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9. Steuervorrichtung nach einem der Ansprüche 1-8, dadurch gekennzeichnet, dass der Temperaturrechner (18) ein digitaler Computer ist.
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung für eine aus Gasturbine, Kompressor und Brennkammer bestehende Gasturbinenanlage, welche dazu dient, die Temperatur des in die Gasturbine eintretenden Gases zu begrenzen.
Für jede Gasturbine ist eine obere Grenztemperatur für das aus der zugeordneten Brennkammer in die Turbine eintretende Gas vorgeschrieben. Ein Betrieb der Turbine mit einer Gaseintrittstemperatur über diesem Grenzwert kann zu ernsthaften Schäden oder zum Versagen der Turbine führen. Um eine Überhitzung der eintretenden Gase zu vermeiden, weisen bestehende Gasturbinensteuerungen im allgemeinen eine Temperaturregelschlaufe zur Regelung der Brennstoffzufuhr auf, wobei davon ausgegangen wird, dass die Temperatur des aus der Brennkammer in die Gasturbine eintretenden Gases von der zugeführten Brennstoffmenge abhängt.
Die USA-Patentschrift 3 520 133 zeigt eine Steuerung für eine dem Antrieb eines Generators dienende Gasturbine, in welcher Steuerung das niedrigste Steuersignal zur Regelung der Brennstoffzufuhr aus einer Mehrzahl von Steuerkanälen ausgewählt wird, insbesondere einem Drehzahl/Last-Steuerkanal, einem Temperatursteuerkanal und einem Anlaufsteuerkanal. und ein Brennstoffregler wird mittels dieses Signals gesteuert. Der erwähnte Temperatursteuerkanal erzeugt ein Brennstoffregelsignal mit dem Ziel, die gemessene Gasaustrittstemperatur einen vorbestimmten Wert nicht übersteigen zu lassen. Dies heisst, dass bei über dem Grenzwert liegender Gasaustrittstemperatur die Brennstoffzufuhr gedrosselt wird, um die Gasaustrittstemperatur aus der Turbine unter dem vorbestimmten Grenzwert zu halten.
Es besteht eine Beziehung zwischen der Temperatur des aus der Turbine austretenden Gases und der Temperatur des in die Turbine eintretenden Gases. Man kann daher in der oben erwähnten Weise indirekt die Temperatur des in die Turbine eintretenden Gases regeln. Da jedoch die Beziehung zwischen den beiden Temperaturen vom thermischen Wirkungsgrad in der Turbine selbst abhängt, wird es unmöglich bei einem Absinken des thermischen Wirkungsgrades der Turbine die Gaseintrittstemperatur genau auf den gewünschten Wert zu begrenzen, indem die Temperatur am Turbinenaustritt gemessen wird.
Erfahrungsgemäss fällt der Turbinenwirkungsgrad mit der Zeit um 1 bis 10% ab. Das Absinken des thermischen Wirkungsgrades bewirkt ein entsprechendes Absinken der mechanischen Leistung der Turbine, d.h., das Verhältnis zwischen der als mechanische Ausgangsleistung der Turbine verbrauchten thermischen Energie zu der in die Turbine eintretenden Gasenergie verändert sich. Das führt dazu, dass auch bei Zufuhr von Gas gleicher Temperatur und gleichen Druckes zur Turbine die bekannte Steuerung eine höhere Austrittstemperatur aus der Turbine bewirkt. Das heisst, dass bei einer Einstellung der bekannten Steuerung derart, dass diese erhöhte Austrittstemperatur einen bestimmten Grenzwert nicht übersteige, unweigerlich die Eintrittstemperatur an der Gasturbine aufzu niedrige Werte geregelt wird.
Anderseits ist der Gesamtwirkungsgrad der Gasturbinenanlage umso niedriger je niedriger die Temperatur des in die Turbine eintretenden Gases ist, was bedeutet, dass bei Regelung der Eintrittstemperatur auf einen zu tiefen Pegel die Ausgangsleistung und der Wirkungsgrad der Gasturbine absinkt. Aus diesen Gründen ist die bekannte Gasturbienensteuerung mit dem Nachteil behaftet, dass zur Erhaltung eines hohen Wirkungsgrades und hoher Leistung der Gasturbine, der Grenzwert, auf welchen die Austrittstemperatur an der Turbine geregelt wird, periodisch nachgestellt werden muss.
Es wäre allerdings auch möglich, den erwähnten Nachteil dadurch zu beheben, dass man die Gastemperatur am Eintritt der Turbine ermittelt und auf einen Sollwert regelt, aber es bestehen keine praktischen Möglichkeiten, um die Eintrittstemperatur kontinuierlich zu messen, so dass dieses Vorgehen ausser Betracht fällt.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Steuervorrichtung zu schaffen, welche die Gastemperatur am Turbineneintritt aus anderen Grössen genau ermittelt und damit die Temperaturregelung optimal vornimmt, so dass die Turbinen anlage stets mit hohem Wirkungsgrad und hoher Leistung arbeitet, auch wenn der Wirkungsgrad der Turbine mit der Zeit etwas abfällt. Diese Aufgabe wird durch die Massnahmen gemäss Anspruch 1 gelöst. Dabei wird die Enthalpie des Gases am Austritt der Brennkammer aus dem Zustand der Luft, welche den Kompressor verlässt und aus dem Brennstofffluss ermittelt und die Steuerung der Turbine so vorgenommen, dass die berechnete Temperatur der Verbrennungsgase einen vorbestimmten Grenzwert nicht übersteigt.
Vorzugsweise kann aus der Drehzahl des Kompressors und der Lufttemperatur an seinem Eintritt anhand gespeicherter charakteristischer Werte für den Kompressor für die betreffende Lufteintrittstemperatur und Drehzahl die Temperatur des Verbrennungsgases errechnet werden. Die Steuerung der Turbine erfolgt so, dass diese errechnete Temperatur einen bestimmten Grenzwert nicht übersteigt. Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung näher erläutert, in welcher ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemässen Steuervorrichtung dargestellt ist.
Fig. list ein Blockdiagramm der Gasturbineneinheit und ihrer Steuerung,
Fig. 2 ist ein Flussdiagramm zur Erläuterung der Arbeitsweise des Temperaturrechners 18 gemäss Fig. 1,
Fig. 3 zeigt die Charakteristik des Kompressors 1, welche im Programmblock 56 gemäss Fig. 2 wirksam ist,
Fig. 4 ist ein Diagramm, welches die Beziehungen zwischen der Temperatur und der Enthalpie der Verbrennungsgase und der Luft darstellt, welche Beziehungen in den Programmblöcken 58 und 63 gemäss Fig. 2 zur Wirkung kommen und
Fig. 5 ist ein Diagramm, welches die Beziehung zwischen dem Verbrennungswirkungsgrad der Verbrennungskammer 4 und dem Verhältnis zwischen Luft und Brennstoff darstellt, welche Beziehung im Programmblock 60 gemäss Fig. 2 wirksam ist.
Fig. 1 zeigt ein Blockdiagramm einer Gasturbinenanlage 100 und der zugeordneten Mess- und Regelorgane sowie der zugeordneten Gasturbinensteuereinheit 200. Gemäss Fig. 1 ist ein Kompressor 1 zur Verdichtung der Luft aus einer Zufuhrleitung 2 vorgesehen, welcher die komprimierte Luft durch eine Leitung 3 einer Brennkammer 4 zuführt. In der Brennkammer 4 wird durch eine Leitung mit Regelventil 5 zugeführter Brennstoff in der verdichteten Luft verbrannt.
Die Verbrennungsgase treten durch eine Leitung 6 in die Gasturbine 7 ein, wo sie die Turbine antreiben und dann durch einen Auslass 9 in die Atmosphäre austreten. Die Turbine 7 ist mit dem Kompressor 1 und einem Generator 8 mechanisch gekuppelt.
Zur Regelung der Gasturbine 7 ist ein Brennstoffregler 10 zwischen der Turbine 7 und ihrer Steuereinheit 200
angeordnet. Er steuert ein Regelventil 5 in der Brennstoffleitung zur Brennkammer 4. Zwischen der Turbine 7 und ihrer Steuereinheit 200 sind ferner ein Drehzahlgeber 12, ein Druckgeber 13 zur Messung des Luftdruckes am Austritt des Kompressors, ein Druckgeber 21 zur Messung des Luftdruckes am Eintritt des Kompressors, ein Temperaturgeber 22 zur Messung der Lufttemperatur am Eintritt des Kompressors, ein Temperaturgeber 23 zur Messung der Lufttemperatur am Austritt des Kompressors, ein Durchflussmesser 24 zur Ermittlung des Brennstoffdurchflusses und ein Flammenwächter 25 vorgesehen.
Übersteigt in einem solchen System die Gaseintrittstemperatur an der Turbine einen bestimmten vorgegebenen Grenzwert, muss die Drehzahl oder Last der Turbine derart angepasst werden, dass die Gaseintrittstemperatur wieder unter den Grenzwert sinkt. Da anderseits die Gasturbine zur Erzielung eines möglichst hohen Wirkungsgrades bei möglichst hoher Temperatur arbeiten soll, soll auch nicht unnötig mit zu niedriger Temperatur gearbeitet werden und der oben erwähnte Grenzwert ist bezogen auf einen gewünschten Wirkungsgrad und eine gewünschte Lebensdauer der Turbine passend zu wählen.
Aufbau und Arbeitsweise der Gasturbinensteuerung wird nun im einzelnen beschrieben. Zur Drehzahlregelung ist ein Drehzahlgeber 12, beispielsweise ein elektromagnetischer Fühler, vorgesehen, welcher die Drehzahl der Turbine 7 misst. Das im Geber 12 erzeugte Drehzahlsignal N sowie ein in einem Sollwertgeber 14 erzeugtes Solldrehzahlsignal Ns werden einem Subtraktor 22 zur Ermittlung der Drehzahldifferenz AN zugeleitet. Ein Regelmultiplikator 15 multipliziert die Drehzahldifferenz AN mit einem vorbestimmten Regelfaktor, wobei ein Lastbedarfssignal LD erzeugt wird. Ein Proportionalregler 16 wandelt das Lastbedarfssignal LD in ein Brennstoffbedarfssignal um, das zur Drehzahl/Leistungsregelung dient und einem Niedrigstwertwahltor 17 zugeführt wird.
Ist der Generator 8 mit einem elektrischen Verbrauchernetz verbunden, so arbeitet der Solldrehzahlgeber 14 als Lastgeber.
Zur Temperaturregelung ist ein Temperaturrechner 18 zur Berechnung der Eintrittstemperatur des Gases an der Turbine vorgesehen. Ein der errechneten Temperatur entsprechendes Signal TF und ein Solltemperatursignal TFS, das einem Solltemperaturgeber 19 entnommen ist, werden einem Subtraktor 21 zugeführt, welcher die Differenz ATF zwischen den beiden Signalen TF und TFS erzeugt und dieses Differenzsignal einem Proportional-Integralregler (P.I.-Regler) 20 zuführt. Der P.I.-Regler 20 erzeugt ein Brennstoffbedarfsignal G-rF zur Temperaturregelung in Abhängigkeit vom Signal ATF, und dieses Signal GTF wird dem Niedrigstwerttor 17 zugeführt.
Dieses Niedrigstwerttor 17 vergleicht das Brennstofr"bedarfsignal Gel zur Drehzahl/Leistungs-Regelung mit dem Brennstoffbedarfsignal GTF zur Temperaturregelung und leitet das niedrigere dieser Signale als Brennstoffbedarfsignal GFLD an den Brennstoffregler 10 weiter.
Der Temperaturrechner 18 kann einen digitalen Computer enthalten, welcher periodisch gemäss einem Flussdiagramm gemäss Fig. 2 arbeitet, um die Gastemperatur TF am Eintritt der Turbine zu errechnen.
Im Programmblock 52 gemäss Fig. 2 werden ein Signal PI entsprechend dem Luftdruck am Eintritt des Kompressors, ein Temperatursignal Ti am Eintritt des Kompressors, ein Signal P2 entsprechend dem Luftdruck am Austritt des Kom- pressors, ein Signal T2 entsprechend der Lufttemperatur am Austritt des Kompressors, ein Brennstofffluss-Signal GFL und ein Drehzahlsignal N entsprechend der Turbinendrehzahl je in digitaler Form in einen Speicher des digitalen Computers eingespeichert. Diese Signale stammen vom Druckgeber 21 am Eintritt des Kompressors, dem Temperaturgeber 22 am Eintritt des Kompressors, dem Druckgeber 13 am Austritt des Kompressors, dem Temperaturgeber 23 am Austritt des Kompressors, dem Brennstoffflussgeber 24 und dem Drehzahlgeber 12.
Zugleich gelangt ein Signal FL vom Flammenwächter 25 an den Speicher des Computers.
Im Programmblock 53 erfolgt der Entscheid darüber, ob das Flammenwächtersignal FL 1 oder 0 sei. Ist dieses Signal 0 , d.h. hat die Zündung in der Brennkammer 4 noch nicht stattgefunden, so beendet der Computer sein Programm und wartet auf ein Startkommando für den nächsten Zyklus.
Ist das Flammenwächtersignal FL 1 , d.h. hat in der Brennkammer 4 die Zündung stattgefunden, so springt der Computer zum nächsten Programmblock 54.
In diesem Programmteil 54 berechnet der Computer eine auf eine Bezugstemperatur TIR bezogene modifizierte Drehzahl Nc aus dem Drehzahlsignal N und dem Signal Tl entsprechend der Temperatur Tl am Eintritt des Kompressors und der Bezugstemperatur Tl R. Im dargestellten Ausführungsbeispiel, wo die Gasturbine eine einzige Welle aufweist, ist diese modifizierte Drehzahl Nc wie folgt definiert:
EMI3.1
Die modifizierte Drehzahl NE des Kompressors 1 hängt also von der Drehzahl der Turbine N und der Eintrittstemperatur Ti am Kompressor und von einer Referenztemperatur TIR ab. TIR ist ein vorbestimmter Wert und entspricht normalerweise der Solltemperatur am Eintritt des Kompressors 1.
Der Computer springt dann zum Programmblock 55 und bestimmt in diesem Programmteil das Kompressionsverhältnis Rc des Kompressors 1 gemäss folgender Gleichung (2):
Po Rc= p, (2)
In dieser Formel bedeutet Pl den Luftdruck am Eintritt des Kompressors und P den Luftdruck am Austritt des Kompressors.
Im Programmteil 56 ermittelt der Computer einen Wert Gc für eine modifizierte Luftmenge am Austritt des Kompressors gemäss der Kompressor-Charakteristik in Fig. 3. Tatsächlich sind die entsprechenden Werte Gc für verschiedene mögliche Werte von Nc und Rc im Speicher des Computers in Ubereinstimmung mit der Charakteristik nach Fig. 3 eingespeichert.
Der Computer ermittelt den Wert Gc mit den Werten Nc und Rc, die in den Programmteilen 54 und 55 ermittelt worden sind. Fig. 3 zeigt die Charakteristik, wenn die Temperatur am Kompressoreintritt der oben erwähnten Referenztemperatur TIR entspricht und wenn der Luftdruck am Kompressoreintritt ebenfalls einem bestimmten Referenzdruck PIR entspricht. Die in der beschriebenen Weise ermittelte Grösse Gc entspricht daher nicht der wirklichen Luftmenge am Austritt des Kompressors I, sondern einer modifizierten Luftmenge für die Bedingungen, dass Temperatur und Druck am Kompressoreintritt der erwähnten Bezugstemperatur TIR bzw. dem Referenzdruck PlR entsprechen.
Der Computer springt dann auf Programmblock 57, um die wirkliche Luftmenge G am Austritt des Kompressors gemäss folgender Gleichung (3) zu berechnen:
EMI3.2
In dieser Formel bedeutet Gc die modifizierte Luftmenge am Austritt des Kompressors, wie sie im Programmteil 56 berechnet worden war, Pl ist das den Luftdruck am Kompressoreintritt wiedergebende Signal und Tl ist das die Lufttemperatur am Kompressoreintritt wiedergebende Signal.
Im Programmblock 58 berechnet der Computer die Enthalpie H der aus dem Kompressor austretenden Luft gemäss folgender Formel (4), wonach die Enthalpie auch eine Funktion der Austrittstemperatur T am Kompressor ist.
H2= gH (T2) (4)
In dieser Formel bedeutet gH, dass eine bestimmte Beziehung zwischen der Enthalpie und der Lufttemperatur herrscht. In Fig. 4 ist diese Funktion (4) durch die Kurve mit dem Parametern = oowiedergegeben. Die Berechnung im Programmteil 58 erfolgt entweder durch Approximation der Kurve mittels einer polynomen Funktion oder durch Auslesen gespeicherter Daten entsprechend der Funktion (4).
Im Programmblock 59 ermittelt der Computer das Luft/ Brennstoff-Verhältnis RFC der Brennkammer 4 unter Verwendung des Signals G aus Programmteil 57, welches der Luftmenge am Kompressoraustritt entspricht und dem Brennstoffflussignal GFL. Genau genommen beträgt die in die Brennkammer eintretende Luftmenge G.( 1 -m), da die aus dem Kompressor austretende Luft teilweise zur Kühlung der zugeordneten Welle verwendet wird, und wobei angenommen wird, das Verhältnis des Teilluftstromes zur Kühlung zur ganzen aus dem Kompressor austretenden Luftmenge betrage m . Der Computer berechnet somit das Luft/Brennstoff-Verhältnis RFC aus der folgenden Gleichung (5).
EMI4.1
Im Programmblock 60 ermittelt der Computer den Verbrennungswirkungsgrad QF in der Brennkammer 4 gemäss Gleichung (6) und unter Verwendung des Wertes RFC aus dem Programmteil 59.
QF = h(RFC) (6)
In dieser Gleichung bedeutet h, dass eine für die Brennkammer typische Beziehung zwischen QF und RFC herrscht, welche in Fig. 5 wiedergegeben ist. Ähnlich dem Wert H2 im Programmteil 58 wird QF entweder durch Approximation mit Hilfe einer Polynomfunktion oder durch Auslesen gespeicherter Daten ermittelt.
Der Computer springt nun in den Programmblock 61 zur Ermittlung der Enthalpie HF des Gases am Eintritt der Turbine unter Verwendung der bereits ermittelten Werte G, H und QF sowie aus dem Brennstoffflussignal GFL. Die der Gasturbine von der Brennkammer 4 zugeführte Energie ist das Total aus der Energie des Brennstoffs und der Brennkammer 4 zugeführten Luft multipliziert mit dem Verbrennungswirkungsgrad der Brennkammer 4. Aus der Bedingung des statischen Energiegleichgewichtes der Brennkammer ergibt sich folgende Gleichung (7) für die Enthalpie HF.
HF-(G-(I-m)+GFL}= QF-{H2-G(I-m)+HFL-GFL} (7)
Löst man diese Gleichung (7) nach der Enthalpie HF auf, ergibt sich die folgende Gleichung (8).
EMI4.2
Im Programmblock 62 ermittelt der Computer das Luft überschussverhältnis n der Brennkammer 4 gemäss folgender Gleichung (9):
EMI4.3
worin RFC das Luft-Brennstoffverhältnis ist. Der Computer springt dann auf den Programmteil 63 zur Ermittlung der Gastemperatur TF am Eingang der Gasturbine gemäss folgender Gleichung (10): TF = g(Hr. n) (10) worin HF und n die in den Programmteilen 61 und 62 ermittelten Werte sind. gT bedeutet, dass eine Beziehung zwischen der Enthalpie, der Temperatur des Verbrennungsgases und dem Luftüberschussverhältnis n herrscht. Die Funktion (10) hängt auch von der Art des Brennstoffes ab. TF kann somit durch Auslesen von zuvor im Speicher des Computers gespeicherten Daten ermittelt werden.
Fig. 4 zeigt die TF- Kurven für n = 2, n = 4 und n = oo. TF könnte demgemäss auch durch Annäherung der Funktion (10) durch Polynome unter Berücksichtigung verschiedener Werte n ermittelt werden.
Im Programmblock 64 gibt der Computer ein Signal aus, welches die im Block 63 ermittelte Gastemperatur TF am Eintritt der Turbine darstellt. Der Computer beendet nun eine Reihe von Rechenoperationen gemäss Flussdiagramm und wartet auf ein Startsignal für den nächsten Zyklus.
Der Temperaturrechner 18 gemäss Fig. 1 liefert also ständig einen genauen berechneten Wert TF für die Temperatur am Eingang der Turbine. Das Signal TF bewirkt über P.I.-Regler (20) die Übermittlung des Brennstoffbedarfsignals Cit an das Niedrigstwerttor 17. Die beschriebene Steuervorrichtung gemäss vorliegender Erfindung gestattet damit eine genauere Regelung der Gastemperatur am Turbineneintritt als herkömmliche Turbinensteuerungen, weil direkt die Gastemperatur am Turbineneingang überwacht wird, während bei den herkömmlichen Anlagen die Gastemperatur am Turbineneingang indirekt geregelt und begrenzt wird in Funktion der ermittelten Temperatur am Ausgang der Turbine.
Ein wesentlicher Vorteil der erfindungsgemässen Steuervorrichtung besteht darin, dass mit höherem Wirkungsgrad und entsprechend höherer Leistung gearbeitet werden kann, weil der mit der Zeit eintretende Abfall des thermischen Wirkungsgrades der Turbine nicht dazu führt, dass die Gastemperatur am Turbineneintritt auf einen unerwünscht niedrigen Wert geregelt wird. Die Anordnung von Temperaturgebern am Eingang und Ausgang des Kompressors gemäss dem oben beschriebenen Aufbau erlaubt eine besonders zuverlässige Temperaturregelung mit geringerer Störanfälligkeit der Geber, beispielsweise infolge Leitungsunterbruchs, als bei der Anordnung von Temperaturgebern am Turbinenausgang, wie sie bei herkömmlichen Sx stemen erforderlich waren, weil die Temperaturgeber kleineren Temperaturen und auch kleineren Temperaturschwankungen ausgesetzt sind.
Gemäss obenstehender Beschreibung eines Ausführungsbeispiels wird die Luftmenge G am Austritt des Kompressors aufgrund der modifizierten Drehzahl Nc des Kompressors bei einer bestimmten Bezugstemperatur am Kompressoreingang ermittelt. Bei diesem Vorgehen braucht die Datentabelle nur Werte einer einzigen Kurvenschar gemäss der Charakteristik in Fig. 3 zu umfassen, welche durch Messung bei ein und derselben Bezugstemperatur bzw. demselben Bezugsdruck am Kompressoreingang gewonnen werden können, was erlaubt, im Computer mit einem verhältnismässig kleinen Speicher für diese Daten auszukommen. Es wäre jedoch ohne weiteres auch möglich, die Luftmenge G am Kompressoraustritt für andere Eintrittstemperaturen zu ermitteln, indem im Speicher des Computers Daten für weitere, verschiedenen Eintrittstemperaturen entsprechende Kurvenscharen gespeichert wären.
Während gemäss vorstehender Beschreibung nur der Temperaturrechner 18 als digitaler Computer ausgebildet ist bzw. einen solchen aufweist, könnte die ganze Turbinensteuereinheit 200 als digitaler Computer ausgebildet sein.
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9. Control device according to one of claims 1-8, characterized in that the temperature calculator (18) is a digital computer.
The present invention relates to a control device for a gas turbine system consisting of a gas turbine, compressor and combustion chamber, which serves to limit the temperature of the gas entering the gas turbine.
An upper limit temperature for the gas entering the turbine from the associated combustion chamber is prescribed for each gas turbine. Operating the turbine with a gas inlet temperature above this limit can result in serious damage or failure of the turbine. In order to avoid overheating of the entering gases, existing gas turbine controls generally have a temperature control loop for regulating the fuel supply, it being assumed that the temperature of the gas entering the gas turbine from the combustion chamber depends on the quantity of fuel supplied.
U.S. Patent 3,520,133 shows a controller for a gas turbine driving a generator, in which controller the lowest control signal for controlling fuel delivery is selected from a plurality of control channels, particularly a speed / load control channel, a temperature control channel, and a startup control channel . and a fuel regulator is controlled by this signal. The aforementioned temperature control channel generates a fuel control signal with the aim of not allowing the measured gas outlet temperature to exceed a predetermined value. This means that when the gas outlet temperature is above the limit value, the fuel supply is throttled in order to keep the gas outlet temperature from the turbine below the predetermined limit value.
There is a relationship between the temperature of the gas exiting the turbine and the temperature of the gas entering the turbine. The temperature of the gas entering the turbine can therefore be indirectly controlled in the manner mentioned above. However, since the relationship between the two temperatures depends on the thermal efficiency in the turbine itself, if the thermal efficiency of the turbine decreases, it becomes impossible to limit the gas inlet temperature exactly to the desired value by measuring the temperature at the turbine outlet.
Experience has shown that turbine efficiency drops by 1 to 10% over time. The drop in the thermal efficiency causes a corresponding drop in the mechanical power of the turbine, i.e. the ratio between the thermal energy consumed as the mechanical output power of the turbine and the gas energy entering the turbine changes. The result of this is that, even when gas of the same temperature and pressure is fed to the turbine, the known control causes a higher outlet temperature from the turbine. This means that if the known control is set such that this increased outlet temperature does not exceed a certain limit value, the inlet temperature at the gas turbine is inevitably regulated to low values.
On the other hand, the overall efficiency of the gas turbine system is lower, the lower the temperature of the gas entering the turbine, which means that if the inlet temperature is regulated too low, the output power and the efficiency of the gas turbine will drop. For these reasons, the known gas turbine control has the disadvantage that in order to maintain a high efficiency and high output of the gas turbine, the limit value to which the outlet temperature at the turbine is regulated has to be readjusted periodically.
However, it would also be possible to remedy the disadvantage mentioned by determining the gas temperature at the inlet of the turbine and regulating it to a setpoint value, but there are no practical options for continuously measuring the inlet temperature, so this procedure is not taken into account.
The present invention has for its object to provide a control device that accurately determines the gas temperature at the turbine inlet from other sizes and thus performs the temperature control optimally, so that the turbine system always works with high efficiency and high performance, even if the efficiency of the turbine something drops over time. This task is solved by the measures according to claim 1. The enthalpy of the gas at the outlet of the combustion chamber from the state of the air which leaves the compressor and from the fuel flow is determined and the control of the turbine is carried out in such a way that the calculated temperature of the combustion gases does not exceed a predetermined limit value.
The temperature of the combustion gas can preferably be calculated from the speed of rotation of the compressor and the air temperature at its inlet on the basis of stored characteristic values for the compressor for the air inlet temperature and speed in question. The turbine is controlled so that this calculated temperature does not exceed a certain limit. The invention will now be explained in more detail with reference to the drawing, in which an embodiment of the control device according to the invention is shown.
FIG. 1 shows a block diagram of the gas turbine unit and its control,
2 is a flowchart for explaining the operation of the temperature calculator 18 shown in FIG. 1,
3 shows the characteristic of the compressor 1, which is effective in the program block 56 according to FIG. 2,
FIG. 4 is a diagram illustrating the relationships between the temperature and enthalpy of the combustion gases and the air, the relationships that take effect in program blocks 58 and 63 in FIG. 2 and
FIG. 5 is a diagram illustrating the relationship between the combustion efficiency of the combustion chamber 4 and the relationship between air and fuel, which relationship is effective in the program block 60 shown in FIG. 2.
1 shows a block diagram of a gas turbine system 100 and the associated measuring and control elements as well as the assigned gas turbine control unit 200. According to FIG. 1, a compressor 1 is provided for compressing the air from a supply line 2, which compresses the compressed air through a line 3 of a combustion chamber 4 feeds. In the combustion chamber 4, fuel supplied through a line with a control valve 5 is burned in the compressed air.
The combustion gases enter the gas turbine 7 through a line 6, where they drive the turbine and then exit into the atmosphere through an outlet 9. The turbine 7 is mechanically coupled to the compressor 1 and a generator 8.
To regulate the gas turbine 7, there is a fuel regulator 10 between the turbine 7 and its control unit 200
arranged. It controls a control valve 5 in the fuel line to the combustion chamber 4. Between the turbine 7 and its control unit 200 there are also a speed sensor 12, a pressure sensor 13 for measuring the air pressure at the outlet of the compressor, a pressure sensor 21 for measuring the air pressure at the inlet of the compressor, a temperature sensor 22 for measuring the air temperature at the inlet of the compressor, a temperature sensor 23 for measuring the air temperature at the outlet of the compressor, a flow meter 24 for determining the fuel flow and a flame monitor 25.
In such a system, if the gas inlet temperature at the turbine exceeds a certain predetermined limit value, the speed or load of the turbine must be adjusted in such a way that the gas inlet temperature drops below the limit value again. On the other hand, since the gas turbine should work at the highest possible temperature in order to achieve the highest possible degree of efficiency, the temperature should not be used unnecessarily and the limit value mentioned above should be selected appropriately in relation to a desired efficiency and a desired service life of the turbine.
The structure and operation of the gas turbine controller will now be described in detail. For speed control, a speed sensor 12, for example an electromagnetic sensor, is provided, which measures the speed of the turbine 7. The speed signal N generated in the transmitter 12 and a set speed signal Ns generated in a setpoint generator 14 are fed to a subtractor 22 for determining the speed difference AN. A control multiplier 15 multiplies the speed difference AN by a predetermined control factor, a load demand signal LD being generated. A proportional controller 16 converts the load demand signal LD into a fuel demand signal, which is used for speed / power control and is fed to a lowest value selection gate 17.
If the generator 8 is connected to an electrical consumer network, the target speed sensor 14 works as a load sensor.
For temperature control, a temperature calculator 18 is provided for calculating the inlet temperature of the gas on the turbine. A signal TF corresponding to the calculated temperature and a set temperature signal TFS, which is taken from a set temperature sensor 19, are fed to a subtractor 21, which generates the difference ATF between the two signals TF and TFS, and this difference signal to a proportional integral controller (PI controller) 20 feeds. The P.I. controller 20 generates a fuel demand signal G-rF for temperature control as a function of the signal ATF, and this signal GTF is fed to the lowest value gate 17.
This lowest-value gate 17 compares the fuel "demand signal gel for speed / power control with the fuel demand signal GTF for temperature control and forwards the lower of these signals as fuel demand signal GFLD to the fuel controller 10.
The temperature computer 18 can contain a digital computer, which works periodically according to a flow diagram according to FIG. 2, in order to calculate the gas temperature TF at the inlet of the turbine.
In program block 52 according to FIG. 2, a signal PI corresponding to the air pressure at the inlet of the compressor, a temperature signal Ti at the inlet of the compressor, a signal P2 corresponding to the air pressure at the outlet of the compressor, a signal T2 corresponding to the air temperature at the outlet of the compressor , a fuel flow signal GFL and a speed signal N corresponding to the turbine speed are each stored in digital form in a memory of the digital computer. These signals come from the pressure sensor 21 at the inlet of the compressor, the temperature sensor 22 at the inlet of the compressor, the pressure sensor 13 at the outlet of the compressor, the temperature sensor 23 at the outlet of the compressor, the fuel flow sensor 24 and the speed sensor 12.
At the same time, a signal FL reaches the memory of the computer from the flame monitor 25.
In program block 53, the decision is made as to whether the flame monitor signal FL is 1 or 0. If this signal is 0, i.e. if the ignition has not yet taken place in the combustion chamber 4, the computer ends its program and waits for a start command for the next cycle.
If the flame guard signal FL 1, i.e. if ignition has taken place in the combustion chamber 4, the computer jumps to the next program block 54.
In this program part 54, the computer calculates a modified speed Nc related to a reference temperature TIR from the speed signal N and the signal Tl corresponding to the temperature Tl at the inlet of the compressor and the reference temperature Tl R. In the exemplary embodiment shown, where the gas turbine has a single shaft, this modified speed Nc is defined as follows:
EMI3.1
The modified speed NE of the compressor 1 thus depends on the speed of the turbine N and the inlet temperature Ti at the compressor and on a reference temperature TIR. TIR is a predetermined value and normally corresponds to the target temperature at the inlet of the compressor 1.
The computer then jumps to program block 55 and in this program part determines the compression ratio Rc of compressor 1 according to the following equation (2):
Po Rc = p, (2)
In this formula, Pl means the air pressure at the inlet of the compressor and P the air pressure at the outlet of the compressor.
In program part 56, the computer determines a value Gc for a modified amount of air at the outlet of the compressor according to the compressor characteristic in FIG. 3. In fact, the corresponding values Gc for various possible values of Nc and Rc in the memory of the computer are in agreement with the characteristic 3 stored.
The computer determines the value Gc with the values Nc and Rc, which have been determined in the program parts 54 and 55. 3 shows the characteristic when the temperature at the compressor inlet corresponds to the above-mentioned reference temperature TIR and when the air pressure at the compressor inlet also corresponds to a specific reference pressure PIR. The quantity Gc determined in the manner described therefore does not correspond to the actual air quantity at the outlet of the compressor I, but rather to a modified air quantity for the conditions that the temperature and pressure at the compressor inlet correspond to the reference temperature TIR mentioned or the reference pressure PlR.
The computer then jumps to program block 57 in order to calculate the actual air quantity G at the outlet of the compressor according to the following equation (3):
EMI3.2
In this formula, Gc means the modified amount of air at the compressor outlet, as calculated in program part 56, Pl is the signal representing the air pressure at the compressor inlet and T1 is the signal representing the air temperature at the compressor inlet.
In program block 58, the computer calculates the enthalpy H of the air emerging from the compressor according to the following formula (4), according to which the enthalpy is also a function of the outlet temperature T at the compressor.
H2 = gH (T2) (4)
In this formula, gH means that there is a certain relationship between the enthalpy and the air temperature. In Fig. 4, this function (4) is represented by the curve with the parameter = oo. The calculation in program part 58 is carried out either by approximating the curve using a polynomial function or by reading out stored data in accordance with function (4).
In program block 59, the computer determines the air / fuel ratio RFC of the combustion chamber 4 using the signal G from program part 57, which corresponds to the amount of air at the compressor outlet and the fuel flow signal GFL. Strictly speaking, the amount of air entering the combustion chamber is G. (1 -m), since the air emerging from the compressor is used in part to cool the associated shaft, and it is assumed that the ratio of the partial air flow for cooling to the total exiting from the compressor Air volume is m. The computer thus calculates the air / fuel ratio RFC from the following equation (5).
EMI4.1
In program block 60, the computer determines the combustion efficiency QF in the combustion chamber 4 according to equation (6) and using the value RFC from the program part 59.
QF = h (RFC) (6)
In this equation, h means that there is a typical combustion chamber relationship between QF and RFC, which is shown in FIG. 5. Similar to the value H2 in the program part 58, QF is determined either by approximation using a polynomial function or by reading out stored data.
The computer then jumps to program block 61 to determine the enthalpy HF of the gas at the turbine inlet using the values G, H and QF that have already been determined and from the fuel flow signal GFL. The energy supplied to the gas turbine from the combustion chamber 4 is the total of the energy of the fuel and the air supplied to the combustion chamber 4 multiplied by the combustion efficiency of the combustion chamber 4. The following equation (7) for the enthalpy HF results from the condition of the static energy balance of the combustion chamber .
HF- (G- (I-m) + GFL} = QF- {H2-G (I-m) + HFL-GFL} (7)
Solving this equation (7) after the enthalpy HF gives the following equation (8).
EMI4.2
In program block 62, the computer determines the excess air ratio n of the combustion chamber 4 according to the following equation (9):
EMI4.3
where RFC is the air-fuel ratio. The computer then jumps to the program part 63 for determining the gas temperature TF at the input of the gas turbine according to the following equation (10): TF = g (Mr. n) (10) where HF and n are the values determined in the program parts 61 and 62. gT means that there is a relationship between the enthalpy, the temperature of the combustion gas and the excess air ratio n. Function (10) also depends on the type of fuel. TF can thus be determined by reading out data previously stored in the memory of the computer.
Fig. 4 shows the TF curves for n = 2, n = 4 and n = oo. TF could accordingly also be determined by approximating the function (10) by polynomials taking into account different values n.
In program block 64 the computer outputs a signal which represents the gas temperature TF determined in block 63 at the turbine inlet. The computer now ends a series of arithmetic operations according to the flow diagram and waits for a start signal for the next cycle.
The temperature calculator 18 according to FIG. 1 therefore constantly provides an exactly calculated value TF for the temperature at the inlet of the turbine. The signal TF effects the transmission of the fuel demand signal Cit to the lowest value gate 17 via PI controller (20). The described control device according to the present invention thus permits more precise regulation of the gas temperature at the turbine inlet than conventional turbine controls, because the gas temperature at the turbine inlet is monitored directly while In conventional systems, the gas temperature at the turbine inlet is indirectly regulated and limited as a function of the temperature determined at the turbine outlet.
A major advantage of the control device according to the invention is that it is possible to work with higher efficiency and correspondingly higher output because the drop in the thermal efficiency of the turbine which occurs over time does not lead to the gas temperature at the turbine inlet being regulated to an undesirably low value. The arrangement of temperature sensors at the inlet and outlet of the compressor in accordance with the structure described above allows a particularly reliable temperature control with less susceptibility to malfunction of the sensors, for example as a result of a line break, than with the arrangement of temperature sensors at the turbine outlet, as was required with conventional Sx systems because the Temperature sensors are exposed to smaller temperatures and also smaller temperature fluctuations.
According to the above description of an exemplary embodiment, the air quantity G at the outlet of the compressor is determined on the basis of the modified speed Nc of the compressor at a specific reference temperature at the compressor inlet. With this procedure, the data table need only comprise values of a single family of curves according to the characteristic in FIG. 3, which can be obtained by measurement at one and the same reference temperature or the same reference pressure at the compressor inlet, which allows, in the computer with a relatively small memory for get along with this data. However, it would also be readily possible to determine the air quantity G at the compressor outlet for other inlet temperatures by storing data in the computer's memory for further families of curves corresponding to different inlet temperatures.
While, as described above, only the temperature computer 18 is designed or has such a digital computer, the entire turbine control unit 200 could be designed as a digital computer.