータの値が前記第２のパラメータの前記所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かを決定する（１３０）ステップ（ｃ）は、前記燃焼容積（２８）の位置における圧力を示す圧力情報を検出するステップを含む、
請求項２記載の方法（１００）。
【請求項４】
前記第１のパラメータは、燃焼容積（２８）の位置における圧力であり、前記第２のパラメータは、前記燃焼システム（１）の部分（３３）の温度である、請求項１記載の方法（１００）。
【請求項５】
前記第１のパラメータの値が前記第１のパラメータの前記所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かを決定する（１１０）ステップ（ａ）は、前記燃焼容積（２８）の位置における圧力を示す圧力情報を検出するステップを含み、
前記第２のパラメータの値が前記第２のパラメータの前記所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かを決定する（１３０）ステップ（ｃ）は、前記燃焼システム（１）の前記部分（３３）の温度を検出するステップを含む、
請求項４記載の方法（１００）。
【請求項６】
前記方法（１００）は、ステップ（ａ）の前に、負荷を供給するための前記燃焼システム（１）の運転中に負荷（９９）のレベルを決定するステップをさらに含み、ステップ（ａ）〜（ｄ）は、そのように決定された前記負荷（９９）のレベルが、ステップ（ａ）〜（ｄ）を行うことが望ましい負荷（９９）の所定のレベル（６１）と等しいかまたはこれを超過している場合に、実行される、請求項１から５までのいずれか１項記載の方法（１００）。
【請求項７】
前記燃焼システム（１）は負荷を供給し、前記方法（１００）は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｄ）の１回または複数回の反復を行う（１５０）ステップ（ｅ）を含み、前記１回または複数回の反復は、少なくともステップ（ａ）〜（ｄ）の第１のセットおよびステップ（ａ）〜（ｄ）の第２のセットを含み、前記第１のセットおよび前記第２のセットは、前記燃焼システム（１）の運転中の異なるレベルの負荷（９９）で実行される、請求項１から６までのいずれか１項記載の方法（１００）。
【請求項８】
前記方法（１００）は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｄ）の１回または複数回の反復を行う（１５５）ステップ（ｅ）を含み、前記１回または複数回の反復は、少なくともステップ（ａ）〜（ｄ）の第３のセットと、第４のセットの後に続いて行われるステップ（ａ）〜（ｄ）の第４のセットを含み、前記第３のセットおよび前記第４のセットは、前記燃焼システム（１）の運転中の同じレベルの負荷（９９）で実行される、請求項１から６までのいずれか１項記載の方法（１００）。
【請求項９】
前記燃焼システム（１）は負荷を供給し、前記方法（１００）は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｅ）の１回または複数回の反復を行う（１６０）ステップ（ｆ）を含み、前記１回または複数回の反復は、少なくともステップ（ａ）〜（ｅ）の第１のセットおよびステップ（ａ）〜（ｅ）の第２のセットを含み、ステップ（ａ）〜（ｅ）の第１のセットおよびステップ（ａ）〜（ｅ）の第２のセットは、前記燃焼システム（１）の運転中の異なるレベルの負荷（９９）で実行される、請求項７または８記載の方法（１００）。
【請求項１０】
ステップ（ｂ）において前記比を前記第１の比に変更し（１２０）かつ／またはステップ（ｄ）において前記第１の比を前記第２の比に変更する（１４０）場合、前記変更は、前記バーナ（３０）に提供される前記パイロット空気の速度を変更しかつ前記バーナ（３０）に提供される前記パイロット燃料の速度を維持することによって行われる、請求項１から９までのいずれか１項記載の方法（１００）。
【請求項１１】
コンピュータシステムの１つまたは複数のプロセッサによって実行可能な命令が記憶されており、前記命令の実行により前記コンピュータシステムが請求項１から１０までのいずれか１項記載の方法（１００）を実施する、コンピュータ読取可能記憶媒体。
【請求項１２】
コンピュータシステムの１つまたは複数のプロセッサによって実行されかつ請求項１から１０までのいずれか１項記載の方法（１００）を実施する、コンピュータプログラム。
【請求項１３】
燃焼システム（１）であって、
バーナ（３０）と、
前記バーナ（３０）にパイロット燃料を提供するためのパイロット燃料供給ライン（２）と、
前記バーナ（３０）にパイロット空気を提供するためのパイロット空気供給ライン（４）と、
それぞれ前記パイロット燃料供給ライン（２）および前記パイロット空気供給ライン（４）を介して前記バーナ（３０）へ提供される前記パイロット燃料と前記パイロット空気との比を変更するように構成された弁ユニット（８０）と、
前記バーナ（３０）に関連した燃焼容積（２８）と、
前記燃焼システム（１）の部分（３３）の温度を検出するための温度センサ（７５）であって、そのように検出された温度を示す温度信号を通信するように構成された、温度センサ（７５）と、
前記燃焼容積（２８）の位置における圧力を表す圧力情報を検出するための圧力センサ（８５）であって、前記燃焼容積（２８）の位置における圧力を示す圧力信号を通信するように構成された、圧力センサ（８５）と、
前記温度センサ（７５）から前記温度信号を受信しかつ前記圧力センサ（８５）から前記圧力信号を受信するように構成された制御ユニット（９０）と、を備え、
前記制御ユニット（９０）は、さらに、
前記温度が所定の温度限界と等しいかまたはこれを超過しているとき、前記バーナ（３０）に提供される前記パイロット燃料と前記パイロット空気との比を変更して、前記燃焼システム（１）の前記部分（３３）の温度を前記所定の温度限界よりも低く低下させるために、前記温度信号に基づいて前記弁ユニット（８０）を制御し、かつ／または
前記圧力が所定の圧力限界と等しいかまたはこれを超過しているとき、前記バーナ（３０）に提供される前記パイロット燃料と前記パイロット空気との比を変更して、前記燃焼容積（２８）の位置における圧力を前記所定の圧力限界よりも低く低下させるために、前記圧力信号に基づいて前記弁ユニット（８０）を制御する
ように構成されている、燃焼システム（１）。
【請求項１４】
前記バーナ（３０）はバーナ面（３３）を有しており、該バーナ面（３３）は、複数のパイロット燃料噴射孔（３）および複数のパイロット空気噴射孔（５）を有しており、各パイロット燃料噴射孔（３）は前記パイロット燃料供給ライン（２）に通流可能に接続されており、各パイロット空気噴射孔（５）は前記パイロット空気供給ライン（４）に通流可能に接続されている、請求項１３記載の燃焼システム（１）。
【請求項１５】
前記パイロット燃料と前記パイロット空気とを、前記パイロット燃料と前記パイロット空気との所望の比で予混合するための予混合チャンバ（７）をさらに備え、該予混合チャンバ（７）は、前記パイロット燃料供給ライン（２）および前記パイロット空気供給ライン（４）に通流可能に接続されており、かつ前記所望の比で予混合された前記パイロット燃料および前記パイロット空気の混合物を前記燃焼容積（２８）へ提供するように構成された出口（６）を有している、請求項１３記載の燃焼システム（１）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、燃焼システムの動作点を制御するための技術に関し、より詳細には、パイロット空気を使用することによって燃焼システムの動作点を制御するための技術に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、最善のガスタービンエンジン運転を達成できるように、燃焼室内へ噴射されるパイロット燃料と主燃料との最適な燃料スプリット比を特定することが目標である。パイロット燃料と主燃料とのスプリット比は、異なる負荷レベルまたは燃焼温度のために推奨される、総燃料（すなわち、主燃料およびパイロット燃料）に対するパイロット燃料の比を示す、デフォルトスプリット曲線によって一般に表される。特に、高いバーナ先端／面温度などの高い金属温度および燃焼室内の高いダイナミクスが回避されるべきである一方、ＮＯｘなどの汚染物質の生成を最も低くすることによってエンジン信頼性を高めることが望まれる。例えば、既知の燃焼システムの莫大な経験による希薄な主燃料と空気混合物の使用に基づき、低ＮＯｘ混合物エミッションを達成することができる。
【０００３】
しかしながら、実用上、燃焼システムの動作点は、デフォルトスプリットマップに正確に従わず、デフォルトスプリットマップの作成中に正確に予測することができない様々な理由から、望ましくない運転領域へ移動する傾向がある。幾つかの理由は、互いに実質的に異なるタイプの燃料の使用、また、同じタイプの中での成分の異なる割合、変化する周囲条件、意図しない負荷変動などである。この問題を解決するために、次第に増大する負荷にわたって動作点をナビゲートしかつ望ましくない運転領域を回避するために、パイロット燃料および主燃料比の、デフォルトスプリット曲線によって提案されるデフォルトスプリットに関して、変更または調節を許容する、動作点のリアルタイム監視および制御のための複数の技術が考案されてきた。
【０００４】
国際公開第２００７／０８２６０８号は、燃料を複数の燃料供給ラインで１つまたは複数のバーナに供給する流入燃料供給ラインを有する燃焼装置を開示している。バーナは、燃焼容積を有している。過熱が防止されるべき装置の構成部分に関する温度情報を生成するために、温度センサが装置に配置されている。装置は、制御配列も有している。制御配列は、温度センサ出力を検出し、その出力に応じて、１つまたは複数のバーナへの燃料供給を変更し、それにより、流入燃料供給ライン内の燃料を実質的に一定に維持しながら、構成部分の温度を最大値よりも低く維持する。制御ユニットは、圧力変動が最大値よりも低く維持されるように装置の作動条件を調節するようにも努める。
【０００５】
欧州特許出願公開第２４４２０３１号明細書は、燃焼装置が所定の運転段階にあるか否かを、少なくとも１つの運転パラメータに基づいて決定する、燃焼装置制御ユニットおよび燃焼装置、例えばガスタービンを開示している。これに応じて、燃焼装置が所定の運転段階にある場合に所定の時間にわたって少なくとも２つの異なる入力燃料流れの比を所定の値に設定するように構成された、制御信号が生成される。
【０００６】
国際公開第２０１１／０４２０３７号は、温度情報、圧力情報およびその他の情報に基づいて１つまたは複数のバーナへの燃料供給を変更するように配置された制御配列を備える燃焼装置を開示している。その他の情報は、時間情報によって規定された時間スパンのための信号の経時進行を示しており、これにより、保護されるべき所望の部分の温度を所定の最大温度限界値よりも低く維持し、また、装置への燃料供給ライン内の全体的な燃料供給を実質的に一定に維持しながら、燃焼容積内の圧力変化を所定の最大圧力変化限界値よりも低く維持する。
【０００７】
国際公開第２０１５／０７１０７９号は、予測エミッション監視能力を備えるインテリジェント制御方法を開示している。この開示は、燃焼されたパイロット燃料および燃焼された主燃料によって発生した排ガスを燃焼室から排出可能である、パイロット燃料および主燃料が噴射可能および燃焼可能である燃焼室を有する、ガスタービンエンジンのための燃焼器システムを提示している。制御ユニットは、パイロット燃料比を調節するための燃料制御ユニットに接続されている。制御ユニットは、温度信号、燃料信号、質量流量信号および燃料スプリット比に基づき排ガスの予測される汚染物質濃度を決定するように適応されている。
【０００８】
上述の技術は全て、異なる負荷レベルのためにパイロット燃料と主燃料との比を変更することによって燃焼システムの動作点または燃焼システムをナビゲートする。しかしながら、これらの変更は、デフォルトスプリット曲線に組み込まれた変動に加え、パイロット燃料供給における多くの変動を生じさせ、したがって、燃焼システムの運転および燃焼システムを有するガスタービンエンジンにとって不利である。さらに、上述の技術を実行するために、幾つかの例ではパイロット燃料を増加させる必要があるので、パイロット燃料の高濃度により、温度がより高くなる機会が常に存在し、その結果、より多くのエミッションを生じる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
したがって、本開示の１つの目的は、主燃料の量に対するパイロット燃料の量の変更のみに依存することなく、燃焼アセンブリまたはシステムの動作点を制御またはナビゲートするという有利な効果を達成する技術を提供することである。この技術、例えば上述の技術に加えて、パイロット燃料／主燃料比を変更することなく燃焼システムの動作点を制御またはナビゲートすることを可能にする技術を提供することも、本開示の目的である。その結果、本開示の技術は、例えば、動作点をさらに調整または微調整またはさらに制御するために、上述の技術から独立してまたは上述の技術に対して相補的に使用されることができる。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記の目的は、本技術の、請求項１記載の、燃焼システムの動作点を変更するための、燃焼システムのバーナに提供されるパイロット燃料／パイロット空気比を制御する方法、請求項１１記載のコンピュータ読取可能記憶媒体、請求項１２記載のコンピュータプログラム、請求項１３記載の燃焼システムおよび請求項１６記載のガスタービンエンジンによって達成される。本技術の有利な実施形態は、従属請求項に提供されている。
【００１１】
本技術は、燃焼特性を制御するまたは燃焼特性を調整するためにパイロット空気を使用するという新規の概念を利用する。燃焼アセンブリ、または燃焼器システムもしくはアセンブリ、または単に燃焼器もしくはバーナシステムとも呼ばれる、燃焼システムの動作点は、パイロット燃料と予混合された、またはパイロット燃料と部分的に予混合された、またはパイロット燃料噴射孔の直近の１つまたは複数の別個の噴射孔からバーナ面を通して噴射された、パイロット空気の制御された導入によって調整される。ガスタービンエンジンのための、図２に示すような従来の燃焼器１５では、空気は、スワーラ２９を通して供給され、一次的に主燃料と混合されて、主燃料および空気を有する予混合可燃性反応物を形成する。燃焼器１５の動作点を制御する従来公知の技術では、一般に、空気はパイロット空気として供給されないので、パイロット空気は使用されない。
【００１２】
本開示において使用される「パイロット空気」という用語は、パイロット燃料と共に導入される空気を意味し、スワーラ２９（図２に示されている）を通して導入される空気、または主バーナもしくは燃焼室に関連した他の空気入口を通して導入される空気を含まなくてもよい。さらに、「パイロット空気」という用語は、関連して本技術が実施される燃焼システムまたはバーナアセンブリのバーナ面を通して導入される空気を含むが、これに限定されず、例えば、「パイロット空気」は、１つまたは複数のパイロット燃料噴射孔を有するバーナ面を通して導入される空気である。
【００１３】
例えば、「パイロット空気」は、１つまたは複数のパイロット燃料噴射孔（このパイロット燃料噴射孔を通してパイロット燃料が導入される）およびそれらを通して空気、すなわちパイロット空気が導入される、パイロット空気噴射孔と呼ばれる１つまたは複数の新規のその他の孔を有するバーナ面を通して導入される空気であり、パイロット燃料噴射孔およびパイロット空気噴射孔は、バーナ面の同じ表面に存在している。「パイロット空気」のさらに別の例は、パイロット燃料と予混合された空気であり、次いで、パイロット燃料およびパイロット空気の混合物、すなわち、予混合されたパイロット燃料およびパイロット空気は、１つまたは複数の開口を通して燃焼容積内へ導入される。
【００１４】
本技術は、少なくとも２つのパラメータ、すなわち第１のパラメータと第２のパラメータとを使用する。一般に、これらのパラメータは、燃焼システムの運転条件を規定または設定する要因である。２つのパラメータは、これらの要因、例えば、独立してまたは組み合わさって燃焼システムの動作点を、一般的には燃焼システムを有するガスタービンエンジン、特にガスタービンエンジンの燃焼システムの望ましくない運転領域に向かって移動させる傾向がある、燃焼システムの燃焼室内の温度または燃焼容積内の圧力の振幅、である。動作点は、燃焼システムおよび燃焼システムに存在する燃焼の運転特性または運転内の特定の点である。この点は、質量流量、燃焼温度などの、ガスタービンエンジンの燃焼システムおよびその他の構成部材の特性、およびガスタービンエンジンの外側から生じる影響、例えば、使用される燃料の質、周囲温度などにより、影響される。望ましくない運転領域は、作動する、すなわち、燃料を燃焼させるまたは燃焼システムを運転させるために望ましくない条件のことである。２つの望ましくない領域は、プッシュ−プル効果を有する望ましくない領域、すなわち、動作点が一方の望ましくない領域から離れながら他方の望ましくない領域へ移動するかまたはその逆であるものであり得るが、これに限定されない。
【００１５】
さらに、望ましくない領域は、少なくとも部分的に重なり合っておらず、したがって、１つの望ましくない領域から他方の望ましくない領域へ向かって移動するとき動作点を望ましい運転領域へ移動させることが可能である。
【００１６】
高い先端温度での燃料の燃焼は、運転を望ましくないものにするので、望ましくない領域の第１の例は、高いバーナ先端温度であってもよいが、これに限定されない。高い先端温度は、（ＮＯｘ、ＣＯなどの）エミッションのレベルを、燃焼容積から出てくる排気内でより高くし、これは望ましくないからである。さらに、燃焼システムの１つまたは複数の部分、この例ではバーナ先端またはバーナ表面の高温または過熱は、その部分の寿命を短縮し、部分の構造的一体性に不利に影響する。高いダイナミクス条件において燃焼システムを作動させることもまた、運転を望ましくないものにするので、望ましくない領域の別の例は、燃焼システムの燃焼器容積または燃焼室における高いダイナミクスであってもよいが、これに限定されない。高いダイナミクスも、燃焼容積に関連した異なる部分の寿命を短縮し、構造的一体性に不利に影響するからである。さらに、高いダイナミクスは、消炎の機会を増大する。
【００１７】
第１のパラメータは、例えば、燃焼システムの一部の温度および燃焼システムの燃焼容積の位置における圧力のうちの一方であってもよく、第２のパラメータは、燃焼システムの一部の温度および燃焼システムの燃焼容積の位置における圧力のうちの他方であってもよい。
【００１８】
第１のパラメータが、以下では部分とも呼ばれる燃焼システムの部分の温度であるとき、「第１のパラメータの所定の最大限界値」は、部分の「温度の所定の最大限界値」、すなわち、燃焼システムの所与の負荷レベルおよび／または作動条件における燃焼システムの運転のために許容できる燃焼システムの部分の最大温度を表す値を意味する。「第１のパラメータの所定の最大限界値」よりも高いか大きい、部分のためのまたは部分のあらゆる温度値、すなわち、「温度の所定の最大限界値」は、（部分への熱損傷および／または燃焼容積からの排気中の高いエミッションの原因であるために）望ましくなく、したがって、燃焼システムの運転のために許容できない。さらに、第２のパラメータが、以下では位置とも呼ばれる、燃焼システムの燃焼容積の位置における圧力であるとき、「第２のパラメータの所定の最大限界値」は、その位置における「圧力の所定の最大限界値」、すなわち、燃焼システムの所与の負荷レベルおよび／または作動条件における燃焼システムの運転のために許容できる、その位置における最大圧力を表す値を意味する。「第２のパラメータの所定の最大限界値」よりも高いか大きい、その位置のためのまたはその位置におけるあらゆる圧力値、すなわち、「圧力の所定の最大限界値」は、（高いダイナミクスまたは消炎の原因であるために）望ましくなく、したがって、燃焼器の運転のために許容できない。
【００１９】
代替的に、第２のパラメータが、部分の温度であるとき、「第２のパラメータの所定の最大限界値」は、部分の「温度の所定の最大限界値」、すなわち、燃焼システムの所与の負荷レベルおよび／または運転条件における燃焼システムの運転のために許容できる燃焼システムの部分の最大温度を意味する。「第２のパラメータの所定の最大限界値」よりも高いか大きい、部分のためのまたは部分のあらゆる温度値、すなわち、「温度の所定の最大限界値」は、（部分への熱損傷および／または燃焼容積からの排気中の高いエミッションの原因であるために）望ましくなく、したがって、燃焼システムの運転のために許容できない。さらに、第１のパラメータが、その位置における圧力であるとき、「第１のパラメータの所定の最大限界値」は、その位置における「圧力の所定の最大限界値」、すなわち、燃焼システムの所与の負荷レベルおよび／または運転条件における燃焼システムの運転のために許容できる、その位置における最大圧力を意味する。「第１のパラメータの所定の最大限界値」よりも高いか大きい、その位置のためのまたはその位置におけるあらゆる圧力値、すなわち、「圧力の所定の最大限界値」は、（高いダイナミクスまたは消炎の原因であるために）望ましくなく、したがって、燃焼システムの運転のために許容できない。
【００２０】
「温度の所定の最大限界値」は、予め決定されているかまたは予め知られており、すなわち、本技術を実施する前、例えば、本技術の方法を実施する前または本技術の燃焼システムを運転させる前に決定または計算されているかまたは知られており、部分のタイプ、部分の材料の組成、部分の機能、燃焼システムの他の構成部材に関する部分の位置、燃焼システムのメイクまたは設計、燃焼システムの運転の段階、同様のまたは異なる燃焼器アセンブリにおける同様の部分のために知られた温度の最大限界値、上記の要因のうちの１つまたは複数の組合せなどの、様々な要因に依存する。
【００２１】
「圧力の所定の最大限界値」は、予め決定されているかまたは予め知られており、すなわち、本技術を実施する前、例えば、本技術の方法を実施する前または本技術の燃焼システムを運転させる前に決定または計算されているかまたは知られており、燃焼器容積に関する位置のポジション、燃焼器容積を取り囲んだ燃焼器チャンバのメイクまたは設計、燃焼システムの運転の段階、同様のまたは異なる燃焼器アセンブリにおける同様の位置のために知られた圧力の最大限界値、上記の要因のうちの１つまたは複数の組合せなどの、様々な要因に依存する。
【００２２】
「温度の所定の最大限界値」は、特に部分および一般に燃焼システムの設計から予め決定されているかまたは予め知られており、物理的にまたはシミュレーションで行われてもよいし、特に部分および一般に燃焼システムの試験を通して予め決定されてもよい。同様に、「圧力の所定の最大限界値」は、特に燃焼室および一般に燃焼システムの設計から予め決定されているかまたは予め知られており、物理的にまたはシミュレーションで行われてもよいし、特に燃焼室および一般に燃焼システムの試験を通して予め決定されてもよい。「温度の所定の最大限界値」および「圧力の所定の最大限界値」は、燃焼システムに関連したまたは燃焼システムが供給された明細書、文書またはデータベースによって提供されてもよいし、またはそれから決定されてもよく、例えば、「温度の所定の最大限界値」および「圧力の所定の最大限界値」は、燃焼システムのためのスプリットマップ（異なる燃焼温度に対応する、総燃料に対するパイロット燃料の比）から決定可能であってもよい。
【００２３】
さらに、本技術において、第１または第２のパラメータの「値」という用語は、パラメータの大きさ、量または数、例えば、パラメータの大きさを表す数値的な量などの代数的用語を指すまたは表す指示または信号を意味する。パラメータの値は、値が大きさにおいて所定の最大限界値と比較的同じであるときに上記パラメータの「所定の最大限界値」に「等しい」と言われ、例えば、温度のための所定の最大限界値が１５００Ｋである場合、１５００Ｋと同じ温度の値は、温度のための所定の最大限界値と等しいと言われる。同様に、パラメータのための値は、値が大きさにおいて所定の最大限界値よりも比較的高いかまたは大きいときに上記パラメータの「所定の最大限界値」を「超過する」と言われ、例えば、温度のための所定の最大限界値が１５００Ｋである場合、１６００Ｋ、すなわち温度の値は、温度のための所定の最大限界値を超過すると言われる。
【００２４】
所与の条件における第１のパラメータおよびその値は、第１のパラメータを検出するための適切なセンサを使用することによって検出されてもよく、例えば、第１または第２のパラメータが部分の温度であるとき、パラメータの値は、温度センサ、例えば、バーナヘッドまたはバーナ表面が部分であるときには、バーナヘッドまたはバーナ表面の温度読取りを提供する熱電対、によって提供される温度読取りである。
【００２５】
所与の条件における第２のパラメータおよびその値は、第１のパラメータを検出するための適切なセンサを使用することによって検出されてもよく、例えば、第１または第２のパラメータが、その位置における圧力であるとき、パラメータの値は、その位置における圧力を表す情報を検出または決定するまたは読み取る適切なセンサ、例えば、振幅読取りが、その位置における圧力を表すまたは指すとき、その位置における振幅読取りを提供する振動センサ、によって提供される読取りである。
【００２６】
本技術の第１の態様では、燃焼システムのバーナに提供されるパイロット燃料／パイロット空気比を制御するための方法が提供される。パイロット燃料およびパイロット空気は、それぞれパイロット燃料供給ラインおよびパイロット空気供給ラインを介してパイロット燃料／パイロット空気の比でバーナに提供される。ステップ（ａ）における方法において、第１のパラメータの値が第１のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かが決定される。第１のパラメータは、燃焼システムの動作点を第１の望ましくない運転領域に向かって移動させる傾向がある要因または性質である。バーナに提供されたパイロット燃料およびパイロット空気が上記の比である間に、第１のパラメータの値が決定される。その後、ステップ（ｂ）において、そのように決定された第１のパラメータの値が第１のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合にのみ、上記の比は、第１のパラメータの値を第１のパラメータの所定の最大限界値よりも低下させるように、バーナに提供されるパイロット燃料／パイロット空気の第１の比に変更される。したがって、ステップ（ｂ）の結果、第１の比が存在してもよいし、またはまだ上記の比であり続けてもよい。ステップ（ｂ）の後に維持される上記の比であろうとまたはステップ（ｂ）の後の第１の比であろうと、いずれの場合も、パイロット燃料およびパイロット空気の比は第１の比であると理解されてもよいことに留意されたい。
【００２７】
ステップ（ｂ）の後、ステップ（ｃ）が行われ、第２のパラメータの値が第２のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かが決定される。第２のパラメータは、燃焼システムの動作点を第２の望ましくない運転領域に向かって移動させる傾向がある要因または性質である。バーナに提供されたパイロット燃料およびパイロット空気が第１の比である間に、第２のパラメータの値が決定される。最後に、ステップ（ｄ）が行われ、第２のパラメータの値を第２のパラメータの所定の最大限界値よりも低下させるように、第１の比が、パイロット燃料／パイロット空気の第２の比に変更される。そのように決定された第２のパラメータの値が第２のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合にのみ、第１の比が第２の比に変更される。すなわち、特にバーナへのパイロット空気の流れを停止、開始、増大および／または減少させることによって、バーナに提供されるパイロット燃料およびパイロット空気の比を変更することによって、動作点が望ましくない運転領域を回避するように、動作点が操作される。例えば、パイロット燃料およびパイロット空気比を増大させる、例えば、パイロット空気を停止させるかまたはパイロット燃料と比較して減少させると、パイロット燃料は、完全に予混合されていないかまたはより高濃度になり、その結果、ダイナミクスを低下させる燃焼を生じ、したがって、動作点は、高い燃焼ダイナミクスの望ましくない領域から離れる。他方で、パイロット燃料およびパイロット空気比を減少させる、例えば、パイロット空気を開始させるかまたはパイロット燃料と比較して増大させると、パイロット燃料は、完全に予混合されるまたはより希薄となり、その結果、より低い温度において生じる燃焼を生じ、したがって、動作点は、高い先端温度の望ましくない領域から離れ、その結果、より低いエミッションを生じる。すなわち、本技術の方法を使用することによって、所望の運転領域での燃焼システムの作動が達成される。
【００２８】
燃焼システムのバーナに提供されるパイロット燃料／パイロット空気比を制御するための方法は、パイロット燃料およびパイロット空気の所望の比でパイロット燃料およびパイロット空気を予混合するステップを含む。この予混合ステップは、予混合チャンバ内で行われてもよく、予混合チャンバはパイロットバーナに形成されている。パイロット燃料およびパイロット空気の所望の比でパイロット燃料およびパイロット空気を予混合するこのステップは、燃焼システムのプレチャンバ内へ混合物を噴射する前に行われる。次いで、パイロット燃料／パイロット空気比の所望の予混合された混合物は、燃焼システムのプレチャンバ内へ噴射される。
【００２９】
方法の一実施形態では、第１のパラメータは、燃焼システムの部分の温度であり、第２のパラメータは、燃焼システムの燃焼容積の位置における圧力である。方法の関連実施形態では、ステップ（ａ）は、燃焼システムの部分の温度を形成するステップを含み、ステップ（ｃ）は、燃焼容積の位置における圧力を示す圧力情報を検出するステップを含む。
【００３０】
方法の別の実施形態では、第１のパラメータは、燃焼容積の位置における圧力であり、第２のパラメータは、燃焼システムの部分の温度である。方法の関連実施形態では、ステップ（ａ）は、燃焼容積の位置における圧力を示す圧力情報を検出するステップを含み、ステップ（ｃ）は、燃焼システムの部分の温度を検出するステップを含む。
【００３１】
別の実施形態では、方法は、ステップ（ａ）の前に、ガスタービンに負荷を供給するために燃焼システムの運転中の負荷のレベルを決定するステップを含む。この実施形態では、そのように決定された負荷のレベルが、ステップ（ａ）〜（ｄ）を実施することが望まれる所定のレベルの負荷と等しいかまたはその負荷を超過していると、ステップ（ａ）〜（ｄ）が実施される。すなわち、この方法は、燃焼システムが所定の負荷レベルに達した後に実施される。すなわち、方法は、燃焼システムの始動の極めて早い段階で、安定したパイロット火炎の生成を可能にする。
【００３２】
別の実施形態では、燃焼システムは負荷を供給し、方法は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｄ）の一回または複数回の反復を実施するステップ（ｅ）を含む。ステップ（ａ）〜（ｄ）が初めて実施されるとき、それは１つの過程であり、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第１のセットと呼ばれる。一回の反復が、第１のセットに加えて、ステップ（ａ）〜（ｄ）から構成されているとき、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第２のセットが存在する。第１のセットおよび第２のセットは、燃焼システムの運転中の異なる負荷レベルで実施される。すなわち、方法は、様々な負荷において実施され、連続的または断続的であってもよく、連続的であるときは、連続する負荷範囲にわたって反復が漸進的に行われ、断続的であるときは、少なくとも１回の反復が、第１のセットが実施された負荷レベルと比較して異なる負荷レベルで実施されるが、第１のセットが実施されたときと反復が実施されたときの２つの負荷レベルの間の負荷レベルでは、反復が実施されない。
【００３３】
上記の実施形態に代わる一実施形態では、方法は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｄ）の１回または複数回の反復を実施するステップ（ｅ）を含む。この実施形態では、１回または複数回の反復は、少なくとも、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第３のセットと、第４のセットの後、すなわち、同じ負荷レベルにおいて連続して実施されるステップ（ａ）〜（ｄ）の第４のセットとを含む。この実施形態のために、第４のセットのステップ（ａ）では、上記の比は、第３のセットのステップ（ｄ）の第２の比として規定される。これは、同一の負荷レベルで１回または複数回だけステップ（ａ）〜（ｄ）を反復する可能性を提供する。
【００３４】
別の実施形態では、燃焼システムは負荷を供給し、方法は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｅ）の一回または複数回の反復を実施するステップ（ｆ）を含む。一回の反復が、ステップ（ａ）〜（ｅ）の第１のセットに加えて、ステップ（ａ）〜（ｅ）から構成されているとき、ステップ（ａ）〜（ｅ）の第２のセットが存在する。ステップ（ａ）〜（ｅ）の第１のセットおよびステップ（ａ）〜（ｅ）の第２のセットは、燃焼システムの運転中の異なる負荷レベルで実施される。すなわち、方法は様々な負荷において実施され、連続的または断続的であってもよく、連続であるとき、反復は、連続する負荷範囲にわたって漸進的に実施され、断続的であるとき、少なくとも１回の反復が、第１のセットが実施される負荷レベルと比較して異なる負荷レベルで実施されるが、第１のセットおよび反復が実施される２つの負荷レベルの間の負荷レベルでは反復が実施されない。
【００３５】
方法の別の実施形態では、ステップ（ｂ）において上記の比を第１の比に変更しかつ／またはステップ（ｄ）において第１の比を第２の比に変更する場合、変化は、バーナに提供されるパイロット空気の速度を変更しかつバーナに提供されるパイロット燃料の速度を維持することによって実施される。すなわち、パイロット燃料の流れは一定に保たれる。これは、パイロット燃料と主燃料とのスプリットを変更することによって動作点を制御する現時点で公知のいずれかの方法に加えて、本技術の方法を使用する利点を提供する。
【００３６】
本技術の第２の態様では、命令の実行がコンピュータシステムに本技術の第１の態様による方法を実施させる、コンピュータシステムの１つまたは複数のプロセッサによって実行可能な命令が記憶されたコンピュータ読取可能記憶媒体が提供される。本技術の第３の態様では、コンピュータシステムの１つまたは複数のプロセッサによって実行されかつ本技術の第１の態様による方法を実施するコンピュータプログラムが提供される。コンピュータプログラムは、例えば、ＪＡＶＡ、Ｃ＋＋などのあらゆる適切なプログラミング言語の使用によってコンピュータ読取可能命令コードとして実装されてもよく、コンピュータ読取可能記憶媒体（リムーバブルディスク、揮発性または不揮発性メモリ、埋込み型メモリ／プロセッサなど）に記憶されてもよい。命令コードは、意図した機能を実行するためにコンピュータまたはあらゆる他のプログラマブルデバイスをプログラムするために動作可能である。コンピュータプログラムは、そこからコンピュータプログラムがダウンロード可能であるワールド・ワイド・ウェブなどのネットワークから利用可能であってもよい。
【００３７】
本技術の第４の態様では、燃焼システムが提供される。燃焼システムは、バーナと、バーナに関連した燃焼容積と、パイロット燃料供給ラインと、パイロット空気供給ラインと、弁ユニットと、温度センサと、圧力センサと、制御ユニットとを備える。パイロット燃料供給ラインはバーナにパイロット燃料を提供し、パイロット空気供給ラインはバーナにパイロット空気を提供する。弁ユニットは、制御ユニットによってそうするように命令されたとき、それぞれパイロット燃料供給ラインおよびパイロット空気供給ラインを介してバーナに提供されるパイロット燃料とパイロット空気との比を変更するまたは変化させる。温度センサは燃焼システムの部分の温度を検出し、そのように検出された温度を示す温度信号、言い換えれば温度の値を制御ユニットに通信する。圧力センサは、燃焼容積の位置における圧力を表す圧力情報を検出し、燃焼容積の位置における圧力を示す圧力信号、言い換えればその位置における圧力の値を制御ユニットに通信する。
【００３８】
制御ユニットは、温度センサからの温度信号と、圧力センサからの圧力信号とを受信する。次いで、制御ユニットは、バーナに提供されるパイロット燃料とパイロット空気との比を変更して、燃焼システムの部分の温度を所定の温度限界よりも低く低下させるために、弁ユニットを温度信号に基づいて制御する。制御ユニットによる弁ユニットの制御は、制御ユニットから弁ユニットへの命令またはコマンドの発信によって実施される。制御は、温度が所定の温度限界と等しいかまたはこれを超過したときに実施される。加えてまたは代わりに、制御ユニットは、バーナに提供されるパイロット燃料とパイロット空気との比を変更して、燃焼容積の位置における圧力を所定の圧力限界よりも低く低下させるために、弁ユニットを圧力信号に基づいて制御する。制御ユニットによる弁ユニットの制御は、制御ユニットから弁ユニットへの命令またはコマンドの発信によって実施される。制御は、圧力が所定の圧力限界と等しいかまたはこれを超過したときに実施される。この利点は、パイロット燃料と共にパイロット空気を導入することにより生じ、本技術の第１の態様に従って述べた上記の利点と同じである。
【００３９】
燃焼システムの一実施形態では、バーナはバーナ面を有している。バーナ面は、複数のパイロット燃料噴射孔と、複数のパイロット空気噴射孔とを有している。各パイロット燃料噴射孔は、パイロット燃料供給ラインに通流可能に接続されており、各パイロット空気噴射孔は、パイロット空気供給ラインに通流可能に接続されている。これは、パイロット燃料と共に、バーナにパイロット空気を送るまたは提供する能力が具備されたバーナの一実施形態を提供する。
【００４０】
燃焼システムの別の実施形態では、燃焼システムは予混合チャンバを有している。予混合チャンバ内で、パイロット燃料とパイロット空気とは、パイロット燃料とパイロット空気の所望の比で混合される。予混合チャンバは、パイロット燃料供給ラインおよびパイロット空気供給ラインに通流可能に接続されており、所望の比で予混合されたパイロット燃料およびパイロット空気の混合物を提供する出口を有している。これは、パイロット燃料と共に予混合されたパイロット空気をバーナへ送るかまたは提供する能力が具備されたバーナの一実施形態を提供し、すなわち、パイロット空気とパイロット燃料とは、燃焼室内へ噴射される前に混合される。
【００４１】
本技術の第５の態様では、少なくとも１つの燃焼システムを有するガスタービンエンジンが提供される。燃焼システムは、本技術の上記第４の態様による。
【００４２】
本技術の上述の属性およびその他の特徴および利点ならびにそれらを達成する形式がより明らかになるであろう。本技術それ自体は、添付の図面に関連してなされる本技術の実施形態の以下の詳細な説明を参照することによって、さらに理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本技術の燃焼システムが組み込まれたガスタービンエンジンの部分を断面図で示している。
【図２】本技術の燃焼システムと異なる従来公知の燃焼器の断面図を概略的に示している。
【図３】本技術の燃焼システムの１つの典型的な実施形態を概略的に示している。
【図４】本技術の燃焼システムの別の典型的な実施形態を概略的に示している。
【図５】本技術の燃焼システムのさらに別の典型的な実施形態を概略的に示している。
【図６】図３に示された燃焼システムの実施形態のバーナ面／表面の１つの典型的な実施形態を概略的に示している。
【図７】デフォルトスプリット曲線を概略的に示している。
【図８】本技術の方法の１つの典型的な実施形態を示すフローチャートを示している。
【図９】本技術の態様による、図８の方法の結果としての動作点に対する効果を概略的に示している。
【発明を実施するための形態】
【００４４】
以下に、本技術の上述の特徴およびその他の特徴が詳細に説明される。様々な実施形態が図面に関連して説明され、図面中では、全体を通して同じ要素を示すために同じ符号が用いられる。以下の記述では、説明のために、１つまたは複数の実施形態の十分な理解を提供するために多数の特定の詳細事項が示される。例示される実施形態は、本発明を説明することを意図したものであり、本発明を限定することを意図したものではないことに留意されたい。このような実施形態は、これらの特定の詳細事項なしに実施されてもよいことが明らかである。
【００４５】
図１は、ガスタービンエンジン１０の一例を断面図で示している。ガスタービンエンジン１０は、流れの順序で、入口１２と、圧縮機または圧縮機セクション１４と、燃焼器セクション１６と、タービンセクション１８とを有しており、これらは、通常、流れの順序でかつ全体として回転軸２０の周りにかつ回転軸２０の方向に配置されている。ガスタービンエンジン１０は、さらにシャフト２２を有している。シャフト２２は、回転軸２０を中心に回転可能であり、ガスタービンエンジン１０を通って長手方向に延びている。シャフト２２は、タービンセクション１８を圧縮機セクション１４へ駆動接続している。
【００４６】
ガスタービンエンジン１０の運転時、空気入口１２を通して取り込まれた空気２４は、圧縮機セクション１４によって圧縮され、燃焼セクションまたはバーナセクション１６へ送られる。バーナセクション１６は、バーナプレナム２６と、長手方向軸線３５に沿って延びる燃焼容積２８と、各燃焼容積２８に固定された少なくとも１つのバーナ３０とを含む。燃焼容積２８およびバーナ３０は、バーナプレナム２６内に配置されている。圧縮機１４を通過する圧縮空気は、ディフューザ３２に進入し、ディフューザ３２からバーナプレナム２６内へ排出され、バーナプレナム２６から、空気の一部がバーナ３０に進入し、気体燃料または液体燃料と混合される。次いで、空気／燃料混合物が燃焼され、燃焼による燃焼ガス３４または作動ガスは、トランジションダクト１７を介してタービンセクション１８へ燃焼容積２８を通って送られる。
【００４７】
この典型的なガスタービンエンジン１０は、カニュラ型燃焼器セクション配列１６を有している。カニュラ型燃焼器セクション配列１６は、燃焼器缶１９の環状の配列によって構成されている。各燃焼器缶１９は、バーナ３０および燃焼容積２８を有している。トランジションダクト１７は、燃焼室２８と接続された略円形の入口と、環状セグメントの形式の出口とを有している。トランジションダクト出口の環状の配列は、燃焼ガスをタービン１８へ送るための環を形成している。
【００４８】
タービンセクション１８は、シャフト２２に取り付けられた複数のブレード支持ディスク３６を有している。この実施例では、２つのディスク３６はそれぞれ、タービンブレード３８の環状配列を支持している。しかしながら、ブレード支持ディスクの数は異なっていてもよく、すなわち、１つのディスクのみまたは３つ以上のディスクであってもよい。加えて、ガスタービンエンジン１０のステータ４２に固定されたガイドベーン４０は、タービンブレード３８の環状配列の段の間に配置されている。燃焼室２８の出口と、最初のタービンブレード３８との間に、入口ガイドベーン４４が設けられており、入口ガイドベーン４４は、作動ガスの流れをタービンブレード３８へ変向させる。
【００４９】
燃焼容積２８からの燃焼ガス３４はタービンセクション１８に進入し、タービンブレード３８を駆動し、タービンブレード３８はロータを回転させる。ガイドベーン４０，４４は、タービンブレード３８への燃焼ガスまたは作動ガス３４の角度を最適化するように機能する。
【００５０】
タービンセクション１８は圧縮機セクション１４を駆動する。圧縮機セクション１４は、ベーン段４６とロータブレード段４８の軸方向連続を含む。圧縮機セクション１４は、ロータ段を包囲しかつベーン段４６を支持するケーシング５０も含む。ガイドベーン段は、ケーシング５０に取り付けられた、半径方向に延びるベーンの環状配列を有している。ケーシング５０は、圧縮機１４の通路５６の半径方向外面５２を規定している。通路５６の半径方向内面５４は、少なくとも部分的にロータのローラドラム５３によって規定されており、ロータは、ロータブレード段４８の環状配列によって部分的に規定されている。
【００５１】
本技術は、単独の多段圧縮機と単独の一段または複数段タービンとを接続する単独の軸またはスプールを有する上記の典型的なタービンエンジンに関して説明される。しかしながら、本技術は、工業用途、航空機用途または船舶用途のために使用することができる２軸または３軸エンジンにも等しく適用可能であることが認められるべきである。さらに、カニュラ型燃焼器セクション配列１６は、典型的な目的のためにも使用され、本技術は、アニュラ型およびカン型燃焼器にも等しく適用可能であることが認められるべきである。
【００５２】
軸方向、半径方向および周方向という用語は、別段の定めがないかぎり、エンジンの回転軸２０に関して用いられる。本技術は、図１のガスタービンエンジン１０などのガスタービンエンジンに組み込まれた燃焼システム１（図３〜図５に示されている）を提供する。本技術の燃焼システム１の詳細を説明する前に、図２に概略的に示すような従来公知の燃焼器１５を簡単に見ておくと、本技術の理解のために有益であろう。
【００５３】
図２に概略的に示す典型的な従来の燃焼器１５の部分は、バーナ表面３３を有する従来のバーナ２７と、スワーラ２９と、バーナプレチャンバ８および燃焼室９からおおよそ形成される燃焼容積２８とを有している。主燃料は、主燃料供給ライン５８を通してスワーラ２９へ導入されるのに対し、パイロット燃料は、バーナ２７を通して、特にバーナ面３３とも呼ばれるバーナ表面３３に配置されたパイロット燃料噴射孔３を通して、パイロット燃料供給ライン２と呼ばれる導管２を通して燃焼容積２８へ進入する。主燃料供給ライン５８およびパイロット燃料供給ライン２は、燃料スプリット弁５７から延びている。燃料スプリット弁５７には、燃焼器１５への総燃料供給を表す燃料供給５５が供給される。
【００５４】
主燃料は、主燃料供給ライン５８を通してスワーラ２９に進入し、主燃料ノズル（またはインジェクタ）５９のセットから排出される。主燃料は、主燃料ノズル５９から、スワーラベーン（図示せず）に沿って案内され、プロセス中に、流入する圧縮空気と混合される。結果として生じるスワーラ空気／主燃料混合物が、バーナ火炎３１を維持する。この火炎３１からの高温空気は燃焼容積２８に進入する。図２に示したように、空気は、スワーラ２９を介して従来公知の燃焼器１５に供給され、主燃料ノズル５９を介して供給される主燃料と混合される。従来公知のバーナ２７または燃焼器１５では、パイロット燃料と予混合されるまたはパイロット燃料と同時にかつ隣接して燃焼容積２８内へ噴射される、バーナ表面３３を通して供給されるあらゆる空気の提供または機能は存在しない。対照的に、本技術は、図３および図４の典型的な実施形態に示すように、パイロット空気を導入する。
【００５５】
図３および図４は、本技術の態様による燃焼システム１の２つの典型的な実施形態を概略的に示している。燃焼容積２８、すなわち燃焼のシートを有する燃焼システム１は、スワーラ２９、例えば半径方向スワーラと、燃焼容積２８と隣接しかつ燃焼容積２８に面したバーナ３０の面または表面であるバーナ表面３３を有するバーナ３０と、を有している。燃焼容積２８は、バーナプレチャンバ８および燃焼室９によって、図１に示した軸２８に関して周方向で包囲された空間によって形成されている。図２と同様に、バーナ３０は、主燃料ノズル５９を通して主燃料をスワーラ２９内へ導入するための主燃料供給ライン５８を有している。主燃料供給ライン５８およびパイロット燃料供給ライン２は、燃焼システム１への総燃料供給を表す燃料供給５５によって供給され、燃焼システム１０の運転の異なる負荷レベルにおけるそれらのそれぞれの比（パイロット燃料対主燃料）が、燃料スプリット弁５７によって制御される。燃料スプリット弁５７はよく知られており、したがって、簡略にするために本明細書ではさらに詳細には説明しない。燃料スプリット弁５７は、通常、エンジン制御ユニット（図３および図４には示されていない）によって制御される。エンジン制御ユニットは、燃料スプリット弁５７に命令し、所与の負荷レベルにおける総燃料を、バーナ３０に供給されるパイロット燃料と、主燃料ノズル５９を介して燃焼器容積２８内へ噴射される主燃料とに分割する。分割は、エンジン制御ユニットの命令を受けて、デフォルトスプリットマップに従ってまたは監視および制御技術から達成されるような計算された／調節されたスプリットに従って、例えば、国際公開第２００７／０８２６０８号、欧州特許出願公開第２４４２０３１号明細書、国際公開第２０１１／０４２０３７号または国際公開第２０１５／０７１０７９号において前述されているように、行われる。これらの全ては参照により本明細書に援用される。
【００５６】
図３に示すように、パイロット燃料は、パイロット燃料噴射ライン２を介して、バーナ３０を通して燃焼容積２８内へ供給され、バーナ面３３とも呼ばれるバーナ表面３３に配置された、以下ではパイロット孔３とも呼ばれるパイロット燃料噴射孔３を通して噴射される。図３に示すように、バーナ面３３は、パイロット孔３を有する他に、図６に概略的に示したように、複数のパイロット空気噴射孔５をも有している。図６は、バーナ面３３を示しており、交互に配置された複数のパイロット孔３およびパイロット空気噴射孔５を示している。以下ではパイロット空気孔５とも呼ばれる１つのパイロット空気噴射孔５が、図３ではバーナ面３３またはバーナ表面３３上に概略的に示されているが、複数のパイロット燃料孔３および複数のパイロット空気孔５が、図６に示したように存在する。以下ではシステム１とも呼ばれる燃焼システム１のこの実施形態では、各パイロット燃料孔３は、パイロット燃料供給ライン２に通流可能に接続されており、各パイロット空気孔５は、パイロット空気供給ライン４に通流可能に接続されている。パイロット空気およびパイロット燃料は両方とも、燃焼容積２８内へ、特にバーナ表面３３を通して、互いに独立して、順次にまたは同時に噴射されることができる。
【００５７】
システム１のこの実施形態では、パイロット燃料およびパイロット空気は、あらゆる所望の比で燃焼容積２８へ順次または同時に提供されてもよい。例えば、パイロット孔５を通してパイロット空気が提供されないが、パイロット孔３を通してパイロット燃料のみが供給される場合、燃焼容積２８は、パイロット燃料のみ、すなわち高濃度のパイロット燃料を受け取る。他方、パイロット燃料およびパイロット空気がパイロット孔３および空気孔５から等しい速度で同時に提供される場合、１：１の所望の比が燃焼容積２８内で達成される。同様に、パイロット燃料が、空気孔５から同時に提供されるパイロット空気の速度の３倍の速度でパイロット孔３から提供される場合、３：１の所望の比が燃焼容積２８内で達成される。
【００５８】
図４に示すように、システム１の別の実施形態では、パイロット燃料は、パイロット燃料噴射ライン２を介して、バーナ３０を通して、バーナ３０に形成された予混合チャンバ７内へ供給される。パイロット空気供給ライン４も、予混合チャンバ７に接続されており、したがって、予混合チャンバ７にパイロット空気を供給する。これに代えて、別の実施形態（図示せず）では、予混合チャンバ７がバーナ３０の外側に形成されていてもよいし、またはさらに別の実施形態（図示せず）では、パイロット空気がパイロット空気供給ライン４を介してパイロット燃料供給ライン２内へ直接導入される場合には、パイロット燃料供給ライン２が予混合チャンバ７として機能してもよい。パイロット空気は、もし予混合チャンバ７へ供給される場合は、パイロット燃料と混合され、パイロット燃料とパイロット空気との混合物を形成し、この混合物は、燃焼器容積２８へ供給される前に予混合され、バーナ表面３３に配置された、以下では孔６とも呼ばれる出口６を通して噴射される。図４は１つの出口６のみを示しているが、複数の出口６がバーナ面３３上に存在することに留意されたい。複数の出口６の配置は、図６に示したように表面３３上の孔３を想像することのみによって理解することができる。システム１のこの実施形態では、パイロット燃料およびパイロット空気を、あらゆる所望の比率にて予混合チャンバ７内で混合することができる。例えば、パイロット空気が予混合チャンバ７へ提供されず、パイロット燃料のみが供給される場合、出口６は、パイロット燃料のみ、すなわち予混合されていないパイロット燃料を燃焼容積２８へ提供することができる。他方、パイロット燃料およびパイロット空気が等しい量で予混合チャンバ７内で混合されてもよく、これにより、１：１の所望の比率が達成され、したがって、出口６は、等しい量のパイロット空気を有する予混合されたパイロット燃料を燃焼容積２８へ提供することができる。同様に、パイロット燃料およびパイロット空気は、３：１の比で予混合チャンバ７内で混合されてもよく、これにより、出口６は、２５％のパイロット空気と混合された７５％のパイロット燃料を有する予混合されたパイロット燃料を燃焼容積２８へ提供することができる。
【００５９】
図５は、燃焼システム１の別の詳細事項を概略的に示している。システム１は、バーナ表面３３および燃焼容積２８を有するバーナ３０と、パイロット燃料をバーナ３０に提供するためのパイロット燃料供給ライン２と、パイロット空気をバーナ３０に提供するためのパイロット空気供給ライン４との他に、弁ユニット８０と、温度センサ７５と、圧力センサ８５と、制御ユニット９０とも有している。図５は、図４の実施形態に対応する一例として示されているが、以下に提供される図５のさらなる説明は、図３の実施形態にも等しく適用可能であることに留意されたい。
【００６０】
弁ユニット８０は、パイロット燃料供給ライン２およびパイロット空気供給ライン４を介してバーナ３０に提供されるパイロット燃料およびパイロット空気のうちの一方または両方の供給を開始、変更または停止させることによって、それぞれパイロット燃料供給ライン２およびパイロット空気供給ライン４を介してバーナ３０に提供されるパイロット燃料およびパイロット空気の比を変更するように機能する。弁ユニット８０は、予混合チャンバ７内への、したがって燃焼容積２８への（または図３の実施形態では直接的に燃焼容積２８への）パイロット燃料の流れを制御するパイロット燃料弁８２を有していてもよい。弁ユニット８０は、予混合チャンバ７内への、したがって燃焼容積２８への（または図３の実施形態では直接的に燃焼容積２８への）パイロット空気の流れを制御するパイロット空気弁８４を有していてもよい。弁ユニット８０は、制御ユニット９０から受け取った命令によって、パイロット燃料およびパイロット空気の比に関して制御、すなわち命令される。さらに、弁ユニット８０は、既存の比を制御ユニット９０に報告する。
【００６１】
温度センサ７５は、燃焼システム１の部分、例えばバーナ表面３３を検出するが、バーナ表面３３に限定されない。温度センサ７５は、バーナ３０に埋め込まれた、温度信号を制御ユニット９０へ通信する熱電対であってもよい。制御ユニット９０によってこのように受信された温度信号は、部分３３またはバーナ表面３３のそのように検出された温度を示している。圧力センサ８５は、燃焼容積２８の位置における圧力を表す、圧力情報、例えば圧力振動の振幅または周波数を検出するが、これらに限定されない。燃焼容積２８の位置は、プレチャンバ８のボディとして例示目的で示されている。したがって、圧力センサ８５は、燃焼容積２８の位置、すなわち、図５の例ではプレチャンバ８の容積における圧力を示す圧力信号を制御ユニット９０へ通信する。図５に示した温度センサ７５および圧力センサ８５の位置は例示目的でしかなく、温度センサ７５および圧力センサ８５は燃焼システム１内の様々な他の場所に配置されてもよいことが、燃焼器の動作特性を監視する技術における当業者によって認識されてよく、そのうちの幾つかが、参照により本明細書に援用される国際公開第２００７／０８２６０８号に示されている。
【００６２】
制御ユニット９０は、温度センサ７５からの温度信号と、圧力センサ８５からの圧力信号とを受信する。データプロセッサ、マイクロプロセッサ、プログラマブルロジックコントローラであってもよいが、これらに限定されない制御ユニット９０は、ガスタービンエンジン１０の１つまたは複数の運転パラメータを監視または調節する、別個のユニットまたはエンジン制御ユニット（図示せず）の一部であってもよい。制御ユニット９０は、バーナ３０に提供されるパイロット燃料およびパイロット空気の比を変更するために、温度信号に基づき、弁ユニット８２へ送信される１つまたは複数の出力信号を介して、弁ユニット８０に命令または指示する。制御ユニット９０によって命令されたこの変更は、温度が所定の温度限界と等しいかまたはこれを超過したとき、燃焼システム１の部分３３の温度を所定の温度限界よりも低く低下させるようにするものである。この態様は、図８および図９に関してさらに説明される。さらに、制御ユニット９０は、バーナ３０に提供されるパイロット燃料およびパイロット空気の比を変更するために、圧力信号に基づき、弁ユニット８２へ送信される１つまたは複数の出力信号を介して、弁ユニット８０に命令または指示する。制御ユニット９０によって命令されたこの変更は、圧力が所定の圧力限界と等しいかまたはこれを超過したとき、燃焼システム１のその位置、すなわちプレチャンバ８における圧力を所定の圧力限界よりも低く低下させるようにするものである。この態様も、図８および図９に関してさらに説明される。
【００６３】
以下では、本技術の方法１００の１つの典型的な実施形態および本技術の方法１００の効果を説明するために、図８および図９が参照される。前に説明した図５のシステム１が、図８の方法１００の１つの典型的な実施形態を実施するために使用されてもよい。方法１００の効果をより良く理解するために、本明細書に開示された対象の実施形態による所定の運転段階に対応する運転パラメータのセットを概略的に示した図７が提供されている。
【００６４】
図７には、ガスタービンの負荷に関するパイロット燃料対総燃料スプリットのグラフが示されている。横軸９９は、左側にガスタービンの低い負荷を、右側に高い負荷を表している。縦軸９７は、縦軸９７の上側の範囲にパイロット燃料流のより大きな量を、縦軸９７の下側の範囲により少ないパイロット燃料流を示す燃料スプリットを表している。縦軸９７は、パイロット燃料供給の絶対値ではなく、パイロット燃料供給の相対値、すなわち、総燃料供給（すなわち、図３および図４の燃料供給ライン５５によって供給される燃料）と比較した、図３および図４のパイロット燃料供給ライン２によって供給される燃料を示している。
【００６５】
一実施形態によれば、図７にＡで示した斜線のエリアは、燃焼システム１の、図３および図４のバーナ表面３３などの構成部材部分、または単に部分が過熱による損傷を受ける危険にある運転条件のセットを表している。例えば、特定のパイロット燃料スプリットが所与の負荷に対してバーナ表面３３の過熱を生じさせる条件が存在し得る。本明細書に開示された対象の実施形態によれば、図５の制御ユニット９０は、所与の負荷に対して、領域Ａが回避されるようなパイロット燃料とパイロット空気との分割（スプリット）をもたらすように、図５の弁ユニット８０に命令または出力信号を提供するように構成されている。
【００６６】
他の実施形態によれば、制御ユニット９０は、エリアＢが回避されるようなパイロット燃料とパイロット空気との比をもたらすように、弁ユニット８０に命令または出力信号を提供するように構成されている。一実施形態によれば、領域Ｂは、燃焼容積２８、特にプレチャンバ８によって周囲を包囲された燃焼容積２８の領域における動的な圧力振動の振幅が望ましくないほど大きい運転条件のセットを表している。このような動的な圧力振動が、許容できるレベルと等しいかまたはこれを超過したとき、ガスタービンの運転および／または燃焼システム１の機械的な寿命が著しく影響を受ける可能性がある。
【００６７】
したがって、動作点を、望ましくない領域Ｂ、すなわちエリアＢと、望ましくない領域Ａ、すなわちエリアＡとから外れるように維持することが望ましい。これは、本明細書に開示された対象の方法１００およびシステム１の実施形態によって実現される。
【００６８】
図９は、燃焼システム１、すなわちガスタービンエンジン１０の進行する負荷にわたる、総燃料に対するパイロット燃料の１つの典型的なデフォルトスプリットまたは計算されたスプリットである曲線６０を示している。言い換えれば、曲線６０は、パイロット燃料および主燃料スプリットのための従来公知の監視および制御技術のうちのいずれかを使用することによって、デフォルトスプリットを実行するかまたは計算されたスプリットを実行することによって達成される動作点の軌跡を表している。異なる点の間、例えば、点６２と点６３との間、点６４と点６５との間、点６６と点６７との間、点６７と点６８との間、点６９と点７０との間などにおける線セグメントによって表される曲線６０からの逸脱は、動作点のナビゲーションである。この動作点のナビゲーションは、パイロット燃料対パイロット空気の比を変更することによって達成され、好適には、所与の負荷レベルに対して、総燃料に対するパイロット燃料の比を一定に維持し、パイロット空気量のみを変更して、パイロット燃料とパイロット空気との比を変更するかまたは変化させることによって達成される。
【００６９】
横軸９９は、左側にガスタービンの低い負荷を、右側に高い負荷を表している。縦軸９８は、パイロット燃料とパイロット空気とのスプリット、すなわちパイロット燃料／パイロット空気の比を表しており、縦軸９８の上側の範囲に、パイロット燃料流のより大きな量、すなわち、パイロット燃料流を一定に維持するパイロット空気流のより小さな量を示しており、縦軸９８の下側の範囲に、より少ないパイロット燃料流、すなわち、パイロット燃料流を一定に維持するパイロット空気流のより大きな量を示している。縦軸９８は、パイロット燃料およびパイロット空気の絶対値を示しているのではなく、燃焼器容積２８へのパイロット燃料およびパイロット空気供給の相対値を示している。この相対値は、図４および図５に示したシステム１の実施形態に適用可能であるように、予混合されたパイロット燃料およびパイロット空気の形式で達成されてもよいし、または図３に示したシステム１の実施形態に適用可能であるように、パイロット燃料およびパイロット空気を同時に、ただし独立して噴射する形式で達成されてもよい。
【００７０】
方法１００では、まず、ステップ（ａ）において、第１のパラメータの値、例えば、部分３３の温度またはプレチャンバ８の圧力のうちの一方が、第１のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かが決定される（１１０）。バーナ３０に提供されたパイロット燃料およびパイロット空気が所与の比である間、第１のパラメータの値が決定される。第１のパラメータは、動作点を第１の望ましくない運転領域Ａに向かって移動させる傾向がある運転特性に属する。その後、方法１００では、ステップ（ｂ）において、そのように決定された（１１０）第１のパラメータの値が第１のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合、前記比は、パイロット燃料／パイロット空気の第１の比に変更される（１２０）。今や、パイロット燃料およびパイロット空気は、第１の比でバーナ３０へ提供される。ステップ（ｂ）において変更が行われない場合、パイロット燃料およびパイロット空気は、所与の比、すなわち初期の比で提供され続ける。変更された比、すなわち第１の比は、その比で燃焼システム１を作動させることが、結果として第１のパラメータの値を第１のパラメータの所定の最大限界値よりも低く低下させるような比である。
【００７１】
ステップ（ａ）およびステップ（ｂ）について、図９を参照してさらに説明する。図９の説明のために、第１のパラメータを、部分３３の温度であると仮定する。今や、システム１が、軸９９における負荷レベル６１の範囲によって表された負荷レベル内のあらゆる点で運転されているとき、かつ、第１のパラメータの値、すなわち熱電対７５からの温度が、その負荷レベルに対する所定の最大温度限界値と比較されたとき、熱電対７５によって検出された温度の値は、所定の最大温度限界値と等しくないかまたはこれを超過していないことが分かる。したがって、方法１００のステップ（ａ）において、検出された温度の値は、所定の最大温度限界値を超過していないかまたはこれと等しくなく、したがって、ステップ（ｂ）において、パイロット燃料およびパイロット空気の比の変更は行われない。したがって、負荷範囲６１内では、デフォルトスプリットからの逸脱は必要とされず、パイロット燃料対パイロット空気の比は一定に維持されてもよい。例えば、パイロット空気が燃焼容積２８へ供給されなくてもよく、したがって、パイロット燃料は、非予混合モードで供給されると言うことができる。
【００７２】
次いで、動作点は、パイロット燃料対総燃料スプリットによって制御されて、負荷内で進行し続ける。最後に、点６２において、パイロット燃料対総燃料スプリットは、動作点が、望ましくない領域Ａと接触し、すなわち、言い換えれば、軸９９によって示される負荷の対応するレベルに対して、熱電対７５によって検出される部分３３の温度が、負荷の対応するレベルに対する所定の最大温度限界値と等しくなっている。こうして、ステップ（ａ）の結果、第１のパラメータの値は、所定の最大温度限界値と等しい（または同様に超過すると理解されてもよい）ことが決定される。その後、ステップ（ｂ）において、パイロット燃料とパイロット空気との比は、第１の比に変更される。すなわち、図９の例では、パイロット空気量が増大され、これは、弁ユニット８０のパイロット空気弁８４の開放によって達成されてもよい。パイロット燃料とパイロット空気との新たな比、すなわち第１の比の結果、動作点は望ましくない領域Ａから離れる。すなわち、部分３３の温度は、対応する負荷レベルに対する所定の最大温度限界値よりも低下するかまたは低くなる。パイロット空気は、パイロット空気を予混合するかまたは同時に噴射することによって達成されるパイロット燃料のより希薄な化学量論に起因して、より低い温度でパイロット燃料を燃焼させる。
【００７３】
図８に示したように、方法１００では、その後、ステップ（ｃ）において、第２のパラメータの値、例えば、部分３３の温度またはプレチャンバ８の圧力のうちの他方が、第２のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過しているか否かが決定される。バーナ３０に提供されたパイロット燃料およびパイロット空気が第１の比である間に、第２のパラメータの値が決定される。第２のパラメータは、動作点を第２の望ましくない運転領域Ｂに向かって移動させる傾向がある運転特性に属する。その後、方法１００では、ステップ（ｄ）において、そのように決定された（１３０）第２のパラメータの値が第２のパラメータの所定の最大限界値と等しいかまたはこれを超過している場合、第１の比が、パイロット燃料／パイロット空気の第２の比に変更される（１４０）。その後、パイロット燃料およびパイロット空気は、第２の比でバーナ３０へ提供される。ステップ（ｄ）において変更が行われない場合、パイロット燃料およびパイロット空気は、第１の比で提供され続ける。変更された比、すなわち第２の比は、その比で燃焼システム１を作動させることが、結果として第２のパラメータの値を第２のパラメータの所定の最大限界値よりも低く低下させるような比である。
【００７４】
ステップ（ｃ）およびステップ（ｄ）について、図９を参照してさらに説明する。図９の説明のためにおよび図９の例を続けて、第２のパラメータは、プレチャンバ８の圧力であると仮定する。今や、システム１は、点６３において運転されており、すなわちパイロット燃料／パイロット空気の第１の比を有しており、第２のパラメータの値、すなわち、圧力センサ８５からの圧力が、その負荷レベルに対する所定の最大圧力限界値と比較されたとき、圧力センサ８５によって検出される圧力の値が、所定の最大圧力限界値と等しくないかまたはこれを超過せず、すなわち、点６３は図９の望ましくない領域Ｂに一致または該当しないことが分かる。したがって、方法１００のステップ（ｃ）において、検出された圧力の値は、所定の最大圧力限界値を超過していないかまたはこれと等しくなく、したがって、ステップ（ｄ）において、パイロット燃料およびパイロット空気の比の変更は行われない。したがって、点６３に対応する負荷レベルにおいて、さらなる比の変更は必要とされず、したがって、パイロット燃料対パイロット空気の比は、一定に、すなわち第１の比に維持されてもよい。
【００７５】
さらに、図９の上述の例を継続すると、動作点は、次いで、その負荷内で進行するように、パイロット燃料対総燃料スプリットによって制御され、点６３から点６４へと継続し、点６３と点６４との間のこの運転の間、パイロット燃料対パイロット空気比は、点６３で決定された第１の比に維持される。その後、点６４において、パイロット燃料対総燃料のスプリットは、異なる負荷レベルにもかかわらず、動作点が、再び望ましくない領域Ａと接触し、すなわち、言い換えれば、熱電対７５によって検出された部分３３の温度が、軸９９によって示される負荷の対応するレベルに対して、負荷の対応するレベルに対する所定の最大温度限界値と再び等しくなり、こうして、ステップ（ａ）の結果、第１のパラメータの値は、所定の最大温度限界値と等しいことが決定される。その後、ステップ（ｂ）において、パイロット燃料とパイロット空気との比は、より新しい比にリセットまたは調節される。すなわち、図９の例では、パイロット空気量が増大され、これは、弁ユニット８０のパイロット空気弁８４の開放によって達成されてもよい。パイロット燃料およびパイロット空気の新たな比の結果、動作点は、望ましくない領域Ａから点６５へと離れる。すなわち、部分３３の温度は、対応する負荷レベルに対する所定の最大温度限界値よりも低下するかまたは低くなる。パイロット空気は、パイロット空気を予混合するかまたは同時に噴射することによって達成されるパイロット燃料のより希薄な化学量論に起因して、より低い温度でパイロット燃料を燃焼させる。
【００７６】
方法１００のこの段階において、ステップ（ｃ）および（ｄ）が再び行われるが、第２のパラメータの値、すなわち圧力は、依然として望ましくない領域Ｂに一致していないまたは該当していないので、比の変更は行われないことが分かる。これは、異なる負荷レベルで実行されるステップ（ａ）〜（ｄ）の１回の反復を完了させる。ステップ（ａ）〜（ｄ）の第１のセットは、点６２および点６３に対応する負荷レベルで実行され、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第２のセットは、点６４および点６５に対応する負荷レベルで実行された。
【００７７】
図９の上述の例をさらに続けると、動作点は、次いで、パイロット燃料対総燃料スプリットによって制御され、点６５から点６６へ続く。その後、点６６において、パイロット燃料対総燃料スプリットは、動作点が、さらに別の負荷レベルにあるにもかかわらず、さらに再び望ましくない領域Ａと接触し、すなわち、言い換えれば、熱電対７５によって検出される部分３３の温度が、軸９９によって示される負荷の対応するレベルにおいて、負荷の対応するレベルに対する所定の最大温度限界値と再び等しくなり、こうして、ステップ（ａ）の結果、第１のパラメータの値は、所定の最大温度限界値と等しいことが決定される。その後、ステップ（ｂ）において、パイロット燃料とパイロット空気との比が、より新しい比にリセットまたは調節される。すなわち、図９の例では、前述のように、パイロット空気量が増大され、これは、弁ユニット８０のパイロット空気弁８４の開放によって達成されてもよい。パイロット燃料とパイロット空気との新たな比の結果、動作点は、望ましくない領域Ａから点６７へと離れる。すなわち、部分３３の温度は、対応する負荷レベルに対する所定の最大温度限界値よりも低下するかまたは低くなる。
【００７８】
方法１００のこの段階では、ステップ（ｃ）および（ｄ）が再び行われるが、第２のパラメータの値、すなわち圧力は、今では望ましくない領域Ｂに一致または該当しており、すなわち、言い換えれば、圧力センサ８５によって検出されるプレチャンバ８の圧力は、軸９９によって示される負荷の対応するレベルに対して、対応する負荷レベルのための所定の最大圧力限界値と等しくなっていることが分かる。こうして、ステップ（ｃ）の結果、第２のパラメータの値が所定の最大圧力限界値と等しい（または同様に超過すると理解されることができる）ことが決定される。その後、ステップ（ｄ）において、パイロット燃料とパイロット空気との比は、第２の比に変更される。すなわち、図９の例では、パイロット空気量は減少され、これは、弁ユニット８０のパイロット空気弁８４を閉鎖するかまたは締めることによって達成されてもよい。パイロット燃料およびパイロット空気の新たな比、すなわち第２の比の結果、動作点は、望ましくない領域Ｂから点６８へと離れる。すなわち、プレチャンバ８の圧力は、対応する負荷レベルに対する所定の最大圧力限界値よりも低下するかまたは低くなる。
【００７９】
次いで、ステップ（ａ）および（ｂ）が点６８において反復され、温度の値は所定の最大温度限界値と等しくないかまたはこれを超過していないことが分かる。しかしながら、温度の値が所定の最大温度限界値と等しくなった場合、またはこれを超過した場合、ステップ（ｂ）が実行され、その後、ステップ（ｃ）および（ｄ）が続く。これは、同じ負荷レベルで行われるステップ（ａ）〜（ｄ）の１回の反復を完了させる。ステップ（ａ）〜（ｄ）の第３のセットは、点６６および点６８に対応する負荷レベルで実行されており、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第４のセットも、同じ負荷レベル、すなわち点６６および点６８に対応する負荷レベルで実行される。
【００８０】
動作点の同様のナビゲーションは、点６９および７０に対応する負荷レベルで行われる。その後、点７１の後、望ましくない領域ＡおよびＢは燃焼システム１の運転においてクリアされているので、方法１００を完了してもよい。上記の説明では、例示のみを目的として、第１のパラメータが温度であるように選択され、第２のパラメータが圧力であるように選択されたことに留意されたい。方法１００の別の実施形態では、第１のパラメータが圧力であるように選択されてもよく、第２のパラメータが温度であるように選択されてもよい。さらに、ステップ（ａ）および／または（ｃ）を行う前に、温度および／または圧力の値が、温度センサ７５および／または圧力センサ８５を使用することによって検出されてもよい。
【００８１】
方法１００の一実施形態では、ステップ（ａ）の前に、燃焼システム１の運転中に負荷９９のレベルが決定されてもよい。この実施形態では、そのように決定された負荷９９のレベルが、ステップ（ａ）〜（ｄ）を実施することが望まれる負荷９９の所定のレベル６１と等しいかまたはこれを超過している場合、負荷範囲６１内の負荷レベルについて図９に示したように、ステップ（ａ）〜（ｄ）が実施される。したがって、初期始動段階では、パイロット空気は、バーナ３０へ提供されることが望まれなくてもよい。
【００８２】
図９に示しかつ上記で説明したように、点６２および６３ならびに点６４および６５に対応する負荷レベルに対して、方法１００の別の実施形態では、方法１００は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｄ）の一回または複数回の反復を行う（１５０）ステップ（ｅ）を含む。反復の結果、方法１００は、少なくともステップ（ａ）〜（ｄ）の第１のセット（すなわち、点６２および６３に対応して行われるステップ（ａ）〜（ｄ））と、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第２のセット（すなわち、点６４および６５に対応して行われるステップ（ａ）〜（ｄ）、すなわち第１の反復）とを含む。第１のセットおよび第２のセットは、負荷９９の異なるレベルで行われる。
【００８３】
再び、図９に示しかつ上記で説明したように、点６６および６８に対応する負荷レベルに対して、方法１００の別の実施形態では、方法１００は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｄ）の一回または複数回の反復を行う（１５５）ステップ（ｅ）を含む。反復の結果、方法１００は、少なくともステップ（ａ）〜（ｄ）の第３のセット（すなわち、点６６および６７に対応して行われるステップ（ａ）〜（ｄ））と、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第４のセット（すなわち、点６６および６７に対応して行われるステップ（ａ）〜（ｄ）、すなわち第１の反復）とを含む。第３のセットおよび第４のセットは、負荷９９の同じレベルで行われる。
【００８４】
方法１００のさらに別の実施形態では、方法は、ステップ（ａ）〜ステップ（ｅ）、すなわち、符号１１０，１２０，１３０，１４０および１５０によって表されるステップまたは符号１１０，１２０，１３０，１４０および１５５によって表されるステップの一回または複数回の反復を行う（１６０）ステップ（ｆ）を含む。ステップ（ａ）〜ステップ（ｅ）の反復の結果、方法１００は、少なくともステップ（ａ）〜ステップ（ｅ）の第１のセットと、ステップ（ａ）〜ステップ（ｅ）の第２のセットとを含む。ステップ（ａ）〜（ｅ）の第１のセットおよびステップ（ａ）〜（ｅ）の第２のセットは、燃焼システム１の運転中の負荷９９の異なるレベルで実施される。この実施形態は、ステップ（ａ）〜（ｄ）の第１のセットおよびステップ（ａ）〜（ｄ）の第２のセットを有する前記実施形態と同じであると理解されてもよい。
【００８５】
本技術では、パイロット燃料対パイロット空気の比を変更することができ、方法１００の一実施形態では、バーナ３０へ提供されるパイロット燃料の速度を一定の速度に維持しながら、バーナ３０へ提供されるパイロット空気の速度を変化、変更、開始または停止させることによって、ステップ（ｂ）において前記比から第１の比へ、および／またはステップ（ｄ）において第１の比から第２の比へ変更されることに留意されたい。したがって、本技術の方法１００および／またはシステム１によって、パイロット燃料／総燃料比またはパイロット燃料／主燃料比を所与の負荷レベルに対して一定に維持しながら所与の負荷レベルでパイロット燃料／パイロット空気比を変更することによって、燃焼システム１または燃焼システム１が設けられたガスタービンエンジン１０の運転時に、望ましくない領域ＡおよびＢが回避されるように、動作点をナビゲートすることができる。
【００８６】
本技術について、特定の実施形態に関して詳細に説明してきたが、本技術はそれらの正確な実施形態に限定されないことが認識されるべきである。「第１」、「第２」、「第３」、「第４」などの用語の使用は、いかなる重要性の順序をも示すものではなく、むしろ、「第１」、「第２」、「第３」、「第４」などの用語は、１つの要素を別の要素と区別するために使用されていることに留意されたい。むしろ、本発明を実施するための典型的な態様を説明した本開示を考慮して、多くの変更および変化態様が、本発明の範囲および思想から逸脱することなく当業者に提示される。したがって、発明の範囲は、上記の説明によってではなく、以下の請求項によって示される。請求項の均等物の意味および範囲に含まれる全ての変更、改良および変化態様は、それらの範囲にあるとみなされるべきである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【国際調査報告】
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