(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、
前記燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器によって生成された燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
前記タービンによって駆動される発電機と、
前記拡散燃焼用燃料の流量の全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する燃焼コントローラとを備え、
前記燃焼コントローラは、系統擾乱時又はランバック時において、少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて求めた第１拡散燃料比と、前記全燃料流量の指令値に応じて求めた第２拡散燃料比とのうち大きい方を選択し、前記拡散燃料比として決定することを特徴とするガスタービン。
【請求項２】
前記第２拡散燃料比は、全燃料流量指令値に対応する火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比を示す関係に、現在の前記全燃料流量の指令値を当てはめて求めることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
【請求項３】
全燃料流量指令値に対応する火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比を示す前記関係は所定の吸気温度について規定されており、
前記第２拡散燃料比は、実際の吸気温度を用いて、現在の前記全燃料流量の指令値を前記所定の吸気温度における全燃料流量の仮想指令値に換算し、該全燃料流量の仮想指令値を前記関係に当てはめて求めることを特徴とする請求項２に記載のガスタービン。
【請求項４】
拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、該燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器からの燃焼ガスによって駆動されるタービンと、該タービンによって駆動される発電機とを備えるガスタービンの燃焼制御方法であって、
少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて第１拡散燃料比を求める工程と、
全燃料流量の指令値に応じて第２拡散燃料比を求める工程と、
前記拡散燃焼用燃料の流量の前記全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する工程とを備え、
前記拡散燃料比を決定する工程では、系統擾乱時又はランバック時において、前記第１拡散燃料比と前記第２拡散燃料比とのうち大きい方を前記拡散燃料比として選択することを特徴とするガスタービンの燃焼制御方法。
【請求項５】
拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、
前記燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器によって生成された燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
前記タービンによって駆動される発電機と、
前記拡散燃焼用燃料の流量の全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する燃焼コントローラとを備え、
前記燃焼コントローラは、
少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて、第１関数を用いて第１拡散燃料比を算出するとともに、前記全燃料流量の指令値に応じて、前記第１関数とは別に設定された第２関数を用いて第２拡散燃料比を算出し、
系統擾乱時又はランバック時に、前記第１拡散燃料比から前記第２拡散燃料比に切り替える
ように構成されたことを特徴とするガスタービン。
【請求項６】
拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、該燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器からの燃焼ガスによって駆動されるタービンと、該タービンによって駆動される発電機とを備えるガスタービンの燃焼制御方法であって、
少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて、第１関数を用いて第１拡散燃料比を求める工程と、
全燃料流量の指令値に応じて、前記第１関数とは別に設定された第２関数を用いて第２拡散燃料比を求める工程と、
前記拡散燃焼用燃料の流量の前記全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する工程とを備え、
前記拡散燃料比を決定する工程では、系統擾乱時又はランバック時に、前記拡散燃料比を前記第１拡散燃料比から前記第２拡散燃料比に切り替えることを特徴とするガスタービンの燃焼制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン及びガスタービンの燃焼制御方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来より、環境保全の観点から、発電効率の向上を狙った高い燃焼温度の条件下においても、ＮＯｘの発生量を抑制できるガスタービンの開発が進められてきた。
具体的には、ＮＯｘを低減するために、燃料と空気との予混合気を燃焼させて予混合火炎を形成するメインノズルを備えた燃焼器を用いる。また、メインノズルによる予混合燃焼だけでは燃焼状態が不安定になるため、燃料を拡散燃焼させるパイロットノズルも併用する。これにより、パイロットノズルによる拡散燃焼で形成された拡散火炎（パイロット火炎）からの火移りによって、メインノズルから噴射された燃料と空気との予混合気が燃焼されて、予混合火炎の安定性を向上させている。
【０００３】
メインノズルとパイロットノズルを併用した燃焼器では、パイロットノズルに供給される燃料流量の全燃料流量に対する割合を示すパイロット比（拡散燃料比）を大きくすると、燃焼器における燃焼安定性が向上するものの、ＮＯｘが増加する傾向にある。そのため、燃焼安定性とＮＯｘ低減とをバランス良く両立するために、パイロットノズル及びメインノズルへの燃料供給量の配分比を適切に制御する必要がある。
【０００４】
この点、従来のガスタービンには、全燃料流量（各ノズルに供給される燃料流量の総和）の指令値（ＣＳＯ）に応じて、各ノズルへの燃料配分比を決定するものがある。
例えば、特許文献１には、全燃料流量指令値（ＣＳＯ）に応じて決定したパイロット比を、燃焼器の内圧変動およびＮＯｘ値の計測結果に基づいて補正し、これをパイロット比として用いることが開示されている（特許文献１の図１〜３参照）。
【０００５】
ところが、燃料流量指令値（ＣＳＯ）は、燃料の性状（燃料の発熱量）の変化に応じて増減させる必要がある。例えば、ガスタービンの負荷が同じであっても、燃料の発熱量が小さい場合、燃料流量指令値（ＣＳＯ）を大きくしてより多くの燃料を燃焼器に供給しなければならない。そのため、燃料流量指令値（ＣＳＯ）に基づいてパイロット比の調節を行う場合、燃料の性状が変化すると、これに伴って適切なパイロット比の値もずれるため、燃料性状の変化の影響を受けずにパイロット比を適切に制御することが難しかった。
【０００６】
そこで、燃料流量指令値（ＣＳＯ）に替えて、タービン入口温度に比例する無次元数である燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）に基づいてパイロット比を決定することが提案されている。
例えば、特許文献２には、電力計で実測した発電機出力、ＩＧＶ開度、圧縮機の吸気温度、大気圧比等から燃焼負荷指令値を求め、この燃焼負荷指令値に基づいてパイロット比を決定するガスタービンの燃焼制御装置が記載されている（特許文献２の図５及び２２参照）。
【０００７】
なお、特許文献２に記載のガスタービンでは、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）は、発電機出力の計測値を含むパラメータから決定される。
これに対し、例えば特許文献３のように、排ガス温度を含むパラメータから算出した燃焼ガス温度に応じて各ノズルへの燃料配分比を決定するガスタービンも知られている（特許文献３の図１８参照）。ところが、このような手法を用いた場合、排ガス温度を計測する熱電対の応答が発電機出力の計測器（電力計）に比べて非常に遅いことから、ガスタービンの負荷変化に遅れなく追従した燃焼制御を行うことは難しい。
そこで、特許文献３には、ガスタービンの負荷変動に対応するために、排ガス温度の検出遅れに起因した誤差を含む燃焼ガス温度を燃料流量制御指令値（ＦＳＲ）の変化率に応じて補正することが提案されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開平１１−２２４９０号公報
【特許文献２】特開２００７−７７８６６号公報
【特許文献３】特開２００６−２９１６２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
ところで、ランバック時や系統擾乱時に、急激に発電機出力指令値が変動した場合、これに応じて全燃料流量指令値（ＣＳＯ）も急減するが、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）は直ちに減少するわけではない。すなわち、発電機出力指令値の急減に伴って全燃料流量指令値が下げられ、燃焼器に供給される全燃料流量が減らされ、燃焼器にて発生する燃焼エネルギーが減少し、その結果、タービン出力が小さくなるまでに時間を要するからである。つまり、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）は、その性質上、現時点よりも少し前の燃焼状態を反映するパラメータであって、現時点での燃焼状態を反映するものではない。
そのため、ガスタービンの通常運転時には燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）によって適切な燃料配分比制御を行いうるが、ランバック時や系統擾乱時には燃焼負荷指令値による燃焼制御では、発電機出力指令値の急減に遅れなく追従して適切な燃料配分比を求めることが難しい。
【００１０】
このことについて、図１３を用いて説明する。図１３は負荷急減時における発電機出力指令値、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）及びパイロット比が変化する様子を示す図であり、図１３（Ａ）は発電機出力指令値の経時変化を示し、図１３（Ｂ）は燃焼負荷指令値の経時変化を示し、図１３（Ｃ）はパイロット比の経時変化を示している。
図１３（Ａ）に示すように、時刻ｔ１〜時刻ｔ２において発電機出力指令値（負荷）が急減しても、全燃料流量が低減されて、その影響が実際に発電機出力の実測値に表れるまでに時間を要するので、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）は時間Δｔだけ発電機出力指令値に対して遅れる（図１３（Ｂ）参照）。すなわち、時刻ｔ１から時間Δｔだけ遅れた時点ｔ１’になったとき、燃焼負荷指令値が減少し始める。
そのため、燃焼負荷指令値に応じて決定されるパイロット比は、燃焼負荷指令値と同様に、発電機出力指令値に対して時間Δｔの遅れを有する（図１３（Ｃ）参照）。したがって、過渡状態におけるパイロット比は、理想的なパイロット比（図１３（Ｃ）の一点鎖線で示した曲線）に比べて低い値になってしまう。
【００１１】
したがって、特許文献２に記載のガスタービンのように、燃焼負荷指令値に基づいて各ノズルへの燃料配分比を決定する場合、系統擾乱時やランバック時の過渡状態において、パイロット比が本来よりも低く設定され、火炎が不安定になり、トリップに至る事象が発生することもあり得る。
【００１２】
また、特許文献３に記載のガスタービンでは、排ガス温度の検出遅れに起因した誤差を含む燃焼ガス温度を燃料流量制御指令値（ＦＳＲ）の変化率に応じて補正して真の燃焼ガス温度を算出し、この真の燃焼ガス温度に基づいて各ノズルへの燃料配分比を決定している。しかし、制御手法が複雑であることに加えて、真の燃焼ガス温度を正確に知るためには、燃料流量制御指令値だけでは足りず、燃料の性状（燃料の発熱量）をも考慮する必要がある。また、仮に燃料の性状を考慮するようにしたとしても、燃料の性状の検出遅れの影響を排除できないから、真の燃焼ガス温度を知ることは非常に難しい。
さらに、特許文献３に記載のガスタービンでは、燃料流量制御指令値（ＦＳＲ）の変化率に基づく補正が常に行われる。そのため、例えば、ガスタービンの負荷は一定であるものの、燃料の性状（燃料の発熱量）が変化したために燃料流量制御指令値（ＦＳＲ）が変化した場合においても、上記補正が行われる。よって、燃焼ガス温度の補正が必要ないガスタービンの負荷一定時において、意図せずに燃焼制御に影響を及ぼしてしまう。
【００１３】
本発明は、上述の事情に鑑みてなされたものであり、シンプルな手法によって、系統擾乱時やランバック時の過渡状態においても火炎の安定性を維持できるガスタービン及びガスタービンの燃焼制御方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明の一態様に係るガスタービンは、拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、前記燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器によって生成された燃焼ガスによって駆動されるタービンと、前記タービンによって駆動される発電機と、前記拡散燃焼用燃料の流量の全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する燃焼コントローラとを備え、前記燃焼コントローラは、系統擾乱時又はランバック時において、少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて求めた第１拡散燃料比と、前記全燃料流量の指令値に応じて求めた第２拡散燃料比とのうち大きい方を選択し、前記拡散燃料比として決定することを特徴とする。
なお、ここでいう「系統擾乱時」とは、例えば、電力系統に発電機を連系した状態を維持しながら該発電機の負荷を低減する場合をいう。また、「ランバック」とは、電力系統や各種機器に異常が発生したときに、ガスタービンの保護を目的として発電機の負荷を速やかに下げる操作をいう。
【００１５】
このように、上記ガスタービンでは、系統擾乱時又はランバック時において、燃焼負荷指令値だけによって拡散燃料比を決定するのではなく、燃焼負荷指令値に基づいて決定した第１拡散燃料比と、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比とのうちの大きい方を選択して拡散燃料比を決定する。ここで、燃焼負荷指令値が現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータであるのに対し、全燃料流量指令値は現在よりも少し後に形成される燃焼状態を示すパラメータである（燃焼状態の変化によって燃焼負荷指令値が変わるのに対し、全燃料流量指令値の変化によって燃焼状態が変わる）。
よって、系統擾乱時又はランバック時において、現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータである燃焼負荷指令値に応じて決定した第１拡散燃料比が本来よりも低く設定され、火炎が不安定になってしまうような場合であっても、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比を選択することで、火炎の安定性を維持できる。
また、第１拡散燃料比および第２拡散燃料比とのうち大きい方を選択するという簡便な制御によって、系統擾乱時又はランバック時における安定燃焼を実現できる。
【００１６】
また上記ガスタービンにおいて、前記第２拡散燃料比は、全燃料流量指令値に対応する火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比を示す関係に、現在の前記全燃料流量の指令値を当てはめて求めてもよい。
このように、全燃料流量指令値と火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比との関係を予め求めておき、該関係に現在の全燃料流量指令値を当てはめることで、火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比を第２拡散燃料比として求めることができる。したがって、系統擾乱時又はランバック時においても火炎の安定性を確実に維持することができる。
なお、ここでいう「火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比」とは、火炎を安定的に維持できる最小限の拡散燃料比をいう。
【００１７】
また上記ガスタービンにおいて、全燃料流量指令値に対応する火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比を示す前記関係は所定の吸気温度について規定されており、前記第２拡散燃料比は、実際の吸気温度を用いて、現在の前記全燃料流量の指令値を前記所定の吸気温度における全燃料流量の仮想指令値に換算し、該全燃料流量の仮想指令値を前記関係に当てはめて求めてもよい。
全燃料流量指令値とこれに対応する火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比は、吸気温度（圧縮機入口温度）によって若干変化する。そこで、上述のように、所定の吸気温度（基準温度）について規定された、全燃料流量指令値と火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比との関係に、実際の吸気温度を用いて補正した全燃料流量の仮想指令値を当てはめることで、吸気温度の変動の影響を受けずに、火炎維持に必要な最小限の拡散燃料比を正確に求めることができる。よって、系統擾乱時又はランバック時においても火炎の安定性をより確実に維持することができる。
【００１８】
また本発明の一態様に係るガスタービンの制御方法は、拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、該燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器からの燃焼ガスによって駆動されるタービンと、該タービンによって駆動される発電機とを備えるガスタービンの燃焼制御方法であって、少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて第１拡散燃料比を求める工程と、全燃料流量の指令値に応じて第２拡散燃料比を求める工程と、前記拡散燃焼用燃料の流量の前記全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する工程とを備え、前記拡散燃料比を決定する工程では、系統擾乱時又はランバック時において、前記第１拡散燃料比と前記第２拡散燃料比とのうち大きい方を前記拡散燃料比として選択することを特徴とする。
【００１９】
このように、上記ガスタービンの制御方法では、系統擾乱時又はランバック時において、燃焼負荷指令値だけによって拡散燃料比を決定するのではなく、燃焼負荷指令値に基づいて決定した第１拡散燃料比と、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比とのうちの大きい方を選択して拡散燃料比を決定する。
よって、系統擾乱時又はランバック時において、現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータである燃焼負荷指令値に応じて決定した第１拡散燃料比が本来よりも低く設定され、火炎が不安定になってしまうような場合であっても、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比を選択することで、火炎の安定性を維持できる。
【００２０】
また本発明の別の態様に係るガスタービンは、拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、前記燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器によって生成された燃焼ガスによって駆動されるタービンと、前記タービンによって駆動される発電機と、前記拡散燃焼用燃料の流量の全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する燃焼コントローラとを備え、前記燃焼コントローラは、系統擾乱時又はランバック時に、少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて求めた第１拡散燃料比から、前記全燃料流量の指令値に応じて求めた第２拡散燃料比に切り替えることを特徴とする。
【００２１】
上記ガスタービンでは、系統擾乱時又はランバック時において、少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて求めた第１拡散燃料比から、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比に切り替える。そのため、系統擾乱時又はランバック時において、現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータである燃焼負荷指令値に応じて決定した第１拡散燃料比が本来よりも低く設定され、火炎が不安定になってしまうような場合であっても、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比に切り替えることで、火炎の安定性を維持できる。
【００２２】
また、本発明の別の態様に係るガスタービンの燃焼制御方法は、拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成する燃焼器と、該燃焼器に燃焼用空気としての圧縮空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器からの燃焼ガスによって駆動されるタービンと、該タービンによって駆動される発電機とを備えるガスタービンの燃焼制御方法であって、少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて第１拡散燃料比を求める工程と、全燃料流量の指令値に応じて第２拡散燃料比を求める工程と、前記拡散燃焼用燃料の流量の前記全燃料流量に対する割合を示す拡散燃料比を決定する工程とを備え、前記拡散燃料比を決定する工程では、系統擾乱時又はランバック時に、前記拡散燃料比を前記第１拡散燃料比から前記第２拡散燃料比に切り替えることを特徴とする。
【００２３】
上記ガスタービンの燃焼制御方法では、系統擾乱時又はランバック時において、少なくとも前記発電機の出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて求めた第１拡散燃料比から、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比に切り替える。そのため、系統擾乱時又はランバック時において、現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータである燃焼負荷指令値に応じて決定した第１拡散燃料比が本来よりも低く設定され、火炎が不安定になってしまうような場合であっても、全燃料流量指令値に応じて求めた第２拡散燃料比に切り替えることで、火炎の安定性を維持できる。
【発明の効果】
【００２４】
本発明によれば、現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータである燃焼負荷指令値に応じて決定した拡散燃料比では理想的な拡散燃料比よりも低くなってしまう系統擾乱時又はランバック時においても、火炎の安定性を維持できる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】第１実施形態に係るガスタービンの構成例を示す図である。
【図２】図１に示すガスタービンの燃焼器の構成例を示す図である。
【図３】燃焼器のパイロットノズル及びメインノズル周辺の構造を示す図である。
【図４】第１実施形態におけるパイロット比の設定ロジックを示すブロック図である。
【図５】全燃料流量指令値とガスタービン負荷率との関係を示すグラフである。
【図６】全燃料流量指令値と火炎維持に必要な最小限のパイロット比との関係を示すグラフである。
【図７】全燃料流量指令値と補正の重み付けとの関係を示すグラフである。
【図８】圧縮機入口温度（吸気温度）と補正係数との関係を示すグラフである。
【図９】燃焼負荷指令値を算出するロジックを示すブロック図である。
【図１０】全燃料流量指令値を算出するロジックを示すブロック図である。
【図１１】第１実施形態におけるガスタービンの燃焼制御方法を示すフローチャートである。
【図１２】第２実施形態におけるパイロット比の設定ロジックを示すブロック図である。
【図１３】負荷急減時における発電機出力指令値、燃焼負荷指令値及びパイロット比が変化する様子を示す図であり、（Ａ）は発電機出力指令値の経時変化を示し、（Ｂ）は燃焼負荷指令値の経時変化を示し、（Ｃ）はパイロット比の経時変化を示している。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
以下、添付図面に従って本発明の実施形態について説明する。ただし、この実施形態に記載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、特定的な記載がない限り本発明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。
【００２７】
［第１実施形態］
図１は、第１実施形態に係るガスタービンの構成例を示す図である。図２は、図１に示すガスタービンの燃焼器の構成例を示す図である。図３は、燃焼器のパイロットノズル及びメインノズル周辺の構造を示す図である。
【００２８】
図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成する圧縮機２と、この圧縮機２から供給される圧縮空気を用いて燃料を燃焼させる燃焼器４と、圧縮機２と共通の回転軸５を有し、燃焼器４で生成した燃焼ガスによって駆動されるタービン６とを備える。回転軸５には、発電機８が連結されている。圧縮機２の吸気量は、圧縮機２の入口に設けられた入口案内翼（ＩＧＶ）３Ａの開度をアクチュエータ３Ｂによって変化させることで調節可能である。
なお、電力計（ＭＷトランスデューサー）７は、発電機８で生成された電力（発電機出力）を計測するために用いられる。また、温度センサ９は、圧縮機２の入口における温度（吸気温度）を計測するために用いられる。さらに、圧縮機２に吸入される大気が流れる吸気系統には、吸気冷却装置１０が設けられている。
【００２９】
燃焼器４は、図２及び３に示すように、円筒状の内筒２０の中心位置にパイロットバーナ２２が配置され、このパイロットバーナ２２の周囲を取り囲むように複数（たとえば８本）のメインバーナ３０が内筒２０の周方向に等ピッチで配置された構成を有する。
【００３０】
パイロットバーナ２２は、図３に示すように、パイロット燃料を供給するパイロットノズル２３と、パイロットノズル２３の先端部を取り囲むように設けられた筒状部材２４とを備える。筒状部材２４の下流側端部は拡径されてパイロットコーン２５を形成している。また、筒状部材２４は、パイロットノズル２３との間にパイロット空気流路２６を形成しており、パイロット空気流路２６には圧縮空気（パイロット空気）が流れるようになっている。またパイロット空気流路２６には、パイロット空気の流れに旋回を与えるパイロットスワラ２７が設けられている。パイロットスワラ２７を通過したパイロット空気は、パイロットノズル２３の燃料噴射口２３Ａから噴射されたパイロット燃料の拡散燃焼に用いられる。パイロット燃料の燃焼によって、燃料噴射口２３Ａの位置から下流側に向けて拡散火炎２８が形成される。また、パイロットコーン２５の下流側では、拡散火炎２８からの高温燃焼ガスが後述の予混合火炎３４の保炎点としての役割を果たす。
【００３１】
メインバーナ３０は、メイン燃料を供給するメインノズル３１と、メインノズル３１の周囲に形成されてメイン空気を供給するメイン空気流路３２とを備えている。メインノズル３１に供給されたメイン燃料は、メインノズル３１から噴射された後、メイン空気流路３２を通って供給されたメイン空気と混合されて予混合気となる。なお、メイン空気流路３２には、メイン空気の流れに旋回を与えるメインスワラ３３が設けられており、メイン空気とメイン燃料との予混合を促進するようになっている。こうして得られた予混合気は、拡散火炎２８からの燃焼ガスによって着火燃焼され、予混合火炎３４が形成される。
【００３２】
また、パイロットバーナ２２及びメインバーナ３０よりも上流側には、図２に示すように、複数のトップハットノズル３５が設けられている。トップハットノズル３５は、内筒２０と該内筒２０を取り囲む外筒３６との間の環状空間内に配置される。
トップハットノズル３５から噴射されたトップハット燃料は、圧縮空気に混入して、下流側のパイロットバーナ２２及びメインバーナ３０に向かって流れていく。そのため、パイロット空気流路２６を流れるパイロット空気と、メイン空気流路３２を流れるメイン空気とには、トップハットノズル３５からのトップハット燃料が混入されており、燃焼安定性が改善されるとともに、ＮＯｘ低減化を図るようになっている。
【００３３】
パイロットノズル２３、メインノズル３１及びトップハットノズル３５は、それぞれ、流量調節弁（３７，３８，３９）により、独立して燃料流量が調節されるようになっている。そして、各ノズル（２３，３１，３５）への燃料配分比は、図１に示す燃焼コントローラ４０によって決定される。
ここで、パイロットノズル２３によって形成される拡散火炎は保炎性に優れるため、パイロットノズル２３に供給されるパイロット燃料ガスの全燃料流量に対する割合であるパイロット比（拡散燃料比）を大きくすると燃焼を安定化できる。一方、メインノズル３１によって形成される予混合火炎は燃焼温度を下げることができるため、メインノズル３１に供給されるメイン燃料ガスの全燃料流量に対する割合（予混合燃料比）を大きくするとＮＯｘを低減することができる。また、トップハットノズル３５自体は独自の火炎を形成するわけではないが、トップハットノズル３５からのトップハット燃料はパイロット空気及びメイン空気に予め混合されて、パイロットバーナ２２及びメインバーナ３０の燃焼性の改善とＮＯｘ低減に寄与する。
よって、燃焼安定性を維持しながらＮＯｘを低減するためには、各ノズルの特性を考慮して、燃焼コントローラ４０により各ノズルへの燃料配分比を適切に調節する必要がある。
【００３４】
図４は、燃焼コントローラ４０におけるパイロット比の設定ロジックを示すブロック図である。
【００３５】
燃焼コントローラ４０は、図４に示すように、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）に応じて第１パイロット比ａを算出する第１パイロット比算出部４２と、全燃料流量指令値（ＣＳＯ）に応じて第２パイロット比ｂを算出する第２パイロット比算出部５０と、第１パイロット比ａ及び第２パイロット比ｂのうち大きい方を選択する高値選択器４９とを備える。
【００３６】
第１パイロット比算出部４２では、以下のようにして、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）に応じて第１パイロット比ａを算出する。
すなわち、図４に示すように、予め設定された、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）とパイロット比との関数を発生させる関数発生器４３に、現在の燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）を入力して、現在の燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）に対応するパイロット比を求める。
一方、予め設定された、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）と補正の重み付けとの関数を発生させる関数発生器４４によって、現在の燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）に対応する補正の重み付けの値を求める。また、予め設定された、圧縮機２の入口温度（吸気温度）と補正係数との関数を発生させる関数発生器４５を用いて、現在の吸気温度（圧縮機入口温度）に対応する補正係数を求める。そして、関数発生器４４により求めた補正の重み付けの値と、関数発生器４５により求めた補正係数とを、乗算器４６において乗算して、吸気温度に基づく補正量を求める。
この後、減算器４８において、関数発生器４３によって求めたパイロット比から、乗算器４６で求めた吸気温度（圧縮機入口温度）に基づく補正量を減算することで、第１パイロット比ａが算出される。
【００３７】
これに対し、第２パイロット比ｂは、第２パイロット比算出部５０によって以下のようにして求められる。
すなわち、図４に示すように、予め設定された、全燃料流量指令値（ＣＳＯ）と火炎維持に必要な最小限のパイロット比（第２パイロット比ｂ）との関数を発生させる関数発生器５６を用いて、現在の全燃料流量指令値に対応する第２パイロット比ｂを算出する。
【００３８】
ここで、関数発生器５６で発生される関数は、吸気温度（圧縮機入口温度）が所定温度Ｔ０のときの全燃料流量指令値と第２パイロット比ｂとの関係として与えられている。そのため、火炎維持に必要な最小限のパイロット比（第２パイロット比ｂ）を正確に求める観点から、実際の吸気温度を用いて前記所定温度Ｔ０における全燃料流量の仮想指令値に換算し、該全燃料流量の仮想指令値を関数発生器５６に入力することが好ましい。
例えば、図４に示すように、関数発生器５１を用いて、予め設定された、全燃料流量指令値（ＣＳＯ）と補正の重み付けとの関数から、現在の全燃料流量指令値に対応する補正の重み付けの値を求める。また、関数発生器５２を用いて、予め設定された、吸気温度（圧縮機入口温度）と補正係数との関数から、現在の吸気温度に対応する補正係数を求める。そして、関数発生器５１を用いて求めた補正の重み付けの値と、関数発生器５２を用いて求めた補正係数とを乗算器５３において乗算して、吸気温度に基づく補正量を求める。そして、減算器５４において、現在の全燃料流量指令値から乗算器５３で求めた吸気温度に基づく補正量を減算して、吸気温度が所定温度Ｔ０のときにおける全燃料流量の仮想指令値が求まる。この全燃料流量の仮想指令値を、関数発生器５６に入力すれば、火炎維持に必要な最小限のパイロット比（第２パイロット比ｂ）を正確に求めることができる。
【００３９】
ここで、関数発生器（５１，５２，５６）を用いた第２パイロット比ｂの算出手法について詳細に説明する。図５は、全燃料流量指令値とガスタービン負荷率との関係を示すグラフである。図６は関数発生器５６が発生させる関数の一例を示すグラフであり、全燃料流量指令値と火炎維持に必要な最小限のパイロット比との関係を示している。図７は関数発生器５１が発生させる関数の一例を示すグラフであり、全燃料流量指令値と補正の重み付けとの関係を示している。図８は関数発生器５２が発生させる関数の一例を示すグラフであり、圧縮機入口温度（吸気温度）と補正係数との関係を示している。
【００４０】
図５に示すように、圧縮機入口温度（吸気温度）によって、全燃料流量指令値（ＣＳＯ）とガスタービン負荷率との関係は変化する。なお、ガスタービン負荷率とは、ガスタービンの定格出力に対するガスタービン出力の比率をいう。
具体的には、圧縮機入口温度が比較的低温のＴ１であるとき、大気密度が高いためにガスタービンの定格出力（ガスタービン負荷率が１００％における発電機出力）は大きくなり、より多くの燃料が必要になるため全燃料流量指令値（ＣＳＯ）は高めに設定される。逆に、圧縮機入口温度が比較的高温のＴ２であるとき、大気密度が低いためにガスタービンの定格出力は小さくなり、より少ない燃料で足りるため全燃料流量指令値（ＣＳＯ）は低めに設定される。したがって、圧縮機入口温度（吸気温度）が低いほど、全燃料流量指令値とガスタービン負荷率との関係を示す曲線は図５の右側にシフトする。
【００４１】
一方、関数発生器５６にて発生される関数（図６参照）は、圧縮機入口温度（吸気温度）が所定温度Ｔ０（図５参照）のときにおける、全燃料流量指令値と火炎維持に必要な最小限の第２パイロット比との関係として予め設定されている。そのため、関数発生器５６にて発生される関数への入力時には、全燃料流量指令値（ＣＳＯ）は実際の値をそのまま用いるのではなく、吸気温度がＴ０のときの全燃料流量の仮想指令値に換算したものを関数発生器５６に入力することが好ましい。すなわち、図５に示すように、圧縮機入口温度Ｔ１又はＴ２における実際の全燃料流量指令値（ＣＳＯ１，ＣＳＯ２）を、これらに対応する全燃料流量の仮想指令値（ＣＳＯ１’，ＣＳＯ２’）に換算し、これを関数発生器５６に入力するのである。
実際の全燃料流量指令値（ＣＳＯ１，ＣＳＯ２）を全燃料流量の仮想指令値（ＣＳＯ１’，ＣＳＯ２’）に換算するには、関数発生器５１が発生させた関数（図７参照）から実際の全燃料流量指令値に対応する補正の重み付けの値を求め、さらに関数発生器５２が発生させた関数（図８参照）から実際の圧縮機入口温度（吸気温度）における補正係数を求める。そして、乗算器５３において、関数発生器５１を用いて求めた補正の重み付けの値と、関数発生器５２を用いて求めた補正係数とを乗算して補正量を求める。この補正量は、減算器５４において、実際の全燃料流量指令値から減算される。このようにして、全燃料流量の仮想指令値（ＣＳＯ１’，ＣＳＯ２’）が得られる。
【００４２】
関数発生器５６を用いて求めた火炎を維持するのに必要最小限のパイロット比（第２パイロット比ｂ）は、図４に示すように切替器５８に入力される。さらに、切替機５８には、シグナルジェネレータ５９で生成された、第２パイロット比ｂをゼロとする信号も入力される。そして、切替機５８は、系統擾乱時又はランバック時には関数発生器５６を用いて求めた第２パイロット比ｂを出力し、それ以外は第２パイロット比ｂの値としてシグナルジェネレータ５９から得たゼロの値を出力する。
【００４３】
そして、高値選択器４９では、第１パイロット比算出部４２で算出した第１パイロット比ａと、第２パイロット比算出部５０で算出した第２パイロット比ｂとのうち大きい方を選択し、これをパイロット比として決定する。さらに、燃焼コントローラ４０は、乗算器４７において、高値選択器４９から出力されたパイロット比に全燃料流量指令値（ＣＳＯ）を乗算して、パイロットノズル２３に供給すべきパイロット燃料流量（拡散燃料流量）を求め、該パイロット燃料流量に基づいて流量調節弁３７の開度を制御する。
【００４４】
＜燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）の算出＞
ここで、図４に示すロジックで用いられる燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）の算出例について説明する。
【００４５】
燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）は、タービン６の入口における燃焼ガスの温度（タービン入口燃焼ガス温度）を無次元化したパラメータであり、燃焼負荷指令値は少なくとも発電機出力の実測値に基づいて決定される。燃焼負荷指令値は、タービン入口燃焼ガス温度が下限値のときの燃焼負荷指令値が０％、タービン入口燃料ガス温度が上限値のときの燃焼負荷指令値が１００％となるように設定される。例えば、タービン入口燃焼ガス温度の下限値を７００℃、上限値を１５００℃としたとき、燃焼負荷指令値は下記式（１）で表される。
【数１】
0005836069.tif 000002
ただし、７００℃ＭＷとはタービン入口燃焼ガス温度が７００℃のときの発電機出力であり、１５００℃ＭＷとはタービン入口燃焼ガス温度が１５００℃のときの発電機出力である。また、上記式（１）において、発電機出力の実測値とは電力計７による発電機出力の計測結果である。
【００４６】
図９は、燃焼負荷指令値を算出するロジックを示すブロック図である。同図に示すように、温度センサ９にて計測された圧縮機２の入口温度（吸気温度）、および、入口案内翼３Ａの開度の指令値（ＩＧＶ開度指令値）から、関数発生器８０Ａで生成された関数を用いて、７００℃ＭＷが算出される。同様に、温度センサ９にて計測された圧縮機２の入口温度（吸気温度）、および、入口案内翼３Ａの開度の指令値（ＩＧＶ開度指令値）から、関数発生器８０Ｂで生成された関数を用いて、１５００℃ＭＷが算出される。すなわち、吸気温度及びＩＧＶ開度指令値が基準値である場合における７００℃ＭＷ及び１５００℃ＭＷの既知の値を、実際の吸気温度およびＩＧＶ開度指令値によって補正して７００℃ＭＷ及び１５００℃ＭＷを求める。
このようにして得られた７００℃ＭＷおよび１５００℃ＭＷには、吸気圧力（大気圧）の実測値に基づく補正処理が施される。すなわち、除算器８１において、吸気圧力（大気圧）の実測値を、シグナルジェネレータ８２で設定された標準大気圧で除算して吸気圧比（＝吸気圧力／標準大気圧）を求める。乗算器８３Ａ，８３Ｂでは、関数発生器８０Ａ及び８０Ｂを用いてそれぞれ求めた７００℃ＭＷと１５００℃ＭＷに、除算器８１で求めた吸気圧比を乗算する。これにより、吸気圧比を考慮した７００℃ＭＷおよび１５００℃ＭＷの値が得られる。
減算器８４では、電力計７で計測された発電機出力から、乗算器８３Ａで求めた７００℃ＭＷを減算し、上記数式（１）の分子を求める。一方、減算器８５では、乗算器８３Ｂで求めた１５００℃ＭＷから、乗算器８３Ａで求めた７００℃ＭＷを減算して、上記数式（１）の分母を求める。除算器８６では、減算器８４で求めた上記数式（１）の分子を、減算器８５で求めた上記数式（１）の分母で除算して、ＣＬＣＳＯを求める。
なお、レート制限部８７は、発電機出力の微小変動によってＣＬＣＳＯが微小変動して、流量調節弁（３７，３８，３９）の開閉動作を頻繁に繰り返すことがないようにするため、除算器８６によるＣＬＣＳＯの算出結果を所定の増減レートに制限して出力する。
【００４７】
＜全燃料流量指令値（ＣＳＯ）の算出＞
次に、図４に示すロジックで用いられる全燃料流量指令値（ＣＳＯ）の算出例について説明する。図１０は、全燃料流量指令値を算出するロジックを示すブロック図である。
【００４８】
ガバナ制御器９０は、ガスタービン１（回転軸５）の回転速度の計測値を入力信号として受け取って、ガスタービン１の回転速度を目標値に一致させるように全燃料流量を制御するための指令値ＧＶＣＳＯを出力する。具体的には、ガバナ制御器９０は、ガスタービン１の回転速度、言い換えれば発電機８の回転速度を予め設定されているＧＶ設定値と比較し、比例制御信号をＧＶＣＳＯとして出力する。
【００４９】
負荷制御器９２は、発電機出力及び発電機出力指令値を入力信号として受け取って、発電機出力を発電機出力指令値に一致させるように全燃料流量を制御するための指令値ＬＤＣＳＯを出力する。具体的には、負荷制御器９２は、発電機出力と発電機出力指令値とを比較し、比例積分演算を行い、この結果をＬＤＣＳＯとして出力する。
【００５０】
温度制御器９４は、ブレードパス温度制御部と、排ガス温度制御部とを備えている。
そして、ブレードパス温度制御部は、ガスタービン１のブレードパス温度の計測値を入力信号として受け取って、このブレードパス温度の計測値が上限値を超えないように全燃料流量を制御するための指令値ＢＰＣＳＯを出力する。具体的には、ブレードパス温度制御部は、ブレードパス温度の計測値と設定値とを比較し、比例積分演算を行い、この結果をＢＰＣＳＯとして出力する。なお、ブレードパス温度とは、タービン６の最終段直後の排ガス温度を意味する。
また、排ガス温度制御部は、ガスタービン１の最終段よりも後流側の排気ダクトにおける排ガス温度の計測値を入力信号として受け取って、この排ガス温度の計測値が上限値を超えないように全燃料流量を制御するための指令値ＥＸＣＳＯを出力する。具体的には、排ガス温度制御部は、排ガス温度の計測値と設定値とを比較し、比例積分演算を行い、この結果をＥＸＣＳＯとして出力する。
【００５１】
このようにして算出されたＧＶＣＳＯ、ＬＤＣＳＯ、ＢＰＣＳＯ及びＥＸＣＳＯは、低値選択器９６に入力され、低値選択器９６によってこれらの入力値のうち最も低値の制御信号を選択し、これを全燃料流量指令値ＣＳＯとして決定する。
【００５２】
次に、本実施形態におけるガスタービン１の燃焼制御方法について説明する。図１１は、第１実施形態におけるガスタービン１の燃焼制御方法を示すフローチャートである。
同図に示すように、はじめに、ランバック又は系統擾乱の状態にあるか否かを判断する（ステップＳ２）。具体的には、補機の異常停止時等に出されるランバック指令信号の有無によってランバックの状態にあるか判定したり、発電機出力の変化から系統擾乱の状態にあるか判定したりする。
【００５３】
ランバック又は系統擾乱の状態にないと判断された場合（ステップＳ２のＮＯ判定）、図９を用いて説明したロジックにより燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）を算出する（ステップＳ４）。具体的には、電力計７による発電機出力の計測値、温度センサ９の計測値（圧縮機入口温度）、入口案内翼３Ａの開度の指令値（ＩＧＶ開度指令値）および吸気圧比（＝吸気圧力／標準大気圧）から燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）を算出する。
そして、ステップＳ４で求めた燃焼負荷指令値に応じて、第１パイロット比算出部４２（図４参照）によって第１パイロット比ａを算出し、この第１パイロット比ａの値をパイロット比として選択する（ステップＳ６）。なお、ランバック時又は系統擾乱時以外は、第２パイロット比算出部５０から出力される第２パイロット比ｂとして、選択器５８においてシグナルジェネレータで生成されたゼロの値が選択されることは上述したとおりである。そのため、ステップＳ６では、常に、第１パイロット比算出部４２で算出された第１パイロット比ａ（＞第２パイロット比ｂ）の値をパイロット比として決定することになる。
【００５４】
一方、ランバック又は系統擾乱の状態にあると判断された場合（ステップＳ２のＹＥＳ判定）、図９を用いて説明したロジックにより燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）を算出する（ステップＳ８）。ステップＳ８における燃焼負荷指令値の決定手法は、ステップＳ４で説明したものと同様であるから、ここではその説明を省略する。この後、ステップＳ８で求めた燃焼負荷指令値に応じて、第１パイロット比算出部４２（図４参照）によって第１パイロット比ａを算出する（ステップＳ１０）。
【００５５】
また、ステップＳ１２において、図１０を用いて説明したロジックにより全燃料流量指令値（ＣＳＯ）を決定する。決定された全燃料流量指令値は、ステップＳ１４に示した第２パイロット比算出部５０による第２パイロット比ｂの算出に用いられる。ステップＳ１４では、関数発生器５１及び５２を用いて実際の圧縮機入口温度に基づいて、吸気温度が所定温度Ｔ０における全燃料流量の仮想指令値に算出し、該全燃料流量の仮想指令値を関数発生器５６に入力することで第２パイロット比を求める。なお、ランバック時又は系統擾乱時には、第２パイロット比算出部５０から出力される第２パイロット比ｂとして、関数発生器５６から出力された値が選択器５８において選択されることは上述したとおりである。
【００５６】
この後、高値選択器４９において、第１パイロット比算出部４２から出力された第１パイロット比ａと、第２パイロット比算出部５０から出力された第２パイロット比ｂとのうち大きい方を選択し、これをパイロット比として決定する（ステップＳ１６）。
【００５７】
ステップＳ１８では、ステップＳ６又はＳ１６で決定されたパイロット比に全燃料流量指令値（ＣＳＯ）を乗算して、パイロットノズル２３に供給されるパイロット燃料の流量を決定し、この流量に基づいて流量調節弁３７の開度を調節する。
【００５８】
以上説明したように、本実施形態では、系統擾乱時又はランバック時において、燃焼負荷指令値だけによってパイロット比（拡散燃料比）を決定するのではなく、燃焼負荷指令値に基づいて決定した第１パイロット比ａ（第１拡散燃料比）と、全燃料流量指令値に応じて求めた第２パイロット比ｂ（第２拡散燃料比）とのうちの大きい方を選択してパイロット比を決定する。
よって、系統擾乱時又はランバック時において、現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータである燃焼負荷指令値に応じて決定した第１パイロット比ａが本来よりも低く設定され、火炎が不安定になってしまうような場合であっても、全燃料流量指令値に応じて求めた第２パイロット比ｂを選択することで、火炎の安定性を維持できる。
【００５９】
また本実施形態では、第２パイロット比ｂは、全燃料流量指令値に対応する火炎維持に必要な最小限のパイロット比を示す関係（図６参照）に、現在の前記全燃料流量の指令値を当てはめて求める。
このように、全燃料流量指令値と火炎維持に必要な最小限のパイロット比との関係を予め求めておき、該関係に現在の全燃料流量指令値を当てはめることで、火炎維持に必要な最小限のパイロット比を第２パイロット比ｂとして求めることができる。したがって、系統擾乱時又はランバック時においても火炎の安定性を確実に維持することができる。
【００６０】
さらに本実施形態では、全燃料流量指令値に対応する火炎維持に必要な最小限のパイロット比を示す関係（図６参照）は所定の吸気温度Ｔ０について規定されており、第２パイロット比ｂは、実際の吸気温度Ｔ１又はＴ２を用いて、現在の全燃料流量指令値を前記所定の吸気温度Ｔ０における全燃料流量の仮想指令値に換算し、該全燃料流量の仮想指令値を前記関係に当てはめて求める。
全燃料流量指令値とこれに対応する火炎維持に必要な最小限の第２パイロット比は、吸気温度（圧縮機入口温度）によって若干変化する。そこで、上述のように、所定の吸気温度（基準温度）Ｔ０について規定された、全燃料流量指令値と火炎維持に必要な最小限の第２パイロット比との関係に、実際の吸気温度Ｔ１又はＴ２を用いて補正した全燃料流量の仮想指令値を当てはめることで、吸気温度の変動の影響を受けずに、火炎維持に必要な最小限の第２パイロット比ｂを正確に求めることができる。よって、系統擾乱時又はランバック時においても火炎の安定性をより確実に維持することができる。
【００６１】
［第２実施形態］
次に、第２実施形態に係るガスタービンについて説明する。本実施形態に係るガスタービンは、燃焼コントローラにおけるパイロット比及びトップハット比の設定ロジックを除けば、第１実施形態のガスタービン１と同様である。よって、ここでは、ガスタービン１と同一部分については共通の符号を付してその説明を省略し、ガスタービン１と異なる部分を中心に説明する。
【００６２】
図１２は、本実施形態におけるパイロット比の設定ロジックを示すブロック図である。同図に示すように、本実施形態のガスタービンの燃焼コントローラ１００は、燃焼負荷指令値（ＣＬＣＳＯ）に応じて第１パイロット比ａを算出する第１パイロット比算出部４２と、全燃料流量指令値（ＣＳＯ）に応じて第２パイロット比ｂを算出する第２パイロット比算出部１０２と、第１パイロット比ａ及び第２パイロット比ｂのいずれか一方を選択する選択器１０４とを備える。
第１パイロット比算出部４２は、第１実施形態と同様に、関数発生器４３によって求めたパイロット比から、関数発生器４４及び４５と乗算器４６とで求めた吸気温度（圧縮機入口温度）に基づく補正量を減算することで、第１パイロット比ａを算出する。
また、第２パイロット比算出部１０２は、第１実施形態の第２パイロット比算出部５０と同様に、関数発生器５１、関数発生器５２、乗算器５３及び減算器５４を用いて実際の圧縮機入口温度（吸気温度）に基づいて所定温度Ｔ０における全燃料流量の仮想指令値を求め、該全燃料流量の仮想指令値を関数発生器５６に入力することで第２パイロット比ｂを算出する。ただし、第２パイロット比算出部１０２には選択器５８及びシグナルジェネレータ５９が設けられておらず、この点において第２パイロット比算出部１０２は第１実施形態の第２パイロット比算出部５０と相違する。
選択器１０４は、ランバック時又は系統擾乱時以外のときに第１パイロット比算出部４２から出力された第１パイロット比ａを選択し、これをパイロット比として決定する。一方、ランバック時又は系統擾乱時には、選択器１０４は、第２パイロット比算出部１０２から出力された第２パイロット比ｂを選択し、これをパイロット比として決定する。
そして、乗算器４７において、選択器１０４から出力されたパイロット比に全燃料流量指令値（ＣＳＯ）を乗算してパイロット燃料流量を求め、該パイロット燃料流量に基づいて流量調節弁３７の開度を制御する。
【００６３】
以上説明したように、本実施形態では、切替器１０４を用いて、系統擾乱時又はランバック時において、少なくとも発電機出力の計測値に基づいて決定された燃焼負荷指令値に応じて求めた第１パイロット比（第１拡散燃料比）ａから、全燃料流量指令値に応じて求めた第２パイロット比（第２拡散燃料比）ｂに切り替える。そのため、系統擾乱時又はランバック時において、現在よりも少し前の燃焼状態を示すパラメータである燃焼負荷指令値に応じて決定した第１パイロット比ａが本来よりも低く設定され、火炎が不安定になってしまうような場合であっても、全燃料流量指令値に応じて求めた第２パイロット比ｂに切り替えることで、火炎の安定性を維持できる。
【００６４】
以上、本発明の実施形態について詳細に説明したが、本発明はこれに限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲において、各種の改良や変形を行ってもよいのはいうまでもない。
【００６５】
例えば、上述の実施形態では、パイロットバーナ２２、メインバーナ３０及びトップハットノズル３５を有する燃焼器４を例に挙げて説明したが、燃焼器４は、拡散燃焼用燃料を燃焼させて拡散火炎を形成するとともに、予混合燃焼用燃料を燃焼させて予混合火炎を形成することが可能である限り、そのノズル構成は特に限定されない。
例えば、図３を用いて説明した、パイロット燃料を拡散噴射する燃料噴射口２３Ａを有するパイロットノズル２３に対して、パイロットスワラ２７と燃料噴射口２３Ａとの間の位置に、別の燃料噴射口を追設してもよい。そして、この上流側の噴射口から噴射された燃料を、燃料噴射口２３Ａの上流側において、パイロット空気と予混合させるようにしてもよい。この上流側の噴射口は、燃料噴射口２３Ａよりも上流側で予混合気を形成して、燃料噴射口２３Ａにおける拡散火炎（パイロット火炎）２８を安定化させる。
さらに、このようなノズル構成の場合、燃焼コントローラ４０によって、図４と同様なロジックにより、系統擾乱時又はランバック時において、上述した上流側噴射口から噴射される燃料流量の全燃料流量に対する比（上流側噴射口燃料比）を、燃焼負荷指令値に応じて決定した第１上流側噴射口燃料比と、全燃料流量指令値に応じて決定した第２上流側噴射口燃料比とのうち大きい方を選択することで決定してもよい。あるいは、燃焼コントローラ１００によって、図１２と同様なロジックにより、系統擾乱時又はランバック時において、上述した上流側噴射口から噴射される燃料流量の全燃料流量に対する比（上流側噴射口燃料比）を、燃焼負荷指令値に応じて決定した第１上流側噴射口燃料比から、全燃料流量指令値に応じて決定した第２上流側噴射口燃料比に切り替えるようにしてもよい。
【符号の説明】
【００６６】
１  ガスタービン
２  圧縮機
３Ａ  入口案内翼
３Ｂ  アクチュエータ
４  燃焼器
５  回転軸
６  タービン
７  電力計
８  発電機
９  温度センサ
１０  吸気冷却装置
２０  内筒
２２  パイロットバーナ
２３  パイロットノズル
２３Ａ  燃料噴射口（第１噴射口）
２４  筒状部材
２５  パイロットコーン
２６  パイロット空気流路
２７  パイロットスワラ
２８  拡散火炎（パイロット火炎）
３０  メインバーナ
３１  メインノズル
３２  メイン空気流路
３３  メインスワラ
３４  予混合火炎
３５  トップハットノズル
３６  外筒
３７  流量調節弁
３８  流量調節弁
３９  流量調節弁
４０  燃焼コントローラ
４２  第１パイロット比算出部（第１拡散燃料比算出部）
４３  関数発生器
４４  関数発生器
４５  関数発生器
４６  乗算器
４７  乗算器
４８  減算器
４９  高値選択器
５０  第２パイロット比算出部（第２拡散燃料比算出部）
５１  関数発生器
５２  関数発生器
５３  乗算器
５４  減算器
５６  関数発生器
５８  選択器
５９  シグナルジェネレータ
６２  第１トップハット比算出部
６３  関数発生器
６４  関数発生器
６５  関数発生器
６６  乗算器
６７  乗算器
６８  減算器
６９  高値選択器
７０  第２トップハット比算出部
７１  関数発生器
７２  関数発生器
７３  乗算器
７４  減算器
７６  関数発生器
７８  選択器
７９  シグナルジェネレータ
８０Ａ  関数発生器
８０Ｂ  関数発生器
８１  除算器
８２  シグナルジェネレータ
８３Ａ  乗算器
８３Ｂ  乗算器
８４  減算器
８５  減算器
８６  除算器
８７  レート制限部
９０  ガバナ制御器
９２  負荷制御器
９４  温度制御器
９６  低値選択器
１００  燃焼コントローラ
１０２  第２パイロット比算出部（第２拡散燃料比算出部）
１０４  切替器
１０６  第２トップハット比算出部
１０８  切替器
【図１】
0005836069.tif 000003
【図２】
0005836069.tif 000004
【図３】
0005836069.tif 000005
【図４】
0005836069.tif 000006
【図５】
0005836069.tif 000007
【図６】
0005836069.tif 000008
【図７】
0005836069.tif 000009
【図８】
0005836069.tif 000010
【図９】
0005836069.tif 000011
【図１０】
0005836069.tif 000012
【図１１】
0005836069.tif 000013
【図１２】
0005836069.tif 000014
【図１３】
0005836069.tif 000015