(57)【要約】【課題】水素含有燃料などの燃焼速度が天然ガスよりも速い燃料を燃焼するガスタービンエンジンの燃焼器において、バーナ内への逆火の発生を抑制する。【解決手段】燃焼器１２の燃料噴射装置３６はパイロットバーナ４０とメインバーナ４とを有し、メインバーナ４が燃焼室３５の上流部へ第１燃料を供給する少なくとも１つの第１燃料噴射口４１ａ及び燃焼室３５の上流部へ第２燃料を供給する少なくとも１つの第２燃料噴射口４２ａを有する。起動時に、パイロットバーナ４０の火炎でメインバーナ４に点火して第１燃料を主燃料として燃焼させ、ガスタービンエンジン１が所定の定格運転条件となると、メインバーナ４で第１燃料よりも最大燃焼速度の速い第２燃料を主燃料として燃焼させるように燃料を切り替えるように燃焼器１２の運転を制御する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部に燃焼室を形成するライナと、
前記燃焼室の上流部へ第１燃料を噴出する少なくとも１つの第１燃料噴射口、前記少なくとも１つの第１燃料噴射口から噴射された前記第１燃料を着火させるためのパイロット燃料を前記燃焼室へ噴出する少なくとも１つのパイロット燃料噴射口、及び、前記燃焼室の上流部へ前記第１燃料よりも最大燃焼速度の速い第２燃料を噴出する少なくとも１つの第２燃料噴射口を有する燃料噴射装置とを備えている、
ガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項２】
前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口の周囲に、前記少なくとも１つの第１燃料噴射口と前記少なくとも１つの第２燃料噴射口とが交互に並べられて成る、少なくとも一重の環状噴射口列が形成されている、請求項１に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項３】
前記少なくとも一重の環状噴射口列が、前記燃焼室の前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口よりも下流側において前記ライナの内周面に設けられている、請求項２に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項４】
前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口の周囲に前記少なくとも１つの第１燃料噴射口が環状に並べられた第１環状噴射口列が形成され、前記第１環状噴射口列の周囲に前記少なくとも１つの第２燃料噴射口が環状に並べられた第２環状噴射口列が形成されている、請求項１に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項５】
前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口の周囲に環状の前記少なくとも１つの第１燃料噴射口が設けられ、前記少なくとも１つの第１燃料噴射口の周囲に環状の前記少なくとも１つの第２燃料噴射口が設けられている、請求項１に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項６】
起動時に、前記第１燃料の噴射量をゼロから漸次増大させ、ガスタービンエンジンが所定の定格運転条件となると前記第１燃料の噴射量を所定値まで漸次減少させるとともに前記第２燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させるように、前記第１燃料の噴射量及び前記第２燃料の噴射量を制御する制御装置を更に備えている、請求項１〜５のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項７】
前記制御装置が、前記起動時に前記第１燃料の噴射量が前記所定値まで減少したあとで、前記燃料噴射装置への前記第２燃料の供給量が前記定格運転条件を維持するための前記第２燃料の噴射量に対し不足する場合には、前記第１燃料の噴射量を増大させるように制御する、請求項６に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項８】
前記制御装置が、停止時に、前記第２燃料の噴射量を漸次低減させるとともに前記第１燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させ、前記第２燃料の噴射量がゼロなると前記第１燃料の噴射量をゼロまで漸次低減させるように、前記第１燃料の噴射量及び前記第２燃料の噴射量を制御する、請求項６又は７に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項９】
前記第２燃料が水素又は水素含有燃料であり、前記第１燃料が天然ガス又は前記第２燃料よりも水素含有率の低い水素含有燃料である、請求項１〜８のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項１０】
パイロットバーナに点火することと、
前記パイロットバーナの火炎でメインバーナに点火して当該メインバーナで第１燃料を主燃料として燃焼させることと、
ガスタービンエンジンが所定の定格運転条件となると、前記メインバーナで前記第１燃料よりも最大燃焼速度の速い第２燃料を前記主燃料として燃焼させるように起動時燃料切替を行うこととを含む、
ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【請求項１１】
前記起動時燃料切替を行うことが、
前記第１燃料の噴射量を所定値まで漸次減少させるとともに、前記第２燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させることを含む、
請求項１０に記載のガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【請求項１２】
前記起動時燃料切替を行ったあとで、前記メインバーナへの前記第２燃料の供給量が前記定格運転条件を維持するための前記第２燃料の噴射量に対し不足する場合に、前記第１燃料の噴射量を増大させることを含む、
請求項１１に記載のガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【請求項１３】
前記ガスタービンエンジンの停止時に、前記メインバーナで前記第１燃料を前記主燃料として燃焼させるように停止時燃料切替を行うことと、
前記メインバーナを消火することとを更に含む、
請求項１０〜１２のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【請求項１４】
前記停止時燃料切替を行うことが、
前記第２燃料の噴射量をゼロまで漸次低減させるとともに、前記第１燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させることを含む、
請求項１３に記載のガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【請求項１５】
前記第２燃料が水素又は水素含有燃料であり、前記第１燃料が天然ガス又は前記第２燃料よりも水素含有率の低い水素含有燃料である、請求項１０〜１４のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに備えらえれる燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、ガスタービンエンジンの燃料として、従来の主要燃料であるＬＮＧ（Liquefied Natural Gas）に加え、石油をはじめとして化学や鉄鋼等の業界でそれぞれの生産工程で副次的に発生する水素（副生水素）を利用することが検討されている。副生水素を燃料とするガスタービンでそのエネルギーを回収することによれば、化石燃料使用量を減少させることによる燃料コスト削減及び資源有効利用と、水素燃焼時に二酸化炭素が発生しないことによる地球温暖化防止とに貢献することができる。
【０００３】
しかしながら、水素の火炎は天然ガスの火炎よりも１００〜２００℃程度高いため、ガスタービンエンジンの燃焼器で天然ガス（ＮＧ）と同様に水素含有燃料を燃焼させると、天然ガスを燃焼させたときと比較して燃焼器の排出ガス中のＮＯＸが増加する。そこで、ＮＯＸ排出量の低減のために、燃焼室に水や蒸気を噴射することによる火炎の冷却や燃料の希釈等の対策が検討されてきた。
【０００４】
例えば、特許文献１では、燃焼室の上流側の一次燃焼領域へ水素含有燃料を拡散燃焼方式で供給する第１の燃料ノズルと、一次燃焼領域より下流側の還元領域へ水素含有燃料を供給する第２の燃料ノズルと、還元領域より下流側の二次燃焼領域へリーン燃焼用空気を供給する空気吹出口とを備えた燃焼器が示されている。この燃焼器では、水素の酸化反応によって一次燃焼領域で発生したＮＯＸを還元領域で還元したのち、二次燃焼領域で燃料希薄条件で未燃分燃料を燃焼することにより、燃焼器からのＮＯＸ排出量を低減している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０１１−７５１７４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、ガスタービンエンジンの燃焼器への一般的な燃料噴射方式として、予混合燃焼方式と拡散燃焼方式とが知られている。予混合燃焼方式では、予め混合した燃料と空気を燃焼室に供給して燃焼させる。この方式では、燃料希薄状態で燃焼を行うことにより、燃焼器からのＮＯＸ排出量を低減することができる。しかし、水素含有燃料は天然ガスと比較して可燃範囲が広く燃焼速度が約１０倍と速いため、天然ガスと同様に予熱混合方式で水素含有燃料を燃焼させると、火炎が燃料噴射ノズルや壁面等に接近してそれらを損傷させたり、逆火が発生したりするおそれがある。一方、拡散燃焼方式では、燃料と空気とをそれぞれ別の流路から燃焼室に供給して燃焼させる。この方式では、逆火は発生しにくいが、燃料と空気の混合の度合いが不均一となりやすいため、局所的に燃料の濃い領域が形成されることで局所火炎温度が高くなればＮＯＸ排出量が増加する。
【０００７】
上記特許文献１では、逆火の発生を防止するために、拡散燃焼方式を採用している。これに対し、本発明では、水素含有燃料などの燃焼速度が天然ガスよりも速い燃料を燃焼するガスタービンエンジンの燃焼器において、予混合燃焼方式において逆火の発生を抑制する技術を提案する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明に係るガスタービンエンジンの燃焼器は、
内部に燃焼室を形成するライナと、
前記燃焼室の上流部へ第１燃料を噴出する少なくとも１つの第１燃料噴射口、前記少なくとも１つの第１燃料噴射口から噴射された前記第１燃料を着火させるためのパイロット燃料を前記燃焼室へ噴出する少なくとも１つのパイロット燃料噴射口、及び、前記燃焼室の上流部へ前記第１燃料よりも最大燃焼速度の速い第２燃料を供給する少なくとも１つの第２燃料噴射口を有する燃料噴射装置とを備えていることを特徴とする。
【０００９】
上記構成によれば、比較的燃焼速度の遅い第１燃料と比較的燃焼速度の速い第２燃料とを、択一的に又は同時に燃焼室３５へ供給することが可能となる。このような特徴を利用して、例えば水素含有燃料などの天然ガスと比較して燃焼速度の速い燃料を使用する場合に、起動時や停止時の燃料噴射量を漸次増大又は減少させる過程では比較的燃焼速度の遅い燃料を燃焼させて、エンジン回転数やエンジン運転負荷が上昇した状態で比較的燃焼速度の速い燃料を燃焼させることができる。このようにして燃焼器の主燃料を切り替えることで、バーナ内への逆火の発生を抑制可能な燃焼器の運転を行うことができる。
【００１０】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器は、前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口の周囲に、前記少なくとも１つの第１燃料噴射口と前記少なくとも１つの第２燃料噴射口とが交互に並べられて成る、少なくとも一重の環状噴射口列が形成されているものであってよい。ここで、前記少なくとも一重の環状噴射口列が、前記燃焼室の前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口よりも下流側において前記ライナの内周面に設けられていてもよい。
【００１１】
或いは、上記ガスタービンエンジンの燃焼器は、前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口の周囲に前記少なくとも１つの第１燃料噴射口が環状に並べられた第１環状噴射口列が形成され、前記第１環状噴射口列の周囲に前記少なくとも１つの第２燃料噴射口が環状に並べられた第２環状噴射口列が形成されているものであってよい。
【００１２】
或いは、前記少なくとも１つのパイロット燃料噴射口の周囲に環状の前記少なくとも１つの第１燃料噴射口が設けられ、前記少なくとも１つの第１燃料噴射口の周囲に環状の前記少なくとも１つの第２燃料噴射口が設けられているものであってよい。
【００１３】
上記いずれの構成においても、第１燃料と第２燃料とが燃焼室内に分散して供給されるので、局所的に燃料の濃い領域が形成されることを防止することができる。これにより、局所火炎温度が高くなることによるＮＯＸ排出量の増加を抑制することができる。
【００１４】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器が、起動時に、前記第１燃料の噴射量をゼロから漸次増大させ、ガスタービンエンジンが所定の定格運転条件となると前記第１燃料の噴射量を所定値まで漸次減少させるとともに前記第２燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させるように、前記第１燃料の噴射量及び前記第２燃料の噴射量を制御する制御装置を更に備えていてもよい。
【００１５】
上記構成によれば、着火時を含む起動時に比較的燃焼速度の遅い第１燃料を燃焼させるので、起動時におけるバーナ内への逆火の発生を抑制することができる。また、エンジン回転数やエンジン運転負荷が定格運転条件まで上昇した状態になってから第２燃料を燃焼させるので、比較的燃焼速度の速い第２燃料を使用しても安定した運転を行うことができる。
【００１６】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器において、前記制御装置が、前記起動時に前記第１燃料の噴射量が前記所定値まで減少したあとで、前記燃料噴射装置への前記第２燃料の供給量が前記定格運転条件を維持するための前記第２燃料の噴射量に対し不足する場合には、前記第１燃料の噴射量を増大させるように制御してもよい。この構成によれば、第２燃料の供給量が変動する場合に、第２燃料の噴射量の不足分を第１燃料で補うことができる。
【００１７】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器において、前記制御装置が、停止時に、前記第２燃料の噴射量をゼロまで漸次低減させるとともに前記第１燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させ、前記第２燃料の噴射量がゼロなると前記第１燃料の噴射量をゼロまで漸次低減させるように、前記第１燃料の噴射量及び前記第２燃料の噴射量を制御してもよい。
【００１８】
上記構成によれば、停止前に、燃焼器の主燃料を第２燃料から第１燃料へ切り替えることで、運転停止後の燃焼器やその下流配管に第２燃料が残留することを防止することができる。これにより、次の起動時に残留している未燃の第２燃料により爆発的燃焼が生じることを防止することができる。
【００１９】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器において、前記第２燃料が水素又は水素含有燃料であり、前記第１燃料が天然ガス又は前記第２燃料よりも水素含有率の低い水素含有燃料であってよい。
【００２０】
本発明に係るガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法は、
パイロットバーナに点火することと、
前記パイロットバーナの火炎でメインバーナに点火して当該メインバーナで第１燃料を主燃料として燃焼させることと、
ガスタービンエンジンが所定の定格運転条件となると、前記メインバーナで前記第１燃料よりも最大燃焼速度の速い第２燃料を前記主燃料として燃焼させるように起動時燃料切替を行うこととを含むことを特徴としている。
【００２１】
上記運転方法によれば、起動時に比較的燃焼速度の遅いパイロット燃料と第１燃料を燃焼させるので、起動時（特に着火時）におけるバーナ内への逆火の発生を抑制することができる。また、エンジン回転数やエンジン運転負荷が上昇した状態となってから第２燃料を燃焼させるので、比較的燃焼速度の速い第２燃料を使用しても安定した運転を行うことができる。
【００２２】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法において、前記起動時燃料切替を行うことが、前記第１燃料の噴射量を所定値まで漸次減少させるとともに、前記第２燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させることを含んでいてよい。
【００２３】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法において、前記起動時燃料切替を行ったあとで、前記メインバーナへの前記第２燃料の供給量が前記定格運転条件を維持するための前記第２燃料の噴射量に対し不足する場合に、前記第１燃料の噴射量を増大させることが行われてもよい。このことによれば、第２燃料の供給量が変動する場合に、第２燃料の噴射量の不足分を第１燃料で補うことができる。
【００２４】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法において、前記ガスタービンエンジンの停止時に、前記メインバーナで前記第１燃料を前記主燃料として燃焼させるように停止時燃料切替を行うことと、前記メインバーナを消火することとを更に含むことが望ましい。
【００２５】
上記運転方法によれば、停止前に、燃焼器の主燃料を第２燃料から第１燃料へ切り替えることで、運転停止後の燃焼器やその下流配管に第２燃料が残留することを防止することができる。これにより、次の起動時に残留している未燃の第２燃料により爆発的燃焼が生じることを防止することができる。
【００２６】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法において、前記停止時燃料切替を行うことが、前記第２燃料の噴射量をゼロまで漸次低減させるとともに、前記第１燃料の噴射量を前記ガスタービンエンジンが前記定格運転条件を維持するように漸次増大させることを含んでいてよい。
【００２７】
上記ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法において、前記第２燃料が水素又は水素含有燃料であり、前記第１燃料が天然ガス又は前記第２燃料よりも水素含有率の低い水素含有燃料であってよい。
【発明の効果】
【００２８】
本発明によれば、水素含有燃料などの燃焼速度が天然ガスと比較して速い燃料を燃焼するガスタービンエンジンの燃焼器において、バーナ内への逆火の発生を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明の一実施形態に係る燃焼器を備えたガスタービンエンジンの概略構成を示す図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係る燃焼器の概略構成を示す断面図である。
【図３】燃料噴射口のレイアウト図である。
【図４】ガスタービンエンジンの起動時のエンジン回転数の時系列変化を示すグラフである。
【図５】ガスタービンエンジンのエンジン運転負荷と燃料使用量との関係を示すグラフである。
【図６】燃料噴射量の時系列変化を示すグラフである。
【図７】変形例１に係る燃料噴射口のレイアウト図である。
【図８】変形例２に係る燃料噴射口のレイアウト図である。
【図９】変形例３に係る燃料噴射口のレイアウト図である。
【図１０】変形例４に係る燃料噴射口のレイアウト図である。
【図１１】変形例５に係る燃料噴射口のレイアウト図である。
【図１２】本発明の第２実施形態に係る燃焼器の各バーナの配置を示した模式図である。
【図１３】本発明の第３実施形態に係る燃焼器の各バーナの配置を示した模式図である。
【図１４】本発明の第４実施形態に係る燃焼器の各バーナの配置を示した模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００３０】
以下、図面を参照して本発明の実施の形態を説明する。まず、本発明の一実施形態に係る燃焼器１２を備えたガスタービンエンジン１の概略構成から説明する。図１に示すように、ガスタービンエンジン１は、圧縮機１１と、圧縮機１１と空気供給通路２１で接続された燃焼器１２と、燃焼器１２と燃焼ガス供給通路２２で接続されたタービン１３とを備えている。圧縮機１１とタービン１３は回転軸１４で連結されており、この回転軸１４には発電機１５などの負荷や、スタータ（起動用モータ）１８が接続されている。上記構成のガスタービンエンジン１において、圧縮機１１は大気より吸い込んだ空気を圧縮して燃焼用空気として燃焼器１２へ供給し、燃焼器１２は燃焼用空気と燃料との混合燃焼によって生じた高温高圧の燃焼ガスをタービン１３へ供給し、タービン１３は燃焼ガスで羽根を回して燃焼ガスの熱エネルギーを回転運動エネルギーへ変換する。この回転運動エネルギーは、圧縮機１１で圧縮動力に用いられ、また、発電機１５で電気エネルギーへ変換される。更に、タービン１３からの排出ガスは、タービン１３と排気通路２３で接続されたボイラ１６へ送られ、ボイラ１６の熱源として利用される。
【００３１】
次に、本発明の第１実施形態に係る燃焼器１２について説明する。図２は本発明の第１実施形態に係る燃焼器１２の概略構成を示す断面図であり、図３は燃料噴射口のレイアウト図である。なお、図３及び以下に示す燃料噴射口のレイアウト図では、燃料噴射口の種類がわかりやすいようにパイロット燃料噴射口４０ａが斜線で、第１燃料噴射口４１ａが薄墨で、第２燃料噴射口４２ａが網掛けで、それぞれハッチングされている。
【００３２】
図２及び３に示すように、燃焼器１２は、円筒状のケーシング３１と、ケーシング３１内に収容された円筒状のライナ３２と、燃料噴射装置３６とを備えている。ライナ３２の内部には、燃焼室３５が形成されており、ケーシング３１とライナ３２との間に燃焼用空気を導入する空気通路３３が形成されている。燃焼室３５へ燃料を噴射する燃料噴射装置３６は、ライナ３２の一方の端部に設けられている。以下では、燃焼室３５内の燃料噴射装置３６が設けられた一方側を上流側とし、他方側を下流側ということとする。
【００３３】
燃料噴射装置３６は、パイロットバーナ４０と、メインバーナ４とを備えている。メインバーナ４は、燃焼室３５の上流部へ第１燃料を噴出する少なくとも１つの第１メインバーナ４１と、燃焼室３５の上流部へ第２燃料を噴出する少なくとも１つの第２メインバーナ４２とを有している。パイロットバーナ４０の燃料噴射口（パイロット燃料噴射口４０ａ）は、円筒状のライナ３２のほぼ軸心を通る位置に設けられている。そして、パイロット燃料噴射口４０ａの周囲に、第１メインバーナ４１の燃料噴射口（第１燃料噴射口４１ａ）と第２メインバーナ４２の燃料噴射口（第２燃料噴射口４２ａ）とから成る少なくとも一重の環状噴射口列が設けられている。環状噴射口列は、少なくとも１つの第１燃料噴射口４１ａと少なくとも１つの第２燃料噴射口４２ａとが交互に並べられて成る。このような燃料噴射口４１ａ，４２ａの配置により、第１燃料と第２燃料とが燃焼室３５内に分散して供給されることとなり、局所的に燃料の濃い領域が形成されることを防止することができる。ひいては、局所火炎温度が高くなることによるＮＯＸ排出量の増加を抑制することができる。
【００３４】
本実施形態に係るパイロットバーナ４０はパイロット燃料として第１燃料を使用しており、パイロットバーナ４０はパイロット燃料を燃焼室３５へ直接に噴射して拡散燃焼させる。但し、パイロット燃料は第１燃料ではない燃料であってもよく、例えば、第１燃料が天然ガスの場合にパイロット燃料が液体燃料などで合ってもよい。第１メインバーナ４１は、第１燃料供給源５１から供給された第１燃料と燃焼用空気とが予め混合された第１予混合ガスを燃焼室３５へ噴射して予混合燃焼させる。第２メインバーナ４２は、第２燃料供給源５２から供給された第２燃料と燃焼用空気とが予め混合された第２予混合ガスを燃焼室３５へ噴射して予混合燃焼させる。
【００３５】
第１燃料（又は、第１燃料及びパイロット燃料）は、天然ガス、通気メタン（ＶＡＭ）、５％未満の水素が混合された天然ガス、５％未満の水素が混合された通気メタン、又は、灯油或いは軽油のような液体燃料などである。第２燃料は、水素ガス、副生水素、液化石油ガス（ＬＰＧ）、５％以上の水素が混合された天然ガス、又は、５％以上の水素が混合された通気メタンなどである。このように、第１燃料（又は、第１燃料及びパイロット燃料）と第２燃料とは組成が異なり、第１燃料（又は、第１燃料及びパイロット燃料）の最大燃焼速度よりも第２燃料の最大燃焼速度が速い。最大燃焼速度は、ガスの組成により決まり、水素含有ガスでは水素の含有率が高いほど最大燃焼速度が速い。このような第１燃料と第２燃料の組み合わせの例として、第２燃料としての水素含有ガスと第１燃料としての天然ガス、第２燃料としての水素含有ガスと第１燃料としての第２燃料よりも水素含有率の低い水素含有ガス、などが挙げられる。
【００３６】
パイロットバーナ４０は、パイロット燃料ノズル４３を備えており、パイロット燃料ノズル４３の出口が燃料噴射口４０ａとなっている。パイロット燃料ノズル４３はパイロット燃料供給管４４を介して第１燃料供給源５１又は図示されないパイロット燃料供給源と接続される。パイロット燃料供給管４４には、パイロットバーナ４０から噴出するパイロット燃料（第１燃料）の流量を調整するパイロット燃料制御弁６１が設けられている。パイロット燃料ノズル４３の周囲には空気通路３３の燃焼用空気を燃焼室３５へ噴出するための空気ノズル６２が形成されている。
【００３７】
第１メインバーナ４１は、予混合通路４５を形成する流路部材４６と、予混合通路４５の上流側に開口した空気取入口４７に設けられたスワーラ４８と、空気取入口４７に向けて第１燃料を噴射する噴射孔を有する第１燃料ノズル４９とを備えている。予混合通路４５の出口が燃料噴射口４１ａとなっている。第１燃料ノズル４９は、第１燃料供給管５０を介して第１燃料供給源５１と接続されている。第１燃料供給管５０には、第１燃料の流量を調整する第１燃料制御弁６３が設けられている。上記構成の第１メインバーナ４１において、第１燃料ノズル４９の噴射孔から空気取入口４７へ向けて噴射された第１燃料と、空気通路３３の燃焼用空気とが、スワーラ４８により旋回されながら空気取入口４７を通じて予混合通路４５へ導入される。予混合通路４５で予混合した第１燃料と燃焼用空気は、第１予混合ガスとして燃焼室３５に噴出する。
【００３８】
第２メインバーナ４２は、予混合通路５５を形成する流路部材５６と、予混合通路５５の上流側に開口した空気取入口５７に設けられたスワーラ５８と、空気取入口５７に向けて第２燃料を噴射する噴射孔を有する第２燃料ノズル５９とを備えている。予混合通路５５の出口が燃料噴射口４２ａとなっている。第２燃料ノズル５９と第２燃料供給源５２とは第２燃料供給管６０で接続されている。第２燃料供給管６０には、第２燃料の流量を調整する第２燃料制御弁６４が設けられている。上記構成の第２メインバーナ４２において、第２燃料ノズル５９の噴射孔から空気取入口５７へ向けて噴射された第２燃料と、空気通路３３の燃焼用空気とが、スワーラ５８により旋回されながら空気取入口５７を通じて予混合通路５５へ導入される。予混合通路５５で予混合した第２燃料と燃焼用空気は、第２予混合ガスとして燃焼室３５に噴出する。
【００３９】
制御装置５は、燃料噴射装置３６への燃料供給、即ち、パイロット燃料、第１燃料、及び第２燃料の噴射量を制御するように構成されている。制御装置５には、エンジン回転数（例えば、回転軸１４の回転数）を検出する回転数センサ７１と、エンジン運転負荷の指標となる発電機１５での発電電力を検出する電力計７３と、制御装置５へ動作指令を入力する操作入力装置７２と、各燃料制御弁６１，６３，６４とが接続されている。制御装置５は、操作入力装置７２からの指令と回転数センサ７１で検出されたエンジン回転数と電力計７３で検出された発電電力（エンジン運転負荷）とに基づいて、パイロット燃料制御弁６１、第１燃料制御弁６３及び第２燃料制御弁６４へ制御信号を出力する。なお、待機時のパイロット燃料制御弁６１、第１燃料制御弁６３、及び第２燃料制御弁６４は全て閉止されている。
【００４０】
ここで、図４〜６を用いて、上記制御装置５による燃焼器１２の運転制御（運転方法）のうち特に起動制御及び停止制御について説明する。図４はガスタービンエンジン１の起動時のエンジン回転数の時系列変化を示すグラフであり、図５はガスタービンエンジン１のエンジン運転負荷と燃料使用量との関係を示すグラフであり、図６は燃料噴射量の時系列変化を示すグラフである。図６のグラフでは、縦軸が燃料噴射量であり、横軸が時刻であり、実線が第１メインバーナ４１からの第１燃料の噴射量を、破線で第２メインバーナ４２からの第２燃料の噴射量をそれぞれ示している。
【００４１】
起動制御では、スタータ起動、着火、アイドルまでの制御が行われる。ガスタービンエンジン１の起動時にスタータ１８が起動されると、エンジン回転数が増加し始める。制御装置５は、操作入力装置７２より起動信号を受け取ると、図示しない点火プラグの放電又は発熱を開始させ、パイロット燃料制御弁６１を開放する。これにより、パイロットバーナ４０において、燃焼室３５へ噴出した第１燃料と燃焼用空気とが点火され、拡散燃焼する。
【００４２】
続いて、制御装置５は、第１燃料制御弁６３を開放する。これにより、第１メインバーナ４１において、燃焼室３５へ噴出した第１予混合ガスが、パイロットバーナ４０の火炎で着火し、予混合燃焼する。ここで制御装置５は、第１燃料制御弁６３の開度を制御して、第１燃料の噴射量をゼロからガスタービンエンジン１が所定の定格運転条件となる噴射量（以下、「定格運転時噴射量」という）まで漸次増大させる。なお、第１燃料の噴射量がゼロのとき、即ち、第１燃料制御弁６３が閉止しているときも、第１メインバーナ４１から燃焼室３５へ燃焼用空気が噴出しており、燃焼室３５から予混合通路４５へのガスの逆流は生じない。同様に、第２燃料の噴射量がゼロのとき、即ち、第２燃料制御弁６４が閉止しているときも、第２メインバーナ４２から燃焼室３５へ燃焼用空気が噴出しており、燃焼室３５から予混合通路５５へのガスの逆流は生じない。
【００４３】
制御装置５は、起動制御を通してエンジン回転数とエンジン運転負荷とを監視しており、これらが定格運転条件を満たすと、燃料切替（起動時燃料切替）を開始する。定格運転条件とは、例えば、検出されたエンジン回転数がタービン１３が自律回転するような回転数以上であること、且つ、エンジン運転負荷が所定の値以上であることである。
【００４４】
燃料切替を開始した制御装置５は、まず、点火プラグの放電又は発熱を停止し、パイロット燃料制御弁６１を閉止し、パイロットバーナ４０を消火するか、又は、保炎性を最小限確保できる燃料流量まで燃料流量を減少させる。続いて、制御装置５は、第１燃料制御弁６３の開度を所定の切替時間をかけて徐々に小さくして、第１燃料の噴射量を定格運転時噴射量から所定の維持噴射量まで漸次低減させる。ここで、維持噴射量とは第１メインバーナ４１でガスの逆流が生じない程度の第１燃料の噴射量である。それと同時に、制御装置５は、第２燃料制御弁６４の開度を所定の切替時間をかけて徐々に大きくして、ガスタービンエンジン１が定格運転条件を維持するように、第２燃料の噴射量をゼロから漸次増大させる。このようにして、燃料切替終了時の燃焼器１２は、第１燃料の噴射量よりも第２燃料の噴射量が多くなっており、メインバーナ４の主燃料が第１燃料から第２燃料へ切り替わっている。
【００４５】
燃料切替終了後から停止信号を受け取るまで、制御装置５は定常運転制御を行う。定常運転制御では、制御装置５は、エンジン回転数とエンジン運転負荷とを取得し、これらの運転条件が要求値を保持するように燃料噴射量を制御する。要求値は、少なくとも定格運転条件を満たす所望の値であってよく、例えば、エンジン回転数及びエンジン運転負荷について予め設定された値や、定格運転条件（又は、定格運転条件に安全値が加味された所定の閾値）などを要求値とすることができる。また、要求値が複数設定されて、各要求値に応じて異なる燃料噴射量の制御方法が行われてもよい。本実施形態に係る燃焼器１２では、燃料噴射装置３６への第２燃料の供給量が変動することが想定される。例えば、第２燃料が副生水素を含有する水素含有ガスである場合、副生水素の生成量が減少する状況が想定される。このような状況となれば、第２燃料の噴射量が不足して要求値を維持できなくなるおそれがある。本実施形態においては、エンジン回転数が低下して発電機１５の発電量が低下する。そこで、制御装置５は、発電量を一定に保持するように、第２燃料制御弁６４の開度を増減させて、第２燃料の噴射量を増減調整することに加えて、第１燃料制御弁６３の開度を増大させて第１燃料の噴射量を増減調整することができる。また、例えば、制御装置５は、第１燃料制御弁６３の開度を増大させて、第１燃料の噴射量を増やすことにより、エンジン回転数を維持しながら、エンジン運転負荷を増大させることができる。以上のように、定常運転制御時には、第２燃料の噴射量の増減調整に加えて、燃料噴射装置３６（メインバーナ４）への第２燃料の供給量が運転条件の要求値を保持するために要求される第２燃料の噴射量よりも不足した場合には、第１燃料による不足分の補充が行われてもよい。
【００４６】
制御装置５は、操作入力装置７２から停止信号を受け取ると、停止制御を開始する。停止制御では、先ず、燃料切替（停止時燃料切替）を開始する。燃料切替を開始した制御装置５は、第２燃料制御弁６４の開度を所定の切替時間をかけて徐々に小さくして、第２燃料の噴射量をゼロまで漸次減少させ、第２メインバーナ４２を消火する。それと同時に、制御装置５は、第１燃料制御弁６３の開度を所定の切替時間をかけて徐々に大きくして、ガスタービンエンジン１が定格運転条件を維持するように、第１燃料の噴射量を維持噴射量から漸次増加させる。ここで、保炎性が不十分の場合は、パイロット燃料も漸次増加させるようにしてもよい。このようにして、燃料切替終了時の燃焼器１２は、第２燃料の噴射量よりも第１燃料の噴射量が多くなっており、メインバーナ４の主燃料が第２燃料から第１燃料へ切り替わっている。
【００４７】
燃料切替が終了したあとで、制御装置５は、第１燃料の噴射量が定格運転時噴射量からゼロまで減少するように、第１燃料制御弁６３の開度を徐々に小さくする。そして、第１燃料の噴射量がゼロとなり、第１メインバーナ４１が消火すれば、停止制御を終了する。
【００４８】
上記のように、停止制御においては、燃焼器１２の燃料を第２燃料から第１燃料（又は、第１燃料及びパイロット燃料）へ切り替える燃料切替を行い、第２メインバーナ４２が消火したあとで第１メインバーナ４１（又は、第１メインバーナ４１及びパイロットバーナ４０）を消火する。このようにして、運転停止後のガスタービンエンジン１において、燃焼器１２及びその下流配管等において第２燃料が留まらないようにしている。これにより、次回起動時に残留している未燃の第２燃料により爆発的燃焼が生じることを防止できる。
【００４９】
以上説明した通り、本実施形態に係る燃焼器１２のメインバーナ４は、燃焼速度の異なる２つの燃料（第１燃料と第２燃料）を択一的に又は同時に燃焼できるように構成されているので、燃焼器１２の主燃料を第１燃料と第２燃料との間で切り替えることができる。この特徴を利用して、燃焼器１２ではバーナ内への逆火が生じにくいような運転制御が為される。具体的には、ガスタービンエンジン１（燃焼器１２）の起動時と停止時との燃料の流速が比較的遅い状況では、第２燃料よりも燃焼速度の遅い第１燃料を燃焼させる。また、エンジン回転数やエンジン運転負荷が十分に上昇した状態（即ち、定格運転条件が整った状態）で、燃焼器１２で第２燃料を燃焼させる。より具体的には、起動時に、第１メインバーナ４１で第１燃料を燃焼させ、ガスタービンエンジン１が所定の定格運転条件となると第２メインバーナ４２で第２燃料を燃焼させるとともに第１メインバーナ４１の燃焼量を低減させる。また、停止時に、第２メインバーナ４２を消火するとともに第１メインバーナ４１の燃焼量を増大させ、第２メインバーナ４２が消火したあとで第１メインバーナ４１を消火させる。このようにして、本実施形態に係る燃焼器１２では、特に逆火が生じやすい着火時を含む起動時や停止時に第１燃料又はパイロット燃料を燃焼させるので、バーナ内への逆火の発生を抑制することができる。逆火の発生が抑制されることにより、燃焼器１２の焼損を防止することができる。そして、ガスタービンエンジン１が定格運転条件となってから第２燃料を燃焼するので、水素含有燃料などの天然ガスと比較して燃焼速度の速い燃料を使用する場合でも、燃焼器１２及びガスタービンエンジン１の運転を安定化することができる。
【００５０】
以上説明した第１実施形態に係るガスタービンエンジン１の燃焼器１２では、第１燃料噴射口４１ａと第２燃料噴射口４２ａとが交互に並べられている。但し、燃料噴射口のレイアウトは上記に限定されない。そこで、以下では、上記第１実施形態の燃料噴射口のレイアウトの変形例１〜５を説明する。図７〜１１は、それぞれ変形例１〜５に係る燃料噴射口のレイアウト図である。
【００５１】
図７に示す変形例１に係る燃料噴射口のレイアウトでは、パイロット燃料噴射口４０ａの周囲に環状噴射口列が形成されており、この環状噴射口列が、交互に並べられた第１燃料噴射口４１ａ群と複数の第２燃料噴射口４２ａ群とにより形成されている。
【００５２】
図８に示す変形例２に係る燃料噴射口のレイアウトでは、パイロット燃料噴射口４０ａの周囲に二重の環状噴射口列が形成されており、各環状噴射口列が、交互に並べられた第１燃料噴射口４１ａと第２燃料噴射口４２ａとにより形成されている。
【００５３】
図９に示す変形例３に係る燃料噴射口のレイアウトでは、パイロット燃料噴射口４０ａの周囲に複数の第１燃料噴射口４１ａが環状に並べられた第１環状噴射口列が形成され、第１環状噴射口列の周囲に複数の第２燃料噴射口４２ａが環状に並べられた第２環状噴射口列が形成されている。
【００５４】
図１０に示す変形例４に係る燃料噴射口のレイアウトでは、環状のパイロット燃料噴射口４０ａの周囲に環状の第１燃料噴射口４１ａが設けられ、第１燃料噴射口４１ａの周囲に環状の第２燃料噴射口４２ａが設けられている。ここで、図１１に示すように、各燃料噴射口４０ａ，４１ａ，４２ａから吹き出す燃料ガスにより旋回流が形成されるように、各燃料噴射口４０ａ，４１ａ，４２ａに羽根６６が設けられてもよい。
【００５５】
次に、本発明の第２〜４実施形態に係るガスタービンエンジン１の燃焼器１２を説明する。第２〜４実施形態に係る燃焼器１２は、前述の第１実施形態に係る燃焼器１２と第１メインバーナ４１と第２メインバーナ４２の配置が異なる点で相違する。そこで、以下では第１メインバーナ４１と第２メインバーナ４２の配置についてのみ詳細に説明し、余の説明を省略する。
【００５６】
［第２実施形態］
図１２は、第２実施形態に係る燃焼器１２Ａのパイロットバーナ４０、第１メインバーナ４１、及び第２メインバーナ４２の配置を示した模式図であり、図１２（ａ）は平面断面図、図１２（ｂ）は軸方向から見た図である。図１２（ａ），１２（ｂ）に示すように、第２実施形態に係る燃焼器１２Ａの第１メインバーナ４１の燃料噴射口４１ａと第２メインバーナ４２の燃料噴射口４２ａは、パイロットバーナ４０の燃料噴射口４０ａよりも下流側のライナ３２の内周面に交互に並べて設けられて環状を成している。そして、第１メインバーナ４１の燃料噴射口４１ａと第２メインバーナ４２の燃料噴射口４２ａからは、ライナ３２の半径方向内側へ向けて燃料が噴出する。
【００５７】
［第３実施形態］
図１３は、第３実施形態に係る燃焼器１２Ｂのパイロットバーナ４０、第１メインバーナ４１、及び第２メインバーナ４２の配置を示した模式図である。図１３に示すように、第３実施形態に係る燃焼器１２Ｂの第１メインバーナ４１の燃料噴射口４１ａは、パイロットバーナ４０の燃料噴射口４０ａの内周囲に設けられている。そして、第２メインバーナ４２の燃料噴射口４２ａは、パイロットバーナ４０の燃料噴射口４０ａ及び第１メインバーナ４１の燃料噴射口４１ａよりも下流側のライナ３２の内周面に環状に設けられている。第２メインバーナ４２からは、ライナ３２の半径方向内側へ向けて燃料が噴出する。
【００５８】
［第４実施形態］
図１４は、第４実施形態に係る燃焼器１２Ｃのパイロットバーナ４０、第１メインバーナ４１、及び第２メインバーナ４２の配置を示した模式図である。図１４に示すように、第４実施形態に係る燃焼器１２Ｃの第１メインバーナ４１の燃料噴射口４１ａは、パイロットバーナ４０の燃料噴射口４０ａよりも下流側のライナ３２の内周面に設けられている。第１メインバーナ４１からは、ライナ３２の半径方向内側へ向けて燃料が噴出する。そして、第２メインバーナ４２の燃料噴射口４２ａは、第１メインバーナ４１の燃料噴射口よりも下流側のライナ３２の内周面に設けられている。第２メインバーナ４２からは、ライナ３２の半径方向内側へ向けて燃料が噴出する。
【００５９】
以上に本発明の好適な実施形態及びその変形例を説明したが、上記の構成は例えば以下のように変更することができる。
【００６０】
例えば、上記実施形態及びその変形例において、第１メインバーナ４１と第２メインバーナ４２の燃料噴射方式はいずれも予混合燃焼方式であるが、第１メインバーナ４１及び第２メインバーナ４２のうち少なくとも一方を拡散燃焼方式としてもよい。本発明に係る燃焼器１２では、拡散燃焼方式と予混合燃焼方式とに関わらず逆火の発生を抑制することが可能である。
【００６１】
また、例えば、上記実施形態及びその変形例において、第１メインバーナ４１と第２メインバーナ４２とはいずれも空気と燃料とを予め混合した混合ガスを噴出するように構成されているが、第１メインバーナ４１と第２メインバーナ４２のうち少なくとも一方が、水、水蒸気、又は不活性ガスと燃料とを予め混合した混合ガスを噴出するように構成されていてもよい。この場合、燃焼用空気は混合ガスとは別の流路から燃焼室３５内へ噴出するように燃焼用空気の流路が形成されてよい。
【符号の説明】
【００６２】
１  ガスタービンエンジン
４  メインバーナ
５  制御装置
１１  圧縮機
１２  燃焼器
１３  タービン
１４  回転軸
１５  発電機
１６  ボイラ
１８  スタータ
３１  ケーシング
３２  ライナ
３３  空気通路
３５  燃焼室
３６  燃料噴射装置
４０  パイロットバーナ
４０ａ  パイロット燃料噴射口
４１  第１メインバーナ
４１ａ  第１燃料噴射口
４２  第２メインバーナ
４２ａ  第２燃料噴射口
【図１】
2016075448.tif 000003
【図２】
2016075448.tif 000004
【図３】
2016075448.tif 000005
【図４】
2016075448.tif 000006
【図５】
2016075448.tif 000007
【図６】
2016075448.tif 000008
【図７】
2016075448.tif 000009
【図８】
2016075448.tif 000010
【図９】
2016075448.tif 000011
【図１０】
2016075448.tif 000012
【図１１】
2016075448.tif 000013
【図１２】
2016075448.tif 000014
【図１３】
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【図１４】
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