JPS62111135A - Control method for starting gas turbine - Google Patents

Abstract

PURPOSE:To improve the igniting reliability by controlling air fuel ratio according to flow rate of air at the inlet of a compressor, heating value of fuel and the temperature of a gas turbine. CONSTITUTION:A valve 5 is disposed in a system for supplying fuel to a gas turbine burner 3. When a turbine starts, the valve is controlled under a specified program. A compensatory calculation circuit 13 is incorporated in a program control system. The compensatory calculation circuit 13 receives respective signals of flow rate of air at the inlet of the compressor, heating value of fuel and the temperature of the gas turbine, calculates a compensatory signal for optimizing an air fuel ratio and sends the calculated signal to the program control system. The ignition reliability at the starting time of the gas turbine can be improved in this way.

Description

【発明の詳細な説明】 〔発明の利用分野〕 本発明はガスタービンの起動制御方法に関する。[Detailed description of the invention] [Field of application of the invention] The present invention relates to a gas turbine startup control method.

〔発明の背景〕[Background of the invention]

第１０図、第１１図にそれぞれ従来のガスタービン燃料
制御系統及び燃料流量特性を示す、ガスタービン制御系
統は、起動制御系、速度／負荷制御系、加速度制御系、
排気温度制御系の四つに大別される。起動制御系統はガ
スタービン起動時に定められた起動プログラム信号によ
って燃料流量を制御し、ガスタービンを定格速度まで立
ち上げる。速度／負荷制御系はガスタービンが定格速度
に達してからの速度及び負荷を制御する。加速度制御系
は起動時のガスタービン加速度を定めら″れた値を越え
ないように制御するものである。排気温度制御系は排気
温度が定められた値を越えないように制御するものであ
る。切換ゲート８はこれら四つの制御信号のうちガスタ
ービンの運転状態に応じて最適な信号を選択するもので
ある。FIG. 10 and FIG. 11 show a conventional gas turbine fuel control system and fuel flow characteristics, respectively. The gas turbine control system includes a startup control system, a speed/load control system, an acceleration control system,
There are four types of exhaust temperature control systems: The startup control system controls the fuel flow rate according to the startup program signal determined when starting the gas turbine, and starts the gas turbine up to the rated speed. The speed/load control system controls the speed and load after the gas turbine reaches its rated speed. The acceleration control system controls the gas turbine acceleration at startup so that it does not exceed a predetermined value.The exhaust temperature control system controls the exhaust temperature so that it does not exceed a predetermined value. The switching gate 8 selects the optimum signal among these four control signals depending on the operating state of the gas turbine.

起動装置により着火可能な速度にまで昇速されたガスタ
ービンは、着火、暖機、加速のステップを経て定格スピ
ードまで昇速される。切換ゲート８で起動制御系９が選
定さ九た後、信号発生器７で着火信号が発生し、制御装
置６で燃料制御弁の開度が制御される０着火燃料流量は
着火に最適の燃室比、となるよう制御されるが、従来の
設定値は与えられた外部条件（設計大気温度、設計燃料
仕様）のみで決定されていた。すなわち、実際にガスタ
ービンを起動する条件がこれらの値からずれていても、
一定の信号値が出されていたため、大気温度の変化、燃
料性状の変化に対して適応範囲が小さかった。又、ガス
タービン自体の情報は何ら反映されていなかった。すな
わち、ガスタービンを停止した直後（ホット状態）であ
っても、ガスタービンが停止して数日たったような状態
（コールド状態）でも全く同じ信号が出されていた。（
特開昭５８−１８７５３０参照）〔発明の概要〕 エネルギの有効利用が大きな課題となった今、ガスター
ビンに要求される条件には大変きびしいものがある。The gas turbine is sped up to a speed at which it can be ignited by the starter, and then is sped up to its rated speed through the steps of ignition, warm-up, and acceleration. After the starting control system 9 is selected by the switching gate 8, an ignition signal is generated by the signal generator 7, and the opening degree of the fuel control valve is controlled by the control device 6. However, in the past, the set values were determined only by given external conditions (design atmospheric temperature, design fuel specifications). In other words, even if the conditions for actually starting the gas turbine deviate from these values,
Because a fixed signal value was output, the range of adaptation to changes in atmospheric temperature and fuel properties was small. Also, no information about the gas turbine itself was reflected. That is, the exact same signal was issued even if the gas turbine had just been stopped (hot state) or several days had passed since the gas turbine had been stopped (cold state). (
(Refer to Japanese Unexamined Patent Publication No. 58-187530) [Summary of the Invention] Now that the effective use of energy has become a major issue, there are very strict conditions required of gas turbines.

中東やシベリアなどの内陸部では、大気温度の変化によ
り着火信頼性が低下している。鉱山などで噴出する可燃
性ガスを燃料とするガスタービンプラントは、燃料代が
無料であること、鉱山の安全につながるなど、そのメリ
ットは測りしれないものがあるが、燃料ガス濃度の変化
が大きく、低燃料濃度時には着火性が悪いという例が報
告されている。又、熱効率を上げるため、再生サイクル
のプラントが増えてきているが、再生サイクルでは、ホ
ットスタートとコールドスタートにおいて。In inland areas such as the Middle East and Siberia, ignition reliability is decreasing due to changes in atmospheric temperature. Gas turbine plants that use flammable gas emitted from mines as fuel have immeasurable benefits, such as free fuel and improved mine safety, but they do not require significant changes in fuel gas concentration. There have been reports of poor ignitability at low fuel concentrations. In addition, in order to increase thermal efficiency, the number of plants using regeneration cycles is increasing, and in regeneration cycles, hot start and cold start.

再生器から圧縮機吐出空気に与えられる熱エネルギの差
により、着火特性が大きく異なるという欠点があった。There was a drawback that the ignition characteristics varied greatly due to the difference in thermal energy given to the compressor discharge air from the regenerator.

寒冷時のコールドスタートでは、着火性に難点があり、
ホットスタート時には着火時の燃焼温度が上がり過ぎガ
スタービンに対する熱的負荷が大きすぎるなどの問題が
あった。Cold starts in cold weather have problems with ignitability.
During a hot start, there were problems such as the combustion temperature at ignition rising too high and the thermal load on the gas turbine being too large.

本発明の要点は、火気温度の変化による空気流量の変化
や、燃料ガス性状の変化及びガスタービン自体の状況を
判断し、常に最適な燃室比となるように制御し、高い着
火信頼性をもつガスタービン起動制御方法を得ることに
ある。The key points of the present invention are to judge changes in air flow rate due to changes in flame temperature, changes in fuel gas properties, and the status of the gas turbine itself, and to control the combustion chamber ratio so that it is always at the optimum combustion chamber ratio, thereby achieving high ignition reliability. The object of the present invention is to obtain a gas turbine startup control method that has the following properties.

〔発明の実施例〕[Embodiments of the invention]

第１図に本発明の一実施例の系統図を示す、第１０図の
制御系統に外気条件、すなわち、入口空気流量、燃料発
熱量、及び、ガスタービン温度、すなわち、ガスタービ
ン自体、あるいは、その雰囲気の温度を信号として取り
入れ補正する補正演算回路を設けることにより、外的状
況及びガスタービン自体の状況を判断し、常に、最適の
燃室比制御を達成することが出来る。FIG. 1 shows a system diagram of an embodiment of the present invention, and the control system shown in FIG. By providing a correction calculation circuit that takes in the temperature of the atmosphere as a signal and performs correction, it is possible to judge the external situation and the situation of the gas turbine itself, and always achieve optimal combustion chamber ratio control.

第２図は従来のガス燃料制御系統図を示す、取合１４よ
り供給される燃料ガスは速度比止弁１５でガスタービン
速度に比例した圧力に制御され、燃料ガス制御弁１６で
流量が制御される。制御弁は着火燃料流量指令により開
度が制御されるが。FIG. 2 shows a conventional gas fuel control system diagram. The fuel gas supplied from the joint 14 is controlled at a pressure proportional to the gas turbine speed by a speed ratio valve 15, and the flow rate is controlled by a fuel gas control valve 16. be done. The opening degree of the control valve is controlled by the ignition fuel flow rate command.

一定値の指令が与えられていた。このガス系統の場合、
燃量流量は制御弁入口及び燃焼器内の空気圧力の差圧に
より決定される。すなわち、燃料入熱は大気温度の変化
及び燃料性状の変化に大きく依存する。A fixed value command was given. For this gas system,
The fuel flow rate is determined by the differential pressure between the control valve inlet and the air pressure within the combustor. That is, fuel heat input largely depends on changes in atmospheric temperature and changes in fuel properties.

第３図はその変化の様子を示したものである。Figure 3 shows the state of the change.

横軸に大気温度を縦軸に圧縮機空気流量、燃量ガスによ
る入熱及び空気に対する入熱比を示したものである。燃
料ガス入熱及び入熱比は燃料ガスの性状（発熱量）の変
化をパラ゛メータにとって示す。The horizontal axis shows atmospheric temperature, and the vertical axis shows compressor air flow rate, heat input due to fuel gas, and heat input ratio to air. The fuel gas heat input and heat input ratio indicate changes in the properties (calorific value) of the fuel gas as parameters.

実線は設計燃料を用いた場合であり、破線は燃料の発熱
量が低下した場合、すなわち、低発熱量の燃料に変化し
たか、あるいは、鉱山から湧出するメタン予混合ガス燃
料のような場合、メタン濃度が低下したような状態を言
う、一点鎖線は、逆に、燃料の発熱量が増加した場合を
示す、この様なガス系統では、大気温度が低下した場合
には、圧縮機空気流量の増加及び圧縮吐出圧力上昇に伴
う制御弁前後の差圧減少による。燃料ガス流量自体の減
少により、入熱比が大きく低下する。さらに、空気温度
自体の低下による着火性の低下も加わり、着火性が大き
く低下する。The solid line is the case when the design fuel is used, and the dashed line is when the calorific value of the fuel has decreased, that is, when it has changed to a fuel with a lower calorific value, or when the methane premixed gas fuel that gushes out from a mine, etc. The dashed-dotted line, which indicates a state in which the methane concentration has decreased, conversely indicates a state in which the calorific value of the fuel has increased.In such a gas system, when the atmospheric temperature decreases, the compressor air flow rate decreases. This is due to a decrease in the differential pressure across the control valve due to an increase in compression and discharge pressure. As the fuel gas flow rate itself decreases, the heat input ratio decreases significantly. Furthermore, the ignitability is also reduced due to the decrease in the air temperature itself, resulting in a significant decrease in ignitability.

第１図に示す本発明を用いて、空気流量及び燃料発熱量
を感知し二点鎖線で示すような燃量流量に制御すること
により、着火に最適な入熱比に制御することが出来る。Using the present invention shown in FIG. 1, by sensing the air flow rate and fuel calorific value and controlling the fuel flow rate to the one shown by the two-dot chain line, it is possible to control the heat input ratio to the optimum for ignition.

第４図はガス焚ガスタービンにおける本発明の実施例を
示したものである。FIG. 4 shows an embodiment of the present invention in a gas-fired gas turbine.

入口空気流量の替りに圧縮機吐出空気温度を。Compressor discharge air temperature instead of inlet air flow rate.

燃料発熱量信号として発熱量計の信号を、ガスタービン
自体の情報としてガスタービン排気室温度を使用してい
ることに特徴をもつ。圧縮機吐出空気温度の替りに、大
気温度を用いることも可能である。又、′ガスタービン
排気室温度の替りにホイールスペース温度、ケーシング
温度を用いることも可能である。It is characterized by using the signal from the calorific value meter as the fuel calorific value signal and the gas turbine exhaust chamber temperature as information about the gas turbine itself. It is also possible to use atmospheric temperature instead of compressor discharge air temperature. Furthermore, it is also possible to use the wheel space temperature and the casing temperature instead of the gas turbine exhaust chamber temperature.

第５図は油焚ガスタービンにおける実施例を示す、油系
統では燃料流量は、燃料流量信号に応じて燃料油制御弁
（リターン弁１８）の開度を調整することにより、その
流量が制御される。燃料ポンプの吐出量は、はぼ回転数
によって決まるため、ガスタービン軸駆動である燃料ポ
ンプの吐出量は着火スピードによりほぼ決まり、圧縮機
空気流量の変化による燃料流量の変化はガスに比べ少な
い。FIG. 5 shows an example of an oil-fired gas turbine. In the oil system, the fuel flow rate is controlled by adjusting the opening degree of the fuel oil control valve (return valve 18) according to the fuel flow signal. Ru. Since the discharge amount of a fuel pump is determined by the rotation speed, the discharge amount of a fuel pump driven by a gas turbine shaft is almost determined by the ignition speed, and the change in fuel flow rate due to a change in compressor air flow rate is smaller than that of gas.

すなわち、燃室比の変化は少ない、しかし着火性そのも
のはガス燃料に比べ圧縮機吐出空気温度の影響を受は易
いため、この補正回路が１着火性の改善に大いに効果的
である。That is, the change in the combustion chamber ratio is small, but the ignitability itself is more easily affected by the compressor discharge air temperature than gas fuel, so this correction circuit is very effective in improving the ignitability.

一方、第６図はガスタービン自体の状態の着火性に及ぼ
す効果を定性的に示したものである。ガスタービン停止
直後に再起動させるベリーホットスタートよりも停止時
間の長いホットスタートの方が、さらに、もつと停止時
間の長いコールドスタートの方が着火最適燃室比が高い
ことがわかる。On the other hand, FIG. 6 qualitatively shows the effect of the state of the gas turbine itself on the ignitability. It can be seen that the optimum combustion chamber ratio for ignition is higher in a hot start, which requires a longer stop time, than in a very hot start, in which the gas turbine is restarted immediately after the gas turbine is stopped, and furthermore, in a cold start, which has an even longer stop time.

すなわち、燃料をたくさん供給しなければいけないこと
がわかる。In other words, it is clear that a large amount of fuel must be supplied.

第７図は再生サイクルガスタービンの系統を示すもので
あるが、図かられかるように、圧縮機を出た圧縮空気は
再生器（熱交換器）を経て燃焼器へ導かれるため、ホッ
トとコールドの状態では着火に供給される空気の温度は
大きく異なる。このため、従来の一定値制御では着火特
性に大きなバラツキがあった。寒冷時期のコールドスタ
ートでは、かえって圧縮空気の熱がうばわれる結果とな
り、着火性が低下したり、ベリーホットの状態では、再
生器の予熱エネルギが圧縮空気に加わるため、燃焼温度
が上昇しすぎるという問題が発生していた。Figure 7 shows the system of a regeneration cycle gas turbine. As you can see from the figure, the compressed air leaving the compressor is led to the combustor via the regenerator (heat exchanger), so it becomes hot and hot. In cold conditions, the temperature of the air supplied for ignition varies greatly. For this reason, in conventional constant value control, there were large variations in ignition characteristics. A cold start during a cold season actually results in the heat of the compressed air being wasted, reducing ignitability, and in very hot conditions, the preheating energy of the regenerator is added to the compressed air, causing the combustion temperature to rise too much. A problem was occurring.

これらの問題は、ガスタービン自体の温度、すなわち、
ガスタービンケーシング温度や再生器温度、あるいはホ
イールスペース温度、排気室温度など間接点にガスター
ビンの状況を示す温度を検知し、補正することにより改
善される。These problems are related to the temperature of the gas turbine itself, i.e.
Improvements can be made by detecting and correcting temperatures that indicate gas turbine conditions at joint points such as gas turbine casing temperature, regenerator temperature, wheel space temperature, and exhaust chamber temperature.

第８図は、ガスタービン停止時間とガスタービン自体の
温度変化、および、着火燃室此の変化を′示したもので
ある１本図ではガスタービン自体の温度の代表例として
ホイールスペース温度を用いたが排気室の温度、あるい
は、ガスタービンケーシングの温度を取り上げても同様
な傾向を示す。Figure 8 shows the gas turbine stop time, temperature changes in the gas turbine itself, and changes in the ignition combustion chamber. In this figure, the wheel space temperature is used as a representative example of the temperature of the gas turbine itself. However, a similar trend is observed when considering the temperature of the exhaust chamber or the gas turbine casing.

このことよりガスタービン自体の状況を示す温度の代り
に、ガスタービン停止時間を用いることが可能であるこ
とがわかる。This shows that it is possible to use the gas turbine stop time instead of the temperature that indicates the condition of the gas turbine itself.

この補正演算の一例を次式に示す。An example of this correction calculation is shown in the following equation.

Ｑ＝ＱｏＸｆ　（ＬＨＶ、Ｔｃｄ、Ｔ）ここに、 Ｑ　：着火燃料流量 Ｑｏ：着火燃料流量（初期値）、すなわち、設計条件で
求められた燃料流量ｆ　（ＬＨＶ、　Ｔ　ｃ　ｄ　。Q=QoXf (LHV, Tcd, T) where, Q: Ignition fuel flow rate Qo: Ignition fuel flow rate (initial value), that is, fuel flow rate f (LHV, Tcd) determined under the design conditions.

Ｔ）：実際の起動条件による燃料流量補正項。この場合
１発熱量の変化を低位発熱量ＬＨＶで、圧縮空気流量を
圧縮機吐出空気温度Ｔ　ｃ　ｄで、ガスタービン自体の
温度を排気室の温度Ｔで代表させた。尚、補正項ｆは、
さらに、下記のように書くことも出来る。T): Fuel flow rate correction term based on actual starting conditions. In this case, the change in one calorific value is represented by the lower calorific value LHV, the compressed air flow rate is represented by the compressor discharge air temperature T c d, and the temperature of the gas turbine itself is represented by the temperature T of the exhaust chamber. In addition, the correction term f is
Furthermore, you can also write as follows.

ｆ　（ＬＨＶ、Ｔｃｄ、Ｔ）＝ｆｘ　（ＬＨＶｏ−ＬＨ
Ｖ）＋ｆｚ　（Ｔｃｄｏ−Ｔｃｄ）＋ｆｓ　（Ｔｏ−Ｔ
）ここに ｊｌ：燃料性状の変化による補正項、ＬＨＶｏは設計Ｌ
ＨＶ値 ｆｚ：空気流量補正項。Ｔ　ｃ　ｄ　ｏは設計大気温度
における設計圧縮空気温度。f (LHV, Tcd, T) = fx (LHVo-LH
V)+fz (Tcdo-Tcd)+fs (To-T
) where jl: correction term due to change in fuel properties, LHVo is design L
HV value fz: Air flow rate correction term. T c do is the design compressed air temperature at the design atmospheric temperature.

ｆ８ニガスタービン自体の状況による補正項。Correction term depending on the situation of the f8 gas turbine itself.

Ｔｏは標準状態すなわちコールド状態における排気室の
温度に れらの補正回路を補正演算回路１３に組み込むことによ
り、常に、安全な着火特性を持つガスタービン起動制御
方法が得られる。To is the temperature of the exhaust chamber in a standard state, that is, a cold state.By incorporating these correction circuits into the correction calculation circuit 13, a gas turbine start-up control method that always has safe ignition characteristics can be obtained.

第９図は第１図に示す本発明に、さらに燃料流量信号を
フィードバックすることにより、精度良く制御可能な系
統を示したものである。FIG. 9 shows a system that can be accurately controlled by further feeding back a fuel flow signal to the present invention shown in FIG. 1.

なお、図中１は空気圧縮機、２はタービン、３は燃焼器
、４は発電機、５は燃料制御弁、１０は速度／負荷制御
系、１１は加速度制御系、１２は排気温度制御系、１３
は補正演算回路、１７は燃料発熱量計、１９は燃料止弁
、２０は燃料ポンプ、２１はフィルタ、２２は燃料分配
器、２３は再生器、２４は設料ガス流量計である。In the figure, 1 is an air compressor, 2 is a turbine, 3 is a combustor, 4 is a generator, 5 is a fuel control valve, 10 is a speed/load control system, 11 is an acceleration control system, and 12 is an exhaust temperature control system. , 13
17 is a correction calculation circuit, 17 is a fuel calorific value meter, 19 is a fuel stop valve, 20 is a fuel pump, 21 is a filter, 22 is a fuel distributor, 23 is a regenerator, and 24 is a design gas flow meter.

【図面の簡単な説明】[Brief explanation of drawings]

第１図は本発明の一実施例の系統図、第２図は従来の燃
料ガス系統図、第３図は燃室比特性図、第４図は本発明
の一実施例のガス焚ガスタービン系統図、第５図は本発
明の一実施例の油焚ガスタービン系統図、第６図はガス
タービン白熊の状況が着火性に及ぼす効果を示す図、第
７図は再生サイクルガスタービンの系統図、第８図は停
止時間とガスタービン温度の関係図、第９図はフィード
バック制御を用いた本発明の実施例の系統図、第１０ｍ
は従来のガスタービン燃料制御系統図、第１１図はガス
タービン起動特性図である。 ■ ｈ゛スフーヒ゛／走戊 ￥８図 停止ｌ：８＃ｒ問Fig. 1 is a system diagram of an embodiment of the present invention, Fig. 2 is a conventional fuel gas system diagram, Fig. 3 is a fuel chamber ratio characteristic diagram, and Fig. 4 is a gas-fired gas turbine of an embodiment of the present invention. System diagram, Fig. 5 is a system diagram of an oil-fired gas turbine according to an embodiment of the present invention, Fig. 6 is a diagram showing the effect of gas turbine polar bear conditions on ignitability, and Fig. 7 is a system diagram of a regenerative cycle gas turbine. 8 is a diagram showing the relationship between the stop time and gas turbine temperature, FIG. 9 is a system diagram of an embodiment of the present invention using feedback control, and 10th m
1 is a conventional gas turbine fuel control system diagram, and FIG. 11 is a gas turbine starting characteristic diagram. ■ h゛sufuhi゛/running ￥8 figure stop l:8#r question

Claims (1)

【特許請求の範囲】 １、ガスタービン起動時、プログラム制御される起動制
御系において、 圧縮機空気流量信号、燃料発熱量信号及び前記ガスター
ビン自体の状態を示す温度信号による補正信号を加え、
大気条件の変化、燃料条件の変化に対応し、さらに前記
ガスタービン自体の状態をも判断し、安全した着火、特
性が得られるよう、常に、最適燃空比制御することを特
徴とするガスタービン起動制御方法。 ２、特許請求の範囲第１項において、前記圧縮空気流量
信号の替りに、圧縮機吐出空気温度あるいは大気温度を
用いることを特徴とするガスタービン起動制御方法。[Claims] 1. When starting the gas turbine, in a program-controlled startup control system, a correction signal is added based on a compressor air flow rate signal, a fuel calorific value signal, and a temperature signal indicating the state of the gas turbine itself;
A gas turbine that responds to changes in atmospheric conditions and fuel conditions, and also determines the state of the gas turbine itself, and constantly controls the optimum fuel-air ratio so as to obtain safe ignition and characteristics. Startup control method. 2. A gas turbine start-up control method according to claim 1, characterized in that compressor discharge air temperature or atmospheric temperature is used instead of the compressed air flow rate signal.