JP2012215127A - Gas turbine control device, gas turbine, and gas turbine control method - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine control device, a gas turbine, and a gas turbine control method.
ガスタービンは、タービンを駆動させるための燃焼ガスを生成する燃焼器に生じる、燃焼振動や火炎消失等の不安定燃焼を防止することが重要である。 In the gas turbine, it is important to prevent unstable combustion such as combustion vibration and flame disappearance generated in a combustor that generates combustion gas for driving the turbine.
上記のことに関連して、特許文献1には、プラントデータ及び気象データから燃焼器の内圧変動を数式モデル化し、該数式モデルに内圧変動の制限値を適用して燃焼振動の発生しやすい領域を求め、その結果を出力することによって、ガスタービンの燃焼器で発生する燃焼振動を数式モデルにより予測することにより、燃焼制御系調整を容易化すると共に、運転中においては燃焼振動発生を早期に検知する技術が記載されている。
また、特許文献2には、発電機出力の入力装置からの発電機出力と車室内空気圧力の入力装置からの圧力を基に発生させた関数との比に対応した燃料比率制御信号を、圧縮機オンライン翼洗浄実施、大気湿度、燃料成分、大気圧力の変化、タービンの劣化、及び発電機出力の変化率によって補正することで、パイロット燃料とメイン燃料との燃料比率を細く制御し、ガスタービンの燃焼器における安定燃焼を維持する技術が記載されている。
In relation to the above, Patent Document 1 discloses an area in which combustion vibration is likely to occur by modeling the internal pressure fluctuation of the combustor from plant data and weather data, and applying the limit value of the internal pressure fluctuation to the mathematical model. And predicting the combustion vibration generated in the combustor of the gas turbine by a mathematical model, facilitating adjustment of the combustion control system and early generation of combustion vibration during operation. The technology to detect is described.
In Patent Document 2, a fuel ratio control signal corresponding to a ratio between a generator output from an input device for generator output and a function generated based on a pressure from an input device for cabin air pressure is compressed. On-line blade cleaning implementation, atmospheric humidity, fuel composition, atmospheric pressure change, turbine deterioration, and generator output change rate are corrected to finely control the fuel ratio between pilot fuel and main fuel, gas turbine A technique for maintaining stable combustion in a combustor is described.
ここで、大気圧の上昇に伴い、燃焼器に不安定燃焼が生じる場合があった。
特許文献1には、燃焼器の内圧変動の数式モデルに気象データ(大気温度、大気圧力、湿度等)を用いることが記載され、特許文献2には、大気圧力の変化も用いて、燃料比率を制御することが記載されているものの、特許文献1,2には、大気圧の上昇に伴う不安定燃焼を防止する具体的な手段までは言及されていない。
Here, as the atmospheric pressure increases, unstable combustion may occur in the combustor.
Patent Document 1 describes the use of meteorological data (atmospheric temperature, atmospheric pressure, humidity, etc.) as a mathematical model of the internal pressure fluctuation of the combustor, and Patent Document 2 describes the fuel ratio using changes in atmospheric pressure. However, Patent Documents 1 and 2 do not mention any specific means for preventing unstable combustion accompanying an increase in atmospheric pressure.
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができるガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of such circumstances, and is a gas turbine control device, a gas turbine, and a gas turbine control capable of preventing unstable combustion of a combustor accompanying an increase in atmospheric pressure. It aims to provide a method.
上記課題を解決するために、本発明のガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法は以下の手段を採用する。 In order to solve the above problems, the gas turbine control device, gas turbine, and gas turbine control method of the present invention employ the following means.
すなわち、本発明に係るガスタービンの制御装置は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンの制御装置であって、大気圧を測定する大気圧測定手段と、前記大気圧測定手段によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、前記パイロット燃料の比率を制御対象とし、該比率を増加させる増加制御を実行する制御手段と、を備える。 That is, the control device for a gas turbine according to the present invention combusts pilot fuel and main fuel using a compressor that compresses the introduced air to generate compressed air, and the compressed air introduced from the compressor. A control device for a gas turbine comprising a combustor that generates combustion gas and a turbine that is driven by the combustion gas, the atmospheric pressure measuring means for measuring atmospheric pressure, and the atmospheric pressure measuring means And a control means for executing an increase control for increasing the ratio when the ratio of the pilot fuel is a control target when the atmospheric pressure is higher than a reference value.
本発明によれば、ガスタービンの制御装置は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、圧縮機から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンを制御する。 According to the present invention, a control device for a gas turbine compresses intake air to generate compressed air, and uses the compressed air introduced from the compressor to burn pilot fuel and main fuel. A gas turbine including a combustor that generates combustion gas and a turbine driven by the combustion gas is controlled.
ここで、大気圧が低いと空気の密度が低くなり、燃焼器の吸込空気である圧縮空気の質量流量が下がる。しかし、ガスタービンは、出力を保つ必要があるため、ガスタービンの負荷に応じて燃焼器へ燃料が流入することとなる。そのため、燃料に対して空気が少なくなるので、燃空比が上がり、窒素酸化物(NOx)の量が上昇する。
ガスタービンは、NOxが上昇するとNOxを補償値に下げる必要がある。そのため、ガスタービンはパイロット比を下げることによって、NOxを下げる。パイロット燃料による火炎は、拡散燃焼であり、発生するNOxの量が多いためである。その後、大気圧が上昇すると、燃焼器の吸込空気の質量流量が上昇するので、燃空比が下がり、NOxも下がる。しかし、パイロット比が必要以上に下がっていると、火種であるパイロット燃料の火炎が小さいので、燃焼器は、燃焼が不安定になり、部分的に火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。
Here, when the atmospheric pressure is low, the density of the air is lowered, and the mass flow rate of the compressed air that is the intake air of the combustor is lowered. However, since the gas turbine needs to maintain its output, the fuel flows into the combustor according to the load of the gas turbine. As a result, the air is reduced relative to the fuel, the fuel-air ratio is increased, and the amount of nitrogen oxide (NOx) is increased.
The gas turbine needs to reduce NOx to a compensation value when NOx increases. Therefore, the gas turbine reduces NOx by lowering the pilot ratio. This is because the flame by the pilot fuel is diffusion combustion and the amount of NOx generated is large. Thereafter, when the atmospheric pressure increases, the mass flow rate of the intake air of the combustor increases, so the fuel-air ratio decreases and NOx also decreases. However, if the pilot ratio is lowered more than necessary, the flame of the pilot fuel, which is a fire type, is small, so that the combustor becomes unstable in combustion, and part of the flame disappears, that is, unstable combustion easily occurs. .
そこで、本発明は、大気圧を測定し、測定した大気圧が基準値以上の場合に、パイロット燃料の比率を増加させる増加制御を実行する。 Therefore, the present invention measures the atmospheric pressure, and executes an increase control for increasing the ratio of the pilot fuel when the measured atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value.
従って、本発明は、大気圧の上昇と共にパイロット比を増加させるので、火種であるパイロット燃料による火炎が小さくなることを抑制でき、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができる。 Accordingly, the present invention increases the pilot ratio as the atmospheric pressure rises, so that it is possible to suppress the reduction of the flame caused by the pilot fuel, which is a fire type, and to prevent unstable combustion of the combustor accompanying the increase in atmospheric pressure. it can.
また、本発明に係るガスタービンの制御装置は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃焼器車室内に配置され、前記圧縮機から該燃焼器車室へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンの制御装置であって、前記燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、前記燃焼器における燃焼領域をバイパスして前記燃焼器の下流側に位置する尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁と、大気圧を測定する大気圧測定手段と、前記大気圧測定手段によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、前記バイパス弁の開度を制御対象とし、該開度を増加させる増加制御を実行する制御手段と、を備える。 In addition, a control device for a gas turbine according to the present invention is disposed in a combustor casing, and is introduced from the compressor into the combustor casing. A control device for a gas turbine, comprising: a combustor that generates combustion gas by burning fuel using compressed air; and a turbine that is driven by the combustion gas, and is introduced into the combustor casing. A bypass valve that opens and closes a bypass flow path for introducing compressed air into a tail cylinder located downstream of the combustor by bypassing a combustion region in the combustor, and an atmospheric pressure measuring means that measures atmospheric pressure; And a control means for executing an increase control for increasing the opening degree when the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measuring means is equal to or higher than a reference value.
本発明によれば、ガスタービンの制御装置は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃焼器車室内に配置され、圧縮機から該燃焼器車室へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンを制御する。 According to the present invention, a control device for a gas turbine includes a compressor that compresses intake air to generate compressed air, and a compressor that is disposed in the combustor casing and is introduced from the compressor into the combustor casing. A gas turbine including a combustor that generates combustion gas by burning fuel using air and a turbine driven by the combustion gas is controlled.
ここで、大気圧が上昇すると燃焼器車室の圧力が上昇する。燃焼器車室の圧力が高いと、燃焼器へ供給される燃料の圧力も上昇するため、燃料が圧縮され、燃料の密度が上昇する(燃料マニホールド圧力の上昇)。そのため、燃焼器へ燃料を供給する燃料供給弁の開度が小さくても、すなわち、燃料供給弁の開度指令値(CSO)が小さくても、燃焼器には、大気圧が低い場合に比べて、燃料がより多く流入し、必要な発熱量分の燃料が供給されることとなる。
そのため、大気圧が上昇すると、CSOは下がることとなる。その結果、燃焼器への燃料流量が少なくなる一方、空気流量が多くなるため、燃空比が下がり、燃焼器は、火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。
Here, when the atmospheric pressure rises, the pressure in the combustor compartment rises. When the pressure in the combustor casing is high, the pressure of the fuel supplied to the combustor also increases, so that the fuel is compressed and the density of the fuel increases (increase in fuel manifold pressure). Therefore, even if the opening degree of the fuel supply valve that supplies fuel to the combustor is small, that is, the opening degree command value (CSO) of the fuel supply valve is small, the combustor has a lower atmospheric pressure than the case where the atmospheric pressure is low. As a result, a larger amount of fuel flows in and fuel for the required amount of heat generation is supplied.
Therefore, when atmospheric pressure rises, CSO will fall. As a result, the fuel flow rate to the combustor decreases, while the air flow rate increases, so the fuel-air ratio decreases, and the combustor is more susceptible to flame disappearance, that is, unstable combustion.
そこで、本発明は、大気圧を測定し、測定した大気圧が基準値以上の場合に、燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、燃焼器における燃焼領域をバイパスして尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁の開度を増加させる増加制御を実行する。 Therefore, the present invention measures the atmospheric pressure, and when the measured atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value, introduces the compressed air introduced into the combustor casing into the tail cylinder, bypassing the combustion region in the combustor. Increase control for increasing the opening degree of the bypass valve that opens and closes the bypass flow path is executed.
従って、本発明は、燃焼器車室内の圧縮空気の一部が燃焼領域をバイパスするので、燃焼領域に導入される圧縮空気が減少し、燃空比が相対的に上昇するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができる。 Therefore, according to the present invention, since a part of the compressed air in the combustor cabin bypasses the combustion region, the compressed air introduced into the combustion region is reduced and the fuel-air ratio is relatively increased. Unstable combustion of the combustor accompanying the rise can be prevented.
また、本発明のガスタービンの制御装置は、前記制御手段が、前記大気圧に応じて、前記制御対象の増加量を制御する。 In the gas turbine control device of the present invention, the control means controls the amount of increase of the control target according to the atmospheric pressure.
本発明によれば、大気圧に応じて、制御対象の増加量が制御されるので、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 According to the present invention, since the increase amount of the control target is controlled according to the atmospheric pressure, unstable combustion of the combustor accompanying the increase in the atmospheric pressure can be more reliably prevented.
また、本発明のガスタービンの制御装置は、前記制御手段が、前記ガスタービンの出力に応じて、前記制御対象の増加量を制御する。 In the gas turbine control device of the present invention, the control means controls the amount of increase of the control target according to the output of the gas turbine.
本発明によれば、ガスタービンの出力に応じて、制御対象の増加量が制御されるので、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 According to the present invention, since the increase amount of the controlled object is controlled according to the output of the gas turbine, it is possible to more reliably prevent unstable combustion of the combustor accompanying the increase in atmospheric pressure.
また、本発明のガスタービンの制御装置は、前記制御手段が、前記ガスタービンの負荷が部分負荷の場合、前記増加制御を実行しない。 In the gas turbine control device of the present invention, the control means does not execute the increase control when the load of the gas turbine is a partial load.
ガスタービンの負荷が低い場合は、パイロット比、すなわち火種が大きいため、大気圧の上昇の影響は小さい。そのため、本発明は、ガスタービンの負荷が部分負荷の場合には増加制御を実行しないので、燃焼器の不安定燃焼を効率良く防止することができる。 When the load of the gas turbine is low, the pilot ratio, that is, the fire type is large, so the influence of the increase in atmospheric pressure is small. Therefore, the present invention does not execute the increase control when the load of the gas turbine is a partial load, so that unstable combustion of the combustor can be efficiently prevented.
一方、本発明に係るガスタービンは、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃焼器車室内に配置され、前記圧縮機から該燃焼器車室へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、上記記載のガスタービンの制御装置と、を備える。 On the other hand, a gas turbine according to the present invention includes a compressor that compresses intake air to generate compressed air and a combustor casing, and the compressed air introduced from the compressor into the combustor casing. And a combustor that generates combustion gas by burning the fuel, a turbine driven by the combustion gas, and the gas turbine control device described above.
さらに、本発明に係るガスタービンの制御方法は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンの制御方法であって、大気圧を測定する第1工程と、測定した大気圧が基準値以上の場合に、前記パイロット燃料の比率を増加させる第2工程と、を含む。 Furthermore, the method for controlling a gas turbine according to the present invention includes a compressor that compresses intake air to generate compressed air, and burns pilot fuel and main fuel using the compressed air introduced from the compressor. A gas turbine control method comprising a combustor that generates combustion gas and a turbine driven by the combustion gas, wherein the first step of measuring atmospheric pressure, and the measured atmospheric pressure exceeds a reference value In this case, a second step of increasing the ratio of the pilot fuel is included.
また、本発明に係るガスタービンの制御方法は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃焼器車室内に配置され、前記圧縮機から該燃焼器車室へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンの制御方法であって、大気圧を測定する第1工程と、測定した大気圧が基準値以上の場合に、前記燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、前記燃焼器における燃焼領域をバイパスして前記燃焼器の下流側に位置する尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁の開度を増加させる第2工程と、を含む。 The gas turbine control method according to the present invention includes a compressor that compresses the introduced air to generate compressed air, and is disposed in the combustor casing, and is introduced from the compressor into the combustor casing. A gas turbine control method comprising: a combustor that generates combustion gas by burning fuel using compressed air; and a turbine driven by the combustion gas, the first step of measuring atmospheric pressure; When the measured atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value, the compressed air introduced into the combustor casing is introduced into a transition piece located on the downstream side of the combustor, bypassing the combustion region in the combustor. A second step of increasing the opening of the bypass valve that opens and closes the bypass flow path.
本発明によれば、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができる、という優れた効果を有する。 According to the present invention, there is an excellent effect that unstable combustion of a combustor accompanying an increase in atmospheric pressure can be prevented.
以下に、本発明に係るガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法の一実施形態について、図面を参照して説明する。 Hereinafter, an embodiment of a gas turbine control device, a gas turbine, and a gas turbine control method according to the present invention will be described with reference to the drawings.
〔第1実施形態〕
以下、本発明の第1実施形態について説明する。
[First Embodiment]
The first embodiment of the present invention will be described below.
図1は、第1実施形態に係るガスタービンプラント10の全体構成図である。ガスタービンプラント10は、ガスタービン12及び発電機14を備える。
FIG. 1 is an overall configuration diagram of a
ガスタービン12は、圧縮機20、燃焼器22、及びタービン24を備える。
圧縮機20は、回転軸26により駆動されることで、空気取込口から取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する。燃焼器22は、燃焼器車室28(図5参照)内に配置され、圧縮機20から燃焼器車室28へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる。タービン24は、燃焼器22で発生した燃焼ガスによって回転駆動する。
燃焼器車室28と燃焼器22との間にはバイパス流路30が設けられており、バイパス流路30は、バイパス弁32を開くことにより、燃焼器車室28内の空気を燃焼器22の下流側に位置する尾筒96(図5参照)に圧縮空気を導入する流路となる。また、圧縮機20とタービン24との間には、圧縮機20からタービン24へ冷却用の空気を導入させるための抽気管34が設けられている。
The
The
A
なお、タービン24、圧縮機20、及び発電機14は、回転軸26によって連結され、タービン24に生じる回転駆動力は、回転軸26によって圧縮機20及び発電機14に伝達される。そして、発電機14は、タービン24の回転駆動力によって発電し、発電した電力を商用電力系統へ供給する。
The
また、燃焼器22には、パイロットノズル36及びメインノズル38が設けられている。メインノズル38は、例えばパイロットノズル36を取り囲むように複数(例えば8本、図示省略)設けられている。パイロットノズル36には、圧力調整弁40Aで流量調整弁42A前後の差圧が調整され、流量調整弁42Aで流量が調整されたパイロット燃料が供給される。一方、メインノズル38には、圧力調整弁40Bで流量調整弁42B前後の差圧が調整され、流量調整弁42Bで流量が調整されたメイン燃料が供給される。
そして、燃焼器22は、パイロットノズル36から供給されたパイロット燃料とメインノズル38から供給されたメイン燃料を、圧縮空気を用いて燃焼させる。
The
The
ガスタービン制御装置44は、燃料弁制御部46及びバイパス弁制御部48を備える。
The gas
燃料弁制御部46は、ガスタービン12の運転状態及び温度状態に関する状態量を入力信号として取得し、該入力信号に基づいて燃焼器22に供給する燃料流量を制御するためのCSO(Control Signal Output:弁開度指令値)を算出する。運転状態に関する状態量としては、例えばガスタービン12の出力や回転数が一例として挙げられ、温度状態に関する状態量としては、例えば排ガス温度が一例として挙げられる。すなわち、CSOは、ガスタービン12の出力と比例関係にある。
The fuel
そして、燃料弁制御部46は、CSOに基づいて、パイロット燃料流量に応じた流量調整弁42Aの開度を示した開度指令値(PLCSO)及びメイン燃料流量に応じた流量調整弁42Bの開度を示した開度指令値(MCSO)を算出し、PLCSOに基づいて流量調整弁42Aの開度を制御し、MCSOに基づいて流量調整弁42Bの開度を制御する。なお、全燃料流量(本第1実施形態ではパイロット燃料流量とメイン燃料流量との和)に対するパイロット燃料流量の比をパイロット比といい、全燃料流量に対するメイン燃料流量の比をメイン比という。
Based on the CSO, the fuel
さらに、燃料弁制御部46は、パイロット燃料の流量調整弁42A及びメイン燃料の流量調整弁42B前後の差圧が所定の値となるように圧力調整弁40Aの開度及び圧力調整弁40Bの開度を制御する。
Furthermore, the fuel
バイパス弁制御部48は、バイパス弁32の開度を示した開度指令値(BYCSO)を算出し、BYCSOに基づいてバイパス弁32の開度を制御する。
The bypass
また、ガスタービン12は、大気圧を測定する大気圧測定部50を備える。そして、大気圧測定部50で測定された大気圧は、ガスタービン制御装置44へ入力される。
Further, the
ここで、大気圧が低いと空気の密度が低くなり、燃焼器20の吸込空気である圧縮空気の質量流量が下がる。しかし、ガスタービン12は、出力を保つ必要があるため、ガスタービン12の負荷に応じて燃焼器22へ燃料が流入することとなる。そのため、燃料に対して空気が少なくなるので、燃空比が上がり、窒素酸化物(NOx)の量が上昇する。
ガスタービン12は、NOxが上昇するとNOxを補償値に下げる必要がある。そのため、ガスタービン12はパイロット比を下げることによって、NOxを下げる。パイロット燃料による火炎は、拡散燃焼であり、発生するNOxの量が多いためである。その後、大気圧が上昇すると、燃焼器20の吸込空気の質量流量が上昇するので、燃空比が下がり、NOxも下がる。しかし、パイロット比が必要以上に下がっていると、火種であるパイロット燃料による火炎が小さいので、燃焼器22は、燃焼が不安定になり、部分的に火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。
Here, when the atmospheric pressure is low, the density of the air is lowered, and the mass flow rate of the compressed air that is the intake air of the
The
そこで、本第1実施形態に係るガスタービン制御装置44は、大気圧測定部50によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、パイロット比を制御対象とし、パイロット比を増加させるパイロット比増加制御を実行する。
Therefore, the gas
なお、本第1実施形態に係るパイロット比増加制御は、大気圧及びガスタービン12の出力に応じて、パイロット比の増加量を制御する。より具体的には、パイロット比増加制御は、PLCSO、すなわちパイロット燃料流量を調整する流量調整弁42Aの開度を、大気圧及びガスタービン12の出力に応じて、大気圧が基準値未満の場合に比べて大きな値にすることによって、パイロット比を増加させる。
The pilot ratio increase control according to the first embodiment controls the amount of increase in the pilot ratio according to the atmospheric pressure and the output of the
図2は、本第1実施形態に係る燃料弁制御部46で実行される、パイロット比増加制御の処理の流れを示す機能ブロック図である。
FIG. 2 is a functional block diagram showing the flow of the pilot ratio increase control process executed by the fuel
本第1実施形態に係る燃料弁制御部46は、大気圧補正値算出部60、CSO算出部62、CSO補正値算出部64、PLCSO算出部66、dPLCSO算出部68、及び温度補正値算出部70を備える。
The fuel
大気圧補正値算出部60は、大気圧測定部50で測定された大気圧に応じた補正値(以下、「大気圧補正値」という。)を算出する。
The atmospheric pressure correction
図3は、大気圧補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。図3に示すように、大気圧が予め定められた基準値となるまでは、大気圧補正値は「1」であり、大気圧が基準値を超えると、大気圧の上昇に応じて大気圧補正値は増加する。基準値は、例えば、ガスタービン12の駆動を最適化させるための基準として用いられた大気圧とされる。
なお、図3に示される補正関数では、大気圧補正値を大気圧の上昇に応じて直線的に増加させているが、これに限らず、階段状に段階的に増加させたり、所定の補正値へ漸近するように増加させてもよい。
FIG. 3 is a graph showing a correction function for calculating the atmospheric pressure correction value. As shown in FIG. 3, the atmospheric pressure correction value is “1” until the atmospheric pressure reaches a predetermined reference value. When the atmospheric pressure exceeds the reference value, the atmospheric pressure is increased according to the increase in the atmospheric pressure. The correction value increases. For example, the reference value is an atmospheric pressure used as a reference for optimizing the driving of the
In the correction function shown in FIG. 3, the atmospheric pressure correction value is increased linearly as the atmospheric pressure increases. It may be increased asymptotically to the value.
CSO算出部62は、ガスタービン12の運転状態及び温度状態に関する状態量に基づいて燃焼器22に供給する燃料流量を制御するためのCSOを算出する。
The
CSO補正値算出部64は、CSO算出部62で算出されたCSOに応じた補正値(以下、「CSO補正値」という。)を算出する。なお、上述したようにCSOは、ガスタービン12の出力に比例している。
The CSO correction
図4は、CSO補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。図4に示すように、CSOが予め定められた基準値となるまでは、CSO補正値は0(零)であり、CSOが基準値を超えると、CSOの上昇に応じて大気圧補正値は増加する。そして、CSOが所定値となると、一定となる。該所定値は、例えば、70%とされる。 FIG. 4 is a graph showing a correction function for calculating the CSO correction value. As shown in FIG. 4, until the CSO reaches a predetermined reference value, the CSO correction value is 0 (zero). When the CSO exceeds the reference value, the atmospheric pressure correction value is increased as the CSO increases. To increase. And when CSO becomes a predetermined value, it becomes constant. The predetermined value is, for example, 70%.
なお、図4に示す基準値は、ガスタービン12の負荷が全負荷となる場合である。すなわち、ガスタービン12が部分負荷の場合は、CSO補正値は0(零)となる。ガスタービン12の負荷が低い場合(例えば70%負荷以下の場合)は、燃空比が定格負荷よりも小さいため、より火炎消失が起きる可能性があるとも考えられるが、パイロット比が大きく火種が大きいため、大気圧の上昇の影響は小さく、ガスタービン12は、パイロット比増加制御を必要としない。
In addition, the reference value shown in FIG. 4 is a case where the load of the
乗算部72は、大気圧補正値算出部60で算出された大気圧補正値に、CSO補正値算出部64で算出されたCSO補正値を乗算し、PLCSO補正値を算出する。
The
PLCSO算出部66は、CSO算出部62で算出されたCSOに基づいて、PLCSOを算出する。
The
dPLCSO算出部68は、CSO算出部62で算出されたCSOに応じて予め定められた条件に基づいた補正値であるdPLCSOを算出する。
The
温度補正値算出部70は、温度測定部74で測定された燃焼器22の吸気温度に応じたPLCSOの補正値であるtPLCSOを算出する。
The temperature correction
乗算部76は、dPLCSO算出部68で算出されたdPLCSOに、温度補正値算出部70で算出されたtPLCSOを乗算する。
The
減算部78は、PLCSO算出部66で算出されたPLCSOから乗算部76による乗算結果を減算する。
The
加算部80は、減算部78による減算結果であるPLCSOに乗算部72による乗算結果であるPLCSO補正値を加算し、補正後のPLCSOを出力する。
The adding
そして、燃料弁制御部46は、上記のようにして算出した補正後のPLCSOに基づいて、パイロット燃料流量を調整する流量調整弁42Aの開度を制御する。
Then, the fuel
以上説明したように、本第1実施形態に係るガスタービン制御装置44は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機20と、圧縮機20から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器22と、該燃焼ガスにより駆動するタービン24と、を備えたガスタービン12を制御する。そして、ガスタービン制御装置44は、大気圧測定部50によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、パイロット燃料の比率を増加させるパイロット比増加制御を実行する。
As described above, the gas
従って、本第1実施形態に係るガスタービン制御装置44は、大気圧の上昇と共にパイロット比を増加させるので、火種であるパイロット燃料による火炎が小さくなることを抑制でき、大気圧の上昇に伴う燃焼器22の不安定燃焼を防止することができる。
Therefore, since the gas
また、本第1実施形態に係るガスタービン制御装置44は、大気圧に応じて、PLCSOの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器22の不安定燃焼をより確実に防止することができる。
In addition, since the gas
また、本第1実施形態に係るガスタービン制御装置44は、ガスタービン12の出力に応じて、PLCSOの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器22の不安定燃焼をより確実に防止することができる。
In addition, the gas
また、本第1実施形態に係るガスタービン制御装置44は、ガスタービン12の負荷が部分負荷の場合にはパイロット比増加制御を実行しないので、燃焼器22の不安定燃焼を効率良く防止することができる。
Further, since the gas
なお、本第1実施形態では、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン12の出力に応じて、パイロット比の増加量を制御する形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではない。例えば、パイロット比増加制御は、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン12の出力の何れか一方に応じてパイロット比を増加させる制御とされてもよいし、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧やガスタービン12の出力に関わらず、予め定められた補正値をPLCSOに加算又は乗算することによって、パイロット比を増加させる制御とされてもよい。
In the first embodiment, when the atmospheric pressure exceeds the reference value, the form in which the increase amount of the pilot ratio is controlled according to the atmospheric pressure and the output of the
〔第2実施形態〕
以下、本発明の第2実施形態について説明する。
[Second Embodiment]
Hereinafter, a second embodiment of the present invention will be described.
なお、本第2実施形態に係るガスタービンプラント10の構成は、図1に示す第1実施形態に係るガスタービンプラント10の構成と同様であるので説明を省略する。
The configuration of the
図5は、燃焼器22における構成の概略を説明する模式図である。
FIG. 5 is a schematic diagram for explaining an outline of the configuration of the
燃焼器22は、ハウジング90に、それを貫通して燃焼器車室28に至るように取り付けられ、内筒92、内筒92の内部に配置される燃料ノズル94(パイロットノズル36及びメインノズル38)、内筒の下流側に接続される尾筒96、及びバイパス流路30を備えている。
The
内筒92は、内部に圧縮機20により圧縮された空気が導入され、燃料ノズル94から噴射された燃料と、この圧縮された空気とを混合して高温高圧の燃焼ガスを生成する。
The
尾筒96は、筒状の形状に形成され、内筒92からタービン24の流入部に向かって延びる流路を形成するものである。すなわち、尾筒96は、その内部を、燃焼により生成される燃焼ガスが流れる。そして、バイパス流路30は、一例として尾筒96の略中間位置に設けられている。
The
ここで、大気圧が上昇すると燃焼器車室28の圧力が上昇する。燃焼器車室28の圧力が高いと、燃焼器22へ供給される燃料の圧力も上昇するため、燃料が圧縮され、燃料の密度が上昇する(燃料マニホールド圧力の上昇)。そのため、燃焼器22へ燃料を供給する燃料供給弁(流量調整弁42A,42B)の開度が小さくても、すなわち、燃料供給弁の開度指令値であるCSO(PLCSO,MCSO)が小さくても、燃焼器22には、大気圧が低い場合に比べて、燃料がより多く流入し、必要な発熱量分の燃料が供給されることとなる。
そのため、大気圧が上昇すると、CSO(PLCSO,MCSO)は下がることとなる。その結果、燃焼器22への燃料流量が少なくなる一方、空気流量が多くなるため、燃空比が下がり、燃焼器22は、火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。
Here, when the atmospheric pressure increases, the pressure in the
Therefore, when the atmospheric pressure increases, CSO (PLCSO, MCSO) decreases. As a result, while the fuel flow rate to the
そこで、本第2実施形態に係るガスタービン制御装置44は、大気圧測定部50によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、バイパス弁32の開度を制御対象とし、該開度を増加させるバイパス弁開度増加制御を実行する。
Therefore, the gas
なお、本第2実施形態に係るバイパス弁開度増加制御は、大気圧及びガスタービン12の出力に応じて、バイパス弁32の開度の増加量を制御する。より具体的には、バイパス弁開度増加制御は、バイパス弁32の開度を、大気圧及びガスタービン12の出力に応じて、大気圧が基準値未満の場合に比べて大きな値にする。
In addition, the bypass valve opening degree increase control according to the second embodiment controls the increase amount of the opening degree of the
図6は、本発明の第2実施形態に係るバイパス弁制御部48で実行される、バイパス弁開度増加制御の処理の流れを示す機能ブロック図である。なお、図6における図2と同一の構成部分については図2と同一の符号を付して、その説明を省略する。
FIG. 6 is a functional block diagram showing a flow of processing of bypass valve opening increase control executed by the bypass
本第2実施形態に係るバイパス弁制御部48は、MW/Pcs算出部100、MW/Pcs補正値算出部102、BYCSO算出部104、dBYCSO算出部106、及び温度補正値算出部107を備える。
The bypass
MW/Pcs算出部100は、ガスタービンの出力(発電機14の出力)の実測値(MW)と燃焼器車室28内の圧力の実測値(Pcs)との比であるMW/Pcsを算出する。
The MW /
MW/Pcs補正値算出部102は、MW/Pcs算出部100で算出されたMW/Pcsに応じた補正値(以下、「MW/Pcs補正値」という。)を算出する。なお、上述したようにMW/Pcsは、ガスタービン12の出力に比例している。
The MW / Pcs correction
図7は、MW/Pcs補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。図7に示すように、MW/Pcsが予め定められた基準値となるまでは、MW/Pcs補正値は0(零)であり、MW/Pcsが基準値を超えると、MW/Pcsの上昇に応じてMW/Pcs補正値は増加する。そして、MW/Pcsが所定値となると、一定となる。該所定値は、例えば、70%とされる。 FIG. 7 is a graph showing a correction function for calculating the MW / Pcs correction value. As shown in FIG. 7, the MW / Pcs correction value is 0 (zero) until MW / Pcs reaches a predetermined reference value. When MW / Pcs exceeds the reference value, the MW / Pcs increases. Accordingly, the MW / Pcs correction value increases. And when MW / Pcs becomes a predetermined value, it becomes constant. The predetermined value is, for example, 70%.
なお、基準値は、ガスタービン12の負荷が全負荷となる場合である。
In addition, a reference value is a case where the load of the
乗算部108は、大気圧補正値算出部60で算出された大気圧補正値に、MW/Pcs補正値算出部102で算出されたMW/Pcs補正値を乗算し、BYCSO補正値を算出する。
The
BYCSO算出部104は、MW/Pcs算出部100で算出されたMW/Pcsに基づいて、BYCSOを算出する。
The
dBYCSO算出部106は、MW/Pcs算出部100で算出されたMW/Pcsに応じて予め定められた条件に基づいた補正値であるdBYCSOを算出する。
The
温度補正値算出部107は、温度測定部74で測定された圧縮機20の吸気温度に応じたBYCSOの補正値であるtBYCSOを算出する。
The temperature correction
乗算部110は、dBYCSO算出部106で算出されたdBYCSOに、温度補正値算出部107で算出されたtBYCSOを乗算する。
減算部112は、BYCSO算出部104で算出されたBYCSOから乗算部108による乗算結果を減算する。
The
加算部114は、減算部112による減算結果であるBYCSOに乗算部108による乗算結果であるBYLCSO補正値を加算し、補正後のBYCSOを出力する。
The
バイパス弁制御部48は、上記のようにして算出した補正後のBYCSOに基づいて、バイパス弁32の開度を制御する。
The bypass
以上説明したように、本第2実施形態に係るガスタービン制御装置44は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機20と、燃焼器車室28内に配置され、圧縮機20から該燃焼器車室28へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器22と、該燃焼ガスにより駆動するタービン24と、を備えたガスタービン12を制御する。そして、ガスタービン制御装置44は、大気圧測定部50によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、燃焼器車室28へ導入された圧縮空気を燃焼器22における燃焼領域をバイパスして尾筒96に導入させるためのバイパス流路30を開閉させるバイパス弁32の開度を増加させるバイパス弁開度増加制御を実行する。
As described above, the gas
従って、本第2実施形態に係るガスタービン制御装置44は、燃焼器車室28内の圧縮空気が尾筒96へも流れ、燃焼器車室28内の圧縮空気の一部が燃焼領域をバイパスするので、燃焼領域に導入される圧縮空気が減少し、燃空比が相対的に上昇するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器22の不安定燃焼を防止することができる。
Therefore, in the gas
また、本第2実施形態に係るガスタービン制御装置44は、大気圧に応じて、BYCSOの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器22の不安定燃焼をより確実に防止することができる。
In addition, since the gas
また、本第2実施形態に係るガスタービン制御装置44は、ガスタービン12の出力に応じて、BYCSOの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器22の不安定燃焼をより確実に防止することができる。
Further, since the gas
なお、本第2実施形態では、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン12の出力に応じて、BYCSOの増加量を制御する形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではない。例えば、バイパス弁開度増加制御は、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン12の出力の何れか一方に応じてBYCSOを増加させる制御とされてもよいし、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧やガスタービン12の出力に関わらず、予め定められた補正値をBYCSOに加算又は乗算することによって、BYCSOを増加させる制御とされてもよい。
In the second embodiment, when the atmospheric pressure exceeds the reference value, the form in which the increase amount of BYCSO is controlled according to the atmospheric pressure and the output of the
以上、本発明を、上記各実施形態を用いて説明したが、本発明の技術的範囲は上記実施形態に記載の範囲には限定されない。発明の要旨を逸脱しない範囲で上記各実施形態に多様な変更または改良を加えることができ、該変更または改良を加えた形態も本発明の技術的範囲に含まれる。 As mentioned above, although this invention was demonstrated using said each embodiment, the technical scope of this invention is not limited to the range as described in the said embodiment. Various changes or improvements can be added to the above-described embodiments without departing from the gist of the invention, and embodiments to which the changes or improvements are added are also included in the technical scope of the present invention.
12 ガスタービン
20 圧縮機
22 燃焼器
24 タービン
28 燃焼器車室
32 バイパス弁
44 ガスタービン制御装置
46 燃料弁制御部
48 バイパス弁制御部
50 大気圧測定部
96 尾筒
DESCRIPTION OF
Claims (8)
大気圧を測定する大気圧測定手段と、
前記大気圧測定手段によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、前記パイロット燃料の比率を制御対象とし、該比率を増加させる増加制御を実行する制御手段と、
を備えたガスタービンの制御装置。 A compressor that compresses the introduced air to generate compressed air, a combustor that generates combustion gas by burning pilot fuel and main fuel using the compressed air introduced from the compressor, and the combustion A gas turbine control device comprising: a gas-driven turbine;
Atmospheric pressure measuring means for measuring atmospheric pressure;
Control means for executing an increase control for increasing the ratio when the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measuring means is equal to or higher than a reference value, with the ratio of the pilot fuel as a control target;
A control device for a gas turbine.
前記燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、前記燃焼器における燃焼領域をバイパスして前記燃焼器の下流側に位置する尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁と、
大気圧を測定する大気圧測定手段と、
前記大気圧測定手段によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、前記バイパス弁の開度を制御対象とし、該開度を増加させる増加制御を実行する制御手段と、
を備えたガスタービンの制御装置。 A compressor that generates compressed air by compressing the taken-in air, and a combustion gas that is disposed in the combustor casing and burns fuel using the compressed air introduced from the compressor into the combustor casing A control device for a gas turbine, comprising: a combustor that generates gas; and a turbine driven by the combustion gas,
A bypass valve that opens and closes a bypass flow path for introducing the compressed air introduced into the combustor casing into a tail cylinder that bypasses a combustion region in the combustor and is located downstream of the combustor;
Atmospheric pressure measuring means for measuring atmospheric pressure;
When the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measuring means is equal to or higher than a reference value, the opening means of the bypass valve is set as a control object, and control means for executing an increase control for increasing the opening degree;
A control device for a gas turbine.
燃焼器車室内に配置され、前記圧縮機から該燃焼器車室へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、
該燃焼ガスにより駆動するタービンと、
請求項1から請求項5の何れか1項に記載のガスタービンの制御装置と、
を備えたガスタービン。 A compressor that compresses the air taken in to generate compressed air;
A combustor which is disposed in a combustor casing and generates combustion gas by burning fuel using compressed air introduced from the compressor into the combustor casing;
A turbine driven by the combustion gas;
A control device for a gas turbine according to any one of claims 1 to 5,
Gas turbine equipped with.
大気圧を測定する第1工程と、
測定した大気圧が基準値以上の場合に、前記パイロット燃料の比率を増加させる第2工程と、
を含むガスタービンの制御方法。 A compressor that compresses the introduced air to generate compressed air, a combustor that generates combustion gas by burning pilot fuel and main fuel using the compressed air introduced from the compressor, and the combustion A gas turbine control method comprising: a gas-driven turbine;
A first step of measuring atmospheric pressure;
A second step of increasing the ratio of the pilot fuel when the measured atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value;
A method for controlling a gas turbine.
大気圧を測定する第1工程と、
測定した大気圧が基準値以上の場合に、前記燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、前記燃焼器における燃焼領域をバイパスして前記燃焼器の下流側に位置する尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁の開度を増加させる第2工程と、
を含むガスタービンの制御方法。 A compressor that generates compressed air by compressing the taken-in air, and a combustion gas that is disposed in the combustor casing and burns fuel using the compressed air introduced from the compressor into the combustor casing A control method of a gas turbine comprising: a combustor that generates a gas; and a turbine driven by the combustion gas,
A first step of measuring atmospheric pressure;
In order to introduce the compressed air introduced into the combustor casing into the tail tube located on the downstream side of the combustor by bypassing the combustion region in the combustor when the measured atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value. A second step of increasing the degree of opening of the bypass valve for opening and closing the bypass flow path;
A method for controlling a gas turbine.
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