JP3897608B2

JP3897608B2 - Gas turbine equipment

Info

Publication number: JP3897608B2
Application number: JP2002043473A
Authority: JP
Inventors: テレンスマッケルヴィ; 英史丸井; 政博宮本; 匡史片岡; 泰古谷
Original assignee: Ebara Corp
Current assignee: Ebara Corp
Priority date: 2002-02-20
Filing date: 2002-02-20
Publication date: 2007-03-28
Anticipated expiration: 2022-02-20
Also published as: JP2003247427A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン装置に係り、特に、タービンを制御対象とする制御部を備えたガスタービン装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
一般的なガスタービン装置は、回転軸を介して回転自在に取り付けられたタービンと、燃料と空気との混合気を燃焼させて燃焼ガスを発生させる燃焼器と、燃焼器への燃料供給量を調節する燃料調節弁と、タービンにより駆動されて燃焼器に空気を圧送する空気圧縮機などから基本的に構成される。
【０００３】
上述の構成において、燃料調節弁により供給量が調節された燃料および空気圧縮機により圧縮された空気（以下、適宜、圧縮空気という）は燃焼器に供給され、燃焼器にて圧縮空気と燃料との混合気が形成される。この混合気を燃焼器にて燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガスが発生し、この燃焼ガスがタービンに供給されることによりタービンが高速で回転するようになっている。
【０００４】
一般に、ガスタービン装置を起動させる場合、モータによりタービンを回転駆動して、タービンを所定の毎分回転数（以下、単に回転数という）に維持させつつ混合気の着火動作が行われる。混合気に着火して燃焼ガスが発生した後は、上述のように、燃焼ガスにより駆動力を得てタービンが昇速する。そして、混合気が着火してからタービンが定格回転数に達するまでは、タービンの回転加速度（以下、単に加速度という）が予め設定された所定の目標加速度となるように燃焼器への燃料供給量を調節する加速度制御が行われる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述した加速度制御では、ガスタービン装置の温度、特に燃焼に供される空気の温度にかかわらず、一律に所定の目標加速度に基づいてタービンを昇速させることになる。このため、ガスタービン装置の温度によってはタービンの昇速時に混合気が激しく燃焼するなどの問題が生じている。この問題について図４を参照して説明する。図４は温度が低い状態で従来のガスタービン装置を起動させる際に各種値が変動する様子を示す図である。図４において、ＮＲ（Number of Revolution）はタービンの回転数を示し、ＥＧＴ（Exhaust Gas Temperature）は排気温度を示す。
【０００６】
タービンを定格回転数（ＮＲst）まで昇速させる場合において、一般に、ガスタービン装置の温度、特に、燃焼に供される空気の温度が高い場合には、タービンを図４に示す目標加速度（ＡＣＣＥＬ_１）で昇速させるための燃料供給量はさほど多くは必要とされない。一方、ガスタービン装置の温度（燃焼に供される空気温度）が低い場合に同じ目標加速度（ＡＣＣＥＬ_１）で昇速させようとすると、昇速させるための駆動力を得るためにはより多くの燃料が必要となり、図４に示すように、必然的に混合気が激しく燃焼して排気温度（ＥＧＴ）が上昇することになる。
【０００７】
このように、ガスタービン装置の温度が低い場合に混合気が激しく燃焼すると、ガスタービン装置の各構成部材に熱応力が発生して、ガスタービン装置の寿命が低下するという問題が生じる。特に、混合気が燃焼する燃焼器では、燃焼器を構成する燃焼室（ライナ）が局所的に高温となってしまい、燃焼室（ライナ）の各部位間での温度差によって熱応力が発生して燃焼器の寿命が極端に短くなってしまう。
【０００８】
ここで、図４の点線で示すように、緩やかな目標加速度（ＡＣＣＥＬ_２）を設定し、タービンをこの目標加速度に沿って昇速させれば、昇速させるために必要な駆動力はより少なくて済む。従って、燃焼状態を抑えることができるので燃焼器は保護されることになる。しかしながら、起動時のガスタービン装置の温度はそのときどきによって異なってくる。特に、ガスタービン装置の温度が高い場合には、排気温度を上昇させることなく、図４の実線で示すＡＣＣＥＬ_１のように、タービンを鋭く昇速させることが可能なところ、目標加速度が緩やかに設定され過ぎると、定格回転数（ＮＲst）に到達するまで不必要に時間がかかることになってしまう。
【０００９】
本発明は、このような従来の問題点に鑑みてなされたもので、ガスタービン装置の温度に応じた最適なタービンの目標加速度を設定することにより温度上昇を防止してガスタービン装置の寿命の低下を防止することを可能とし、また、ガスタービン装置の温度に応じた最短の起動時間が得られることを可能としたガスタービン装置を提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
上述した課題を解決するために、本発明は、空気と燃料との混合気を燃焼させ、該燃焼により発生した燃焼ガスをタービンに供給することにより前記タービンを回転駆動するガスタービン装置において、燃焼ガスの熱を利用して燃焼に供される空気を加温する熱交換器と、前記熱交換器により加温された空気の温度を測定する空気温度測定部と、前記タービンの加速度が所定の目標加速度に近づくように前記タービンの加速度を制御する加速度制御部とを設け、前記加速度制御部は、前記空気温度測定部により測定された空気の温度に基づいて前記目標加速度を変動させる目標加速度変動部を有することを特徴とする。
【００１１】
この場合において、前記目標加速度変動部は、前記空気温度測定部により測定された空気の温度に比例する補正値を所定の基準目標加速度に加算又は減算することにより前記目標加速度を変動させることが好ましい。更には、前記補正値は、所定の基準空気温度と前記空気温度測定部により測定された空気の温度との偏差に所定の定数を乗算して得られる値であることが好ましい。また、前記基準目標加速度が関数として構成されたことが好ましい。
【００１２】
このように構成された本発明によれば、熱交換器はガスタービン装置の一部を構成するとともに、燃焼ガスの熱を利用して空気を加温するので、熱交換器により加温された空気の温度を測定することにより、ガスタービン装置のおおよその温度を推測することができる。しかも、熱交換器は燃焼に供される空気を加温するので、加温後の空気の温度を測定することにより、空気温度に最適な燃料供給量を判断することができる。
【００１３】
従って、熱交換器により加温された空気の温度に基づいてタービンの目標加速度を変動させれば、ガスタービン装置の温度に応じた最適な量の燃料を供給することができる。その結果、ガスタービン装置の寿命の低下を防止することが可能となり、さらには、ガスタービン装置の温度に応じた最短の起動時間を得ることが可能となる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービン装置の一実施形態について図面を参照して説明する。
図１は本実施形態であるガスタービン装置の全体構成を示す模式図である。
【００１５】
図１に示すように、本実施形態におけるガスタービン装置は、タービン１と、燃料と空気との混合気を燃焼させて燃焼ガスを発生させる燃焼器２と、燃焼器２への燃料の供給量を調節する燃料調節弁１９と、燃焼器２に空気を圧送する空気圧縮機３とを備えている。また、ガスタービン装置は、タービン１に供給された後の燃焼ガスの熱を利用して燃焼に供される空気を加温する熱交換器４と、タービン１を制御対象とするタービン制御部１１と、タービン１の回転数を検出する回転数検出部１２とを備えている。
【００１６】
タービン１は、流体を受けて回転するための複数の回転翼（図示せず）を有し、回転軸６を介してケーシング（図示せず）内に回転自在に支持されている。空気圧縮機３は回転軸６を介してタービン１により駆動されて空気を圧縮するように構成されている。この空気圧縮機３は配管７を介して燃焼器２に接続されており、空気圧縮機３により圧縮された空気は配管７を通って燃焼器２に供給されるようになっている。なお、熱交換器４は配管７の途中に設置されており、空気圧縮機３により圧縮された空気は、熱交換器４により加温された後、燃焼器２に供給される。
【００１７】
燃料調節弁１９は燃焼器２の上流側に配置されており、図示しない燃料供給源から供給された燃料は、この燃料調節弁１９を通過した後、燃焼器２に供給される。燃料調節弁１９は、弁の開度が可変に構成され、この開度を操作することにより、燃焼器２への燃料の供給量が調節されるようになっている。
【００１８】
燃焼器２に供給された燃料および空気は燃焼器２において混合気を形成し、燃焼器２にて混合気が燃焼することで高温・高圧の燃焼ガスが発生する。そして、この燃焼ガスがタービン１に供給されることによりタービン１が高速で回転する。タービン１の回転駆動に供された燃焼ガスは熱交換器４に送られ、上述したように、燃焼器２に供給される前の空気を加温した後に排気される。なお、タービン１と熱交換器４とを接続する配管８には、排気温度（主に燃焼ガスの温度）を測定するための排気温度測定部１８が設置されている。
【００１９】
また、熱交換器４と燃焼器２とを接続する配管７には、熱交換器４により加温された空気の温度を測定する空気温度測定部１７が設置されている。この空気温度測定部１７は、燃焼器２のすぐ上流側に配置されており、この空気温度測定部１７によって、燃焼器２に流入する直前の空気の温度、即ち、燃焼器流入空気温度（Combustor Inlet air Temperature、ＣＩＴ）が測定される。この空気温度測定部１７によって、燃焼に供される空気の温度を測定することができる。
【００２０】
なお、熱交換器４により加温される空気の温度は、熱交換器４の持つ熱容量により、燃焼器２における燃焼状態に対して緩やかに変動することになる。また、熱交換器４は、ガスタービン装置の一部を構成するとともに、燃焼ガスの熱を利用して空気を加温するので、熱交換器４により加温される空気の温度を測定することによりガスタービン装置本体のおおよその温度を推測することができる。
【００２１】
次に、本実施形態が備えるタービン制御部１１について図２を参照して説明する。図２（ａ）は本実施形態が備えるタービン制御部の構成を示す模式図であり、図２（ｂ）は、本実施形態における目標加速度変動部の構成を示す模式図である。
図２（ａ）に示すように、タービン制御部１１は、タービン１の回転数を所定の目標回転数に近づけるための制御信号を演算する回転数用演算部１３と、タービン１の加速度を目標加速度に近づけるための制御信号を出力する加速度制御部２６と、回転数検出部１２により検出された検出値からタービン１の加速度を算出する加速度算出部１４とを備えている。
【００２２】
また、タービン制御部１１は、入力された複数の制御信号の中から最も低い値を示す制御信号のみを通過させるロウシグナルセレクト２１と、制御信号の値に応じて燃料調節弁１９の開度を操作する開度操作部２０とを備えている。以下、タービン制御部１１について詳述する。
【００２３】
回転数用演算部１３は、回転数検出部１２により検出されたタービン１の現在の回転数をフィードバック値とし、このフィードバック値を予め設定された目標回転数（ＮＲst）に近づけるよう制御される。
【００２４】
加速度制御部２６は、目標加速度を変動させる目標加速度変動部２８と、目標加速度変動部２８により定められる目標加速度にタービン１の加速度を近づけるための制御部２７とを備えている。即ち、加速度算出部１４により算出されたタービン１の現在の加速度をフィードバック値とし、このフィードバック値と、目標加速度変動部２８から送られてくる目標加速度との偏差を最小にするための制御信号が加速度用演算部２７により演算される。
【００２５】
目標加速度変動部２８は、空気温度測定部１７により測定された空気温度に基づいて目標加速度を変動させるようになっている。この点について詳述すると、目標加速度変動部２８は、図２（ｂ）に示すように、空気温度測定部１７に接続されており、空気温度測定部１７により測定された空気温度、即ち、燃焼器流入空気温度（ＣＩＴ）が目標加速度変動部２８に常時送られるようになっている。目標加速度変動部２８には、ガスタービン装置が許容し得る燃焼器流入空気最大温度（ＣＩＴmax）が設定されており、まず、燃焼器流入空気最大温度（ＣＩＴmax）と、空気温度測定部１７から送られた燃焼器流入空気温度（ＣＩＴ）との偏差（ＣＩＴmax−ＣＩＴ）が算出される。
【００２６】
次に、この偏差（ＣＩＴmax−ＣＩＴ）に所定の定数Ｚを乗算することにより偏差に比例する補正値（ＣＩＴα）を算出し、予め設定された基準目標加速度（ＡＣＣＥＬst）からこの補正値（ＣＩＴα）を減算することにより目標加速度が算出される。なお、本実施形態では、基準目標加速度（ＡＣＣＥＬst）として、ガスタービン装置の温度が高い場合、即ち、燃焼器流入空気最大温度（ＣＩＴmax）に対応した加速度が設定されている。ガスタービン装置が想定し得る最低温度に合わせて基準目標加速度を設定する場合には、この基準目標加速度と、上述した補正値とを加算することで求めるべき目標加速度を算出すればよい。
【００２７】
上述のように構成されたタービン制御部１１においては、まず、回転数用演算部１３および加速度制御部２６から出力された制御信号はそれぞれロウシグナルセレクト２１に送られる。ロウシグナルセレクト２１では、より低い値を示す方の制御信号のみが選択される。なお、通常、混合気が着火してタービン１が定格回転数に達するまでは、回転数用演算部１３から出力される制御信号よりも、加速度制御部２６から出力される制御信号の方が小さい。従って、ロウシグナルセレクト２１では、混合気に着火してタービン１が定格回転数に達するまでは、加速度制御部２６から出力された制御信号が選択される。
【００２８】
ローシグナルセレクト２１を通過した制御信号は、最終的に開度操作部２０に送られる。開度操作部２０では、制御信号の値に基づいて燃料調節弁１９の開度を操作する操作量が決定される。そして、開度操作部２０により燃料調節弁１９を操作することで燃焼器２に供給される燃料供給量が調節され、これにより、タービン１の制御が行われる。
【００２９】
次に、本実施形態における加速度制御部２６によりタービン１の加速度が変動する様子について図３を参照して説明する。図３は本実施形態であるガスタービン装置の起動時に各種値が変動する様子を示す図である。
ガスタービン装置の起動時においては、上述したように、混合気が着火して定格回転数（ＮＲst）に至るまでは加速度制御部２６によりタービン１の制御が行われる。なお、タービン１が定格回転数（ＮＲst）に達する直前でロウシグナルセレクト２１により制御信号の選択の切り替えが行われ、その後は回転数用演算部１３によりタービン１の制御が行われる。
【００３０】
ガスタービン装置を起動する際には、モータ５によりタービン１を回転駆動してタービン１を昇速させる。そして、タービン１が着火可能な回転数（ＮＲ_１）となったところで回転数を一定に維持させつつ着火動作を行う。混合気が着火すると（ｔ_０）、燃焼ガスにより駆動力を得てタービン１が昇速を始める。このときのタービン１はタービン制御部１１により制御され、上述したように、タービン１の回転数が定格回転数（ＮＲst）に達するまでは加速度制御部２６によりタービン１の加速度制御が行われる。
【００３１】
本実施形態では、基準目標加速度（ＡＣＣＥＬst）および燃焼器流入空気最大温度（ＣＩＴmax）は、図３に示す値に設定されている。そして、燃焼器流入空気最大温度（ＣＩＴmax）と空気温度測定部１７により測定される燃焼器流入空気温度（ＣＩＴ）との偏差（ＣＩＴmax−ＣＩＴ）および基準目標加速度（ＡＣＣＥＬst）に基づいてタービン１の最終的な目標加速度が決定される。
【００３２】
例えば、ガスタービン装置の運転を停止させた後すぐに再起動するような場合は、ガスタービン装置が高温となっているため、起動時においては燃焼器流入空気温度（ＣＩＴ）は高い値が測定される（図３のＣＩＴ（hot）参照）。従って、燃焼器流入空気最大温度（ＣＩＴmax）と燃焼器流入空気温度（ＣＩＴ）との偏差（ＣＩＴmax−ＣＩＴ）は小さく、目標加速度変動部２８により決定される目標加速度は図３に示すＡＣＣＥＬ（hot）の値になる。そして、この目標加速度に基づいてタービン１が昇速し、ｔ_１で定格回転数に達する。
【００３３】
一方、ガスタービン装置の温度が低い状態で起動する場合には、燃焼器流入空気温度（ＣＩＴ）の温度は低い位置にある（図３のＣＩＴ（cold））参照）。この場合は、燃焼器流入空気最大温度（ＣＩＴmax）と燃焼器流入空気温度（ＣＩＴ）との偏差（ＣＩＴmax−ＣＩＴ）は大きいので、目標加速度変動部２８により算出される目標加速度は図３に示すＡＣＣＥＬ（cold）の値になる。そして、この目標加速度に基づいてタービン１が昇速し、ｔ_２で定格回転数に達する。
【００３４】
つまり、ガスタービン装置の温度が高い状態で起動する場合には、タービン１は速やかに昇速し、ガスタービン装置の温度が低い状態で起動する場合には、タービン１は緩やかに昇速することになる。ガスタービン装置の温度が低い場合にはタービン１は緩やかに昇速するので、タービン１を速やかに昇速させる場合に比べて必要な駆動力が少なくて済み、その結果、排気温度（ＥＧＴ）の上昇を低く抑えることが可能となる。また、ガスタービン装置の温度が高い場合には、タービン１が速やかに昇速することになるので、定格回転数に到達するまでの時間をｔ_２からｔ_１に短縮させることが可能となる。
【００３５】
なお、本発明のガスタービン装置は、上述の実施形態にのみ限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００３６】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、ガスタービン装置の温度が低い場合には、タービンを緩やかに昇速させるので、タービンの昇速に必要な燃料を少なくすることができる。その結果、燃焼状態を抑えて構成部材に生じる熱応力を低下させることが可能となり、これにより、ガスタービン装置の寿命の低下を防止することが可能となる。また、ガスタービン装置の温度が高い場合にはタービンが定格回転数に到達するまでの時間を短縮させることが可能となる。即ち、ガスタービン装置の温度に対応した最短の起動時間を得ることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態であるガスタービン装置の全体構成を示す模式図である。
【図２】図２（ａ）は本発明の一実施形態が備えるタービン制御部の構成を示す模式図であり、図２（ｂ）は、図２（ａ）に示す目標加速度変動部の構成を示す模式図である。
【図３】本発明の一実施形態であるガスタービン装置の起動時に各種値が変動する様子を示す図である。
【図４】温度が低い状態で従来のガスタービン装置を起動させる際に各種値が変動する様子を示す図である。
【符号の説明】
１タービン
２燃焼器
３空気圧縮機
４熱交換器
５モータ
６回転軸
７，８配管
１１タービン制御部
１２回転数検出部
１３回転数用演算部
１４加速度算出部
１７空気温度測定部
１８排気温度測定部
１９燃料調節弁
２０開度操作部
２１ロウシグナルセレクト
２６加速度制御部
２７加速度用演算部
２８目標加速度変動部[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine device, and more particularly to a gas turbine device including a control unit that controls a turbine.
[0002]
[Prior art]
A general gas turbine device includes a turbine that is rotatably mounted via a rotating shaft, a combustor that generates a combustion gas by burning a mixture of fuel and air, and a fuel supply amount to the combustor. It is basically composed of a fuel adjustment valve for adjustment and an air compressor that is driven by a turbine and pumps air to the combustor.
[0003]
In the above-described configuration, the fuel whose supply amount is adjusted by the fuel control valve and the air compressed by the air compressor (hereinafter, referred to as “compressed air” as appropriate) are supplied to the combustor. An air-fuel mixture is formed. By burning this air-fuel mixture in a combustor, high-temperature and high-pressure combustion gas is generated, and the combustion gas is supplied to the turbine so that the turbine rotates at high speed.
[0004]
In general, when starting a gas turbine device, an air-fuel mixture ignition operation is performed while rotating the turbine by a motor and maintaining the turbine at a predetermined number of revolutions per minute (hereinafter simply referred to as the number of revolutions). After the mixture gas is ignited and combustion gas is generated, as described above, the driving force is obtained by the combustion gas and the turbine is accelerated. The fuel supply amount to the combustor is such that the rotational acceleration of the turbine (hereinafter simply referred to as acceleration) reaches a predetermined target acceleration from when the air-fuel mixture is ignited until the turbine reaches the rated rotational speed. Acceleration control is performed to adjust.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the acceleration control described above, the turbine is uniformly accelerated based on a predetermined target acceleration regardless of the temperature of the gas turbine device, particularly the temperature of the air used for combustion. For this reason, depending on the temperature of the gas turbine device, there is a problem that the air-fuel mixture burns violently when the turbine speed increases. This problem will be described with reference to FIG. FIG. 4 is a diagram showing how various values fluctuate when a conventional gas turbine apparatus is started in a low temperature state. In FIG. 4, NR (Number of Revolution) indicates the rotation speed of the turbine, and EGT (Exhaust Gas Temperature) indicates the exhaust temperature.
[0006]
When the turbine is accelerated to the rated speed (NRst), generally, when the temperature of the gas turbine device, particularly the temperature of the air used for combustion is high, the turbine is moved to a target acceleration (ACCEL ₁₎ shown in FIG. ) The fuel supply amount for increasing the speed is not so large. On the other hand, if the temperature of the gas turbine device (the temperature of the air used for combustion) is low and the speed is increased at the same target acceleration (ACCEL ₁ ), in order to obtain the driving force for increasing the speed, more Fuel is required, and as shown in FIG. 4, the air-fuel mixture inevitably burns violently and the exhaust temperature (EGT) rises.
[0007]
As described above, when the air-fuel mixture burns vigorously when the temperature of the gas turbine apparatus is low, a thermal stress is generated in each component of the gas turbine apparatus, resulting in a problem that the life of the gas turbine apparatus is reduced. In particular, in a combustor in which an air-fuel mixture burns, the combustion chamber (liner) constituting the combustor becomes locally hot, and thermal stress is generated due to a temperature difference between each part of the combustion chamber (liner). As a result, the life of the combustor becomes extremely short.
[0008]
Here, as shown by the dotted line in FIG. 4, if a moderate target acceleration (ACCEL ₂ ) is set and the turbine is accelerated along this target acceleration, less driving force is required to increase the speed. I'll do it. Therefore, since the combustion state can be suppressed, the combustor is protected. However, the temperature of the gas turbine apparatus at start-up varies from time to time. In particular, when the temperature of the gas turbine apparatus is high, the target acceleration can be moderately increased when the turbine can be sharply increased as shown in ACCEL ₁ indicated by the solid line in FIG. 4 without increasing the exhaust temperature. If it is set too much, it will take time unnecessarily until the rated speed (NRst) is reached.
[0009]
The present invention has been made in view of such conventional problems, and by setting the optimum target acceleration of the turbine according to the temperature of the gas turbine device, the temperature rise is prevented and the life of the gas turbine device is reduced. It is an object of the present invention to provide a gas turbine apparatus that can prevent a decrease and can obtain the shortest startup time according to the temperature of the gas turbine apparatus.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
In order to solve the above-described problems, the present invention provides a gas turbine apparatus that combusts a mixture of air and fuel and supplies the combustion gas generated by the combustion to the turbine to rotate the turbine. A heat exchanger that heats air used for combustion using the heat of the gas, an air temperature measurement unit that measures the temperature of the air heated by the heat exchanger, and an acceleration of the turbine that is predetermined An acceleration control unit that controls the acceleration of the turbine so as to approach the target acceleration, and the acceleration control unit varies the target acceleration based on the temperature of the air measured by the air temperature measurement unit. It has the part.
[0011]
In this case, it is preferable that the target acceleration changing unit changes the target acceleration by adding or subtracting a correction value proportional to the air temperature measured by the air temperature measuring unit to a predetermined reference target acceleration. . Further, the correction value is preferably a value obtained by multiplying a deviation between a predetermined reference air temperature and an air temperature measured by the air temperature measuring unit by a predetermined constant. The reference target acceleration is preferably configured as a function.
[0012]
According to the present invention configured as described above, the heat exchanger constitutes a part of the gas turbine device and heats the air using the heat of the combustion gas, so that the heat exchanger is heated by the heat exchanger. By measuring the temperature of the air, the approximate temperature of the gas turbine device can be estimated. Moreover, since the heat exchanger warms the air that is used for combustion, the optimum fuel supply amount for the air temperature can be determined by measuring the temperature of the heated air.
[0013]
Therefore, if the target acceleration of the turbine is changed based on the temperature of the air heated by the heat exchanger, an optimal amount of fuel corresponding to the temperature of the gas turbine device can be supplied. As a result, it is possible to prevent a decrease in the life of the gas turbine apparatus, and furthermore, it is possible to obtain the shortest startup time corresponding to the temperature of the gas turbine apparatus.
[0014]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of a gas turbine apparatus according to the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a schematic diagram showing an overall configuration of a gas turbine apparatus according to the present embodiment.
[0015]
As shown in FIG. 1, the gas turbine apparatus according to the present embodiment includes a turbine 1, a combustor 2 that generates a combustion gas by burning a mixture of fuel and air, and a fuel supply amount to the combustor 2. The fuel adjustment valve 19 for adjusting the air pressure and the air compressor 3 for pressure-feeding the air to the combustor 2 are provided. In addition, the gas turbine apparatus includes a heat exchanger 4 that heats the air that is used for combustion using the heat of the combustion gas that has been supplied to the turbine 1, and a turbine control unit 11 that controls the turbine 1. And a rotation speed detection unit 12 that detects the rotation speed of the turbine 1.
[0016]
The turbine 1 has a plurality of rotating blades (not shown) for receiving fluid and rotating, and is rotatably supported in a casing (not shown) via a rotating shaft 6. The air compressor 3 is configured to be driven by the turbine 1 via the rotating shaft 6 to compress air. The air compressor 3 is connected to the combustor 2 through a pipe 7, and the air compressed by the air compressor 3 is supplied to the combustor 2 through the pipe 7. The heat exchanger 4 is installed in the middle of the pipe 7, and the air compressed by the air compressor 3 is heated by the heat exchanger 4 and then supplied to the combustor 2.
[0017]
The fuel adjustment valve 19 is disposed on the upstream side of the combustor 2, and fuel supplied from a fuel supply source (not shown) passes through the fuel adjustment valve 19 and is then supplied to the combustor 2. The fuel adjustment valve 19 is configured so that the opening of the valve is variable, and the amount of fuel supplied to the combustor 2 is adjusted by operating this opening.
[0018]
The fuel and air supplied to the combustor 2 form an air-fuel mixture in the combustor 2, and the air-fuel mixture burns in the combustor 2 to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas is supplied to the turbine 1 to rotate the turbine 1 at a high speed. The combustion gas used for the rotational drive of the turbine 1 is sent to the heat exchanger 4 and is exhausted after heating the air before being supplied to the combustor 2 as described above. An exhaust temperature measuring unit 18 for measuring the exhaust temperature (mainly the temperature of the combustion gas) is installed in the pipe 8 connecting the turbine 1 and the heat exchanger 4.
[0019]
An air temperature measuring unit 17 that measures the temperature of the air heated by the heat exchanger 4 is installed in the pipe 7 that connects the heat exchanger 4 and the combustor 2. The air temperature measurement unit 17 is disposed immediately upstream of the combustor 2, and the air temperature measurement unit 17 allows the temperature of air immediately before flowing into the combustor 2, that is, the combustor inflow air temperature (Combustor). Inlet air temperature (CIT) is measured. The air temperature measuring unit 17 can measure the temperature of air used for combustion.
[0020]
Note that the temperature of the air heated by the heat exchanger 4 varies gradually with respect to the combustion state in the combustor 2 due to the heat capacity of the heat exchanger 4. Further, the heat exchanger 4 constitutes a part of the gas turbine device and warms the air by using the heat of the combustion gas, so that the temperature of the air heated by the heat exchanger 4 is measured. Thus, the approximate temperature of the gas turbine apparatus main body can be estimated.
[0021]
Next, the turbine control unit 11 included in the present embodiment will be described with reference to FIG. FIG. 2A is a schematic diagram illustrating a configuration of a turbine control unit provided in the present embodiment, and FIG. 2B is a schematic diagram illustrating a configuration of a target acceleration varying unit in the present embodiment.
As shown in FIG. 2 (a), the turbine control unit 11 sets the rotation speed calculation unit 13 for calculating a control signal for making the rotation speed of the turbine 1 close to a predetermined target rotation speed, and the acceleration of the turbine 1 as a target. An acceleration control unit 26 that outputs a control signal for approaching the acceleration, and an acceleration calculation unit 14 that calculates the acceleration of the turbine 1 from the detection value detected by the rotation speed detection unit 12 are provided.
[0022]
The turbine control unit 11 also allows the low signal select 21 to pass only the control signal indicating the lowest value among the plurality of input control signals, and the opening degree of the fuel control valve 19 according to the value of the control signal. And an opening operation unit 20 to be operated. Hereinafter, the turbine control unit 11 will be described in detail.
[0023]
The rotational speed calculation unit 13 is controlled so that the current rotational speed of the turbine 1 detected by the rotational speed detection unit 12 is used as a feedback value, and this feedback value approaches a preset target rotational speed (NRst).
[0024]
The acceleration control unit 26 includes a target acceleration variation unit 28 that varies the target acceleration, and a control unit 27 that brings the acceleration of the turbine 1 close to the target acceleration determined by the target acceleration variation unit 28. That is, the current acceleration of the turbine 1 calculated by the acceleration calculation unit 14 is used as a feedback value, and a control signal for minimizing the deviation between this feedback value and the target acceleration sent from the target acceleration fluctuation unit 28 is obtained. It is calculated by the acceleration calculation unit 27.
[0025]
The target acceleration changing unit 28 changes the target acceleration based on the air temperature measured by the air temperature measuring unit 17. More specifically, the target acceleration changing unit 28 is connected to the air temperature measuring unit 17 as shown in FIG. 2B, and the air temperature measured by the air temperature measuring unit 17, that is, combustion. The inflow air temperature (CIT) is constantly sent to the target acceleration fluctuation unit 28. The target acceleration fluctuation unit 28 is set with a combustor inflow air maximum temperature (CITmax) that can be allowed by the gas turbine device. First, the combustor inflow air maximum temperature (CITmax) is sent from the air temperature measurement unit 17. A deviation (CITmax−CIT) from the combustor inflow air temperature (CIT) is calculated.
[0026]
Next, a correction value (CITα) proportional to the deviation is calculated by multiplying this deviation (CITmax−CIT) by a predetermined constant Z, and this correction value (CITα) is calculated from a preset reference target acceleration (ACCELst). The target acceleration is calculated by subtracting. In the present embodiment, as the reference target acceleration (ACCELst), an acceleration corresponding to the combustor inflow air maximum temperature (CITmax) is set when the temperature of the gas turbine apparatus is high. When the reference target acceleration is set according to the minimum temperature that can be assumed by the gas turbine device, the target acceleration to be obtained may be calculated by adding the reference target acceleration and the correction value described above.
[0027]
In the turbine control unit 11 configured as described above, first, control signals output from the rotation speed calculation unit 13 and the acceleration control unit 26 are respectively sent to the low signal select 21. In the low signal select 21, only the control signal indicating the lower value is selected. Normally, the control signal output from the acceleration control unit 26 is smaller than the control signal output from the rotation speed calculation unit 13 until the air-fuel mixture is ignited and the turbine 1 reaches the rated rotation speed. . Therefore, the low signal select 21 selects the control signal output from the acceleration control unit 26 until the air-fuel mixture is ignited and the turbine 1 reaches the rated speed.
[0028]
The control signal that has passed through the low signal select 21 is finally sent to the opening operation unit 20. In the opening operation unit 20, an operation amount for operating the opening of the fuel control valve 19 is determined based on the value of the control signal. Then, the fuel supply amount supplied to the combustor 2 is adjusted by operating the fuel adjustment valve 19 by the opening operation unit 20, whereby the turbine 1 is controlled.
[0029]
Next, how the acceleration of the turbine 1 fluctuates by the acceleration control unit 26 in the present embodiment will be described with reference to FIG. FIG. 3 is a diagram showing how various values fluctuate when the gas turbine apparatus according to this embodiment is started.
When the gas turbine apparatus is started up, as described above, the acceleration control unit 26 controls the turbine 1 until the air-fuel mixture ignites and reaches the rated rotational speed (NRst). Note that the selection of the control signal is switched by the low signal select 21 immediately before the turbine 1 reaches the rated speed (NRst), and thereafter, the turbine 1 is controlled by the speed calculator 13.
[0030]
When starting the gas turbine apparatus, the turbine 1 is rotationally driven by the motor 5 to accelerate the turbine 1. The ignition operation is performed while maintaining the rotation speed constant when the rotation speed (NR ₁ ) at which the turbine 1 can be ignited is reached. When the air-fuel mixture is ignited (t ₀ ), the driving force is obtained by the combustion gas, and the turbine 1 starts to rise. The turbine 1 at this time is controlled by the turbine control unit 11, and as described above, the acceleration control of the turbine 1 is performed by the acceleration control unit 26 until the rotational speed of the turbine 1 reaches the rated rotational speed (NRst).
[0031]
In the present embodiment, the reference target acceleration (ACCELst) and the combustor inflow air maximum temperature (CITmax) are set to the values shown in FIG. Based on the deviation (CITmax−CIT) and the reference target acceleration (ACCELst) between the combustor inflow air maximum temperature (CITmax) and the combustor inflow air temperature (CIT) measured by the air temperature measurement unit 17, The final target acceleration is determined.
[0032]
For example, when restarting immediately after stopping the operation of the gas turbine device, since the gas turbine device is hot, the combustor inflow air temperature (CIT) is measured at a high value at the time of startup. (See CIT (hot) in FIG. 3). Therefore, the deviation (CITmax−CIT) between the combustor inflow air maximum temperature (CITmax) and the combustor inflow air temperature (CIT) is small, and the target acceleration determined by the target acceleration fluctuation unit 28 is ACCEL (hot ) Value. The turbine 1 rises Hayashi based on the target acceleration, it reaches the rated speed at t _1.
[0033]
On the other hand, when the gas turbine apparatus is started in a low temperature state, the temperature of the combustor inflow air temperature (CIT) is at a low position (see CIT (cold) in FIG. 3). In this case, since the deviation (CITmax−CIT) between the combustor inflow air maximum temperature (CITmax) and the combustor inflow air temperature (CIT) is large, the target acceleration calculated by the target acceleration fluctuation unit 28 is shown in FIG. It becomes the value of ACCEL (cold). The turbine 1 rises Hayashi based on the target acceleration, it reaches a rated rotational speed at t _2.
[0034]
That is, when the gas turbine apparatus is started in a high temperature state, the turbine 1 is quickly increased. When the gas turbine apparatus is started in a low temperature state, the turbine 1 is gradually increased. become. When the temperature of the gas turbine device is low, the turbine 1 gradually increases, so that less driving force is required than when the turbine 1 is rapidly increased. As a result, the exhaust temperature (EGT) It is possible to keep the rise low. In addition, when the temperature of the gas turbine device is high, the turbine 1 is rapidly increased, so that the time required to reach the rated rotational speed can be shortened from t ₂ to t ₁ .
[0035]
In addition, the gas turbine apparatus of this invention is not limited only to the above-mentioned embodiment, Of course, various changes can be added within the range which does not deviate from the summary of this invention.
[0036]
【The invention's effect】
As described above, according to the present invention, when the temperature of the gas turbine apparatus is low, the turbine is slowly increased, so that the fuel required for increasing the turbine speed can be reduced. As a result, it is possible to reduce the thermal stress generated in the constituent members while suppressing the combustion state, thereby preventing the life of the gas turbine device from being reduced. Further, when the temperature of the gas turbine apparatus is high, it is possible to shorten the time until the turbine reaches the rated rotational speed. That is, the shortest start-up time corresponding to the temperature of the gas turbine device can be obtained.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic diagram showing an overall configuration of a gas turbine apparatus according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 (a) is a schematic diagram showing a configuration of a turbine control unit provided in an embodiment of the present invention, and FIG. 2 (b) is a configuration of a target acceleration changing unit shown in FIG. 2 (a). It is a schematic diagram which shows.
FIG. 3 is a diagram showing how various values fluctuate when a gas turbine apparatus according to an embodiment of the present invention is started.
FIG. 4 is a diagram showing how various values fluctuate when a conventional gas turbine apparatus is started in a low temperature state.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine 2 Combustor 3 Air compressor 4 Heat exchanger 5 Motor 6 Rotating shaft 7, 8 Piping 11 Turbine control part 12 Rotational speed detection part 13 Rotational speed calculation part 14 Acceleration calculation part 17 Air temperature measurement part 18 Exhaust temperature measurement Unit 19 Fuel control valve 20 Opening operation unit 21 Low signal select 26 Acceleration control unit 27 Acceleration calculation unit 28 Target acceleration variation unit

Claims

空気と燃料との混合気を燃焼させ、該燃焼により発生した燃焼ガスをタービンに供給することにより前記タービンを回転駆動するガスタービン装置において、
燃焼ガスの熱を利用して燃焼に供される空気を加温する熱交換器と、前記熱交換器により加温された空気の温度を測定する空気温度測定部と、前記タービンの加速度が所定の目標加速度に近づくように前記タービンの加速度を制御する加速度制御部とを設け、
前記加速度制御部は、前記空気温度測定部により測定された空気の温度に基づいて前記目標加速度を変動させる目標加速度変動部を有することを特徴とするガスタービン装置。In a gas turbine device that rotates a turbine by burning a mixture of air and fuel and supplying combustion gas generated by the combustion to the turbine,
A heat exchanger that heats air that is used for combustion using the heat of combustion gas, an air temperature measurement unit that measures the temperature of air heated by the heat exchanger, and an acceleration of the turbine is predetermined. An acceleration control unit for controlling the acceleration of the turbine so as to approach the target acceleration of
The said acceleration control part has a target acceleration fluctuation | variation part which fluctuates the said target acceleration based on the temperature of the air measured by the said air temperature measurement part, The gas turbine apparatus characterized by the above-mentioned.

前記目標加速度変動部は、前記空気温度測定部により測定された空気の温度に比例する補正値を所定の基準目標加速度に加算又は減算することにより前記目標加速度を変動させること特徴とする請求項１に記載のガスタービン装置。2. The target acceleration fluctuation unit varies the target acceleration by adding or subtracting a correction value proportional to the air temperature measured by the air temperature measurement unit to or from a predetermined reference target acceleration. The gas turbine apparatus described in 1.

前記補正値は、所定の基準空気温度と前記空気温度測定部により測定された空気の温度との偏差に所定の定数を乗算して得られた値であることを特徴とする請求項２に記載のガスタービン装置。3. The correction value according to claim 2, wherein the correction value is a value obtained by multiplying a deviation between a predetermined reference air temperature and an air temperature measured by the air temperature measuring unit by a predetermined constant. Gas turbine equipment.

前記基準目標加速度が関数として構成されことを特徴とする請求項２又は３に記載のガスタービン装置。The gas turbine apparatus according to claim 2, wherein the reference target acceleration is configured as a function.