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JP5458121B2 - Gas turbine combustor and method of operating gas turbine combustor - Google Patents

Gas turbine combustor and method of operating gas turbine combustor Download PDF

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JP5458121B2 JP2012014960A JP2012014960A JP5458121B2 JP 5458121 B2 JP5458121 B2 JP 5458121B2 JP 2012014960 A JP2012014960 A JP 2012014960A JP 2012014960 A JP2012014960 A JP 2012014960A JP 5458121 B2 JP5458121 B2 JP 5458121B2
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Description

本発明はガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法に関する。   The present invention relates to a gas turbine combustor and a method for operating the gas turbine combustor.

環境保護の観点からガスタービンにはさらなる低ＮＯｘ化が求められている。   From the viewpoint of environmental protection, gas turbines are required to further reduce NOx.

ガスタービン燃焼器を低ＮＯｘ化するための一方策として、予混合燃焼器があげられるが、この場合、火炎が予混合器内部に入り込む逆火現象が懸念される。   As one measure for reducing the NOx of the gas turbine combustor, there is a premix combustor. In this case, there is a concern about a flashback phenomenon in which the flame enters the premixer.

特開２００３−１４８７３４号公報には、燃焼室に燃料を供給する燃料ノズルと、この燃料ノズルの下流側に位置し、空気を供給する空気孔とを備え、燃料ノズルの噴出孔と空気孔とを同軸上に配置した燃料燃焼用ノズルから構成されたガスタービン燃焼器が示されており、耐逆火性と低ＮＯｘ燃焼を兼ね備えたガスタービン燃焼器に関する技術が開示されている。   Japanese Patent Laid-Open No. 2003-148734 includes a fuel nozzle that supplies fuel to a combustion chamber, and an air hole that is located downstream of the fuel nozzle and supplies air, and an ejection hole and an air hole of the fuel nozzle, A gas turbine combustor composed of nozzles for fuel combustion arranged on the same axis is shown, and a technology related to a gas turbine combustor having both reverse fire resistance and low NOx combustion is disclosed.

また特開２０１１−０７５１７２号公報には、空気孔の出口位置および出口方向を規定し、空気孔出口への火炎付着を抑制する手段が開示されており、前記特開２００３−１４８７３４号公報に開示された技術に対して燃料と空気が混合する距離を増加させることで、更にＮＯｘ排出量を低減するガスタービン燃焼器に関する技術が開示されている。   Japanese Patent Application Laid-Open No. 2011-075172 discloses means for regulating the outlet position and the outlet direction of the air hole and suppressing the adhesion of flame to the air hole outlet, which is disclosed in the aforementioned Japanese Patent Application Laid-Open No. 2003-148734. A technique related to a gas turbine combustor that further reduces the NOx emission amount by increasing the distance at which the fuel and air are mixed is disclosed.

特開２００３−１４８７３４号公報JP 2003-148734 A 特開２０１１−０７５１７２号公報JP 2011-075172 A

ガスタービンは、着火から定格負荷まで幅広い運転条件を安定に運転させる必要がある。そのため、ガスタービンの燃焼器は、バーナを複数配置したマルチバーナが広く採用されている。   Gas turbines need to be operated stably over a wide range of operating conditions from ignition to rated load. For this reason, multiburners in which a plurality of burners are arranged are widely used as combustors for gas turbines.

前記した特開２００３−１４８７３４号公報及び特開２０１１−０７５１７２号公報ではマルチバーナの構成が開示されているが、これらの公知例は、いずれもガスタービンの部分負荷条件下における未燃分の排出量低減とライナメタル温度の上昇抑制を両立させる技術について何等開示されていない。   In the above-mentioned Japanese Patent Application Laid-Open Nos. 2003-148734 and 2011-075172, the configuration of the multi-burner is disclosed. However, these known examples are all discharges of unburned components under partial load conditions of the gas turbine. There is no disclosure of a technique that achieves both reduction in amount and suppression of rise in liner metal temperature.

本発明の目的は、マルチバーナを搭載したガスタービン燃焼器において、ガスタービンの全負荷範囲に亘って燃焼安定性を確保し、ガスタービンの部分負荷条件下での未燃分の発生とライナメタル温度の上昇を共に抑制したガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法を提供することにある。   It is an object of the present invention to ensure combustion stability over the entire load range of a gas turbine in a gas turbine combustor equipped with a multi-burner, and to generate unburned components and liner metal under partial load conditions of the gas turbine. An object of the present invention is to provide a gas turbine combustor and an operation method of the gas turbine combustor that suppress both rises in temperature.

本発明のガスタービン燃焼器は、供給された燃料と供給された空気とを混合して燃焼して燃焼ガスを生成する燃焼室と、前記燃焼室の上流側に位置し空気を供給する複数の空気孔を形成した空気孔プレートと、前記空気孔プレートに形成した複数の空気孔に燃料を供給する複数の燃料ノズルを備え、前記空気孔の一つと前記燃料ノズルの一つが対となるように前記燃料ノズルの下流側の位置に前記空気孔が配設されており、対となった複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔とから構成されるバーナを複数備え、これらの複数のバーナはガスタービン燃焼器の軸中心に配置した中央バーナと、この中央バーナの周囲に複数個設置した外側バーナとから構成され、前記中央バーナには、該中央バーナの燃料ノズルに燃料を供給する第１の燃料供給系統が配設され、前記複数個の外側バーナには、該外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部の燃料ノズルに燃料を供給する第２の燃料供給系統が配設されると共に、該外側バーナの外周側の領域となる外側バーナ外周部の燃料ノズルに燃料を供給する第３の燃料供給系統が配設され、低負荷、或いは部分負荷となるガスタービンの運転条件では、前記中央バーナの燃料ノズル、もしくは前記中央バーナの燃料ノズルと複数個の外側バーナのうちの特定の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に配置された燃料ノズルに前記ガスタービンの運転条件に基づいて選択した前記第１乃至第４の燃料供給系統を通じて燃料を供給するように構成したことを特徴とする。   The gas turbine combustor of the present invention includes a combustion chamber that mixes supplied fuel and supplied air and burns to generate combustion gas, and a plurality of chambers that are located upstream of the combustion chamber and supply air. An air hole plate having air holes and a plurality of fuel nozzles for supplying fuel to the plurality of air holes formed in the air hole plate, wherein one of the air holes and one of the fuel nozzles are paired. The air hole is disposed at a position downstream of the fuel nozzle, and includes a plurality of burners composed of a plurality of the fuel nozzles and a plurality of the air holes, and the plurality of burners A central burner arranged at the axial center of the gas turbine combustor and a plurality of outer burners installed around the central burner. The first burner supplies fuel to the fuel nozzles of the central burner. Fuel A supply system is provided, and the plurality of outer burners are provided with a second fuel supply system for supplying fuel to the fuel nozzles in the inner peripheral portion of the outer burner, which is the inner peripheral region of the outer burner. In addition, a third fuel supply system for supplying fuel to the fuel nozzles on the outer peripheral portion of the outer burner, which is the outer peripheral region of the outer burner, is disposed. The gas is applied to the fuel nozzle of the central burner, or to the fuel nozzle disposed in the inner peripheral portion of the outer burner which is a region on the inner peripheral side of a specific outer burner among the fuel nozzle of the central burner and a plurality of outer burners. The fuel is supplied through the first to fourth fuel supply systems selected based on the operating condition of the turbine.

本発明のガスタービン燃焼器の運転方法は、供給された燃料と供給された空気とを混合して燃焼して燃焼ガスを生成する燃焼室と、前記燃焼室の上流側に位置し空気を供給する複数の空気孔を形成した空気孔プレートと、前記空気孔プレートに形成した複数の空気孔に燃料を供給する複数の燃料ノズルを備え、前記空気孔の一つと前記燃料ノズルの一つが対となるように前記燃料ノズルの下流側の位置に前記空気孔が配設されており、対となった複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔とから構成されるバーナを複数備え、これらの複数のバーナはガスタービン燃焼器の軸中心に配置した中央バーナと、この中央バーナの周囲に複数個設置した外側バーナとから構成され、前記中央バーナには、該中央バーナの燃料ノズルに燃料を供給する第１の燃料供給系統が配設され、前記複数個の外側バーナには、外側バーナのうちの特定の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に配置された燃料ノズルに第４の燃料供給系統と、外側バーナのうちの特定の外側バーナを除いた他の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部の燃料ノズルに燃料を供給する第２の燃料供給系統が配設されると共に、前記外側バーナの外周側の領域となる外側バーナ外周部の燃料ノズルに燃料を供給する第３の燃料供給系統が配設された構成のガスタービン燃焼器の運転方法において、ガスタービンの負荷が低負荷から増加して全負荷に至るまでの各段階のガスタービンの運転条件で次のようにバーナに燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させることを特徴とするガスタービン燃焼器の運転方法。   The operation method of the gas turbine combustor according to the present invention includes a combustion chamber that mixes supplied fuel and supplied air and burns to generate combustion gas, and supplies air that is located upstream of the combustion chamber. And a plurality of fuel nozzles for supplying fuel to the plurality of air holes formed in the air hole plate, wherein one of the air holes and one of the fuel nozzles are paired. The air hole is disposed at a position downstream of the fuel nozzle, and includes a plurality of burners including a plurality of pairs of the fuel nozzle and a plurality of the air holes. The burner is composed of a central burner arranged at the axial center of the gas turbine combustor and a plurality of outer burners installed around the central burner. The central burner supplies fuel to the fuel nozzle of the central burner. Do A fuel supply system is provided, and the plurality of outer burners includes a fourth fuel nozzle disposed in an inner peripheral portion of the outer burner that is a region on the inner peripheral side of a specific outer burner of the outer burners. And a second fuel supply system that supplies fuel to the fuel nozzles in the inner peripheral portion of the outer burner, which is the inner peripheral region of the other outer burner excluding the specific outer burner of the outer burners. In the operation method of the gas turbine combustor having a configuration in which a third fuel supply system is provided for supplying fuel to the fuel nozzles on the outer peripheral portion of the outer burner, which is disposed on the outer peripheral side of the outer burner, A gas characterized in that the gas turbine combustor is burned by supplying fuel to the burner under the operating conditions of the gas turbine at each stage from the low load to the full load until the gas turbine load increases to the full load. Turbine combustion The method of operation.

低負荷のガスタービンの運転条件では前記中央バーナに配置された燃料ノズルに第１の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させ、
前記低負荷のガスタービンよりも負荷が増加した部分負荷のガスタービンの運転条件では、更に、複数個設置された外側バーナのうちの特定の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に配置された燃料ノズルに第４の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させ、
前記部分負荷のガスタービンよりも更に負荷が増加した部分負荷のガスタービンの運転条件では、更に、特定の外側バーナを除いた複数個設置された他の全ての外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に配置された燃料ノズルに第２の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させ、
更に負荷が増加した全負荷のガスタービンの運転条件では、更に、全ての外側バーナの外周側の領域となる外側バーナ外周部に配置された燃料ノズルに第３の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させるようにした。 Under the operating condition of the low-load gas turbine, fuel is supplied to the fuel nozzle disposed in the central burner through the first fuel supply system to burn the gas turbine combustor,
In the operating condition of the partial load gas turbine in which the load is increased as compared with the low load gas turbine, the inner circumference of the outer burner that is the inner circumferential side region of the specific outer burner among the plurality of outer burners installed Fuel is supplied to the fuel nozzle arranged in the section through the fourth fuel supply system to burn the gas turbine combustor,
In the operating condition of the partial load gas turbine in which the load is further increased as compared with the partial load gas turbine, a region on the inner peripheral side of a plurality of other outer burners installed except for the specific outer burner A fuel nozzle disposed in the inner periphery of the outer burner is supplied through the second fuel supply system to burn the gas turbine combustor,
Under the operating conditions of the full-load gas turbine with further increased load, fuel is further supplied through the third fuel supply system to the fuel nozzles arranged on the outer peripheral portion of the outer burner, which is the outer peripheral region of all the outer burners. The gas turbine combustor was made to burn.

本発明によれば、マルチバーナを搭載したガスタービン燃焼器において、ガスタービンの全負荷範囲に亘って燃焼安定性を確保し、ガスタービンの部分負荷条件下での未燃分の発生とライナメタル温度の上昇を共に抑制したガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法が実現できる。   According to the present invention, in a gas turbine combustor equipped with a multi-burner, combustion stability is ensured over the entire load range of the gas turbine, generation of unburned components under the partial load condition of the gas turbine, and liner metal. A gas turbine combustor and a gas turbine combustor operating method that suppress both rises in temperature can be realized.

図１は本発明の第１実施例であるガスタービン燃焼器が適用されるガスタービンプラントの概略構成を示すプラントの系統図。FIG. 1 is a system diagram of a plant showing a schematic configuration of a gas turbine plant to which a gas turbine combustor according to a first embodiment of the present invention is applied. 図２は本発明の第１実施例であるガスタービン燃焼器の燃料供給部を構成する燃料ノズルヘッダと燃料ノズル及び空気孔プレートとの配置状況の詳細を示す部分断面図。FIG. 2 is a partial cross-sectional view showing details of the arrangement state of a fuel nozzle header, a fuel nozzle and an air hole plate constituting a fuel supply part of the gas turbine combustor according to the first embodiment of the present invention. 図３は図２に示した第１実施例のガスタービン燃焼器における空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図。3 is a front view of the air hole plate in the gas turbine combustor of the first embodiment shown in FIG. 2 as viewed from the combustion chamber side. 図４は図２に示した第１実施例のガスタービン燃焼器における燃料のステージング方法の一例を示した運転モード図。4 is an operation mode diagram showing an example of a fuel staging method in the gas turbine combustor of the first embodiment shown in FIG. 図５は図１に示した第１実施例のガスタービン燃焼器における着火時の燃料供給方法の一例を示した説明図。FIG. 5 is an explanatory view showing an example of a fuel supply method at the time of ignition in the gas turbine combustor of the first embodiment shown in FIG. 図６は図１に示した第１実施例のガスタービン燃焼器におけるバリエーションの一つである空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図。6 is a front view of an air hole plate, which is one of variations in the gas turbine combustor of the first embodiment shown in FIG. 1, viewed from the combustion chamber side. 図７は本発明の第２実施例であるガスタービン燃焼器の空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図。FIG. 7 is a front view of an air hole plate of a gas turbine combustor according to a second embodiment of the present invention as viewed from the combustion chamber side. 図８は図７に示した第２実施例のガスタービン燃焼器における燃料のステージング方法の一例を示した運転モード図。FIG. 8 is an operation mode diagram showing an example of a fuel staging method in the gas turbine combustor of the second embodiment shown in FIG. 図９は本発明の第３実施例であるガスタービン燃焼器の空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図。FIG. 9 is a front view of an air hole plate of a gas turbine combustor according to a third embodiment of the present invention as viewed from the combustion chamber side. 図１０は図９に示した第３実施例のガスタービン燃焼器における燃料のステージング方法の一例を示した運転モード図。FIG. 10 is an operation mode diagram showing an example of a fuel staging method in the gas turbine combustor of the third embodiment shown in FIG. 9. 図１１は本発明の第４実施例であるガスタービン燃焼器の空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図。FIG. 11: is the front view which looked at the air hole plate of the gas turbine combustor which is 4th Example of this invention from the combustion chamber side. 図１２は図１１に示した第４実施例のガスタービン燃焼器における燃料のステージング方法の一例を示した運転モード図。12 is an operation mode diagram showing an example of a fuel staging method in the gas turbine combustor of the fourth embodiment shown in FIG.

本発明の実施例であるガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法について図面を用いて以下に説明する。   A gas turbine combustor which is an embodiment of the present invention and a method for operating the gas turbine combustor will be described below with reference to the drawings.

本発明の第１実施例のガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法について図１乃至図３を用いて説明する。   A gas turbine combustor according to a first embodiment of the present invention and a method for operating the gas turbine combustor will be described with reference to FIGS.

図１は発電用ガスタービンプラントの全体構成を表すシステム図である。   FIG. 1 is a system diagram showing the overall configuration of a power generation gas turbine plant.

図１に示したガスタービンプラント９において、発電用ガスタービンは、吸い込み空気１５を加圧して高圧空気１６を生成する圧縮機１と、圧縮機１で生成した高圧空気１６とガス燃料５０とを混合して燃焼させて高温燃焼ガス１８を生成するガスタービン燃焼器２と、ガスタービン燃焼器２で生成した高温燃焼ガス１８によって駆動されるタービン３と、タービン３の駆動によって回転され電力を発生させる発電機８と、前記圧縮機１、タービン３及び発電機８を一体に連結するシャフト７によって構成されている。   In the gas turbine plant 9 shown in FIG. 1, the gas turbine for power generation includes a compressor 1 that pressurizes intake air 15 to generate high-pressure air 16, and high-pressure air 16 and gas fuel 50 that are generated by the compressor 1. A gas turbine combustor 2 that generates a high-temperature combustion gas 18 by mixing and combusting, a turbine 3 that is driven by the high-temperature combustion gas 18 generated by the gas turbine combustor 2, and generates electric power that is rotated by driving the turbine 3. And a shaft 7 that integrally connects the compressor 1, the turbine 3, and the generator 8.

そして、前記ガスタービン燃焼器２は、ケーシング４の内部に格納されている。また、ガスタービン燃焼器２は、その頭部に複数の燃料ノズル２５で構成されたマルチバーナ６を備え、このマルチバーナ６の下流側となるガスタービン燃焼器２の内部に、高圧空気と燃焼ガスとを隔てる概略円筒状の燃焼器ライナ１０を備えている。   The gas turbine combustor 2 is stored inside the casing 4. The gas turbine combustor 2 includes a multi-burner 6 composed of a plurality of fuel nozzles 25 at the head, and high-pressure air and combustion are provided inside the gas turbine combustor 2 on the downstream side of the multi-burner 6. A generally cylindrical combustor liner 10 is provided to separate the gas.

前記燃焼器ライナ１０の内部には、高圧空気１６とガス燃料５０とを混合して燃焼させて高温燃焼ガス１８を生成する燃焼室５が形成されている。   Inside the combustor liner 10 is formed a combustion chamber 5 in which high-pressure air 16 and gas fuel 50 are mixed and burned to generate high-temperature combustion gas 18.

この燃焼器ライナ１０の外周には、高圧空気を流下させる空気流路を形成する外周壁となる概略円筒状のフロースリーブ１１が配設されており、前記フロースリーブ１１の直径は前記燃焼器ライナ１０の直径よりも大径に形成されて、この燃焼器ライナ１０に対してほぼ同心円の円筒状となるように配設されている。   A substantially cylindrical flow sleeve 11 serving as an outer peripheral wall that forms an air flow path through which high-pressure air flows is disposed on the outer periphery of the combustor liner 10, and the diameter of the flow sleeve 11 is the combustor liner. It is formed to have a diameter larger than the diameter of 10 and is arranged so as to be a substantially concentric cylindrical shape with respect to the combustor liner 10.

前記燃焼器ライナ１０の下流側には、ガスタービン燃焼器２の燃焼室５で発生した高温燃焼ガス１８をタービン３に導くための尾筒内筒１２が配設されている。   On the downstream side of the combustor liner 10, a tail cylinder inner cylinder 12 for guiding the high-temperature combustion gas 18 generated in the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2 to the turbine 3 is disposed.

また、この尾筒内筒１２の外周側の位置となる前記フロースリーブ１１の下流側には、尾筒外筒１３が配設されている。   Further, a tail cylinder outer cylinder 13 is disposed on the downstream side of the flow sleeve 11 which is a position on the outer peripheral side of the tail cylinder inner cylinder 12.

吸い込み空気１５は、圧縮機１によって圧縮された後に高圧空気１６となる。高圧空気１６は、ケーシング４内に充満した後、尾筒内筒１２と尾筒外筒１３の間の空間に流入し、尾筒内筒１０を外壁面から対流冷却する。   The suction air 15 becomes high-pressure air 16 after being compressed by the compressor 1. The high pressure air 16 fills the casing 4 and then flows into the space between the transition piece inner cylinder 12 and the transition piece outer cylinder 13 to convectively cool the transition piece inner cylinder 10 from the outer wall surface.

さらにこの高圧空気１６は、フロースリーブ１１と燃焼器ライナ１０との間に形成された環状の流路を通ってガスタービン燃焼器２の頭部に向かって流れる。高圧空気１６は流れる途中で、燃焼器ライナ１０の対流冷却に使用される。   Further, the high-pressure air 16 flows toward the head of the gas turbine combustor 2 through an annular flow path formed between the flow sleeve 11 and the combustor liner 10. The high-pressure air 16 is used for convective cooling of the combustor liner 10 while flowing.

また、高圧空気１６の一部は、燃焼器ライナ１０に設けられた多数の冷却孔から燃焼器ライナ１０内へ流入し、燃焼器ライナ１０のフィルム冷却に使用される。   A part of the high-pressure air 16 flows into the combustor liner 10 from a large number of cooling holes provided in the combustor liner 10 and is used for film cooling of the combustor liner 10.

高圧空気１６のうち、燃焼器ライナ１０のフィルム冷却に使用されなかった残りの燃焼用空気１７は、ガスタービン燃焼器２の燃焼室５の上流側壁面に位置する空気孔プレート３１に設けられた多数の空気孔３２から燃焼室５に流入する。   Of the high-pressure air 16, the remaining combustion air 17 that was not used for film cooling of the combustor liner 10 was provided in the air hole plate 31 located on the upstream side wall surface of the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2. It flows into the combustion chamber 5 from a large number of air holes 32.

多数の空気孔３２から燃焼器ライナ１０に流入した燃焼用空気１７は、マルチバーナ６を構成する複数の燃料ノズル２５から噴出される燃料とともに、燃焼器ライナ１０の内部に形成された燃焼室５で燃焼して高温燃焼ガス１８を生成する。   Combustion air 17 that has flowed into the combustor liner 10 from a large number of air holes 32 is combined with fuel ejected from a plurality of fuel nozzles 25 constituting the multi-burner 6 and the combustion chamber 5 formed inside the combustor liner 10. To generate high-temperature combustion gas 18.

前記燃焼器ライナ１０の燃焼室５で燃焼して生成した高温燃焼ガス１８は、尾筒内筒１２を通じてタービン３に供給され、このタービン３を駆動する。   High-temperature combustion gas 18 generated by combustion in the combustion chamber 5 of the combustor liner 10 is supplied to the turbine 3 through the tail cylinder 12 and drives the turbine 3.

高温燃焼ガス１８はタービン３を駆動した後に該タービン３から排出されて排気ガス１９となる。   The high-temperature combustion gas 18 is exhausted from the turbine 3 after driving the turbine 3 to become exhaust gas 19.

タービン３で得られた駆動力は、シャフト７を通じて圧縮機１及び発電機８に伝えられる。タービン３で得られた駆動力の一部は、圧縮機１を駆動して空気を加圧し高圧空気を生成する。また、タービン３で得られた駆動力の他の一部は、発電機８を回転させて電力を発生させる。   The driving force obtained by the turbine 3 is transmitted to the compressor 1 and the generator 8 through the shaft 7. Part of the driving force obtained by the turbine 3 drives the compressor 1 to pressurize the air and generate high-pressure air. Further, another part of the driving force obtained by the turbine 3 rotates the generator 8 to generate electric power.

前記ガスタービン燃焼器２における複数の燃料ノズル２５で構成されたマルチバーナ６には、図１に示したように燃料５０を供給する第１燃料系統５１〜第４燃料系統５４の４つの燃料系統が配設されている。   In the gas turbine combustor 2, the multi-burner 6 composed of a plurality of fuel nozzles 25 has four fuel systems of a first fuel system 51 to a fourth fuel system 54 for supplying the fuel 50 as shown in FIG. Is arranged.

それぞれの第１燃料系統５１〜第４燃料系統５４には燃料流量調整弁６１〜６４がそれぞれ備えられており、各第１燃料系統５１〜第４燃料系統５４を通じて供給される燃料５０の流量は、制御装置１００からの制御信号に基づいて前記燃料流量調整弁６１〜６４の弁開度を操作することによって調節され、ガスタービンプラント９の発電量が制御される。   The first fuel system 51 to the fourth fuel system 54 are respectively provided with fuel flow rate adjusting valves 61 to 64, and the flow rate of the fuel 50 supplied through the first fuel system 51 to the fourth fuel system 54 is as follows. Based on the control signal from the control device 100, the valve opening degree of the fuel flow rate adjusting valves 61 to 64 is adjusted to control the power generation amount of the gas turbine plant 9.

また、４つの第１燃料系統５１〜第４燃料系統５４に分岐する上流側には、燃料５０の供給を遮断するための燃料遮断弁６０が備えられている。   A fuel shut-off valve 60 for shutting off the supply of the fuel 50 is provided on the upstream side branched to the four first fuel systems 51 to the fourth fuel system 54.

本実施例であるガスタービン燃焼器２の燃料供給部を構成する燃料ノズルヘッダ２３と、複数の燃料ノズル２５を備えたマルチバーナ６と、円盤状の空気孔プレート３１との配置状況の詳細を図２の部分断面図に示し、空気孔プレート３１を燃焼室５側から見たガスタービン燃焼器２の正面図を図３に示す。以下、ガスタービン燃焼器２のマルチバーナ６の詳細を図２及び図３を用いて説明する。   Details of the arrangement of the fuel nozzle header 23 constituting the fuel supply section of the gas turbine combustor 2 according to the present embodiment, the multi-burner 6 having a plurality of fuel nozzles 25, and the disk-shaped air hole plate 31 are shown below. FIG. 3 shows a front view of the gas turbine combustor 2 shown in the partial cross-sectional view of FIG. 2 and viewing the air hole plate 31 from the combustion chamber 5 side. Hereinafter, details of the multi-burner 6 of the gas turbine combustor 2 will be described with reference to FIGS. 2 and 3.

図２及び図３に示したように、本実施例のガスタービン燃焼器２における複数の燃料ノズル２５を備えたマルチバーナ６は、円盤状の空気孔プレート３１の中心に対応して配置された１個の中央バーナ３３と、中央バーナ３３の外周側に位置するように前記空気孔プレート３１の中心と外周との間に、相互に離間して配置された６個の外側バーナ３７から構成されている。   As shown in FIGS. 2 and 3, the multi-burner 6 having a plurality of fuel nozzles 25 in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment is disposed corresponding to the center of the disk-shaped air hole plate 31. It is composed of one central burner 33 and six outer burners 37 that are disposed apart from each other between the center and outer periphery of the air hole plate 31 so as to be positioned on the outer peripheral side of the central burner 33. ing.

前記中央バーナ３３及び外側バーナ３７には、これらの中央バーナ３３及び外側バーナ３７をそれぞれ構成する多数の燃料ノズル２５が設置されており、更に前記燃料ノズル２５の上流側の位置に燃料を前記燃料ノズル２５に分配する燃料ノズルヘッダ２３が設置されている。   The central burner 33 and the outer burner 37 are provided with a large number of fuel nozzles 25 constituting the central burner 33 and the outer burner 37, respectively, and the fuel is supplied to a position upstream of the fuel nozzle 25. A fuel nozzle header 23 that distributes to the nozzles 25 is installed.

そして、前記燃料ノズル２５から噴出した燃料及び空気を通過させてガスタービン燃焼器２の燃焼室５に噴出する多数の空気孔３２を備えた空気孔プレート３１が前記燃料ノズル２５の下流側で前記燃焼室５の上流側に位置するように設置されている。   An air hole plate 31 having a large number of air holes 32 through which fuel and air jetted from the fuel nozzle 25 pass and jets into the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2 is disposed downstream of the fuel nozzle 25. It is installed so as to be located upstream of the combustion chamber 5.

更に、図３のガスタービン燃焼器２の正面図に示すように、前記１個の中央バーナ３３、及び中央バーナ３３の周囲に設置された６個の外側バーナ３７にそれぞれ設置された多数の燃料ノズル２５と１対１に対応して形成した多数の空気孔３２を備えた空気孔プレート３１が燃焼室５を区画するように設置されている。   Further, as shown in the front view of the gas turbine combustor 2 in FIG. 3, a large number of fuels respectively installed in the one central burner 33 and the six outer burners 37 installed around the central burner 33. An air hole plate 31 having a large number of air holes 32 formed in one-to-one correspondence with the nozzles 25 is installed so as to partition the combustion chamber 5.

即ち、空気孔プレート３１に形成した多数の空気孔３２は、１個の中央バーナ３３に対応した空気孔プレート３１の中央領域における中心側に配列した第１列目の複数の空気孔３２と、第１列目の外周側に配列した第２列目の複数の空気孔３２と、第２列目の外周側に配列した第３列目の複数の空気孔３２とから構成される３列に配列された空気孔３２が、前記空気孔プレート３１の中央領域に同心円状にそれぞれ配置されている。   That is, the plurality of air holes 32 formed in the air hole plate 31 include a plurality of air holes 32 in the first row arranged on the center side in the central region of the air hole plate 31 corresponding to one central burner 33; In a third row composed of a plurality of air holes 32 in the second row arranged on the outer peripheral side of the first row and a plurality of air holes 32 in the third row arranged on the outer peripheral side of the second row The arrayed air holes 32 are concentrically arranged in the central region of the air hole plate 31.

同様に、前記６個の外側バーナ３７に対応した空気孔プレート３１の周辺領域の６ケ所には、中心側に配列した第１列目の複数の空気孔３２と、第１列目の外周側に配列した第２列目の複数の空気孔３２と、第２列目の外周側に配列した第３列目の複数の空気孔３２とから構成される３列に配列された空気孔３２が、前記空気孔プレート３１の周辺領域に同心円状にそれぞれ形成されている。   Similarly, at six locations in the peripheral area of the air hole plate 31 corresponding to the six outer burners 37, a plurality of air holes 32 in the first row arranged on the center side and the outer peripheral side of the first row Air holes 32 arranged in three rows composed of a plurality of air holes 32 in the second row arranged in a row and a plurality of air holes 32 in the third row arranged on the outer peripheral side of the second row. The air hole plate 31 is formed concentrically in the peripheral region.

更に、前記中央バーナ３３及び外側バーナ３７にそれぞれ設置された多数の燃料ノズル２５に対応して、前記空気孔プレート３１の前記各周辺領域に形成された多数の空気孔３２は、ガスタービン燃焼器２の燃焼室５に対して旋回角を有するように燃焼室５の軸心に対して傾斜して配設されている。
Further, a large number of air holes 32 formed in each peripheral region of the air hole plate 31 corresponding to the large number of fuel nozzles 25 respectively installed in the central burner 33 and the outer burner 37 are gas turbine combustors. The two combustion chambers 5 are inclined with respect to the axis of the combustion chamber 5 so as to have a turning angle.

前記空気孔プレート３１に形成した多数の空気孔３２によって前記中央バーナ３３及び外側バーナ３７の各バーナの下流となるガスタービン燃焼器２の燃焼室５内に燃料と空気との混合流体の流れである旋回流４０を形成し、この旋回流４０によって生じた循環流４１によってガスタービン燃焼器２の燃焼室５内で燃料が燃焼して形成された火炎４２を保炎している。   By the flow of a mixed fluid of fuel and air in the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2 downstream of each burner of the central burner 33 and the outer burner 37 by a large number of air holes 32 formed in the air hole plate 31. A swirl flow 40 is formed, and a flame 42 formed by burning fuel in the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2 is held by a circulating flow 41 generated by the swirl flow 40.

本実施例のガスタービン燃焼器２に設置した６個の外側バーナ３７は、多数の内周側燃料ノズル２５ａと、多数の外周側燃料ノズル２５ｂによってそれぞれ構成されており、これらの内周側燃料ノズル２５ａと外周側燃料ノズル２５ｂに対して燃料を供給する第２の燃料系統５２〜第４の燃料系統５４が別々に配設されている。   The six outer burners 37 installed in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment are configured by a large number of inner peripheral side fuel nozzles 25a and a large number of outer peripheral side fuel nozzles 25b, respectively. A second fuel system 52 to a fourth fuel system 54 for supplying fuel to the nozzle 25a and the outer peripheral fuel nozzle 25b are separately provided.

本実施例のガスタービン燃焼器２において、空気孔プレート３１の中心領域に１個配置した中央バーナ３３は、多数の燃料ノズル２５によって構成されており、これらの燃料ノズル２５に対して燃料を供給する第１の燃料系統５１が接続するように配設されている。   In the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, one central burner 33 arranged in the central region of the air hole plate 31 is constituted by a number of fuel nozzles 25, and fuel is supplied to these fuel nozzles 25. The first fuel system 51 is disposed so as to be connected.

更に空気孔プレート３１の周辺領域に６個設置した外側バーナ３７には、図２に示したように、空気孔プレート３１の各周辺領域における中心側の第１列目に配列した複数の空気孔３２に対応して設置された内周側燃料ノズル２５ａと、空気孔プレート３１の各周辺領域における第２列目及び第３列目に配列した複数の空気孔３２に対応して設置された外周側燃料ノズル２５ｂに対して、別々に第２の燃料系統５２〜第４の燃料系統５４が接続するように配設されている。   Further, as shown in FIG. 2, the outer burner 37 installed in the peripheral area of the air hole plate 31 has a plurality of air holes arranged in the first row on the center side in each peripheral area of the air hole plate 31. 32 and the outer peripheral fuel nozzles 25a installed corresponding to the air holes 32, and the outer periphery installed corresponding to the plurality of air holes 32 arranged in the second row and the third row in each peripheral region of the air hole plate 31. The second fuel system 52 to the fourth fuel system 54 are separately connected to the side fuel nozzle 25b.

即ち、空気孔プレート３１の各周辺領域における中心側の第１列目に配列した複数の空気孔３２に対応した前記外側バーナ３７を構成する内周側燃料ノズル２５ａに対して第２の燃料系統５２或いは第３の燃料系統５３が接続するように配設され、空気孔プレート３１の各周辺領域における第２列目及び第３列目に配列した複数の空気孔３２に対応した前記外側バーナ３７を構成する外周側燃料ノズル２５ｂに対して分岐した第４の燃料系統５４がそれぞれ接続するように配設されている。   That is, the second fuel system with respect to the inner peripheral fuel nozzle 25a constituting the outer burner 37 corresponding to the plurality of air holes 32 arranged in the first row on the center side in each peripheral region of the air hole plate 31. 52 or the third fuel system 53 is connected, and the outer burner 37 corresponding to the plurality of air holes 32 arranged in the second row and the third row in each peripheral region of the air hole plate 31. A fourth fuel system 54 branched from the outer peripheral fuel nozzle 25b is connected to each other.

本実施例のガスタービン燃焼器２では、空気孔プレート３１の周辺領域に６個設置した外側バーナ３７は、図２に示したように、空気孔プレート３１の中心に位置する中央バーナ３３よりも斜め下方となる両側の位置（後述する火炎伝播管７６の近傍位置）に設置された前記特定の２個の外側バーナ３７Ａと、それ以外の位置となる中央バーナ３３の上下及び斜め上方に設置された４個の外側バーナ３７Ｂとから構成されている。   In the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, the six outer burners 37 installed in the peripheral region of the air hole plate 31 are more than the center burner 33 located at the center of the air hole plate 31 as shown in FIG. Installed above and below the specific two outer burners 37A installed at positions on both sides that are obliquely below (in the vicinity of a flame propagation pipe 76 described later) and the central burner 33 that is other than that, and obliquely above. And four outer burners 37B.

そして、特定の２個の外側バーナ３７Ａは、内周側の外側バーナ内周部３７ａと、この外側バーナ内周部３７ａの外周側となる外側バーナ外周部３８に群分けされている。   The two specific outer burners 37A are grouped into an outer burner inner peripheral portion 37a on the inner peripheral side and an outer burner outer peripheral portion 38 on the outer peripheral side of the outer burner inner peripheral portion 37a.

同様に、４個の外側バーナ３７Ｂは、内周側の外側バーナ内周部３７ｂと、この外側バーナ内周部３７ｂの外周側となる外側バーナ外周部３８に群分けされている。   Similarly, the four outer burners 37B are grouped into an outer burner inner peripheral portion 37b on the inner peripheral side and an outer burner outer peripheral portion 38 on the outer peripheral side of the outer burner inner peripheral portion 37b.

そして、２個の外側バーナ３７Ａを構成する外側バーナ内周部３７ａに対応して配置された内周側燃料ノズル２５ａには第２の燃料系統５２が接続し、４個の外側バーナ３７Ｂを構成する外側バーナ内周部３７ｂに対応して配置された内周側燃料ノズル２５ａには第３の燃料系統５３が接続している。   The second fuel system 52 is connected to the inner peripheral fuel nozzles 25a arranged corresponding to the outer burner inner peripheral portions 37a constituting the two outer burners 37A, and the four outer burners 37B are configured. A third fuel system 53 is connected to the inner peripheral fuel nozzle 25a disposed corresponding to the outer burner inner peripheral portion 37b.

また、２個の特定の外側バーナ３７Ａ、並びに４個の外側バーナ３７Ｂに夫々設けられた外側バーナ外周部３８に配置された外側燃料ノズル２５ｂには第４の燃料系統５４が分岐してそれぞれ接続した構成となっている。   Further, the fourth fuel system 54 is branched and connected to the outer fuel nozzles 25b disposed on the outer peripheral portion 38 of the outer burner provided in the two specific outer burners 37A and the four outer burners 37B, respectively. It has become the composition.

次に本実施例のガスタービン燃焼器２における運転方法について、図１乃至図４を用いて説明する。   Next, an operation method in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment will be described with reference to FIGS. 1 to 4.

本実施例のガスタービン燃焼器２は図４に示した運転モードで運転される。即ち、本実施例のガスタービン燃焼器２の運転方法は、図１に示した制御装置１００から出力される運転モード指令に基づき、ガスタービンの負荷の増加に応じて、第１の燃料系統５１〜第４の燃料系統５４に設置された燃料流量調整弁６１〜６４の弁開度が操作されて、燃料の供給量が調節される。   The gas turbine combustor 2 of this embodiment is operated in the operation mode shown in FIG. That is, the operating method of the gas turbine combustor 2 of the present embodiment is based on the operation mode command output from the control device 100 shown in FIG. The fuel flow rate adjustment valves 61 to 64 installed in the fourth fuel system 54 are operated to adjust the fuel supply amount.

例えば、ガスタービンの低負荷運転である、ガスタービン燃焼器２に設けたマルチバーナのうち、１個の中央バーナ３３を単独で燃焼させる低負荷運転の運転モードＡの場合には、制御装置１００からの制御信号に基づいて第１の燃料系統５１に設置した燃料流量調整弁６１の弁開度を操作して燃料供給量を調節し、ガスタービン燃焼器２の中央バーナ３３のみを単独で燃焼させる。   For example, in the case of the operation mode A of the low load operation in which one central burner 33 is burned independently among the multi burners provided in the gas turbine combustor 2 that is the low load operation of the gas turbine, the control device 100 The fuel supply amount is adjusted by operating the valve opening degree of the fuel flow rate adjustment valve 61 installed in the first fuel system 51 based on the control signal from the first fuel system 51, and only the central burner 33 of the gas turbine combustor 2 is burned alone. Let

次に、ガスタービンを低負荷運転から負荷を増加させた部分負荷運転に切り替える場合には、ガスタービン燃焼器２に設けたマルチバーナにおける１個の中央バーナ３３を単独で燃焼させる低負荷運転の運転モードＡから、外側バーナ３７のうち、特定の２個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａを燃焼させる部分負荷運転の運転モードＢに切り替えるが、この場合、制御装置１００からの制御信号に基づいて中央バーナ３３に燃料を供給するための第１の燃料系統５１に設置した燃料流量調整弁６１の弁開度の操作に加えて、第２の燃料系統５２に設置した燃料流量調整弁６２の弁開度の操作を操作して２個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａに供給する燃料供給量を調節し、２個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａを燃焼して負荷を増加させた部分負荷運転の運転モードＢに切り替える。   Next, when the gas turbine is switched from the low load operation to the partial load operation in which the load is increased, the low load operation in which one central burner 33 in the multi burner provided in the gas turbine combustor 2 is burned alone is performed. The operation mode A is switched to the operation mode B of the partial load operation in which the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the specific two outer burners 37A among the outer burners 37 is burned. In this case, in addition to the operation of the valve opening degree of the fuel flow rate adjustment valve 61 installed in the first fuel system 51 for supplying fuel to the central burner 33 based on the control signal from the control device 100, the second The fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the two outer burners 37A by operating the valve opening degree of the fuel flow rate adjusting valve 62 installed in the fuel system 52. The fuel supply amount to be supplied is adjusted to switch to the operation mode B of the partial load operation in which the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the two outer burners 37A is burned to increase the load. .

このように中央バーナ３３と２個の外側バーナ３７Ａの内周側に位置する外側バーナ内周部３７ａのみに燃料を供給して燃焼させることで、燃料を供給する燃料ノズルの本数を少なく制限できるので、２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａにおいて局所的に燃空比を高くすることができる。   Thus, by supplying fuel to only the outer burner inner peripheral portion 37a located on the inner peripheral side of the central burner 33 and the two outer burners 37A and burning it, the number of fuel nozzles for supplying fuel can be limited to a small number. Therefore, the fuel-air ratio can be locally increased in the outer burner inner peripheral portion 37a of the two outer burners 37A.

これによりガスタービン燃焼器２の燃焼室５に拡散火炎が形成され、周囲に多量の空気が流れていても未燃分の発生を抑制することができる。   Thereby, a diffusion flame is formed in the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2, and generation of unburned matter can be suppressed even if a large amount of air flows around.

また、拡散火炎の周囲には２個の外側バーナ３７Ａの外周側に位置する外側バーナ外周部３８から空気が流れていることから、燃焼室５内に形成された火炎がライナに直接干渉することを妨げ、運転モードＣに切り替える直前の局所燃空比が高くなる条件でもメタル温度の上昇を防ぐことができる。   In addition, since air flows from the outer burner outer peripheral portion 38 located on the outer peripheral side of the two outer burners 37A around the diffusion flame, the flame formed in the combustion chamber 5 directly interferes with the liner. And the rise in the metal temperature can be prevented even under the condition that the local fuel-air ratio immediately before switching to the operation mode C becomes high.

本実施例のガスタービン燃焼器２の運転方法では、ガスタービンの負荷が更に増加して高くなると、前記運転モードＢから、中央バーナ３３、２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａに加えて、４個の外側バーナ３７Ｂの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ｂの燃料ノズル２５ａに燃料を供給して燃焼させる部分負荷運転の運転モードＣに切り替えるが、この場合、制御装置１００からの制御信号に基づいて中央バーナ３３に燃料を供給するための第１の燃料系統５１に設置した燃料流量調整弁６１の弁開度の操作、及び、２個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａに燃料を供給するための第２の燃料系統５２に設置した燃料流量調整弁６２の弁開度の操作に加えて、４個の外側バーナ３７Ｂの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ｂの燃料ノズル２５ａに燃料を供給するための第３の燃料系統５３に設置した燃料流量調整弁６３の弁開度を操作して燃料の供給量を調節して燃焼させ、負荷を更に増加させた部分負荷運転の運転モードＣに切り替えて、中央バーナ３３と２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａ及び４個の外側バーナ３７Ｂの外側バーナ内周部３７ｂに燃料を供給して燃焼させる。   In the operation method of the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, when the load of the gas turbine further increases and increases, the operation mode B is changed to the central burner 33 and the outer burner inner peripheral portion 37a of the two outer burners 37A. In addition, the operation mode C is switched to the partial load operation mode in which the fuel is supplied to the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37b installed on the inner peripheral side of the four outer burners 37B and burned. Based on the control signal from 100, operation of the valve opening degree of the fuel flow rate adjustment valve 61 installed in the first fuel system 51 for supplying fuel to the central burner 33, and inner circumferences of the two outer burners 37A In addition to the operation of the valve opening degree of the fuel flow rate adjustment valve 62 installed in the second fuel system 52 for supplying fuel to the fuel nozzle 25a of the outer burner inner periphery 37a installed on the side, four outer Fuel is operated by operating the valve opening degree of the fuel flow rate adjusting valve 63 installed in the third fuel system 53 for supplying fuel to the fuel nozzle 25a of the inner peripheral portion 37b of the outer burner installed on the inner peripheral side of the burner 37B. Is switched to the operation mode C of the partial load operation where the load is further increased, and the outer burner inner peripheral portion 37a of the central burner 33 and the two outer burners 37A and the four outer burners are switched. Fuel is supplied to the outer burner inner periphery 37b of 37B and burnt.

この運転モードＣでは、運転モードＢと同様に、中央バーナ３３と２個の外側バーナ３７Ａの内周側に位置する外側バーナ内周部３７ａ、及び４個の外側バーナ３７Ｂの内周側に位置する外側バーナ内周部３７ｂのみに燃料を供給して燃焼させて、燃料を供給する燃料ノズルの本数を少なく制限できるので、２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａ及び４個の外側バーナ３７Ｂの外側バーナ内周部３７ｂにおいて局所的に燃空比を高くすることができる。   In this operation mode C, as in the operation mode B, the outer burner inner peripheral portion 37a positioned on the inner peripheral side of the central burner 33 and the two outer burners 37A, and the inner peripheral side of the four outer burners 37B. Since the number of fuel nozzles for supplying fuel can be limited by supplying fuel only to the outer burner inner peripheral portion 37b to be burned, the outer burner inner peripheral portion 37a of the two outer burners 37A and the four outer burners The fuel-air ratio can be locally increased at the outer burner inner periphery 37b of the burner 37B.

これにより外側バーナでは局所的に燃空比を高くすることができ、ガスタービン燃焼器２の燃焼室５に安定な拡散火炎を形成することによって未燃分の発生を抑制できる。   As a result, the fuel / air ratio can be locally increased in the outer burner, and the generation of unburned fuel can be suppressed by forming a stable diffusion flame in the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2.

また、拡散火炎の周囲には２個の外側バーナ３７Ａの外周側に位置する外側バーナ外周部３８、及び４個の外側バーナ３７Ｂの外周側に位置する外側バーナ外周部３８から空気が流れていることから、燃焼室５内に形成された火炎がライナに直接干渉することを妨げ、運転モードＤに切り替える直前の局所燃空比が高くなる条件でもメタル温度の上昇を防ぐことができる。   In addition, air flows around the diffusion flame from an outer burner outer peripheral portion 38 positioned on the outer peripheral side of the two outer burners 37A and an outer burner outer peripheral portion 38 positioned on the outer peripheral side of the four outer burners 37B. Therefore, it is possible to prevent the flame formed in the combustion chamber 5 from directly interfering with the liner, and it is possible to prevent the metal temperature from rising even under a condition where the local fuel-air ratio immediately before switching to the operation mode D is increased.

本実施例のガスタービン燃焼器２の運転方法では、ガスタービンの負荷が更に増加して全負荷の運転になると、前記運転モードＣから、中央バーナ３３、２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａ、４個の外側バーナ３７Ｂの外側バーナ内周部３７ｂの燃料ノズル２５ａに燃料を供給して燃焼させる運転に加えて、２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ外周部３８の燃料ノズル２５ｂ、及び４個の外側バーナ３７Ｂの外側バーナ外周部３８の燃料ノズル２５ｂに燃料系統５４を通じて燃料を供給して燃焼させる運転モードＤに切り替えて全負荷運転を行う。   In the operation method of the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, when the load of the gas turbine further increases and the operation becomes full load, from the operation mode C, the central burner 33 and the two outer burners 37A in the outer burner In addition to the operation of supplying the fuel to the fuel nozzles 25a of the outer burner inner peripheral portion 37b of the four outer burners 37B and burning them, the fuel nozzles 25b of the outer burner outer peripheral portion 38 of the two outer burners 37A The operation mode D is switched to the operation mode D in which the fuel is supplied to the fuel nozzle 25b of the outer burner outer peripheral portion 38 of the four outer burners 37B through the fuel system 54 and burned.

部分負荷運転の運転モードＣから全負荷運転の運転モードＤに切り替える場合には、制御装置１００からの制御信号に基づいて中央バーナ３３に燃料を供給するための第１の燃料系統５１に設置した燃料流量調整弁６１の弁開度の操作、２個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａに燃料を供給するための第２の燃料系統５２に設置した燃料流量調整弁６２の弁開度の操作、４個の外側バーナ３７Ｂの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ｂの燃料ノズル２５ａに燃料を供給するための第３の燃料系統５３に設置した燃料流量調整弁６３の弁開度の操作に加えて、２個の外側バーナ３７Ａの外周側に設置した外側バーナ外周部３８の燃料ノズル２５ｂ、及び４個の外側バーナ３７Ｂの外周側に設置した外側バーナ外周部３８の燃料ノズル２５ｂに燃料を供給するための第４燃料系統５４に設置した燃料流量調整弁６４の弁開度を操作して燃料の供給量を調節して燃焼させ、負荷を更に増加させた全負荷運転の運転モードＤに切り替え、中央バーナ３３と２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａ、４個の外側バーナ３７Ｂの外側バーナ内周部３７ｂ、及び２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ外周部３８と４個の外側バーナ３７Ｂの外側バーナ外周部３８に燃料を供給して燃焼させ、ガスタービンを全負荷運転させる。   When switching from the operation mode C of the partial load operation to the operation mode D of the full load operation, it is installed in the first fuel system 51 for supplying fuel to the central burner 33 based on the control signal from the control device 100. Operation of the valve opening degree of the fuel flow rate adjusting valve 61 is installed in the second fuel system 52 for supplying fuel to the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the two outer burners 37A. To the third fuel system 53 for supplying fuel to the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37b installed on the inner peripheral side of the four outer burners 37B. In addition to the operation of the valve opening of the installed fuel flow rate adjusting valve 63, the fuel nozzle 25b of the outer burner outer peripheral portion 38 installed on the outer peripheral side of the two outer burners 37A and the outer peripheral side of the four outer burners 37B. Setting The fuel flow rate adjustment valve 64 installed in the fourth fuel system 54 for supplying fuel to the fuel nozzle 25b of the outer burner outer peripheral portion 38 is operated to adjust the fuel supply amount to burn the load. Is switched to the operation mode D of the full-load operation in which the further increase is made, the outer burner inner peripheral portion 37a of the central burner 33 and the two outer burners 37A, the outer burner inner peripheral portion 37b of the four outer burners 37B, and two The fuel is supplied to the outer burner outer peripheral portion 38 of the outer burner 37A and the outer burner outer peripheral portion 38 of the four outer burners 37B for combustion, and the gas turbine is operated at full load.

以上説明したように、本実施例のガスタービン燃焼器２の運転方法では、全燃料系統５１〜５４に燃料を供給する運転モードＤより負荷の低い条件の運転モードＡ，運転モードＢ、及び運転モードＣにおいては、中央バーナ３３、６個設置した外側バーナ３７のうちの２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａ、４個の外側バーナ３７Ｂの外側バーナ内周部３７ｂを組み合わせて運用することにより、未燃分の発生を抑制し、ライナメタル温度の上昇を防ぐことが可能となる。   As described above, in the operation method of the gas turbine combustor 2 according to the present embodiment, the operation mode A, the operation mode B, and the operation under the condition that the load is lower than the operation mode D for supplying the fuel to all the fuel systems 51 to 54. In mode C, the central burner 33 and two outer burners 37 out of the six installed outer burners 37 are used by combining the outer burner inner peripheral portion 37a of the two outer burners 37A and the outer burner inner peripheral portion 37b of the four outer burners 37B. By doing so, it is possible to suppress the generation of unburned content and to prevent the liner metal temperature from rising.

次に上記した本実施例のガスタービン燃焼器２の運転方法における点火方法の一例を図５に示した模式図を用いて説明する。   Next, an example of an ignition method in the operation method of the gas turbine combustor 2 of the above-described embodiment will be described with reference to the schematic diagram shown in FIG.

図５のガスタービン燃焼器２の点火方法を示した模式図において、本実施例のガスタービン燃焼器２では、ガスタービンの外周に複数設置されたガスタービン燃焼器２のうちの１つのガスタービン燃焼器２ａに点火栓７７が設置されており、このガスタービン燃焼器２ａと、該ガスタービン燃焼器２ａに隣接して設置されたガスタービン燃焼器２ｂとの間は火炎伝播管７６によって接続して火炎を伝播ささる構造となっている。   In the schematic diagram showing the ignition method of the gas turbine combustor 2 in FIG. 5, in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, one of the gas turbine combustors 2 installed on the outer periphery of the gas turbine. A spark plug 77 is installed in the combustor 2a. A flame propagation pipe 76 connects the gas turbine combustor 2a and the gas turbine combustor 2b installed adjacent to the gas turbine combustor 2a. It has a structure that propagates the flame.

そして本実施例の前記ガスタービン燃焼器２ａにおいては、１個の中央バーナ３３の周囲に６個設置した外側バーナ３７のうち、中央バーナ３３の斜め下方にそれぞれ配置した外側バーナ３７Ａには、その内周側に外側バーナ内周部３７ａを備えさせ、その外周側に外側バーナ外周部３８を備えさせた構造となる外側バーナ３７Ａが合計２個設置されている。   And in the gas turbine combustor 2a of the present embodiment, out of the six outer burners 37 installed around one central burner 33, the outer burners 37A respectively disposed obliquely below the central burner 33 are Two outer burners 37A having a structure in which an outer burner inner peripheral portion 37a is provided on the inner peripheral side and an outer burner outer peripheral portion 38 is provided on the outer peripheral side thereof are installed.

また、１個の中央バーナ３３の周囲に６個設置した外側バーナ３７のうち、２個の前記外側バーナ３７Ａを除いた残りの４個の外側バーナ３７Ｂには、その内周側に外側バーナ内周部３７ｂを備えさせ、その外周側に外側バーナ外周部３８を備えさせた構造の外側バーナ３７Ｂが設置されている。   Of the six outer burners 37 installed around one central burner 33, the remaining four outer burners 37B, excluding the two outer burners 37A, are arranged on the inner peripheral side in the outer burner. An outer burner 37B having a structure in which a peripheral portion 37b is provided and an outer burner outer peripheral portion 38 is provided on the outer peripheral side thereof is provided.

前記外側バーナ内周部３７ａを備えた２個の外側バーナ３７Ａは、複数個配置された外側バーナ３７のうち、火炎伝播管７６の最も近傍にそれぞれ位置するように配置されている。   The two outer burners 37 </ b> A having the outer burner inner peripheral portion 37 a are arranged so as to be located closest to the flame propagation pipe 76 among the plurality of outer burners 37.

そしてガスタービン燃焼器２の点火時は、点火栓７７を設けたガスタービン燃焼器２ａに設けたマルチバーナ６における１個の中央バーナ３３と、２個設置した外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａに燃料を供給し、点火栓７７を点火して前記中央バーナ３３と外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａに設置した燃料ノズル２５ａに供給した燃料を燃焼させることにより、中央バーナ３３と、火炎伝播管７６の近傍に位置する２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａに火炎が形成される。   When the gas turbine combustor 2 is ignited, one inner burner 33 in the multi-burner 6 provided in the gas turbine combustor 2a provided with the spark plug 77 and the outer burner inner peripheral portion of the two outer burners 37A installed. The fuel is supplied to 37a, the ignition plug 77 is ignited, and the fuel supplied to the fuel nozzle 25a installed in the outer burner inner peripheral portion 37a of the central burner 33 and the outer burner 37A is combusted. A flame is formed in the outer burner inner periphery 37a of the two outer burners 37A located in the vicinity of the flame propagation tube 76.

そして着火したガスタービン燃焼器２ａの内圧が高くなり、火炎伝播管７６の近傍に火炎が形成されると、ガスタービン燃焼器２ａで発生した高温の燃焼ガスが火炎伝播管７６を経由して前記ガスタービン燃焼器２ａに隣接したガスタービン燃焼器２ｂに流入する。   When the internal pressure of the ignited gas turbine combustor 2 a increases and a flame is formed in the vicinity of the flame propagation tube 76, the high-temperature combustion gas generated in the gas turbine combustor 2 a passes through the flame propagation tube 76. It flows into the gas turbine combustor 2b adjacent to the gas turbine combustor 2a.

隣接した前記ガスタービン燃焼器２ｂのマルチバーナ６における１個の中央バーナ３３及び火炎伝播管７６の近傍に位置する２個設置した外側バーナ３７Ａと４個設置した外側バーナ３７Ｂから構成される外側バーナ３７の構造は、前述した前記ガスタービン燃焼器２ａのマルチバーナ６における中央バーナ３３及び２個設置した外側バーナ３７Ａと４個設置した外側バーナ３７Ｂから構成される外側バーナ３７の構造と同じであるので、前記ガスタービン燃焼器２ｂにおいても火炎伝播管７６の近傍に位置する２個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａに設置した燃料ノズル２５ａに供給された燃料は、ガスタービン燃焼器２ａから火炎伝播管７６を経由して流入した高温の燃焼ガスによって容易に着火し、中央バーナ３３と外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａに火炎が形成される。   An outer burner composed of two outer burners 37A and four outer burners 37B located in the vicinity of one central burner 33 and the flame propagation pipe 76 in the multi burner 6 of the adjacent gas turbine combustor 2b. The structure of 37 is the same as the structure of the outer burner 37 composed of the central burner 33 in the multi-burner 6 of the gas turbine combustor 2a and the two outer burners 37A and four outer burners 37B. Therefore, also in the gas turbine combustor 2b, the fuel supplied to the fuel nozzle 25a installed in the outer burner inner peripheral portion 37a of the two outer burners 37A located in the vicinity of the flame propagation pipe 76 is the gas turbine combustor 2a. Is easily ignited by the high-temperature combustion gas flowing in through the flame propagation pipe 76 from the center burner 33 and the outside Flame is formed in the outer burner inner circumferential portion 37a of the over Na 37A.

そして着火したガスタービン燃焼器２ｂの内圧が高くなり、火炎伝播管７６の近傍に火炎が形成されると、ガスタービン燃焼器２ｂで発生した高温の燃焼ガスが火炎伝播管７６を経由して前記ガスタービン燃焼器２ｂに隣接したガスタービン燃焼器２に流入することで火を更に他のガスタービン燃焼器２に伝播させることができる。   When the internal pressure of the ignited gas turbine combustor 2 b is increased and a flame is formed in the vicinity of the flame propagation pipe 76, the high-temperature combustion gas generated in the gas turbine combustor 2 b passes through the flame propagation pipe 76 and is By flowing into the gas turbine combustor 2 adjacent to the gas turbine combustor 2b, the fire can be further propagated to another gas turbine combustor 2.

本実施例のガスタービン燃焼器の他の実施態様として、図６に示したガスタービン燃焼器２のように、中央バーナ３３を中央バーナ内周部３３ａと中央バーナ外周部３３ｂに分け、前記中央バーナ３３に対して燃料を供給する燃料系統５１を中央バーナ内周部３３ａに供給する系統と中央バーナ外周部３３ｂに供給する系統との２系統に分けて燃料を供給する構成が考えられる。   As another embodiment of the gas turbine combustor of the present embodiment, the central burner 33 is divided into a central burner inner peripheral portion 33a and a central burner outer peripheral portion 33b as in the gas turbine combustor 2 shown in FIG. A configuration is conceivable in which fuel is supplied in two systems: a fuel system 51 that supplies fuel to the burner 33, a system that supplies fuel to the inner peripheral portion 33a of the central burner, and a system that supplies fuel to the outer peripheral portion 33b of the central burner.

この場合、中央バーナ３３の局所燃空比が低くなるような条件において、中央バーナ内周部３３ａに供給する燃料の割合を中央バーナ外周部３３ｂに供給する燃料の割合よりも多くすることで火炎の保炎の起点となる中心部の局所火炎温度を高く保つことができ、失火することを防ぐことができる。そのため、中央バーナの運転可能な条件が広がり、燃焼器の運用の自由度を大幅に増加させることができる。   In this case, under the condition that the local fuel-air ratio of the central burner 33 is low, the ratio of the fuel supplied to the central burner inner peripheral portion 33a is made larger than the ratio of the fuel supplied to the central burner outer peripheral portion 33b. It is possible to keep the local flame temperature at the center, which is the starting point of flame holding, high and prevent misfire. Therefore, the conditions under which the central burner can be operated are expanded, and the degree of freedom of operation of the combustor can be greatly increased.

本実施例によれば、マルチバーナを搭載したガスタービン燃焼器において、ガスタービンの全負荷範囲に亘って燃焼安定性を確保し、かつ、ガスタービンの部分負荷条件下での未燃分の発生とライナメタル温度の上昇を共に抑制したガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法が実現できる。   According to this embodiment, in a gas turbine combustor equipped with a multi-burner, combustion stability is ensured over the entire load range of the gas turbine, and unburned components are generated under partial load conditions of the gas turbine. And a gas turbine combustor and an operation method of the gas turbine combustor that suppress both rises in the liner metal temperature.

本発明の第２実施例であるガスタービン燃焼器２について図７及び図８を用いて説明する。   A gas turbine combustor 2 according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.

本実施例のガスタービン燃焼器２は、図１〜図５に示した第１実施例のガスタービン燃焼器２と基本的な構造及び作用効果は同じであるので、両者に共通した部分の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The gas turbine combustor 2 of the present embodiment has the same basic structure and operational effects as those of the gas turbine combustor 2 of the first embodiment shown in FIGS. Are omitted, and the differences will be described below.

図７に示した本実施例のガスタービン燃焼器２は、燃焼室から見たバーナの正面図であり、各バーナについて同一燃料系統で燃料を供給する領域を区分けして示している。   The gas turbine combustor 2 of the present embodiment shown in FIG. 7 is a front view of the burner as viewed from the combustion chamber, and shows a region in which fuel is supplied in the same fuel system for each burner.

図７に示した本実施例のガスタービン燃焼器２では、空気孔プレート３１の周辺領域に６個設置した外側バーナ３７は、図７に示したように、空気孔プレート３１の中心に位置する中央バーナ３３よりも斜め下方となる両側の位置（火炎伝播管７６の近傍位置）に設置された前記特定の２個の外側バーナ３７Ａ、及び一番上の位置の外側バーナ３７Ａとの３個の外側バーナ３７Ａと、それ以外の位置となる中央バーナ３３の下方及び斜め上方に設置された３個の外側バーナ３７Ｂとから構成されており、これらの外側バーナ３７Ａ及び外側バーナ３７Ｂが互い違いに配置されている。   In the gas turbine combustor 2 of the present embodiment shown in FIG. 7, six outer burners 37 installed in the peripheral region of the air hole plate 31 are located at the center of the air hole plate 31 as shown in FIG. 7. Three of the specific two outer burners 37A installed at positions on both sides (a position near the flame propagation pipe 76) obliquely below the central burner 33, and the outermost burner 37A at the uppermost position. The outer burner 37A is composed of three outer burners 37B disposed below and obliquely above the central burner 33 at other positions. These outer burners 37A and outer burners 37B are alternately arranged. ing.

本実施例では、一番上の位置に配置された外側バーナ３７Ａを構成する外側バーナ内周部３７ａに対応して配置された内周側燃料ノズル２５ａには、分岐した第２の燃料系統５２が接続した構成となっている。   In the present embodiment, the inner fuel nozzle 25a disposed corresponding to the outer burner inner peripheral portion 37a constituting the outer burner 37A disposed at the uppermost position has a branched second fuel system 52. Are connected.

そして、本実施例のガスタービン燃焼器２は図８に示した運転モードで運転される。図４に示した第１実施例のガスタービン燃焼器２の場合と相違するのは、ガスタービンを低負荷運転から負荷を増加させた部分負荷運転に切り替える際に運転モードＡから運転モードＢに切り替えた場合である。   And the gas turbine combustor 2 of a present Example is drive | operated by the operation mode shown in FIG. The difference from the case of the gas turbine combustor 2 of the first embodiment shown in FIG. 4 is that the operation mode A is changed to the operation mode B when the gas turbine is switched from the low load operation to the partial load operation in which the load is increased. This is the case when switching.

即ち、この場合、制御装置１００からの制御信号に基づいて中央バーナ３３に燃料を供給するための第１の燃料系統５１に設置した燃料流量調整弁６１の弁開度の操作に加えて、第２の燃料系統５２に設置した燃料流量調整弁６２の弁開度の操作を操作して前記３個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａに供給する燃料供給量を調節し、３個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａを燃焼して負荷を増加させた部分負荷運転の運転モードＢに切り替える。   That is, in this case, in addition to the operation of the valve opening degree of the fuel flow rate adjustment valve 61 installed in the first fuel system 51 for supplying fuel to the central burner 33 based on the control signal from the control device 100, the first The fuel flow rate adjustment valve 62 installed in the fuel system 52 of No. 2 is operated to open the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the three outer burners 37A. The fuel supply amount is adjusted to switch to the operation mode B of the partial load operation in which the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the three outer burners 37A is burned to increase the load.

このように中央バーナ３３と３個の外側バーナ３７Ａの内周側に位置する外側バーナ内周部３７ａのみに燃料を供給して燃焼させることで、燃料を供給する燃料ノズルの本数を少なく制限できるので、３個の外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａにおいて局所的に燃空比を高くすることができる。   In this way, by supplying fuel to only the outer burner inner peripheral portion 37a located on the inner peripheral side of the central burner 33 and the three outer burners 37A, the number of fuel nozzles for supplying fuel can be limited to a small number. Therefore, the fuel-air ratio can be locally increased in the outer burner inner peripheral portion 37a of the three outer burners 37A.

これによりガスタービン燃焼器２の燃焼室５に拡散火炎が形成され、周囲に多量の空気が流れていても未燃分の発生を抑制することができる。   Thereby, a diffusion flame is formed in the combustion chamber 5 of the gas turbine combustor 2, and generation of unburned matter can be suppressed even if a large amount of air flows around.

また、拡散火炎の周囲には３個の外側バーナ３７Ａの外周側に位置する外側バーナ外周部３８から空気が流れていることから、燃焼室５内に形成された火炎がライナに直接干渉することを妨げ、運転モードＣに切り替える直前の局所燃空比が高くなる条件でもメタル温度の上昇を防ぐことができる。   Further, since air flows from the outer burner outer peripheral portion 38 located on the outer peripheral side of the three outer burners 37A around the diffusion flame, the flame formed in the combustion chamber 5 directly interferes with the liner. And the rise in the metal temperature can be prevented even under the condition that the local fuel-air ratio immediately before switching to the operation mode C becomes high.

また、本実施例のガスタービン燃焼器２では、燃焼振動が発生した時に外側バーナ内周部３７ａと外側バーナ内周部３７ｂに供給する燃料流量に偏差を設け、隣り合うバーナの燃焼ガス温度を変えることによって、形成する火炎の燃焼速度を変えることができる。   Further, in the gas turbine combustor 2 of this embodiment, a deviation is provided in the fuel flow rate supplied to the outer burner inner peripheral portion 37a and the outer burner inner peripheral portion 37b when combustion vibration occurs, and the combustion gas temperature of the adjacent burner is set. By changing, it is possible to change the burning rate of the flame formed.

これにより、変動する周波数がずれるため、ガスタービン燃焼器２の燃焼器全体での圧力変動の増幅を防ぐことができる。本実施例のガスタービン燃焼器２では、６個の外側バーナ３７を構成する３個の外側バーナ３７Ａと３個の３個の外側バーナ３７Ｂとがすべて交互に配置されているため、より効果的に圧力変動の増幅を抑制することが可能となる。   Thereby, since the fluctuating frequency shifts, amplification of pressure fluctuation in the entire combustor of the gas turbine combustor 2 can be prevented. In the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, since the three outer burners 37A and the three three outer burners 37B constituting the six outer burners 37 are all alternately arranged, it is more effective. In addition, amplification of pressure fluctuation can be suppressed.

本実施例によれば、マルチバーナを搭載したガスタービン燃焼器において、ガスタービンの全負荷範囲に亘って燃焼安定性を確保し、かつ、ガスタービンの部分負荷条件下での未燃分の発生とライナメタル温度の上昇を共に抑制したガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法が実現できる。   According to this embodiment, in a gas turbine combustor equipped with a multi-burner, combustion stability is ensured over the entire load range of the gas turbine, and unburned components are generated under partial load conditions of the gas turbine. And a gas turbine combustor and an operation method of the gas turbine combustor that suppress both rises in the liner metal temperature.

本発明の第３実施例であるガスタービン燃焼器２について図９及び図１０を用いて説明する。   A gas turbine combustor 2 according to a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 9 and 10.

本実施例のガスタービン燃焼器２は、図１〜図５に示した第１実施例のガスタービン燃焼器２と基本的な構造及び作用効果は同じであるので、両者に共通した部分の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The gas turbine combustor 2 of the present embodiment has the same basic structure and operational effects as those of the gas turbine combustor 2 of the first embodiment shown in FIGS. Are omitted, and the differences will be described below.

図９に示した本実施例のガスタービン燃焼器２は、燃焼室から見たバーナの正面図であり、各バーナについて同一燃料系統で燃料を供給する領域を区分けして示している。   The gas turbine combustor 2 of the present embodiment shown in FIG. 9 is a front view of the burner as viewed from the combustion chamber, and shows a region in which fuel is supplied in the same fuel system for each burner.

図９に示した本実施例のガスタービン燃焼器２では、空気孔プレート３１の周辺領域に６個設置した外側バーナ３７は、図９に示したように、空気孔プレート３１の中心に位置する中央バーナ３３よりも下方となる斜め下方の両側の位置（火炎伝播管７６の近傍位置）に設置された前記特定の２個の外側バーナ３７Ａ、及び一番下の位置の外側バーナ３７Ａとの３個の外側バーナ３７Ａと、中央バーナ３３よりも上方となる中央バーナ３３の上方及び斜め上方に設置された３個の外側バーナ３７Ｂとから構成されて配置されている。   In the gas turbine combustor 2 of the present embodiment shown in FIG. 9, six outer burners 37 installed in the peripheral region of the air hole plate 31 are positioned at the center of the air hole plate 31 as shown in FIG. 9. 3 of the specific two outer burners 37A installed at the positions on both sides of the lower side lower than the center burner 33 (positions in the vicinity of the flame propagation pipe 76) and the outer burner 37A at the lowest position. Each of the outer burners 37 </ b> A and three outer burners 37 </ b> B disposed above and obliquely above the central burner 33, which is above the central burner 33, are arranged.

そして、本実施例のガスタービン燃焼器２は図１０に示した運転モードで運転される。図４に示した第１実施例のガスタービン燃焼器２の場合と相違するのは、ガスタービンを低負荷運転から負荷を増加させた部分負荷運転に切り替える際に運転モードＡから運転モードＢに切り替えた場合である。   And the gas turbine combustor 2 of a present Example is drive | operated by the operation mode shown in FIG. The difference from the case of the gas turbine combustor 2 of the first embodiment shown in FIG. 4 is that the operation mode A is changed to the operation mode B when the gas turbine is switched from the low load operation to the partial load operation in which the load is increased. This is the case when switching.

即ち、この場合、制御装置１００からの制御信号に基づいて中央バーナ３３に燃料を供給するための第１の燃料系統５１に設置した燃料流量調整弁６１の弁開度の操作に加えて、第２の燃料系統５２に設置した燃料流量調整弁６２の弁開度の操作を操作して前記３個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａに供給する燃料供給量を調節し、３個の外側バーナ３７Ａの内周側に設置した外側バーナ内周部３７ａの燃料ノズル２５ａを燃焼して負荷を増加させた部分負荷運転の運転モードＢに切り替える。   That is, in this case, in addition to the operation of the valve opening degree of the fuel flow rate adjustment valve 61 installed in the first fuel system 51 for supplying fuel to the central burner 33 based on the control signal from the control device 100, the first The fuel flow rate adjustment valve 62 installed in the fuel system 52 of No. 2 is operated to open the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the three outer burners 37A. The fuel supply amount is adjusted to switch to the operation mode B of the partial load operation in which the fuel nozzle 25a of the outer burner inner peripheral portion 37a installed on the inner peripheral side of the three outer burners 37A is burned to increase the load.

このように中央バーナ３３と３個の外側バーナ３７Ａの内周側に位置する外側バーナ内周部３７ａのみに燃料を供給して燃焼させることで、形成される火炎がお互いに近接しているため、火炎が周囲の空気により冷却される程度が緩和され、さらに未燃分の発生を抑制することが可能となる。   Since the fuel is supplied to and burned only to the outer burner inner peripheral portion 37a located on the inner peripheral side of the central burner 33 and the three outer burners 37A in this way, the formed flames are close to each other. The degree to which the flame is cooled by the surrounding air is alleviated, and generation of unburned content can be further suppressed.

本実施例によれば、マルチバーナを搭載したガスタービン燃焼器において、ガスタービンの全負荷範囲に亘って燃焼安定性を確保し、かつ、ガスタービンの部分負荷条件下での未燃分の発生とライナメタル温度の上昇を共に抑制したガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法が実現できる。   According to this embodiment, in a gas turbine combustor equipped with a multi-burner, combustion stability is ensured over the entire load range of the gas turbine, and unburned components are generated under partial load conditions of the gas turbine. And a gas turbine combustor and an operation method of the gas turbine combustor that suppress both rises in the liner metal temperature.

本発明の第４実施例であるガスタービン燃焼器２について図１１及び図１２を用いて説明する。   A gas turbine combustor 2 according to a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 11 and 12.

本実施例のガスタービン燃焼器２は、図１〜図５に示した第１実施例のガスタービン燃焼器２と基本的な構造及び作用効果は同じであるので、両者に共通した部分の説明は省略し、相違する部分について以下に説明する。   The gas turbine combustor 2 of the present embodiment has the same basic structure and operational effects as those of the gas turbine combustor 2 of the first embodiment shown in FIGS. Are omitted, and the differences will be described below.

本発明の第４実施例であるガスタービン燃焼器を図１１に示す。図１１に示した本実施例のガスタービン燃焼器２は、燃焼室から見たバーナの正面図である。また、各バーナについて同一燃料系統で燃料を供給する領域を区分けして示している。   A gas turbine combustor according to a fourth embodiment of the present invention is shown in FIG. The gas turbine combustor 2 of the present embodiment shown in FIG. 11 is a front view of the burner viewed from the combustion chamber. Moreover, the area | region which supplies a fuel by the same fuel system about each burner is divided and shown.

図１１に示した本実施例のガスタービン燃焼器２では、空気孔プレート３１の周辺領域に６個設置した外側バーナ３７は、図１１に示したように、空気孔プレート３１の中心に位置する中央バーナ３３よりも下方となる斜め下方の両側の位置（火炎伝播管７６の近傍位置）に設置された前記特定の２個の外側バーナ３７Ａと、中央バーナ３３の上方及び下方にそれぞれ設置された２個の外側バーナ３７Ｂ、及び中央バーナ３３の斜め上方に設置された２個の外側バーナ３７Ｂとの合計４個の外側バーナ３７Ｂとから構成されて配置されている。   In the gas turbine combustor 2 of this embodiment shown in FIG. 11, six outer burners 37 installed in the peripheral region of the air hole plate 31 are located at the center of the air hole plate 31 as shown in FIG. 11. The specific two outer burners 37 </ b> A installed at positions on both sides of the lower side of the center burner 33 (positions near the flame propagation pipe 76), and above and below the center burner 33, respectively. A total of four outer burners 37B including two outer burners 37B and two outer burners 37B installed obliquely above the central burner 33 are arranged.

更に、本実施例のガスタービン燃焼器２におけるバーナは、中央バーナ３３と、２個の外側バーナ３７Ａ及び４個の外側バーナ３７Ｂに共に、空気孔が円周上に４列配置されており、それに対応して燃料ノズルが４列配置される。そのうち、外側バーナ３７Ａ及び外側バーナ３７Ｂは、中心から２列目までの空気孔を同じ群として制御している。   Further, the burner in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment has four rows of air holes on the circumference in the central burner 33, the two outer burners 37A and the four outer burners 37B. Correspondingly, four rows of fuel nozzles are arranged. Among them, the outer burner 37A and the outer burner 37B control the air holes from the center to the second row as the same group.

そして、本実施例のガスタービン燃焼器２は、図４に示した第１実施例のガスタービン燃焼器２の運転モードと同様に、図１２に示した運転モードで運転される。   And the gas turbine combustor 2 of a present Example is drive | operated by the operation mode shown in FIG. 12 similarly to the operation mode of the gas turbine combustor 2 of 1st Example shown in FIG.

高出力のガスタービン装置に搭載するガスタービン燃焼器は１缶当たりのサイズが大きくなるが、空気孔や燃料ノズルを拡大せず、本実施例のガスタービン燃焼器２のようにノズルの個数を増やすことによって燃料と空気の境界面を増加させ、燃料と空気の混合を促進することができる。そして、均一予混合燃焼を達成することによって低ＮＯｘ燃焼を実現することができる。   The gas turbine combustor mounted on the high-power gas turbine apparatus has a larger size per can, but does not expand the air holes and the fuel nozzles, and the number of nozzles is reduced as in the gas turbine combustor 2 of this embodiment. By increasing the number, the interface between the fuel and air can be increased, and the mixing of fuel and air can be promoted. And low NOx combustion is realizable by achieving uniform premix combustion.

一つあたりのバーナの大きさが拡大し列数が増加した場合、中心の１列のみを保炎点とすると火炎を安定に保持できない場合が考えられる。   When the size of one burner is increased and the number of rows is increased, if only one central row is set as the flame holding point, there may be a case where the flame cannot be stably held.

しかし、本実施例のガスタービン燃焼器２においては、外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａ及び外側バーナ３７Ｂの外側バーナ内周部３７ｂの空気孔の配列を共に２列とし、保炎領域を拡大することで安定に火炎を保持することができる。   However, in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, the arrangement of the air holes in the outer burner inner peripheral portion 37a of the outer burner 37A and the outer burner inner peripheral portion 37b of the outer burner 37B are both arranged in two rows, and the flame holding region is set. By enlarging, the flame can be held stably.

本実施例のガスタービン燃焼器２のように、外側バーナ３７Ａの外側バーナ内周部３７ａ及び外側バーナ３７Ｂの外側バーナ内周部３７ｂの空気孔の配列を２列とすることにより部分負荷条件での局所燃空比が下がるが、ガスタービン全体の燃料流量は増加しており、拡散的に燃焼させることができるため未燃分の排出を抑制することが可能となる。   As in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment, the arrangement of the air holes in the outer burner inner peripheral portion 37a of the outer burner 37A and the outer burner inner peripheral portion 37b of the outer burner 37B is set to two rows so as to satisfy partial load conditions. However, since the fuel flow rate of the gas turbine as a whole is increased and can be burnt diffusively, it is possible to suppress discharge of unburned fuel.

本実施例によれば、マルチバーナを搭載したガスタービン燃焼器において、ガスタービンの全負荷範囲に亘って燃焼安定性を確保し、かつ、ガスタービンの部分負荷条件下での未燃分の発生とライナメタル温度の上昇を共に抑制したガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法が実現できる。   According to this embodiment, in a gas turbine combustor equipped with a multi-burner, combustion stability is ensured over the entire load range of the gas turbine, and unburned components are generated under partial load conditions of the gas turbine. And a gas turbine combustor and an operation method of the gas turbine combustor that suppress both rises in the liner metal temperature.

本発明はマルチバーナを搭載したガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の運転方法に適用可能である。   The present invention is applicable to a gas turbine combustor equipped with a multi-burner and a method for operating the gas turbine combustor.

１：圧縮機、２：ガスタービン燃焼器、３：タービン、４：ケーシング、５：燃焼室、６：マルチバーナ、７：シャフト、８：発電機、９：ガスタービンプラント、１０：燃焼器ライナ、１１：フロースリーブ、１２：尾筒内筒、１３：尾筒外筒、１５：吸い込み空気、１６：高圧空気、１７：燃焼用空気、１８：高温燃焼ガス、１９：排気ガス、２３：燃料ノズルヘッダ、２５：燃料ノズル、２５ａ、２５ｂ：燃料ノズル、３１：空気孔プレート、３２：空気孔、３３：中央バーナ、３３ａ：中央バーナ内周部、３３ｂ：中央バーナ外周部、３７：外側バーナ、３７Ａ、３７Ｂ：外側バーナ、３７ａ、３７ｂ：外側バーナ内周部、３８：外側バーナ外周部、４０：旋回流、４１：循環流、４２：火炎、５０：燃料、５１：第１の燃料系統、５２：第２の燃料系統、５３：第３の燃料系統、５４：第４の燃料系統、６０：燃料遮断弁、６１〜６４：燃料流量調節弁、７６：火炎伝播管、７７：点火栓、１００：制御装置。   1: compressor, 2: gas turbine combustor, 3: turbine, 4: casing, 5: combustion chamber, 6: multiburner, 7: shaft, 8: generator, 9: gas turbine plant, 10: combustor liner 11: flow sleeve, 12: tail cylinder inner cylinder, 13: tail cylinder outer cylinder, 15: intake air, 16: high pressure air, 17: combustion air, 18: high temperature combustion gas, 19: exhaust gas, 23: fuel Nozzle header, 25: Fuel nozzle, 25a, 25b: Fuel nozzle, 31: Air hole plate, 32: Air hole, 33: Central burner, 33a: Inner peripheral part of central burner, 33b: Outer peripheral part of central burner, 37: Outer burner 37A, 37B: outer burner, 37a, 37b: outer burner inner periphery, 38: outer burner outer periphery, 40: swirl flow, 41: circulation flow, 42: flame, 50: fuel, 51: first fuel system , 2: second fuel system, 53: third fuel system, 54: fourth fuel system, 60: fuel shutoff valve, 61-64: fuel flow control valve, 76: flame propagation pipe, 77: spark plug, 100: Control device.

Claims (6)

供給された燃料と供給された空気とを混合して燃焼して燃焼ガスを生成する燃焼室と、
前記燃焼室の上流側に位置し空気を供給する複数の空気孔を形成した空気孔プレートと、
前記空気孔プレートに形成した複数の空気孔に燃料を供給する複数の燃料ノズルを備え、
前記空気孔の一つと前記燃料ノズルの一つが対となるように前記燃料ノズルの下流側の位置に前記空気孔が配設されており、
対となった複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔とから構成されるバーナを複数備え、
これらの複数のバーナはガスタービン燃焼器の軸中心に配置した中央バーナと、この中央バーナの周囲に複数個設置した外側バーナとから構成され、
前記中央バーナには、該中央バーナの燃料ノズルに燃料を供給する第１の燃料供給系統が配設され、
前記複数個の外側バーナには、前記外側バーナのうちの特定の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部の燃料ノズルに燃料を供給する第２の燃料供給系統が配設され、
前記複数個の外側バーナには、前記特定の外側バーナ以外の前記外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部の燃料ノズルに燃料を供給する第３の燃料供給系統が配設され、
前記複数個の外側バーナには、前記外側バーナの外周側の領域となる外側バーナ外周部の燃料ノズルに燃料を供給する第４の燃料供給系統が配設され、
低負荷、或いは部分負荷となるガスタービンの運転条件では、前記中央バーナの燃料ノズル、もしくは前記中央バーナの燃料ノズルと複数個の外側バーナのうちの特定の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に配置された燃料ノズルに前記ガスタービンの運転条件に基づいて選択した前記第１乃至第４の燃料供給系統を通じて燃料を供給するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 A combustion chamber that mixes the supplied fuel and the supplied air and burns to produce combustion gas;
An air hole plate which is located upstream of the combustion chamber and has a plurality of air holes for supplying air;
A plurality of fuel nozzles for supplying fuel to the plurality of air holes formed in the air hole plate;
The air hole is disposed at a position downstream of the fuel nozzle so that one of the air hole and one of the fuel nozzle are paired,
Comprising a plurality of burners comprising a plurality of fuel nozzles and a plurality of air holes in pairs;
The plurality of burners are composed of a central burner arranged at the axial center of the gas turbine combustor and an outer burner installed around the central burner.
The central burner is provided with a first fuel supply system for supplying fuel to a fuel nozzle of the central burner,
The plurality of outer burners is provided with a second fuel supply system that supplies fuel to the fuel nozzles in the inner peripheral portion of the outer burner that is the inner peripheral region of the specific outer burner of the outer burners. ,
The plurality of outer burners is provided with a third fuel supply system that supplies fuel to the fuel nozzles in the inner peripheral portion of the outer burner that is the inner peripheral region of the outer burner other than the specific outer burner. ,
The plurality of outer burners is provided with a fourth fuel supply system that supplies fuel to the fuel nozzles on the outer peripheral portion of the outer burner that is the outer peripheral region of the outer burner,
Under the operating condition of the gas turbine that is a low load or a partial load, the fuel nozzle of the central burner, or the fuel nozzle of the central burner and a region on the inner peripheral side of a specific outer burner among the plurality of outer burners Gas turbine combustion characterized in that fuel is arranged to be supplied to fuel nozzles arranged on the inner periphery of the outer burner through the first to fourth fuel supply systems selected based on the operating conditions of the gas turbine. vessel. 請求項１に記載のガスタービン燃焼器において、
複数個の外側バーナは、第２の燃料供給系統を通じて燃料が供給される第１の外側バーナ内周部を備えた特定の外側バーナと、第３の燃料供給系統から燃料が供給される第２の外側バーナ内周部を備えた他の外側バーナとの２つの群に区分されて配設されており、
複数個の全ての外側バーナは、該外側バーナの外周部に外側バーナ外周部を備えさせて、前記外側バーナ外周部を一つの群として第４の燃料供給系統を通じて燃料を供給するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 1.
The plurality of outer burners includes a specific outer burner having a first outer burner inner periphery to which fuel is supplied through the second fuel supply system, and a second fuel to which fuel is supplied from the third fuel supply system. Are arranged in two groups with other outer burners having an inner periphery of the outer burner,
All of the plurality of outer burners are configured such that an outer burner outer peripheral portion is provided on the outer peripheral portion of the outer burner, and fuel is supplied through a fourth fuel supply system with the outer burner outer peripheral portion as a group. A gas turbine combustor. 請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、
第２の燃料供給系統を通じて燃料が供給される第１の外側バーナ内周部を備えた特定の外側バーナとは、複数個設置された外側バーナのうち、隣接したガスタービン燃焼器を繋なぐ火炎伝播管の近傍に配置された外側バーナであることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 2.
The specific outer burner having the inner periphery of the first outer burner to which fuel is supplied through the second fuel supply system is a flame that connects adjacent gas turbine combustors among a plurality of outer burners installed. A gas turbine combustor comprising an outer burner disposed in the vicinity of a propagation tube. 請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、
第２の燃料供給系統を通じて燃料が供給される第１の外側バーナ内周部を備えた特定の外側バーナは、第３の燃料供給系統を通じて燃料が供給される第２の外側バーナ内周部を備えた他の外側バーナと、互い違いに配設されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 2.
The specific outer burner having the first outer burner inner periphery to which fuel is supplied through the second fuel supply system has the second outer burner inner periphery to which fuel is supplied through the third fuel supply system. A gas turbine combustor, wherein the gas turbine combustor is arranged alternately with other outer burners. 請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、
ガスタービン燃焼器は複数設置されており、
ガスタービン燃焼器を着火する場合に、着火するガスタービン燃焼器に設置された中央バーナと、この着火するガスタービン燃焼器に隣接したガスタービン燃焼器を繋なぐ火炎伝播管の近傍に配置された外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に燃料を供給するように構成したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 2.
There are several gas turbine combustors installed.
When the gas turbine combustor is ignited, it is arranged near the flame propagation tube that connects the central burner installed in the gas turbine combustor to be ignited and the gas turbine combustor adjacent to the gas turbine combustor to be ignited. A gas turbine combustor configured to supply fuel to an inner peripheral portion of an outer burner that is an inner peripheral region of the outer burner. 供給された燃料と供給された空気とを混合して燃焼して燃焼ガスを生成する燃焼室と、前記燃焼室の上流側に位置し空気を供給する複数の空気孔を形成した空気孔プレートと、前記空気孔プレートに形成した複数の空気孔に燃料を供給する複数の燃料ノズルを備え、前記空気孔の一つと前記燃料ノズルの一つが対となるように前記燃料ノズルの下流側の位置に前記空気孔が配設されており、対となった複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔とから構成されるバーナを複数備え、これらの複数のバーナはガスタービン燃焼器の軸中心に配置した中央バーナと、この中央バーナの周囲に複数個設置した外側バーナとから構成され、前記中央バーナには、該中央バーナの燃料ノズルに燃料を供給する第１の燃料供給系統が配設され、
前記複数個の外側バーナには、前記外側バーナのうちの特定の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部の燃料ノズルに燃料を供給する第２の燃料供給系統が配設され、
前記複数個の外側バーナには、前記特定の外側バーナ以外の前記外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部の燃料ノズルに燃料を供給する第３の燃料供給系統が配設され、
前記複数個の外側バーナには、前記外側バーナの外周側の領域となる外側バーナ外周部の燃料ノズルに燃料を供給する第４の燃料供給系統が配設された構成のガスタービン燃焼器の運転方法において、
ガスタービンの負荷が低負荷から増加して全負荷に至るまでの各段階のガスタービンの運転条件で次のようにバーナに燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させることを特徴とするガスタービン燃焼器の運転方法。
低負荷のガスタービンの運転条件では前記中央バーナに配置された燃料ノズルに第１の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させ、
前記低負荷のガスタービンよりも負荷が増加した部分負荷のガスタービンの運転条件では、更に、複数個設置された外側バーナのうちの特定の外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に配置された燃料ノズルに第２の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させ、
前記部分負荷のガスタービンよりも更に負荷が増加した部分負荷のガスタービンの運転条件では、更に、特定の外側バーナを除いた複数個設置された他の全ての外側バーナの内周側の領域となる外側バーナ内周部に配置された燃料ノズルに第３の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させ、
更に負荷が増加した全負荷のガスタービンの運転条件では、更に、全ての外側バーナの外周側の領域となる外側バーナ外周部に配置された燃料ノズルに第４の燃料供給系統を通じて燃料を供給してガスタービン燃焼器を燃焼させるようにした。 A combustion chamber that mixes the supplied fuel and the supplied air and burns to generate combustion gas; and an air hole plate that is located upstream of the combustion chamber and has a plurality of air holes for supplying air. A plurality of fuel nozzles for supplying fuel to the plurality of air holes formed in the air hole plate, and at a position downstream of the fuel nozzle so that one of the air holes and one of the fuel nozzles are paired. The air holes are provided, and a plurality of burners including a plurality of the fuel nozzles and a plurality of the air holes which are paired are provided, and the plurality of burners are arranged at the axial center of the gas turbine combustor. And a first fuel supply system for supplying fuel to the fuel nozzles of the central burner is disposed in the central burner.
The plurality of outer burners is provided with a second fuel supply system that supplies fuel to the fuel nozzles in the inner peripheral portion of the outer burner that is the inner peripheral region of the specific outer burner of the outer burners. ,
The plurality of outer burners is provided with a third fuel supply system that supplies fuel to the fuel nozzles in the inner peripheral portion of the outer burner that is the inner peripheral region of the outer burner other than the specific outer burner. ,
The operation of the gas turbine combustor having a configuration in which the plurality of outer burners are provided with a fourth fuel supply system for supplying fuel to the fuel nozzles on the outer peripheral portion of the outer burner, which is a region on the outer peripheral side of the outer burner. In the method
A gas characterized in that the gas turbine combustor is burned by supplying fuel to the burner under the operating conditions of the gas turbine at each stage from the low load to the full load until the gas turbine load increases to the full load. Turbine combustor operation method.
Under the operating condition of the low-load gas turbine, fuel is supplied to the fuel nozzle disposed in the central burner through the first fuel supply system to burn the gas turbine combustor,
In the operating condition of the partial load gas turbine in which the load is increased as compared with the low load gas turbine, the inner circumference of the outer burner that is the inner circumferential side region of the specific outer burner among the plurality of outer burners installed Fuel is supplied to the fuel nozzle disposed in the section through the second fuel supply system to burn the gas turbine combustor,
In the operating condition of the partial load gas turbine in which the load is further increased as compared with the partial load gas turbine, a region on the inner peripheral side of a plurality of other outer burners installed except for the specific outer burner A fuel nozzle disposed in the inner periphery of the outer burner is supplied through a third fuel supply system to burn the gas turbine combustor,
Under the operating conditions of the full-load gas turbine with further increased load, fuel is further supplied through the fourth fuel supply system to the fuel nozzles arranged on the outer peripheral portion of the outer burner, which is the outer peripheral region of all the outer burners. The gas turbine combustor was made to burn.
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