KR20200125007A - Method for generating turbine performance curve of gas turbine device - Google Patents

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Abstract

According to one aspect of the present invention, a method for generating a turbine performance curve of a gas turbine device including a compression unit, a combustion unit, and a turbine unit, comprises the steps of: (a) preparing a compressor performance map indicating relationship between a pressure ratio, a non-dimensional flow rate, and a non-dimensional rotational speed of the compression unit at at least one operating point of the compression unit; (b) calculating an inlet pressure of the turbine unit and an inlet temperature of the turbine unit by using data of the compressor performance map; (c) calculating a pressure ratio, a non-dimensional flow rate, efficiency, and a non-dimensional rotational speed of the turbine unit at an operating point of the turbine unit matching the operating point of the compression unit by using the inlet pressure of the turbine unit and the inlet temperature of the turbine unit; and (d) generating a turbine performance curve by using the pressure ratio, the non-dimensional flow rate, the efficiency, and the non-dimensional rotational speed of the turbine unit at the operating point of the turbine unit. According to the present invention, it is possible to provide a method capable of easily generating a turbine performance curve of a rotational speed area that is not provided by a turbine manufacturer.

Description

가스 터빈 장치의 터빈 성능 선도 생성 방법{Method for generating turbine performance curve of gas turbine device}Method for generating turbine performance curve of gas turbine device}

본 발명은 가스 터빈 장치의 터빈 성능 선도의 생성 방법에 대한 것이다.The present invention relates to a method of generating a turbine performance diagram for a gas turbine device.

가스 터빈 장치는 압축기, 연소기, 터빈을 포함하고 있어, 압축기에서 공기를 압축하고, 연소기에서는 압축된 공기와 연료를 연소시키고, 터빈에서는 연소기에서 고온, 고압으로 팽창된 가스를 이용하여 운동 에너지를 생성시키는 장치이다.The gas turbine device includes a compressor, a combustor, and a turbine, which compresses air in the compressor, combusts compressed air and fuel in the combustor, and generates kinetic energy using the gas expanded at high temperature and high pressure in the combustor in the turbine. It is a device to let you know.

가스 터빈 장치의 개발 과정에는 압축기, 연소기, 터빈 등이 조립된 전체 가스 터빈 장치의 시동 운전이 필요한데, 시동 운전 중에는 예상치 못하게 서지 현상, 부품의 파손 등에 의해 가스 터빈 장치의 손상이 발생할 수 있다.In the process of developing a gas turbine device, a start-up operation of the entire gas turbine device in which a compressor, a combustor, and a turbine is assembled is required. During the start-up operation, unexpectedly, damage to the gas turbine device may occur due to a surge phenomenon or damage to parts.

따라서 가스 터빈 장치의 시동 운전 전에 미리 컴퓨터 등을 이용한 시뮬레이션 과정이 필요하다. 그런데, 터빈 제조사에서 제공하는 터빈 성능 맵에는 시동 운전 해석에 필요한 일부 회전속도 영역의 터빈 성능 선도가 종종 생략되어 있어서, 시동 운전이 진행되는 회전속도 영역의 시뮬레이션 해석이 어려운 경우가 존재하였다. Therefore, a simulation process using a computer or the like is required before starting operation of the gas turbine device. However, in the turbine performance map provided by the turbine manufacturer, turbine performance diagrams in some rotational speed regions required for start-up operation analysis are often omitted, so that simulation analysis of the rotational speed region in which the start-up operation is in progress was difficult.

등록특허공보 10-0788212호에는, 시스템 식별과 유전 알고리즘을 이용하여 가스 터빈 엔진의 성능을 모사하는 기술이 개시되어 있다.Patent Publication No. 10-0788212 discloses a technique for simulating the performance of a gas turbine engine using system identification and genetic algorithms.

터빈 제조사에 의해 제공되지 않는 회전속도 영역의 터빈 성능 선도를 용이하게 생성할 수 있는 방법을 제공하는 것을 주된 과제로 한다.The main task is to provide a method for easily generating turbine performance diagrams in the rotational speed range that are not provided by turbine manufacturers.

본 발명의 일 측면에 따르면, 압축부, 연소부, 터빈부를 포함하는 가스 터빈 장치의 터빈 성능 선도 생성 방법에 있어서, (a) 상기 압축부의 적어도 하나의 운전점에서의 상기 압축부의 압력비, 무차원 유량, 무차원 회전속도의 관계를 나타내는 압축기 성능 맵을 준비하는 단계;와, (b) 상기 압축기 성능 맵의 데이터를 이용하여 상기 터빈부의 입구 압력 및 상기 터빈부의 입구 온도를 구하는 단계;와, (c) 상기 터빈부의 입구 압력 및 상기 터빈부의 입구 온도를 이용하여, 상기 압축부의 운전점과 매칭이 되는 상기 터빈부의 운전점에서의 상기 터빈부의 압력비, 무차원 유량, 효율, 무차원 회전 속도를 구하는 단계;와, (d) 상기 터빈부의 운전점에서의 상기 터빈부의 압력비, 무차원 유량, 효율, 무차원 회전 속도를 이용하여, 터빈 성능 선도를 생성하는 단계를 포함하는 터빈 성능 선도 생성 방법을 제공한다.According to an aspect of the present invention, in a method for generating a turbine performance diagram of a gas turbine device including a compression unit, a combustion unit, and a turbine unit, (a) a pressure ratio of the compression unit at at least one operating point of the compression unit, dimensionless Preparing a compressor performance map representing a relationship between a flow rate and a dimensionless rotational speed; and, (b) obtaining an inlet pressure of the turbine unit and an inlet temperature of the turbine unit using data of the compressor performance map; and, ( c) Using the inlet pressure of the turbine unit and the inlet temperature of the turbine unit, the pressure ratio of the turbine unit at the operating point of the turbine unit that matches the operation point of the compression unit, the dimensionless flow rate, efficiency, and the dimensionless rotation speed are obtained. Step; And, (d) using the pressure ratio of the turbine unit at the operating point of the turbine unit, a dimensionless flow rate, efficiency, and a dimensionless rotation speed, providing a turbine performance diagram generating method comprising the step of generating a turbine performance diagram do.

여기서, 상기 압축부의 출구 온도는 상기 압축부의 압력비와 효율 데이터를 이용하여 구하고, 상기 압축부의 출구 온도를 이용하여 상기 터빈부의 입구 온도를 구할 수 있다.Here, the outlet temperature of the compression unit may be obtained using the pressure ratio and efficiency data of the compression unit, and the inlet temperature of the turbine unit may be obtained using the outlet temperature of the compression unit.

여기서, 상기 터빈부의 입구 온도는, 상기 압축부의 출구 온도와 상기 연소부에 투입되는 연료의 상태를 이용하여 결정될 수 있다.Here, the inlet temperature of the turbine unit may be determined using an outlet temperature of the compression unit and a state of fuel input to the combustion unit.

여기서, 상기 생성되는 터빈 성능 선도는 터빈 성능 선도의 일부일 수 있다.Here, the generated turbine performance diagram may be a part of the turbine performance diagram.

본 발명의 일 측면에 따르면, 터빈 제작사에서 제공하지 않는 회전속도 영역의 터빈 성능 선도를 용이하게 생성할 수 있어, 가스 터빈 장치의 시뮬레이션을 수행하는데 도움이 되는 효과가 있다. According to an aspect of the present invention, since it is possible to easily generate a turbine performance diagram in a rotational speed region that is not provided by a turbine manufacturer, there is an effect of helping to perform a simulation of a gas turbine device.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 대한 가스 터빈 장치의 개략적인 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 대한 터빈 성능 선도 생성 방법을 개략적으로 도시한 순서도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 대한 압축기 성능 맵을 도시한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 대한 터빈 성능 맵을 도시한 도면이다. 1 is a schematic diagram of a gas turbine device according to an embodiment of the present invention.
2 is a flow chart schematically showing a method of generating a turbine performance diagram according to an embodiment of the present invention.
3 is a diagram showing a compressor performance map according to an embodiment of the present invention.
4 is a diagram showing a turbine performance map for an embodiment of the present invention.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 바람직한 실시예에 따른 본 발명을 상세히 설명하기로 한다. 또한, 본 명세서 및 도면에 있어서, 실질적으로 동일한 구성을 갖는 구성 요소에 대해서는, 동일한 부호를 사용함으로써 중복 설명을 생략한다. Hereinafter, the present invention according to a preferred embodiment will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, in the present specification and drawings, redundant descriptions are omitted by using the same reference numerals for components having substantially the same configuration.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 대한 가스 터빈 장치의 개략적인 도면이다.1 is a schematic diagram of a gas turbine device according to an embodiment of the present invention.

도 1에 도시된 본 실시예에 따른 가스 터빈 장치(100)는, 압축부(110), 연소부(120), 터빈부(130)를 포함한다. The gas turbine device 100 according to the present embodiment illustrated in FIG. 1 includes a compression unit 110, a combustion unit 120, and a turbine unit 130.

압축부(110)는 터빈부(130)로부터 축(M)을 통해 동력을 전달받아 구동되는데, 압축부(110)로는 공지의 가스 터빈 장치에 사용하는 압축기가 제한 없이 적용될 수 있다. 즉, 본 실시예에 따른 압축부(110)로는 원심형 압축기, 사류형 압축기, 축류형 압축기 등의 다양한 압축기가 적용될 수 있고, 단일 단 구조의 압축기뿐만 아니라 다단 구조의 압축기도 적용될 수 있으며, 여러 개의 압축기가 직렬 또는 병렬로 배치된 압축 장치도 적용될 수 있다.The compression unit 110 is driven by receiving power from the turbine unit 130 through the shaft M. As the compression unit 110, a compressor used in a known gas turbine device may be applied without limitation. That is, as the compression unit 110 according to the present embodiment, various compressors such as a centrifugal compressor, a four-flow compressor, and an axial compressor may be applied, and not only a single-stage compressor but also a multi-stage compressor may be applied. A compression device in which two compressors are arranged in series or in parallel can also be applied.

연소부(120)도, 공지의 가스 터빈 장치에 사용되는 연소기가 제한 없이 적용될 수 있으며, 연소부(120)에 투입되는 연료도 다양한 연료가 사용될 수 있다.As for the combustion unit 120, a combustor used in a known gas turbine device may be applied without limitation, and various fuels may be used as the fuel input to the combustion unit 120.

터빈부(130)도, 공지의 가스 터빈 장치에 사용되는 터빈이 제한 없이 사용될 수 있다. 즉, 단일 단 구조의 터빈뿐만 아니라 다단 구조의 터빈도 적용될 수 있으며, 여러 개의 터빈이 직렬 또는 병렬로 설치된 터빈 장치도 사용될 수 있다.As for the turbine unit 130, a turbine used in a known gas turbine device may be used without limitation. That is, not only a single-stage turbine but also a multi-stage turbine may be applied, and a turbine device in which several turbines are installed in series or in parallel may be used.

이하, 도 1 내지 도 4를 참조로 하여, 본 실시예에 따른 가스 터빈 장치(100)에 적용될 수 있는 터빈 성능 선도 생성 방법에 대해 설명한다.Hereinafter, a method for generating a turbine performance diagram applicable to the gas turbine apparatus 100 according to the present embodiment will be described with reference to FIGS. 1 to 4.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 대한 터빈 성능 선도 생성 방법을 개략적으로 도시한 순서도이고, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 대한 압축기 성능 맵을 도시한 도면이며, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 대한 터빈 성능 맵을 도시한 도면이다. 2 is a flowchart schematically showing a method for generating a turbine performance diagram according to an embodiment of the present invention, FIG. 3 is a view showing a compressor performance map according to an embodiment of the present invention, and FIG. A diagram showing a turbine performance map for one embodiment.

도 4에 도시된 터빈 성능 맵에서 「기존의 터빈 성능 선도」는 「저회전속도 영역」에서의 선도가 생략되어 있으므로, 본 실시예에서는, 압축기 성능 맵의 데이터와 측정 데이터(회전 속도 및 연료량)를 이용하여 「저회전속도 영역」에서의 터빈 성능 선도를 추가로 생성하는 방법을 설명한다.In the turbine performance map shown in FIG. 4, since the "conventional turbine performance diagram" is omitted from the "low rotational speed region", in this embodiment, the data of the compressor performance map and measurement data (rotation speed and fuel amount) A method of additionally generating a turbine performance diagram in the "low rotational speed region" will be described.

먼저, 도 3에 도시된 바와 같이, 압축부(110)의 복수의 운전점(a, b, c)에서의 압축부(110)의 압력비(P2/P1), 무차원 유량(

Figure pat00001
), 무차원 회전속도(
Figure pat00002
)의 관계를 나타내는 압축기 성능 맵을 준비한다(단계 S1).First, as shown in Fig. 3, the pressure ratio (P 2 /P 1 ) of the compression unit 110 at a plurality of operating points (a, b, c) of the compression unit 110, a dimensionless flow rate (
Figure pat00001
), dimensionless rotation speed (
Figure pat00002
A compressor performance map indicating the relationship of) is prepared (step S1).

도 3에 도시된 바와 같이, 압축기 성능 맵은 압축부(110)의 성능을 나타내는 맵인데, 그 맵에서 압력비(P2/P1)는 압축부(110)의 입구(①)에서의 압력 P1과 출구(②)에서의 압력 P2의 비이며, 무차원 유량(

Figure pat00003
)은 압축부(110)에서의 질량 유동량(
Figure pat00004
), 압축부(110)의 입구(①)에서의 온도 T1, 압축부(110)의 입구(①)에서의 압력 P1를 이용하여 표현될 수 있고, 무차원 회전속도(
Figure pat00005
)은 압축부(110)의 로터의 회전속도(N)와 압축부(110)의 입구(①)에서의 온도 T1를 이용하여 표현될 수 있다. As shown in Figure 3, the compressor performance map is a map showing the performance of the compression unit 110, in which the pressure ratio (P 2 /P 1 ) is the pressure P at the inlet (①) of the compression unit 110 1 is the ratio of the pressure P 2 at the outlet (②), and the dimensionless flow rate (
Figure pat00003
) Is the mass flow rate in the compression unit 110 (
Figure pat00004
), the temperature T 1 at the inlet (①) of the compression unit 110, the pressure P 1 at the inlet (①) of the compression unit 110, and a dimensionless rotation speed (
Figure pat00005
) Can be expressed by using the rotational speed (N) of the rotor of the compression unit 110 and the temperature T 1 at the inlet (①) of the compression unit 110.

도 3의 압축기 성능 맵에서는 무차원 회전속도(

Figure pat00006
)를 나타내는 곡선이 3개로 도시되었지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉 도 3에서는 이해를 위해, 터빈 성능 선도를 추가적으로 생성하기 위한 운전점들에 대응하는 3개의 무차원 회전속도(
Figure pat00007
)들만을 나타낸 것이지만, 실제 압축기 성능 맵에서는 무차원 회전속도(
Figure pat00008
)를 나타내는 더 많은 개수의 곡선으로 도시될 수도 있다. In the compressor performance map of Fig. 3, the dimensionless rotation speed (
Figure pat00006
) Is shown as three curves, the present invention is not limited thereto. That is, in FIG. 3, for understanding, three dimensionless rotation speeds corresponding to operating points for additionally generating a turbine performance diagram (
Figure pat00007
), but in the actual compressor performance map, the dimensionless rotation speed (
Figure pat00008
It may be shown as a larger number of curves representing ).

또한, 도 3의 압축기 성능 맵에서는, 터빈 성능 선도를 추가적으로 생성하기 위한 운전점들에 대응하는 압축부(110)의 운전점의 개수를 3개로 하였지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉 본 발명에 따르면 터빈 성능 선도를 생성할 수만 있다면 그에 대응하는 압축부의 운전점의 개수에 특별한 제한은 없다. 즉 후술하는 바와 같이, 압축부의 운전점들의 개수는, 그에 매칭되는 터빈부의 운전점들의 필요 개수에 따라 변동될 수도 있으며, 그에 매칭되는 연료량의 정보의 개수에 따라 변동될 수도 있다.In addition, in the compressor performance map of FIG. 3, the number of operating points of the compression unit 110 corresponding to operating points for additionally generating a turbine performance diagram is set to three, but the present invention is not limited thereto. That is, according to the present invention, as long as it is possible to generate a turbine performance diagram, there is no particular limitation on the number of operating points of the compression unit corresponding thereto. That is, as will be described later, the number of operating points of the compression unit may vary according to the required number of operating points of the turbine unit matched thereto, or may vary according to the number of information on the amount of fuel matched thereto.

그 다음, 전술한 압축기 성능 맵의 데이터를 이용하여 터빈부(130)의 입구(③)의 압력 P3 및 온도 T3를 구한다(단계 S2). Then, the pressure P 3 and the temperature T 3 of the inlet 3 of the turbine unit 130 are obtained using the data of the compressor performance map described above (step S2).

이 때, 터빈부(130)의 입구(③)의 압력 P3는, 압축부(110)의 출구 압력 P2와 연소부(120)에서 발생하는 압력 손실을 고려한 수식으로 구할 수 있는데, 터빈부(130)의 입구(③)의 압력 P3는 압축부(110)의 출구(②)의 압력 P2와 유사하다고 가정하고 압축부(110)의 출구(②)의 압력 P2를 그대로 이용할 수도 있다.At this time, the pressure P 3 of the inlet (③) of the turbine unit 130 can be obtained by an equation that considers the outlet pressure P 2 of the compression unit 110 and the pressure loss generated in the combustion unit 120. Assuming that the pressure P 3 of the inlet (③) of 130 is similar to the pressure P 2 of the outlet (②) of the compression unit 110, the pressure P 2 of the outlet (②) of the compression unit 110 may be used as it is. have.

터빈부(130)의 입구(③)의 온도 T3는, 압축부(110)의 출구(②)의 온도 T2를 구한 후, 그 출구(②)의 온도 T2를 이용하여 구할 수 있다. The temperature T 3 of the inlet (③) of the turbine part 130 can be obtained by using the temperature T 2 of the outlet (2) after obtaining the temperature T 2 of the outlet (2) of the compression part (110).

이를 자세히 설명하면, 압축부(110)의 입구(①)의 온도 T1와 압축부(110)의 압력비 및 효율 데이터를 이용하여 압축부(110)의 출구(②)의 온도 T2를 구하고, 구한 압축부(110)의 출구(②)의 온도 T2와 연소부(120)에 투입되는 연료의 상태(연료의 종류 및 연료의 양)를 이용하여 공지의 연소 모델링 수식을 이용하여 터빈부(130)의 입구(③)의 온도 T3를 구할 수 있다.In detail, by using the temperature T 1 of the inlet (①) of the compression unit 110 and the pressure ratio and efficiency data of the compression unit 110, the temperature T 2 of the outlet (②) of the compression unit 110 is obtained, Using the obtained temperature T 2 of the outlet (②) of the compression unit 110 and the state of the fuel injected into the combustion unit 120 (type of fuel and amount of fuel), the turbine unit ( The temperature T 3 of the inlet (③) of 130) can be obtained.

정리하면, 압축부(110)의 입구(①)의 온도 T1과 압축부(110)의 압력비 및 효율 데이터를 이용하여 압축부(110)의 출구(②)의 온도 T2를 구한 후, 연소에 대한 데이터와 연소 모델링 수식을 이용하여 터빈부(130)의 입구(③)의 온도 T3를 구할 수 있다. In summary, using the temperature T 1 of the inlet (①) of the compression unit 110 and the pressure ratio and efficiency data of the compression unit 110, the temperature T 2 of the outlet (②) of the compression unit 110 is calculated, and then combustion The temperature T 3 of the inlet (③) of the turbine unit 130 can be obtained using the data for and the combustion modeling equation.

이를 구체적으로 살펴보면, 압축부(110)의 출구(②)의 온도 T2는 다음의 [수학식 1]을 이용하여 구할 수 있다.Looking at this in detail, the temperature T 2 of the outlet (②) of the compression unit 110 can be obtained using the following [Equation 1].

Figure pat00009
Figure pat00009

[수학식 1]에서 ηC는 압축부(110)의 효율을 의미하고, hout,s는 등엔트로피 상태의 압축부(110)의 출구(②)의 엔탈피, hout는 압축부(110)의 출구(②)의 엔탈피, hin은 압축부(110)의 입구(①)의 엔탈피이고, 상기 [수학식 1]을 이용하면 압축부(110)의 출구(②)의 온도 T2를 구할 수 있게 된다.In [Equation 1], η C means the efficiency of the compression unit 110, h out,s is the enthalpy of the outlet (②) of the compression unit 110 in an isentropic state, and h out is the compression unit 110 The enthalpy of the outlet (②) of, h in is the enthalpy of the inlet (①) of the compression unit 110, and using the above [Equation 1], the temperature T 2 of the outlet (②) of the compression unit 110 can be obtained. You will be able to.

또한, 터빈부(130)의 입구(③)의 온도 T3는 다음의 [수학식 2]와 [수학식 3]을 이용하여 구할 수 있다.In addition, the temperature T 3 of the inlet (③) of the turbine unit 130 can be obtained using the following [Equation 2] and [Equation 3].

Figure pat00010
Figure pat00010

Figure pat00011
Figure pat00011

[수학식 2] 및 [수학식 3]에서 Q는 열량을 의미하고,

Figure pat00012
은 연료 유동량을 의미하고,
Figure pat00013
는 연료의 저위 발열량(low heating value)을 의미하고,
Figure pat00014
는 터빈부(130)의 입구(③)의 질량 유동량을 의미하고,
Figure pat00015
는 압축부(110)의 출구(②)의 질량 유동량을 의미하고, h3는 터빈부(130)의 입구(③)의 엔탈피를 의미하고, h2는 압축부(110)의 출구(②)의 엔탈피를 의미한다. 여기서, 터빈부(130)의 입구(③)의 질량 유동량
Figure pat00016
은 압축부(110)의 출구(②)의 질량 유동량
Figure pat00017
와 연료 유동량인
Figure pat00018
의 합이며, 터빈부(130)의 입구(③)의 엔탈피 h3를 이용하면 터빈부(130)의 입구(③)의 온도 T3를 구할 수 있다. 이 때 계산에 사용되는 연료량은 측정된 연료량을 사용한다.In [Equation 2] and [Equation 3], Q means calories,
Figure pat00012
Means the amount of fuel flow,
Figure pat00013
Means the low heating value of the fuel,
Figure pat00014
Means the mass flow amount of the inlet (③) of the turbine unit 130,
Figure pat00015
Is the mass flow of the outlet (②) of the compression unit 110, h 3 is the enthalpy of the inlet (③) of the turbine unit 130, and h 2 is the outlet (②) of the compression unit 110 Means the enthalpy of Here, the mass flow amount of the inlet (③) of the turbine unit 130
Figure pat00016
Mass flow of the outlet (②) of the silver compression unit 110
Figure pat00017
And the fuel flow
Figure pat00018
It is the sum of and, by using the enthalpy h 3 of the inlet (③) of the turbine part 130, the temperature T 3 of the inlet (③) of the turbine part 130 can be obtained. At this time, the measured fuel amount is used as the amount of fuel used for calculation.

그 다음, 터빈부(130)의 입구(③)에서의 압력 P3 및 온도 T3를 이용하여, 압축부(110)의 운전점들(a, b, c)과 매칭이 되는 터빈부(130)의 운전점(a', b', c')들에서의 터빈부(130)의 압력비(P3/P4), 무차원 유량(

Figure pat00019
), 무차원 회전 속도(
Figure pat00020
)를 구하고, 또한 측정되는 터빈부(130)의 출구(④)에서의 온도 T4를 이용하여 터빈부(130)의 효율을 구한다(단계 S3). Then, using the pressure P 3 and the temperature T 3 at the inlet (③) of the turbine unit 130, the turbine unit 130 matching the operating points (a, b, c) of the compression unit 110 ), the pressure ratio of the turbine unit 130 at the operating points (a', b', c') (P 3 /P 4 ), the dimensionless flow rate (
Figure pat00019
), dimensionless rotation speed (
Figure pat00020
) Is obtained, and the efficiency of the turbine unit 130 is obtained by using the temperature T 4 at the outlet ④ of the turbine unit 130 to be measured (step S3).

또한, 터빈부(130)의 효율 ηT는 다음의 [수학식 4]를 이용하여 구할 수 있다.In addition, the efficiency η T of the turbine unit 130 can be obtained using the following [Equation 4].

Figure pat00021
Figure pat00021

[수학식 4]에서 ηT는 터빈부(130)의 효율을 의미하고, hin은 터빈부(130)의 입구(③)의 엔탈피이고, hout는 터빈부(130)의 출구(④)의 엔탈피이며, hout,s는 등엔트로피 상태의 터빈부(130)의 출구(④)의 엔탈피이다. 측정된 터빈부(130)의 출구(④)에서의 온도 T4와 계산된 터빈부(130)의 출구(④)에서의 압력 P4를 이용하여 터빈부(130)의 출구(④)의 엔탈피 hout를 구한 후, [수학식 4]로부터 터빈부(130)의 효율 ηT를 구할 수 있다. In [Equation 4], η T means the efficiency of the turbine unit 130, h in is the enthalpy of the inlet (③) of the turbine unit 130, and h out is the outlet (④) of the turbine unit 130 Is the enthalpy of, and h out,s is the enthalpy of the outlet (④) of the turbine unit 130 in an isentropic state. The enthalpy of the outlet (④) of the turbine part 130 using the measured temperature T 4 at the outlet (④) of the turbine part 130 and the calculated pressure P 4 at the outlet (④) of the turbine part 130 After obtaining h out , the efficiency η T of the turbine unit 130 can be obtained from [Equation 4].

도 4에 도시된 바와 같이, 터빈 성능 맵은 터빈부(130)의 성능을 나타내는 맵인데, 그 맵에서 압력비(P3/P4)는 터빈부(130)의 입구(③)에서의 압력 P3과 출구(④)에서의 압력 P4의 비이며, 무차원 유량(

Figure pat00022
)은 터빈부(130)에서의 질량 유동량(
Figure pat00023
), 터빈부(130)의 입구(③)에서의 온도 T3, 터빈부(130)의 입구(③)에서의 압력 P3를 이용하여 표현될 수 있고, 무차원 회전속도(
Figure pat00024
)은 터빈부(130)의 로터의 회전속도(N)와 터빈부(130)의 입구(③)에서의 온도 T3를 이용하여 표현될 수 있다. As shown in Figure 4, the turbine performance map is a map showing the performance of the turbine unit 130, in which the pressure ratio (P 3 / P 4 ) is the pressure P at the inlet (③) of the turbine unit 130 3 is the ratio of the pressure P 4 at the outlet (④), and the dimensionless flow rate (
Figure pat00022
) Is the mass flow amount in the turbine unit 130 (
Figure pat00023
), the temperature T 3 at the inlet (③) of the turbine unit 130, and the pressure P 3 at the inlet (③) of the turbine unit 130, and a dimensionless rotational speed (
Figure pat00024
) Can be expressed by using the rotational speed N of the rotor of the turbine unit 130 and the temperature T 3 at the inlet ③ of the turbine unit 130.

여기서, 터빈부(130)의 입구(③)에서의 압력 P3와 온도 T3는 단계 S2에서 구한 바 있고, 터빈부(130)의 출구(④)에서의 압력 P4는 대기압으로 가정할 수 있다. 또한, 전술한 바와 같이, 터빈부(130)에서의 질량 유동량(

Figure pat00025
)은 압축부(110)의 출구(②)의 질량 유동량
Figure pat00026
와 연소부(120)에 투입되는 연료 유동량인
Figure pat00027
를 이용하여 구할 수 있으며, 서로 매칭되는 각 운전점들에서 터빈부(130)의 회전수(N)는 압축부(130)의 회전수(N)와 동일하다고 가정할 수 있다. Here, the pressure P 3 and the temperature T 3 at the inlet (③) of the turbine unit 130 are in step S2 It has been obtained, and the pressure P 4 at the outlet (④) of the turbine unit 130 can be assumed to be atmospheric pressure. In addition, as described above, the mass flow rate in the turbine unit 130 (
Figure pat00025
) Is the mass flow rate of the outlet (②) of the compression unit 110
Figure pat00026
And the amount of fuel flow input to the combustion unit 120
Figure pat00027
It can be obtained by using, and it can be assumed that the number of revolutions (N) of the turbine unit 130 at each of the matching operating points is the same as the number of revolutions (N) of the compression unit 130.

이상의 내용을 정리하면, 도 3에 도시된 압축부(110)의 운전점들(a, b, c)의 압력비(P2/P1), 무차원 유량(

Figure pat00028
), 무차원 회전속도(
Figure pat00029
), 효율(ηC)을 이용하여, 압축부(110)의 출구(②)의 온도 T2와 압력 P2를 구한다. 이어, 압축부(110)의 출구(②)의 압축 공기와 연소부(120)에 투입되는 연료를 연소 반응시켜 터빈부(130)의 입구(③)에서의 온도 T3를 구하고, 연소부(120)의 압력 손실을 반영하여 터빈부(130)의 입구(③)에서의 압력 P3를 구한다.Summarizing the above, the pressure ratio (P 2 /P 1 ) of the operating points (a, b, c) of the compression unit 110 shown in FIG. 3, a dimensionless flow rate (
Figure pat00028
), dimensionless rotation speed (
Figure pat00029
) And the efficiency (η C ), the temperature T 2 and the pressure P 2 of the outlet (②) of the compression unit 110 are obtained. Then, the compressed air at the outlet ② of the compression unit 110 and the fuel input to the combustion unit 120 are subjected to combustion reaction to obtain a temperature T 3 at the inlet ③ of the turbine unit 130, and the combustion unit ( The pressure P 3 at the inlet (③) of the turbine unit 130 is calculated by reflecting the pressure loss of 120).

터빈부(130)의 입구(③)에서의 압력 P3와 온도 T3를 구한 후, 압축부(110)의 운전점들(a, b, c)에 각각 매칭되는 터빈부(130)의 운전점(a', b', c')들에서의 터빈부(130)의 압력비(P3/P4), 무차원 유량(

Figure pat00030
), 무차원 회전 속도(
Figure pat00031
), 효율(ηT)을 구한다.After obtaining the pressure P 3 and the temperature T 3 at the inlet (③) of the turbine unit 130, the operation of the turbine unit 130 matching each of the operating points (a, b, c) of the compression unit 110 The pressure ratio (P 3 /P 4 ) of the turbine unit 130 at points (a', b', c'), a dimensionless flow rate (
Figure pat00030
), dimensionless rotation speed (
Figure pat00031
) And the efficiency (η T ).

그 다음, 그러한 방식으로 구한 터빈부(130)의 운전점(a', b', c')들에서의 터빈부(130)의 압력비(P3/P4), 무차원 유량(

Figure pat00032
), 무차원 회전 속도(
Figure pat00033
), 효율(ηT) 데이터를 이용하여, 터빈 성능 맵에서 터빈 성능 선도를 생성한다(단계 S4).Then, the pressure ratio (P 3 /P 4 ) of the turbine unit 130 at the operating points (a', b', c') of the turbine unit 130 obtained in such a manner, the dimensionless flow rate (
Figure pat00032
), dimensionless rotation speed (
Figure pat00033
), the efficiency (η T ) data is used to generate a turbine performance diagram from the turbine performance map (step S4).

본 실시예에서는, 터빈부(130)의 운전점(a', b', c')들과 매칭이 되는 압축부(110)의 운전점들(a, b, c)의 개수가 각각 3개로 구성되고, 그러한 운전점들의 개수가 터빈 성능 맵에서 터빈 성능 선도를 생성하기에 충분하다고 판단되는 경우이지만, 보다 정밀한 터빈 성능 선도가 필요한 경우, 보다 많은 측정된 데이터를 이용하여 서로 매칭되는 압축부(110) 및 터빈부(130)의 운전점의 개수에 대한 적정성 판단을 수행한 후(단계 S4-1), 더 많은 운전점들이 필요한 경우에 상기의 과정들이 반복될 수 있다. 만약 보다 신속하게 터빈 성능 선도가 필요한 경우, 서로 매칭되는 압축부(110) 및 터빈부(130)의 운전점의 개수를 줄일 수도 있다. 예를 들면, 서로 매칭되는 압축부(110) 및 터빈부(130)의 운전점들의 개수는 각각 1개, 2개, 4개, 5개, 6개 등이 될 수 있다.In this embodiment, the number of operating points (a, b, c) of the compression unit 110 matched with the operating points (a', b', c') of the turbine unit 130 is three. It is configured and it is determined that the number of such operating points is sufficient to generate a turbine performance diagram in the turbine performance map, but when a more precise turbine performance diagram is required, a compression unit matching each other using more measured data ( 110) and the appropriateness of the number of operating points of the turbine unit 130 (step S4-1), the above processes may be repeated when more operating points are required. If a turbine performance diagram is required more quickly, the number of operating points of the compression unit 110 and the turbine unit 130 that match each other may be reduced. For example, the number of operating points of the compression unit 110 and the turbine unit 130 that match each other may be 1, 2, 4, 5, 6, etc., respectively.

본 실시예의 경우에는, 도 4에 도시된 바와 같이, 터빈부(130)의 운전점(a', b', c')들에 대응하는 터빈부(130)의 무차원 회전속도(

Figure pat00034
)들을 점들의 형태로 터빈 성능 맵에 나타내고, 이 점들을 점선의 형태로 연결하여 터빈 성능 선도를 생성한 후, 실선으로 표시된 기존의 터빈 성능 선도에 연결한다. 본 실시예의 경우에는 이러한 방식으로 저회전속도 영역의 터빈 성능 선도를 생성하여, 기존의 터빈 성능 선도에 연결하여 원하는 영역만큼 터빈 성능 선도를 보완시켜 완성할 수 있다.In the case of this embodiment, as shown in FIG. 4, the dimensionless rotation speed of the turbine unit 130 corresponding to the operating points (a', b', c') of the turbine unit 130 (
Figure pat00034
) On the turbine performance map in the form of dots, connect these dots in the form of dotted lines to create a turbine performance diagram, and then connect them to the existing turbine performance diagram indicated by a solid line. In the case of the present embodiment, a turbine performance diagram in a low rotational speed region is generated in this manner, connected to an existing turbine performance diagram, and completed by supplementing the turbine performance diagram as much as a desired region.

도 4에 도시한 바와 같이, 본 실시예에서 제공된 방법으로 생성된 터빈 성능 선도는, 저회전속도 영역을 보완한다. 그러한 데이터를 이용한다면 시동 운전을 수행하기 전에 수행하는 저회전속도 영역의 시뮬레이션 해석에 큰 도움이 되므로, 전술한 시동 운전 중에 실제로 발생할 수도 있는 문제를 예방할 수 있게 된다. As shown in Fig. 4, the turbine performance diagram generated by the method provided in this embodiment supplements the low rotational speed region. If such data is used, it is very helpful in the simulation analysis of the low rotational speed region performed before the starting operation is performed, and thus problems that may actually occur during the above-described starting operation can be prevented.

본 실시예의 경우에는, 일부의 터빈 성능 선도, 즉, 저회전속도 영역의 터빈 성능 선도를 추가로 생성하여 기존의 터빈 성능 선도에 연결하였지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉, 본 발명에 따르면 새로 생성하는 터빈 성능 선도의 영역에는 제한이 없다. 예를 들어, 본 발명에 따라 새로 생성하는 터빈 성능 선도의 영역은 서로 매칭되는 압축부(110) 및 터빈부(130)의 측정 데이터의 개수만 충분히 확보된다면 터빈 성능 선도의 일부가 아닌 터빈 성능 선도의 전체도 생성할 수 있다. In the case of the present embodiment, some turbine performance diagrams, that is, turbine performance diagrams in the low rotational speed region, are additionally generated and connected to the existing turbine performance diagrams, but the present invention is not limited thereto. That is, according to the present invention, there is no limitation in the area of the newly generated turbine performance diagram. For example, the area of the turbine performance diagram newly generated according to the present invention is a turbine performance diagram that is not part of the turbine performance diagram if only the number of measurement data of the compression unit 110 and the turbine unit 130 matching each other is sufficiently secured. You can also create a whole.

이상과 같은, 터빈 성능 선도 생성 방법은, 전자 회로, 반도체 칩, 컴퓨터 프로그램 등을 이용한 시뮬레이션 장치에 의해 이루어질 수 있고, 일부는 수동 계산으로도 이루어질 수 있다. The method for generating a turbine performance diagram as described above may be performed by a simulation apparatus using an electronic circuit, a semiconductor chip, a computer program, or the like, and some may be performed by manual calculation.

또한 본 실시예에서는 데이터를 확보한 후, 터빈 성능 맵에 터빈 성능 선도를 생성하는 방법을 제공하고 있으나, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉 본 발명에 따르면 최종 형태가 터빈 성능 선도의 형태를 취하지 않아도 된다. 그 경우 터빈 성능 선도를 그릴 수 있는 데이터만을 취하여 저장 장치에 저장한 후, 그러한 데이터를 시뮬레이션 해석에 이용할 수도 있다. In addition, the present embodiment provides a method of generating a turbine performance diagram in a turbine performance map after obtaining data, but the present invention is not limited thereto. That is, according to the present invention, the final form does not have to take the form of a turbine performance diagram. In that case, only data capable of drawing a turbine performance diagram may be taken and stored in a storage device, and then such data may be used for simulation analysis.

이상에서 설명한 바와 같이, 본 실시예에 따른 터빈 성능 선도 생성 방법에 따르면, 관심 있는 회전속도 영역의 터빈 성능 선도를 간단하고 용이하게 생성할 수 있으므로, 가스 터빈 장치의 시뮬레이션을 수행하는데 도움이 될 수 있다.As described above, according to the turbine performance diagram generation method according to the present embodiment, since the turbine performance diagram in the rotational speed region of interest can be generated simply and easily, it may be helpful to perform the simulation of the gas turbine device. have.

본 발명은 첨부된 도면에 도시된 실시예들을 참고로 설명되었으나, 이는 예시적인 것에 불과하며, 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 수 있을 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 보호 범위는 첨부된 청구 범위에 의해서만 정해져야 할 것이다. The present invention has been described with reference to the embodiments shown in the accompanying drawings, but this is only exemplary, and those of ordinary skill in the art will understand that various modifications and other equivalent embodiments are possible therefrom. I will be able to. Accordingly, the true scope of protection of the present invention should be determined only by the appended claims.

본 실시예의 터빈 성능 선도 생성 방법은, 가스 터빈 장치를 제조하거나 시험, 운용하는 산업에 사용될 수 있다. The method of generating a turbine performance diagram of the present embodiment can be used in industries that manufacture, test, and operate gas turbine devices.

100: 가스 터빈 장치 110: 압축부
120: 연소부 130: 터빈부100: gas turbine device 110: compression unit
120: combustion unit 130: turbine unit

Claims (4)

압축부, 연소부, 터빈부를 포함하는 가스 터빈 장치의 터빈 성능 선도 생성 방법에 있어서,
(a) 상기 압축부의 적어도 하나의 운전점에서의 상기 압축부의 압력비, 무차원 유량, 무차원 회전속도의 관계를 나타내는 압축기 성능 맵을 준비하는 단계;
(b) 상기 압축기 성능 맵의 데이터를 이용하여 상기 터빈부의 입구 압력 및 상기 터빈부의 입구 온도를 구하는 단계;
(c) 상기 터빈부의 입구 압력 및 상기 터빈부의 입구 온도를 이용하여, 상기 압축부의 운전점과 매칭이 되는 상기 터빈부의 운전점에서의 상기 터빈부의 압력비, 무차원 유량, 효율, 무차원 회전 속도를 구하는 단계; 및
(d) 상기 터빈부의 운전점에서의 상기 터빈부의 압력비, 무차원 유량, 효율, 무차원 회전 속도를 이용하여, 터빈 성능 선도를 생성하는 단계를 포함하는 터빈 성능 선도 생성 방법.In a method for generating a turbine performance diagram of a gas turbine device including a compression unit, a combustion unit, and a turbine unit,
(a) preparing a compressor performance map indicating a relationship between a pressure ratio of the compression unit, a dimensionless flow rate, and a dimensionless rotational speed at at least one operating point of the compression unit;
(b) obtaining an inlet pressure of the turbine unit and an inlet temperature of the turbine unit using data of the compressor performance map;
(c) Using the inlet pressure of the turbine unit and the inlet temperature of the turbine unit, the pressure ratio of the turbine unit at the operating point of the turbine unit matching the operation point of the compression unit, the dimensionless flow rate, efficiency, and the dimensionless rotation speed Obtaining steps; And
(d) using a pressure ratio of the turbine unit at an operating point of the turbine unit, a non-dimensional flow rate, efficiency, and a non-dimensional rotational speed, generating a turbine performance diagram. 제1항에 있어서,
상기 압축부의 출구 온도는 상기 압축부의 압력비와 효율 데이터를 이용하여 구하고,
상기 압축부의 출구 온도를 이용하여 상기 터빈부의 입구 온도를 구하는 터빈 성능 선도 생성 방법. The method of claim 1,
The outlet temperature of the compression unit is obtained using the pressure ratio and efficiency data of the compression unit,
Turbine performance diagram generation method for obtaining the inlet temperature of the turbine part by using the outlet temperature of the compression part. 제2항에 있어서,
상기 터빈부의 입구 온도는, 상기 압축부의 출구 온도와 상기 연소부에 투입되는 연료의 상태를 이용하여 결정되는 터빈 성능 선도 생성 방법.The method of claim 2,
The inlet temperature of the turbine unit is determined using an outlet temperature of the compression unit and a state of fuel injected into the combustion unit. 제1항에 있어서,
상기 생성되는 터빈 성능 선도는 터빈 성능 선도의 일부인 터빈 성능 선도 생성 방법.The method of claim 1,
The generated turbine performance diagram is a method of generating a turbine performance diagram that is part of a turbine performance diagram.
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