(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸線に沿って延びる軸体、及び、前記軸体の外周面から前記軸線の径方向に張り出して、前記軸線方向の下流側に流れる流体を前記軸線回りに旋回させる旋回羽根を有するノズル本体と、
前記ノズル本体に形成された第一燃料噴射孔に燃料を供給する第一燃料流路と、
前記ノズル本体における前記第一燃料噴射孔よりも径方向外側に形成された第二燃料噴射孔に燃料を供給する第二燃料流路と、
前記第一燃料流路に設けられて前記第一燃料流路を流れる燃料の流量を調整する第一調整弁と、
前記旋回羽根よりも下流側の温度を検出する温度センサと、
前記温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する制御装置と、を備える燃焼器。
【請求項２】
前記温度センサは、前記軸体の先端部に配置されている請求項１に記載の燃焼器。
【請求項３】
前記制御装置は、前記温度センサによって検出された温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇した場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する請求項２に記載の燃焼器。
【請求項４】
請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の燃焼器と、
空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えているガスタービン。
【請求項５】
請求項１に記載の燃焼器と、
空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備え、
前記温度センサは、前記タービンの排気ガス温度を検知するガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、燃焼器、及びガスタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、ガスタービンは、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。
ガスタービンの効率向上のためにはタービン入口温度の上昇が必要であるが、温度上昇に伴いＮＯｘが指数関数的に増加するという課題がある。ＮＯｘの増加に対する対策として、例えば、以下の特許文献１に開示されている燃焼器は、旋回流によって均一混合気を形成して局所的な高温領域の形成を抑制するバーナを備えている。
この燃焼器のバーナは、バーナ軸線に沿って延びる軸体であるノズルと、このノズルの外周を囲み、圧縮空気と燃料とを下流側に噴出するバーナ筒と、バーナ筒内の流体をバーナ軸線周りに旋回させる旋回羽根と、を備えている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００６−３３６９９６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
旋回が加えられた予混合気が燃焼する際、旋回流中心を火炎が遡上する現象（渦芯フラッシュバック）がしばしば生じることが知られている。渦芯フラッシュバックなどの異常燃料が発生すると、ノズルに火炎が付着し、熱損傷する恐れがあるため、この発生を抑えることが望まれている。
【０００５】
この発明は、異常燃焼が発生した場合に燃焼器の熱損傷を防ぐことができる燃焼器、及びガスタービンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の第一の態様によれば、燃焼器は、軸線に沿って延びる軸体、及び、前記軸体の外周面から前記軸線の径方向に張り出して、前記軸線方向の下流側に流れる流体を前記軸線回りに旋回させる旋回羽根を有するノズル本体と、前記ノズル本体に形成された第一燃料噴射孔に燃料を供給する第一燃料流路と、前記ノズル本体における前記第一燃料噴射孔よりも径方向外側に形成された第二燃料噴射孔に燃料を供給する第二燃料流路と、前記第一燃料流路に設けられて前記第一燃料流路を流れる燃料の流量を調整する第一調整弁と、前記旋回羽根よりも下流側の温度を検出する温度センサと、前記温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御する制御装置と、を備える。
【０００７】
このような構成によれば、異常燃焼が発生して温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一燃料噴射孔から噴射される燃料を減少させて、ノズル本体の下流側の燃料濃度を即座に低下させることによって、燃焼器の熱損傷を防ぐことができる。
【０００８】
上記燃焼器において、前記温度センサは、前記軸体の先端部に配置されてよい。
このような構成によれば、渦芯フラッシュバックの発生時において、ノズル本体の熱損傷を防ぐことができる。
【０００９】
上記燃焼器において、前記制御装置は、前記温度センサによって検出された温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇した場合に、前記第一燃料流路を流れる燃料の流量が減少するように前記第一調整弁を制御してよい。
【００１０】
本発明の第二の態様によれば、ガスタービンは、上記燃焼器と、空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えている。
【００１１】
本発明の第三の態様によれば、ガスタービンは、上記燃焼器と、空気を圧縮して前記燃焼器に空気を供給する圧縮機と、前記燃焼器内での燃料の燃焼で形成された燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備え、前記温度センサは、前記タービンの排気ガス温度を検知するガスタービン。
【００１２】
このような構成によれば、タービンの排気ガス温度を検知する温度センサを備える既存のガスタービンにおいて、追加の温度センサを設けることなく、燃焼器の熱損傷を防ぐことができる。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、異常燃焼が発生して温度センサが検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一燃料噴射孔から噴射される燃料を減少させて、ノズル本体の下流側の燃料濃度を即座に低下させることによって、燃焼器の熱損傷を防ぐことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の第一の実施形態のガスタービンの構成を示す模式図である。
【図２】本発明の第一の実施形態のガスタービンの燃焼器周りの断面図である。
【図３】本発明の第一の実施形態の燃焼器の断面図である。
【図４】本発明の第一の実施形態のバーナの断面図である。
【図５】図４のＶ−Ｖ矢視図であり、ガス燃料管及び油燃料流路の配置を示す断面図である。
【図６】本発明の第一の実施形態の燃焼器の制御方法を説明するフローチャートである。
【図７】本発明の第二の実施形態のバーナの断面図である。
【図８】図７のＶＩＩＩ−ＶＩＩＩ矢視図であり、ガス燃料管の配置を示す断面図である。
【図９】本発明の第三の実施形態のバーナの断面図である。
【図１０】本発明の第四の実施形態のガスタービンの構成を示す模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
〔第一の実施形態〕
本発明の第一の実施形態のガスタービン１について図面を参照して詳細に説明する。
図１に示すように、本実施形態のガスタービン１は、空気Ａを圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機２と、燃料Ｆを圧縮空気中で燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する複数の燃焼器３と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービン４と、を備えている。
【００１６】
圧縮機２は、回転軸線Ａｒを中心として回転する圧縮機ロータ６と、圧縮機ロータ６を回転可能に覆う圧縮機ケーシング７と、を有している。タービン４は、回転軸線Ａｒを中心として回転するタービンロータ８と、タービンロータ８を回転可能に覆うタービンケーシング９と、を有している。
圧縮機ロータ６の回転軸線とタービンロータ８の回転軸線とは、同一直線上に位置している。圧縮機ロータ６とタービンロータ８とは、互いに連結されてガスタービンロータ１０を成している。圧縮機ケーシング７とタービンケーシング９とは、互いに連結されてガスタービンケーシング１１を成している。
【００１７】
ガスタービンロータ１０には、例えば、発電機ＧＥＮのロータが連結されている。ガスタービンケーシング１１には、燃焼器３が固定されている。
【００１８】
図２に示すように、燃焼器３は、内部で燃料Ｆが燃焼して、この燃料Ｆの燃焼の結果生成される燃焼ガスをタービン４に送る燃焼筒１３（又は尾筒）と、燃焼筒１３内に燃料Ｆ及び空気Ａを噴出する燃料噴出器１４と、を有する。本実施形態の燃焼器３は、ガス焚きのほかに油焚きが可能なデュアル方式のものである。
【００１９】
図３に示すように、燃料噴出器１４は、噴出した燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ１５と、噴出した燃料を予混合燃焼させるメインバーナ１６（ノズル本体）と、パイロットバーナ１５及びメインバーナ１６を保持するバーナ保持筒１７と、制御装置５と、を備えている。
【００２０】
パイロットバーナ１５は、燃焼器軸線Ａｃを中心として軸線方向Ｄａに延びる軸体であるパイロットノズル１９と、このパイロットノズル１９の外周を覆うパイロットバーナ筒１８と、燃焼器軸線Ａｃを中心として圧縮空気Ａを旋回させる複数の旋回羽根２０と、を有する。ここで、燃焼器軸線Ａｃが延びている方向である軸線方向Ｄａの一方側を上流側（図３の右側）、他方側を下流側（図３の左側）とする。また、燃焼器軸線Ａｃは、このパイロットバーナ１５のバーナ軸線でもある。
【００２１】
パイロットノズル１９の下流側端部には、噴射孔が形成されている。複数の旋回羽根２０は、噴射孔が形成されている位置よりも上流側に設けられている。各々の旋回羽根２０は、パイロットノズル１９の外周から放射方向成分を含む方向に延びて、パイロットバーナ筒１８の内周面に接続されている。
パイロットバーナ筒１８は、パイロットノズル１９の外周に位置する本体部２１と、本体部２１の下流側に接続され下流側向かって次第に拡径されているコーン部２２と、を有している。パイロットバーナ筒１８内には、その上流側から圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａが流入する。パイロットバーナ筒１８は、その下流端から、圧縮空気Ａと共に、パイロットノズル１９から噴射された燃料を噴出する。この燃料は、燃焼筒１３内で拡散燃焼する。
【００２２】
複数のメインバーナ１６は、パイロットバーナ１５の外周側を囲むよう、燃焼器軸線Ａｃを中心として、周方向に並んで配置されている。
【００２３】
メインバーナ１６は、燃焼器軸線Ａｃと平行なバーナ軸線Ａｂに沿って延びる軸体であるメインノズル２４と、このメインノズル２４の外周を覆うメインバーナ筒２５と、バーナ軸線Ａｂを中心として圧縮空気Ａを旋回させる複数の旋回羽根２６と、を有している。
なお、メインバーナ１６のバーナ軸線Ａｂは、燃焼器軸線Ａｃと平行であるため、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向と、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向とは同じ方向である。また、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の上流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の上流側であり、燃焼器軸線Ａｃに関する軸線方向の下流側は、バーナ軸線Ａｂに関する軸線方向の下流側である。
メインノズル２４の先端近傍には油燃料を噴射するための油燃料噴射孔２３が形成されている。
【００２４】
複数の旋回羽根２６は、メインノズル２４の軸線方向Ｄａにおける中間部に設けられている。メインバーナ筒２５は、メインノズル２４の外周に位置する本体部２７と、本体部２７の下流側に接続され下流側向かって延びる延長部２８と、を有している。
複数の旋回羽根２６は、メインバーナ筒２５における本体部２７の内周面に接続されている。複数の旋回羽根２６には、ガス燃料を噴射するための複数のガス燃料噴射孔３８（図４参照）が形成されている。メインノズル２４内には、油燃料又はガス燃料が供給され、メインノズル２４から旋回羽根２６にガス燃料が供給される。
【００２５】
メインバーナ筒２５内には、その上流側から圧縮機２で圧縮された圧縮空気Ａが流入する。メインバーナ筒２５内では、この圧縮空気Ａと旋回羽根２６から噴射されたガス燃料とが混合して、予混合気体ＰＭが形成される。メインバーナ筒２５は、その下流端から予混合気体ＰＭを噴出する。この予混合気体ＰＭ中の燃料は、燃焼筒１３内で予混合燃焼する。
油焚き運転の際は、油燃料噴射孔２３を介して圧縮空気Ａに油燃料が供給される。
【００２６】
バーナ保持筒１７は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、複数のメインバーナ筒２５の外周側を覆う。
【００２７】
燃焼筒１３は、燃焼器軸線Ａｃを中心として円筒状を成し、メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５から噴出した燃料が燃焼する燃焼領域３０を形成する燃焼部３１と、筒状を成し、燃料の燃焼で生成された燃焼ガスをタービン４の燃焼ガス流路内に導く燃焼ガス案内部３２と、を有する。燃焼筒１３の燃焼ガス案内部３２は、燃焼筒１３の燃焼部３１の下流側に形成されている。
【００２８】
図４に示すように、メインバーナ１６の各々の旋回羽根２６は、メインノズル２４の外周面から径方向に張り出して、メインバーナ筒２５の内周面に接続されている。旋回羽根２６は、下流側に流通する流体をバーナ軸線Ａｂ回りに旋回させるように形成されている。
【００２９】
メインノズル２４の先端部には、温度センサ３３が設けられている。温度センサ３３は、制御装置５と接続されている。即ち、温度センサ３３によって測定されたメインノズル２４の先端の温度は、制御装置５に送信される。
温度センサ３３としては、例えば、熱電対を使用することができる。温度センサ３３としては、熱電対に限ることはなく、他の温度測定手段を採用可能である。
【００３０】
旋回羽根２６は、メインノズル２４の外周面に接続されているノズル側接続部３４と、流体をバーナ軸線Ａｂ周りに旋回させるために滑らかで連続したプロファイル面３７が形成されているプロファイル部３６と、を有している。なお、バーナ軸線Ａｂを中心とした周方向を以下では単に周方向Ｄｃとし、バーナ軸線Ａｂを中心とした径方向Ｄｒを以下では単に径方向Ｄｒとする。
【００３１】
旋回羽根２６には、ガス燃料Ｆを噴射する複数のガス燃料噴射孔３８が形成されている。ガス燃料噴射孔３８は、径方向内側に配置された複数の第一ガス燃料噴射孔３８ａ（第一燃料噴射孔）と、第一ガス燃料噴射孔３８ａよりも径方向外側に配置された複数の第二ガス燃料噴射孔３８ｂ（第二燃料噴射孔）と、を有している。即ち、第一ガス燃料噴射孔３８ａは、第二ガス燃料噴射孔３８ｂよりもメインノズル２４側に配置されている。
第二ガス燃料噴射孔３８ｂの数は、第一ガス燃料噴射孔３８ａの数よりも多いことが好ましい。全ての第二ガス燃料噴射孔３８ｂが、第一ガス燃料噴射孔３８ａよりも径方向外側に配置されている必要はない。
【００３２】
メインバーナ１６は、メインノズル２４の油燃料噴射孔２３から油燃料を噴射する油燃料流路４０と、旋回羽根２６の第一ガス燃料噴射孔３８ａからガス燃料Ｆを噴射する第一ガス燃料流路４１（第一燃料流路）と、旋回羽根２６の第二ガス燃料噴射孔３８ｂからガス燃料Ｆを噴射する第二ガス燃料流路４２（第二燃料流路）と、を有している。
第一ガス燃料流路４１には、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆの流量を調整する第一調整弁４３が設けられている。第二ガス燃料流路４２には、第二ガス燃料流路４２を流れるガス燃料Ｆの流量を調整する第二調整弁４４が設けられている。第一調整弁４３及び第二調整弁４４は、制御装置５によって制御することができる。
制御装置５は、温度センサ３３によって測定されたメインノズル２４の先端の温度に基づいて、第一調整弁４３及び第二調整弁４４を用いて、ガス燃料Ｆの流量を調整する。
【００３３】
図５に示すように、油燃料流路４０は、メインノズル２４の略中心に形成されている。第一ガス燃料流路４１及び第二ガス燃料流路４２は、油燃料流路４０の径方向外側に周方向に間隔をあけて互い違いに形成されている。油燃料流路４０及びガス燃料流路４１，４２の配置はこれに限ることはない。
【００３４】
次に、本実施形態のガスタービン１の動作及び作用について説明する。
圧縮機２は、外気を吸い込んでこれを圧縮する。圧縮機２で圧縮された空気は、燃焼器３のメインバーナ１６及びパイロットバーナ１５内に導かれる。メインバーナ１６及びパイロットバーナ１５には、燃料供給源から燃料が供給される。メインバーナ１６は、燃料と空気と予混合した予混合気体ＰＭを、燃焼筒１３の燃焼部３１内に噴出する。この予混合気体ＰＭは、燃焼部３１内で予混合燃焼する。また、パイロットバーナ１５は、燃焼筒１３の燃焼部３１内に、燃料と空気とをそれぞれ噴出する。この燃料は、燃焼部３１内で拡散燃焼または予混合燃焼する。前記の燃焼形態は、パイロットバーナ１５の燃料噴出部位を選択することによって、任意に変更することができる。燃焼筒１３の燃焼部３１内での燃料の燃焼で発生した高温高圧の燃焼ガスは、燃焼筒１３の燃焼ガス案内部３２によりタービン４の燃焼ガス流路内に導かれ、タービンロータ８を回転させる。
【００３５】
メインバーナ筒２５には、圧縮機２で圧縮された空気がその上流端から導入される。この空気は、メインバーナ筒２５内の複数の旋回羽根２６よりバーナ軸線Ａｂを中心として旋回する。ガス燃料は、複数の旋回羽根２６のガス燃料噴射孔３８からメインバーナ筒２５内に噴射される。油焚き運転の際は、油燃料Ｆが、油燃料噴射孔２３からメインバーナ筒２５内に噴射される。
旋回羽根２６から噴射されたガス燃料Ｆと、旋回しつつ下流側に流れる空気Ａとは、メインバーナ筒２５内で予混合された後、予混合気体ＰＭとしてメインバーナ筒２５の下流端から燃焼筒１３内に噴出される。
【００３６】
複数の旋回羽根２６のガス燃料噴射孔３８からメインバーナ筒２５内に噴射されたガス燃料Ｆは、複数の旋回羽根２６により形成される旋回流により、空気Ａとの混合が促進される。また、予混合気体ＰＭは、メインバーナ筒２５から旋回しつつ燃焼筒１３内に噴出することにより、この予混合気体ＰＭの燃焼により形成される予混合火炎の保炎効果が高まる。
【００３７】
次に、本実施形態の燃焼器３の制御方法について説明する。
本実施形態の燃焼器３の制御方法は、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃上昇したか否かを判定する温度上昇判定工程Ｓ１と、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃上昇した場合に、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断するガス燃料遮断工程Ｓ２と、を有している。
【００３８】
温度上昇判定工程Ｓ１では、制御装置５は、温度センサ３３によって測定されるメインノズル２４の先端の温度を監視する。制御装置５は、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃上昇したか否かを判定する。
メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃よりも低い場合は、第一調整弁４３及び第二調整弁４４を調整することなく運転を継続する。
なお、定常値とは、ガスタービン１の通常運転時における温度の値であり、ガスタービン１の使用に応じて適宜設定される。
また、温度上昇判定工程Ｓ１に用いる５０℃という判断基準は適宜変更することができる。即ち、温度上昇判定工程Ｓ１においては、温度センサ３３によって測定されるメインノズル２４の先端の温度が定常値から予め定められた温度より大きく上昇したか否かを判定する。
【００３９】
例えば、旋回が加えられた予混合気体ＰＭが燃焼する際、渦芯フラッシュバックにより火炎が遡上することがある。これにより、メインノズル２４の先端の温度が定常値よりも５０℃以上に上昇した場合は、ガス燃料遮断工程Ｓ２に移行する。
【００４０】
ガス燃料遮断工程Ｓ２では、制御装置５は、第一調整弁４３を操作して、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断する。これにより、第一ガス燃料噴射孔３８ａからは、ガス燃料Ｆが噴射されなくなる。制御装置５は、第一調整弁４３を遮断するとともに、第二調整弁４４を制御して、第二ガス燃料流路４２を流れるガス燃料Ｆの流量を増やす。制御装置５は、ガス燃料遮断工程Ｓ２の前後で、噴射されるガス燃料Ｆの総量が変らないように、第二調整弁４４を操作する。
なお、ガス燃料遮断工程Ｓ２においては、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断することなく、ガス燃料Ｆの流量を減少させてもよい。また、必ずしも第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断した後、第二ガス燃料流路４２を流れるガス燃料Ｆを増やす必要はない。
【００４１】
ガス燃料遮断工程Ｓ２によって、径方向内側に配置されている第一ガス燃料噴射孔３８ａから供給されるガス燃料Ｆが遮断されることによって、渦芯フラッシュバックの渦芯周辺の燃料濃度が低下する。
制御装置５は、第一ガス燃料流路４１を流れるガス燃料Ｆを遮断した後、メインノズル２４の先端の温度が定常値まで回復したら、第一の調整弁を操作して、第一ガス燃料流路４１を介してガス燃料Ｆを流す。
【００４２】
上記実施形態によれば、渦芯フラッシュバックが発生して温度センサ３３が検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一ガス燃料噴射孔３８ａから噴射される燃料Ｆを減少させることができる。これにより、渦芯フラッシュバックの渦芯周辺の燃料濃度を即座に低下させて、メインノズル２４の熱損傷を防ぐことができる。
【００４３】
なお、上記実施形態では、旋回羽根２６にガス燃料Ｆを噴射するガス燃料噴射孔３８を形成し、ここからメインバーナ筒２５内にガス燃料Ｆを噴射する。しかしながら、旋回羽根２６にガス燃料噴射孔３８を形成せず、別途ガス燃料噴射孔を形成した部材を設けるなどしてもよい。
また、温度センサ３３の設置場所は、旋回羽根２６の下流側の温度を測定することができれば、メインノズル２４の先端部に限ることはない。また、複数の温度センサ３３を配置してもよい。
【００４４】
〔第二の実施形態〕
以下、本発明の第二の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。なお、本実施形態では、上述した第一の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。本実施形態の燃焼器は、ガス燃料のみを用いるガス専焼方式のものである。
【００４５】
図７に示すように、本実施形態のメインバーナ１６Ｂは、第一ガス燃料流路４１Ｂ、及び複数の第二ガス燃料流路４２Ｂを備えている。図８に示すように、第一ガス燃料流路４１Ｂは、メインノズル２４Ｂの略中心に配置されている。第二ガス燃料流路４２Ｂは、第一ガス燃料流路４１Ｂの径方向外側に周方向に間隔をあけて配置されている。
【００４６】
第一ガス燃料流路４１Ｂは、旋回羽根２６の径方向内側に配置されている第一ガス燃料噴射孔３８ａに接続されている。第二ガス燃料流路４２Ｂは、第一ガス燃料噴射孔３８ａよりも径方向外側に配置されている第二ガス燃料噴射孔３８ｂに接続されている。
【００４７】
上記実施形態によれば、メインノズル２４Ｂの構造を簡略化することができる。これにより、ガスタービン１のコストダウンが可能となる。
【００４８】
〔第三の実施形態〕
以下、本発明の第三の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。なお、本実施形態では、上述した第二の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。本実施形態の燃焼器は、ガス燃料のみを用いるガス専焼方式のものである。
【００４９】
図９に示すように、本実施形態のメインバーナ１６Ｃは、第一ガス燃料流路４１Ｃ、及び複数の第二ガス燃料流路４２Ｃを備えている。第二の実施形態の燃焼器と同様に、第一ガス燃料流路４１Ｃは、メインノズル２４Ｃの略中心に配置されている。第二ガス燃料流路４２Ｃは、第一ガス燃料流路４１Ｃの径方向外側に周方向に間隔をあけて配置されている。
【００５０】
本実施形態の第一ガス燃料流路４１Ｃは、メインノズル２４Ｃの先端近傍に形成されている複数の先端ガス燃料噴射孔３８Ｃに接続されている。先端ガス燃料噴射孔３８Ｃは、径方向外側に向かうに従って下流側に傾斜するように形成されている。第二ガス燃料流路４２Ｃは、旋回羽根２６に形成されている全てのガス燃料噴射孔３８に接続されている。
ガス燃料噴射孔３８は、先端ガス燃料噴射孔３８Ｃよりも径方向外側に配置されている。
【００５１】
上記実施形態によれば、第一ガス燃料流路４１Ｃに接続される先端ガス燃料噴射孔３８Ｃをより径方向内側に配置することができる。また、メインノズル２４Ｃの構造を簡略化することができる。これにより、ガスタービン１のコストダウンが可能となる。
【００５２】
〔第四の実施形態〕
以下、本発明の第四の実施形態の燃焼器について図面を参照して詳細に説明する。なお、本実施形態では、上述した第一の実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。
図１０に示すように、本実施形態のガスタービン１のタービン４の最終段付近には、タービン４の最終段直後の排気ガス温度（以下、「ブレードパス温度」という。）を計測するためのＢＰＴセンサ４５が設けられている。一方、本実施形態のメインノズル２４の先端には、温度センサは設けられていない。
【００５３】
ＢＰＴセンサ４５には、例えば、熱電対等が用いられる。ＢＰＴセンサ４５により計測されたブレードパス温度は、制御装置５に送信される。
温度上昇判定工程Ｓ１において、本実施形態の制御装置５は、測定時のブレードパス温度と、この測定時の６０秒前のブレードパス温度とを１０秒おきに比較したとき、２回連続で±２℃以上の温度差があるか否かを判定する。
制御装置５は、上記温度差が生じた場合に燃焼器３において異常燃焼が発生したと判断し、ガス燃料遮断工程Ｓ２を実行する。
【００５４】
上記実施形態によれば、異常燃焼が発生してＢＰＴセンサ４５が検出する温度が予め定めた条件を満たした場合に、第一ガス燃料噴射孔３８ａ（図４参照）から噴射されるガス燃料Ｆを減少させて、メインノズル２４の下流側の燃料濃度を即座に低下させることによって、燃焼器３の熱損傷を防ぐことができる。
また、タービン４の排気ガス温度を検知するＢＰＴセンサ４５を備える既存のガスタービン１において、メインノズル２４の先端に温度センサを設けることなく、燃焼器３の熱損傷を防ぐことができる。
なお、本実施形態のメインバーナ１６の構成は、第一の実施形態のメインバーナ１６の構成に限ることはなく、第二の実施形態及び第三の実施形態のメインバーナ１６の構成も採用することができる。
【００５５】
以上、本発明の実施形態について詳細を説明したが、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲内において、種々の変更を加えることが可能である。
【符号の説明】
【００５６】
１  ガスタービン
２  圧縮機
３  燃焼器
４  タービン
５  制御装置
１３  燃焼筒
１４  燃料噴出器
１５  パイロットバーナ
１６，１６Ｂ，１６Ｃ  メインバーナ（ノズル本体）
１９  パイロットノズル
２０  旋回羽根
２３  油燃料噴射孔
２４，２４Ｂ，２４Ｃ  メインノズル（軸体）
２６  旋回羽根
３３  温度センサ
３８  ガス燃料噴射孔
３８ａ  第一ガス燃料噴射孔（第一燃料噴射孔）
３８ｂ  第二ガス燃料噴射孔（第二燃料噴射孔）
４０  油燃料流路
４１，４１Ｂ，４１Ｃ  第一ガス燃料流路（第一燃料流路）
４２，４２Ｂ，４２Ｃ  第二ガス燃料流路（第二燃料流路）
４３  第一調整弁
４４  第二調整弁
４５  ＢＰＴセンサ
Ａｂ  バーナ軸線
Ａｃ  燃焼器軸線
Ｄａ  軸線方向
Ｓ１  温度上昇判定工程
Ｓ２  ガス燃料遮断工程
【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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【図１０】
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