JP2001329855A - Predicting method for turbine inlet temperature of gas turbine - Google Patents
Predicting method for turbine inlet temperature of gas turbineInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンのタ
ービン入口温度の予測方法に関する。The present invention relates to a method for predicting a turbine inlet temperature of a gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンエンジンは空気圧縮機で圧
縮した空気を燃焼室に送り、燃料と混合して燃焼し、こ
の燃焼ガスをタービンに送りタービンを回転する。この
ためタービン入口温度が最も高温になる。エンジンの保
護のため最も温度の高くなるタービン入口温度の監視が
必要であり、法的にもこの温度の監視が規定されてい
る。タービン入口温度は、理論的には熱力学、機械力学
的に計算することが可能であるが、実エンジンでの計測
結果は理論計算値とほど遠いのが現状である。温度セン
サをタービン入口に取付ける場合、１０００℃以上の高
温にさらされ、寿命が短くなるため、テスト時に付ける
程度で、常時取付けその温度を計測することは困難であ
る。このため、通常は温度が低くなっているタービン出
口温度を計測し、入口温度を予測することが行われてい
る。予測方法は、タービン入口に温度センサを取付けタ
ービン出口温度や回転数、燃料流量とともにタービン入
口温度を計測するテストを行い、テスト後はタービン入
口の温度センサは取り外し、テストで得られたデータを
整理してテーブルにし、実際の運転時はこのテーブルか
らタービン入口温度を推定していた。2. Description of the Related Art In a gas turbine engine, air compressed by an air compressor is sent to a combustion chamber, mixed with fuel and burned, and this combustion gas is sent to a turbine to rotate the turbine. Therefore, the turbine inlet temperature becomes the highest. To protect the engine, it is necessary to monitor the temperature of the turbine inlet at which the temperature becomes the highest, and the monitoring of this temperature is stipulated by law. The turbine inlet temperature can theoretically be calculated thermodynamically or mechanically, but the actual engine measurement results are far from the theoretically calculated values at present. When a temperature sensor is installed at the turbine inlet, it is exposed to a high temperature of 1000 ° C. or more and its life is shortened. For this reason, the temperature of the turbine outlet, which is normally low, is measured to predict the inlet temperature. The prediction method is to install a temperature sensor at the turbine inlet, perform a test to measure the turbine inlet temperature along with the turbine outlet temperature, rotation speed, and fuel flow.After the test, remove the turbine inlet temperature sensor and organize the data obtained during the test. Then, during the actual operation, the turbine inlet temperature was estimated from this table.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】しかしこのようなデー
タテーブルによる方法は、精度よく推定するにはデータ
の量を多く必要としていた。このためテストに長時間を
要していた。また推定方法が推定者の経験によるところ
が大きく推定値がばらつくことが多かった。However, such a method using a data table requires a large amount of data for accurate estimation. This required a long time for the test. Also, the estimation method largely depends on the experience of the estimator, and the estimated value often fluctuates.
【０００４】本発明は上述の問題点に鑑みてなされたも
ので、比較的簡単な四則演算で精度よくタービン入口の
温度を予測する方法を提供することを目的とする。The present invention has been made in view of the above problems, and has as its object to provide a method of accurately predicting the temperature at the turbine inlet by relatively simple four arithmetic operations.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明は、ガスタービンの出口温度Ａと吸入空気温
度Ｂと回転数ＮよりパラメータＰを構成し、計測した出
口温度Ａと吸入空気温度Ｂと回転数Ｎを代入したパラメ
ータＰの値と計測したタービン入口温度からタービン入
口温度をパラメータＰの関数で表し、この関数よりター
ビン入口温度を算出する。In order to achieve the above object, the present invention relates to a method of forming a parameter P from an outlet temperature A of a gas turbine, an intake air temperature B, and a rotational speed N, and measuring a measured outlet temperature A and intake air. The turbine inlet temperature is represented by a function of the parameter P from the value of the parameter P into which the temperature B and the rotation speed N are substituted and the measured turbine inlet temperature, and the turbine inlet temperature is calculated from this function.
【０００６】タービン入口温度に最も影響を与える要素
がガスタービンの出口温度Ａと吸入空気温度Ｂと回転数
Ｎであることを実験データから見出し、この３個のデー
タから構成されるパラメータを変数とする簡単な関数で
タービン入口温度が表せることが分かった。関数はテス
トにおいて、ガスタービンの出口温度Ａと吸入空気温度
Ｂと回転数Ｎおよびタービン入口温度を実測し、これら
の計測値を代入したパラメータの値とタービン入口温度
で表される点を通る式を求めればよい。標準的なガスタ
ービンについてこの関数を求めておけば多くのガスター
ビンのタービン入口温度の推定に用いることができる。It has been found from experimental data that the factors that most affect the turbine inlet temperature are the gas turbine outlet temperature A, the intake air temperature B, and the number of revolutions N, and the parameters composed of these three data are defined as variables. It was found that the turbine inlet temperature could be expressed by a simple function: The function is a test that actually measures the gas turbine outlet temperature A, the intake air temperature B, the number of revolutions N, and the turbine inlet temperature in the test, and substitutes these measured values for the parameters and the equation that passes through the point represented by the turbine inlet temperature. Should be obtained. If this function is obtained for a standard gas turbine, it can be used for estimating the turbine inlet temperature of many gas turbines.
【０００７】好ましい実施形態では、前記パラメータＰ
は次の式で表される。 Ｐ＝ｋ＊Ａ／（√（Θ）＊Ｎ） ここでｋは定数，Θ＝（Ｂ＋273.15）／288.15，温度は
℃，回転数はｒｐｍである。Θは基準吸入空気温度を１
５℃とした場合の実温度修正値を示す。このようにパラ
メータは簡単な式で表されるので計算が容易である。In a preferred embodiment, the parameter P
Is represented by the following equation. P = k * A / (√ (Θ) * N) Here, k is a constant, Θ = (B + 273.15) /288.15, the temperature is ° C., and the rotation speed is rpm. Θ indicates the reference intake air temperature is 1
The actual temperature correction value when 5 ° C. is set is shown. As described above, the parameters are represented by simple equations, so that the calculation is easy.
【０００８】好ましい別の実施形態では、対象とするガ
スタービンのタービン出口温度Ａと吸入空気温度Ｂと回
転数Ｎとタービン入口温度とを計測し、このタービン出
口温度と吸入空気温度と回転数より前記パラメータＰを
求め、このパラメータＰを前記関数に代入して得たター
ビン入口温度と計測したタービン入口温度から温度補正
係数を算出し、対象とするガスタービンについてはこの
温度補正係数で出力を補正する。In another preferred embodiment, the turbine outlet temperature A, intake air temperature B, rotational speed N, and turbine inlet temperature of the target gas turbine are measured, and the turbine outlet temperature, the intake air temperature, and the rotational speed are measured. The parameter P is obtained, a temperature correction coefficient is calculated from the turbine inlet temperature obtained by substituting the parameter P into the function and the measured turbine inlet temperature, and the output of the target gas turbine is corrected by the temperature correction coefficient. I do.
【０００９】各ガスタービンは製造上のばらつきが多少
あるので、 温度特性など標準的なガスタービンより得
られた温度と相違することがある。ガスタービン試運転
時にはタービン入口温度の計測も行われるのでこのデー
タを用いて、 請求項１の方法で算出したタービン入口
温度と実測したタービン入口温度から温度補正係数を求
め、対象とするガスタービンについてはこの温度補正係
数で出力を補正する。[0009] Since each gas turbine has some manufacturing variations, the temperature may differ from the temperature obtained from a standard gas turbine, such as temperature characteristics. At the time of gas turbine test operation, the turbine inlet temperature is also measured. Using this data, a temperature correction coefficient is obtained from the turbine inlet temperature calculated by the method of claim 1 and the actually measured turbine inlet temperature. The output is corrected using the temperature correction coefficient.
【００１０】[0010]
【発明の実施の形態】以下本発明の実施の形態について
図面を参照して説明する。図１は本発明のタービン入口
温度の予測を行う装置の実施の形態の構成を示すブロッ
ク図である。この装置はコンピュータ内に構成されるも
のである。パラメータ計算手段１０は予め記憶されたパ
ラメータを表す計算式に基づき入力されたデータからパ
ラメータ値を算出するものである。タービン入口温度計
算手段１１はパラメータを変数とする関数を記憶してお
り、パラメータの値を入力してタービン入口温度を算出
する。温度補正手段１２は個々のガスタービンについて
固有の温度特性を補正する補正係数を実測データから生
成し、タービン入口温度計算手段１１に出力する。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of an embodiment of a device for predicting a turbine inlet temperature according to the present invention. This device is configured in a computer. The parameter calculation means 10 calculates a parameter value from input data based on a calculation formula representing a parameter stored in advance. The turbine inlet temperature calculating means 11 stores a function having a parameter as a variable, and calculates a turbine inlet temperature by inputting a parameter value. The temperature correction unit 12 generates a correction coefficient for correcting a temperature characteristic unique to each gas turbine from the measured data, and outputs the correction coefficient to the turbine inlet temperature calculation unit 11.
【００１１】次にパラメータ計算手段１０のパラメータ
とこのパラメータを変数とするタービン入口温度算出式
について説明する。パラメータＰとして、従来得られた
ガスタービンの各場所の温度計測データ、回転数、燃料
流量等のデータを種々の方法で解析した結果、次の式で
表すパラメータがタービン入口温度を予測する上で適切
なものであることが分かった。Next, a description will be given of the parameters of the parameter calculating means 10 and a formula for calculating the turbine inlet temperature using these parameters as variables. As a parameter P, as a result of analyzing the conventionally obtained temperature measurement data, rotation speed, fuel flow rate, and other data of each location of the gas turbine by various methods, the parameter represented by the following equation is used to predict the turbine inlet temperature. It turned out to be appropriate.
【００１２】Ｐ＝ｋ＊Ａ／（√（Θ）＊Ｎ）…（１） ここでｋは定数でパラメータの値を適切な大きさとする
もの。＊は掛け算を表す。Ａはタービン出口温度、Ｎは
タービンの回転数、Θ＝（Ｂ＋273.15）／288.15で、Ｂ
は吸入空気温度であり、温度は℃，回転数はｒｐｍであ
る。Θは基準吸入空気温度を１５℃とした場合の実温度
修正値を示す。P = k * A / (√ (Θ) * N) (1) where k is a constant and the value of the parameter is an appropriate value. * Represents multiplication. A is the turbine outlet temperature, N is the turbine speed, Θ = (B + 273.15) /288.15, and B
Is the intake air temperature, the temperature is ° C., and the rotation speed is rpm. Θ indicates the actual temperature correction value when the reference intake air temperature is 15 ° C.
【００１３】ガスタービンは、先端の空気吸入口、ター
ビン出口にはぞれ複数の温度センサが装置の一部として
取付けられ、さらにテスト等のためにタービン入口に仮
設の温度センサが取付けられる。形式等の異なる複数台
のガスタービンについて、数台の標準的なガスタービン
について、空気吸入口、タービン出口およびタービン入
口の温度をタービン回転数が一定の数、例えば１０００
ｒｐｍ変化する毎に計測しておく。In the gas turbine, a plurality of temperature sensors are respectively installed as a part of the device at an air intake port and a turbine outlet at a tip, and a temporary temperature sensor is installed at a turbine inlet for a test or the like. For a plurality of gas turbines of different types, etc., for several standard gas turbines, the temperature of the air inlet, the turbine outlet and the turbine inlet is set to a fixed number of turbine revolutions, for example 1000
It is measured every time the rpm changes.
【００１４】このようにして得られたデータを（１）式
に代入し、パラメータ値を得る。このパラメータ値とこ
のパラメータを構成するデータと同時に計測したタービ
ン入口温度とで表される点をデータ収集しておく。The data obtained in this way is substituted into equation (1) to obtain parameter values. A point represented by the parameter value and the turbine inlet temperature measured simultaneously with the data constituting the parameter is collected.
【００１５】次にタービン入口温度計算手段１１で用い
られるパラメータを変数とする関数について説明する。
図２はパラメータとこのパラメータに対応したタービン
入口温度との関係を示す図で一例を示す。パラメータの
値をｘとして横軸にとり、タービン入口温度ｙ（℃）を
縦軸にとる。図のＡは複数の点（ｘ，ｙ）により描かれ
た曲線であり、Ｂはこの曲線Ａを近似した２次曲線であ
る。曲線Ｂは次の式で表される。 ｙ＝−0.0045ｘ2 ＋5.1012ｘ−230.43…（２） この式がパラメータｘを変数とする関数の一例である。
なお、本式の場合直線に近いので、一次式で近似するこ
とも可能である。Next, a function using parameters used in the turbine inlet temperature calculating means 11 as variables will be described.
FIG. 2 is an example of a diagram showing a relationship between a parameter and a turbine inlet temperature corresponding to the parameter. The abscissa represents the parameter value x and the ordinate represents the turbine inlet temperature y (° C.). A in the figure is a curve drawn by a plurality of points (x, y), and B is a quadratic curve approximating the curve A. Curve B is represented by the following equation. y = −0.0045x 2 + 5.1012x−230.43 (2) This equation is an example of a function using the parameter x as a variable.
Since this formula is close to a straight line, it can be approximated by a linear formula.
【００１６】次に温度補正手段１２について説明する。
ガスタービンは、形式や大きさが多少相違しても、各部
の温度特性などはほぼ同じ傾向を有するので、（１）
式、（２）式を用いてタービン入口温度を推定すること
ができる。しかし、製造上のばらつき等もあり、各ガス
タービンについて多少の差異を生ずることもあるので、
各ガスタービンについて行われるエンジン試運転時のデ
ータにより、（２）式を使用するに当たり各ガスタービ
ン固有の補正を行なうとさらによくタービン入口温度の
推定をすることができる。Next, the temperature correcting means 12 will be described.
Gas turbines have almost the same tendency in temperature characteristics and the like of each part even if the type and size are slightly different.
The turbine inlet temperature can be estimated using the equation (2). However, due to manufacturing variations, etc., there may be some differences for each gas turbine.
By using the data at the time of engine test operation performed on each gas turbine, if the correction unique to each gas turbine is performed in using the equation (2), the turbine inlet temperature can be better estimated.
【００１７】各ガスタービンでは、エンジン試運転時、
装置として装備されている空気吸入口やタービン出口の
温度センサの計測とともにタービン入口に仮設の温度セ
ンサが取付けられ、これらの位置の温度がタービン回転
数とともに計測される。この空気吸入口温度とタービン
出口温度とタービン回転数を図１のパラメータ計算手段
１０に入力しパラメータ値を（１）式で算出し、タービ
ン入口温度計算手段１１で（２）式によりタービン入口
温度を算出する。温度補正手段１２ではこの算出したタ
ービン入口温度と、計測されたタービン入口温度との比
をとり、この比を温度補正係数としタービン入口温度計
算手段１１に記憶する。タービン入口温度計算手段１１
では、この温度補正係数に該当するガスタービンのター
ビン入口温度を算出する際、温度補正係数を用いて
（２）式で算出するタービン入口温度を補正する。In each gas turbine, at the time of engine test operation,
Temporary temperature sensors are attached to the turbine inlet together with the measurement of the temperature sensors at the air intake port and the turbine outlet provided as devices, and the temperature at these positions is measured together with the turbine speed. The air inlet temperature, the turbine outlet temperature, and the turbine speed are input to the parameter calculation means 10 of FIG. 1 to calculate the parameter value by the equation (1), and the turbine inlet temperature calculation means 11 calculates the turbine inlet temperature by the equation (2). Is calculated. The temperature correcting means 12 calculates a ratio between the calculated turbine inlet temperature and the measured turbine inlet temperature, and stores this ratio as a temperature correction coefficient in the turbine inlet temperature calculating means 11. Turbine inlet temperature calculation means 11
Then, when calculating the turbine inlet temperature corresponding to the temperature correction coefficient, the turbine inlet temperature calculated by the equation (2) is corrected using the temperature correction coefficient.
【００１８】図３はガスタービンのタービン入口温度の
実測値と本実施形態による計算値とを示す図である。縦
軸にタービン入口温度（℃）をとり、横軸に時間（秒）
をとる。１０００℃以上の高温で８℃程度の誤差で収ま
っており、実用的な温度推定が可能である。なお、過渡
期的現象では、ある程度の誤差を生じる。FIG. 3 is a diagram showing actual measured values of the turbine inlet temperature of the gas turbine and calculated values according to the present embodiment. The vertical axis indicates the turbine inlet temperature (° C), and the horizontal axis indicates time (seconds).
Take. The temperature falls within an error of about 8 ° C. at a high temperature of 1000 ° C. or more, and a practical temperature estimation is possible. Note that a certain degree of error occurs in the transitional phenomenon.
【００１９】[0019]
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
は、ガスタービンの運転データで得られる空気吸入口温
度とタービン出口温度とタービン回転数からパラメータ
を演算し、このパラメータを変数とする関数からタービ
ン入口温度を算出する。これらは、代数演算で算出で
き、過渡期を除き、実測したタービン入口温度とよく一
致する。なお、タービン入口温度を算出する関数は標準
的なガスタービンの実測データで作成しておき、各ガス
タービン固有のばらつきによる温度変化を補正係数を用
いて補正することができる。As is apparent from the above description, in the present invention, parameters are calculated from the air inlet temperature, the turbine outlet temperature, and the turbine speed obtained from the operation data of the gas turbine, and these parameters are used as variables. Calculate the turbine inlet temperature from the function. These can be calculated by algebraic calculation and agree well with the actually measured turbine inlet temperature except during the transition period. Note that the function for calculating the turbine inlet temperature can be created based on actual measurement data of a standard gas turbine, and a temperature change due to a variation unique to each gas turbine can be corrected using a correction coefficient.
【図１】本実施の形態の構成を示すブロック図である。FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of the present embodiment.
【図２】パラメータとタービン入口温度の関係を示す図
である。FIG. 2 is a diagram showing a relationship between a parameter and a turbine inlet temperature.
【図３】タービン入口温度の実測値と本実施形態の計算
値とを示す図である。FIG. 3 is a diagram showing an actually measured value of a turbine inlet temperature and a calculated value of the present embodiment.
１０ パラメータ計算手段 １１ タービン入口温度計算手段 １２ 温度補正手段 10 Parameter calculation means 11 Turbine inlet temperature calculation means 12 Temperature correction means
Claims (3)
度Ｂと回転数ＮよりパラメータＰを構成し、計測した出
口温度Ａと吸入空気温度Ｂと回転数Ｎを代入したパラメ
ータＰの値と計測したタービン入口温度からタービン入
口温度をパラメータＰの関数で表し、この関数よりター
ビン入口温度を算出することを特徴とするガスタービン
のタービン入口温度予測方法。1. A parameter P is formed from an outlet temperature A, an intake air temperature B, and a rotation speed N of a gas turbine, and the measured value of the parameter P is obtained by substituting the measured outlet temperature A, intake air temperature B, and rotation speed N. A turbine inlet temperature predicting method for a gas turbine, wherein the turbine inlet temperature is represented by a function of a parameter P from the obtained turbine inlet temperature, and the turbine inlet temperature is calculated from the function.
とを特徴とする請求項１記載のガスタービンのタービン
入口温度予測方法。 Ｐ＝ｋ＊Ａ／（√（Θ）＊Ｎ） ここでｋは定数，Θ＝（Ｂ＋273 .15 ）／288 .15 ，温
度は℃，回転数はｒｐｍである。2. The method according to claim 1, wherein the parameter P is represented by the following equation. P = k * A / (√ (Θ) * N) Here, k is a constant, Θ = (B + 273.15) /288.15, the temperature is ° C., and the rotation speed is rpm.
温度Ａと吸入空気温度Ｂと回転数Ｎとタービン入口温度
とを計測し、このタービン出口温度と吸入空気温度と回
転数より前記パラメータＰを求め、このパラメータＰを
前記関数に代入して得たタービン入口温度と計測したタ
ービン入口温度から温度補正係数を算出し、対象とする
ガスタービンについてはこの温度補正係数で出力を補正
する、ことを特徴とする請求項１記載のガスタービンの
タービン入口温度予測方法。3. A turbine outlet temperature A, an intake air temperature B, a rotational speed N, and a turbine inlet temperature of a target gas turbine are measured, and the parameter P is determined from the turbine outlet temperature, the intake air temperature, and the rotational speed. A temperature correction coefficient is calculated from the turbine inlet temperature obtained by substituting the parameter P into the function and the measured turbine inlet temperature, and the output of the target gas turbine is corrected by the temperature correction coefficient. The turbine inlet temperature prediction method for a gas turbine according to claim 1, wherein
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