JP2004116384A

JP2004116384A - Gas turbine combustion control device

Info

Publication number: JP2004116384A
Application number: JP2002280363A
Authority: JP
Inventors: Tomoyoshi Tanaka; 田中　知佳; Takashi Sonoda; 園田　隆; Kimioki Ono; 小野　仁意; Akihiko Saito; 斎藤　昭彦; Kozo Toyama; 外山　浩三; Chikasuke Nakamura; 中村　愼祐
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-09-26
Filing date: 2002-09-26
Publication date: 2004-04-15

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To control a gas turbine so as to constantly burn by mixing air and fuel with a good balance. <P>SOLUTION: When a generator is driven by a turbine rotated by combustion gas generated from a burner which is supplied with fuel respectively from a main fuel-supply system and a pilot fuel-supply system and supplied with compressed air, a fuel command value is established by finding a fuel flow supplied to the burner in response to a generator output command for setting output of the generator and measured generator output gained as a result of measurement of the output of the generator. A fuel-air ratio is calculated on the basis of an air content in response to chamber pressure of the burner and fuel content in response to the measured generator output, and the fuel flow indicated by the fuel command value is divided between the main fuel-supply system and the pilot fuel-supply system depending on the fuel-air ratio. Furthermore, the compressed air flow rate supplied to the burner is determined on the basis of the fuel-air ratio, and the air flow flowed into an air compressor is determined on the basis of the fuel content in response to the measured generator output. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンの燃焼制御装置に関し、特に、メイン燃料供給系（メイン燃料系）及びパイロット燃料供給系（パイロット燃料系）を有するガスタービンの燃焼制御装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、発電所等で用いられるガスタービン装置では、圧縮空気と燃料とを燃焼器に供給して、燃焼器における燃焼に伴う高温の燃焼ガスを利用してタービンを回転させている。図５を参照すると、ガスタービン装置には、燃料系統にはメイン燃料系及びパイロット燃料系が備えられ、メイン燃料系及びパイロット燃料系における燃料流量はそれぞれ燃料流量調節弁１１及び１２で調整される。そして、後述するように、メイン燃料系及びパイロット燃料系における燃料分配を調整して最適な燃焼状態とする。
【０００３】
メイン燃料系及びパイロット燃料系を介して燃焼器１３にはメイン燃料及びパイロット燃料が与えられる。一方、空気圧縮機１４からは圧縮空気が燃焼器１３に与えられる。この際、後述するようにして、空気圧縮機入口案内翼（ＩＧＶ：Ｉｎｌｅｔ　Ｇｕｉｄｅ　Ｖａｎｅ）１５によって、空気圧縮機１４に流入する空気量が調整される。
【０００４】
図示のように、燃焼器１３に並列に燃焼器バイパス弁１６が配置されており、このバイパス弁１６によって燃焼器１３に流入する圧縮空気量が調整される。そして、燃焼器１３から排出される高温燃焼ガスによってタービン１７が回転駆動されて、タービン１７の回転駆動によって発電機１８が回転駆動されて発電が行われる。
【０００５】
ここで、図６を参照して、従来の燃焼制御について説明する。前述のように、ガスタービンの燃焼制御を行う際には、メイン燃料系及びパイロット燃料系における燃料分配を調整するとともに、空気圧縮機１４に流入する空気量及び燃焼器１３に流入する圧縮空気量を制御する必要がある。言い換えると、ガスタービンの燃焼制御を行う際には、燃料分配比制御及び空気流量制御を行う必要がある。
【０００６】
図６に示す制御手法では、発電機の出力を設定する発電機出力指令、実際の発電出力（計測発電出力）、及び燃焼器の車室内圧力（車室圧力）に応じて燃料分配比制御及び空気流量制御を行っている。
【０００７】
まず、減算器２１に発電機出力指令及び発電機出力（計測発電機出力）が与えられ、発電機出力指令と発電機出力との偏差が求められる。この偏差は比例積分制御部（ＰＩ制御部）２２に与えられ、ここで偏差に応じたＰＩ値が求められる。そして、このＰＩ値は燃料指令値（ＣＳＯ：Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｓｉｇｎａｌ　Ｏｕｔｐｕｔ）演算部２３に与えられ、ＣＳＯ演算部２３ではＰＩ値に基づいてＣＳＯを演算生成する。このＣＳＯは燃焼器１３に与えるべき燃料の流量（単位時間当たり）を表す。
【０００８】
パイロット分配比決定関数部２４には、ＣＳＯに応じたパイロット燃料系の燃料流量分配比（パイロット分配比）を示す関数（ＣＳＯ−パイロット分配比関数：ＣＳＯを横軸、パイロット分配比を縦軸にとった際に、ＣＳＯに対するパイロット分配比を示す関数）が予め設定されており、パイロット分配比決定関数部２４では、ＣＳＯに対応するパイロット分配比をパイロット分配比関数に基づいて得て、この分配比とＣＳＯとに基づいてパイロット燃料系の燃料流量（パイロット燃料流量）を算出する。
【０００９】
この算出パイロット燃料流量はパイロット燃料流量調節弁開度演算部２６に与えられ、パイロット燃料流量調節弁開度演算部２６では算出パイロット燃料流量に応じた燃料流量調節弁１２の開度を演算・決定して、パイロット燃料流量調節弁開度指令として燃料流量調節弁１２に与える。そして、燃料流量調節弁１２はパイロット燃料流量調節弁開度指令に応じた開度に調整されて、パイロット燃料を燃焼器１３に与える。
【００１０】
前述のようにして求められたパイロット燃料流量は減算器２５に与えられ、減算器２５は、ＣＳＯからパイロット燃料流量を減算して、メイン燃料系の燃料流量（メイン燃料流量）を求める。そして、この算出メイン燃料流量は、メイン燃料流量調節弁開度演算部２７に与えられ、メイン燃料流量調節弁開度演算部２７では算出メイン燃料流量に応じた燃料流量調節弁１１の開度を演算・決定して、メイン燃料流量調節弁開度指令として燃料流量調節弁１１に与える。燃料流量調節弁１１はメイン燃料流量調節弁開度指令に応じた開度に調整されて、メイン燃料を燃焼器１３に与える。
【００１１】
このようにして、発電機出力指令と発電機出力に応じてメイン燃料系とパイロット燃料系との燃料分配比が制御されることになる。
【００１２】
一方、空気流量を制御する際には、車室圧力及び発電機出力が用いられ、車室圧力に基づいて現在の空気量が求められる。つまり、空気量関数部３１には、通常の燃焼状態における車室圧力と空気量との関係が空気量関数として設定されており、空気量関数部３１では、車室圧力に応じて空気量関数から現在の空気量を求める。
【００１３】
一方、前述の発電機出力を、現在の燃料量と見なし、この燃料量が除算器３２に与えられ、前述の空気量と燃料量との間で除算が行われて、燃空比が求められる。この燃空比は燃焼器流入空気流量（圧縮空気流量）決定関数部３３に与えられる。燃焼器流入空気流量決定関数部３３には燃空比に応じた圧縮空気量が規定された関数（圧縮空気量関数）が設定されており、燃焼器流入空気流量決定関数部３３では、燃空比に応じて圧縮空気量関数によって圧縮空気量を求め、この算出圧縮空気量を、燃焼器バイパス弁開度演算部３４に与える。
【００１４】
燃焼器バイパス弁開度演算部３４では、算出圧縮空気量に応じて燃焼器バイパス弁１６の開度を演算・決定して、燃焼器バイパス弁開度指令として燃焼器バイパス弁１６に与える。そして、この燃焼器バイパス弁開度指令に応じて燃焼器バイパス弁１６の開度が制御される。
【００１５】
前述の発電機出力に対して必要な燃料量は、空気圧縮機流入空気流量決定関数部３５に与えられる。空気圧縮機流入空気流量決定関数部３５には、必要な燃料量に対する空気圧縮機流入空気流量が規定された関数（圧縮機流入空気流量関数）が設定されており、空気圧縮機流入空気流量決定関数部３５では、必要な燃料量に応じて圧縮機流入空気流量関数によって圧縮機流入空気流量を求め、この算出圧縮機流入空気流量をＩＧＶ開度演算部３６に与える。
【００１６】
ＩＧＶ開度演算部３６では、算出圧縮機流入空気流量に対応するＩＧＶ１５の開度を演算・決定して、ＩＧＶ開度指令としてＩＧＶ１５に与える。そして、このＩＧＶ開度指令に応じてＩＧＶ１５の開度が制御される。このようにして、発電機出力と車室圧力とに応じて空気流量が制御されることになる。
【００１７】
ところで、ガスタービンを燃焼制御する際には、燃料と空気とをバランスよく混合して、安定的に燃焼状態を制御する必要がある。特に、環境汚染防止の観点からは、低ＮＯ_Ｘ（低窒素酸化物）状態でガスタービンを燃焼制御する必要がある。
【００１８】
低ＮＯ_Ｘ状態で安定的にガスタービンを燃焼制御する際には、例えば、燃焼器への予混合燃料供給系の分配比を燃焼器温度によって求めて、さらに分配比に応じて燃料分配弁の開度を求めている。そして、燃焼器温度を算出する際、圧縮機入口温度、圧縮機出口圧力、タービン排気温度、タービン負荷、及び燃焼器空気供給量を用いるようにしている（特許文献１参照）
【００１９】
【特許文献１】
特開平６−１０７１１号公報（第３ページ、第１図）
【００２０】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、図６に示す制御手法では、燃料分配比を制御する際には、発電機出力指令及び発電機出力を用い、空気流量を制御する際には、発電機出力及び燃焼器車室圧力を用いているため（つまり、燃料の分配比と空気流量を制御する際、異なる制御指標を用いているため）、常に燃料と空気とをバランスよく混合させることが難しく、その結果、ガスタービンを常に安定的に燃焼させることが難しく、燃焼振動等が発生することがある。さらに、安定的にガスタービンを燃焼することが難しい結果、窒素酸化物等の排出濃度が上昇してしまうという課題がある。
【００２１】
一方、特許文献１では、予混合燃料供給系の分配比を求める際、圧縮機入口温度、圧縮機出口圧力、タービン排気温度、タービン負荷、及び燃焼器空気供給量等の多数のパラメータを用いて燃焼器温度を算出して、この燃焼器温度に応じて分配比を求めているものの、パラメータの数が多く、分配比を算出する際の計算が複雑となってしまうばかりでなく、空気流量と燃料との関係を考慮しておらず、その結果、常に燃料と空気とをバランスよく混合させることが難しく、ガスタービンを常に安定的に燃焼させることが難しいという課題がある。
【００２２】
本発明の目的は、常に燃料と空気とをバランスよく混合させて、ガスタービンを常に安定的に燃焼させることができるガスタービン燃焼制御装置を提供することにある。
【００２３】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、メイン燃料供給系及びパイロット燃料供給系からそれぞれ燃焼器に燃料を供給するとともに前記燃焼器に圧縮空気を供給して前記燃焼器で発生する燃焼ガスによってタービンを回転させて発電機を駆動するようにしたガスタービン装置の燃焼を制御するためのガスタービン燃焼制御装置であって、前記発電機の出力を設定する発電機出力指令と前記発電機の出力を計測した結果得られた計測発電機出力との偏差に応じて前記燃焼器に供給する燃料の流量を求めて燃料指令値とする燃料指令値生成手段と、前記燃焼器の車室圧力に応じた空気量と前記計測発電機出力に応じた燃料量と基づいて燃空比を算出する燃空比算出手段と、前記燃料指令値で示される燃料流量を前記燃空比に応じて前記メイン燃料供給系と前記パイロット燃料供給系とに分配する燃料分配手段と、前記燃空比に基づいて前記燃焼器に供給する圧縮空気流量を決定する空気流量決定手段とを有することを特徴とするガスタービン燃焼制御装置が得られる。
【００２４】
このようにして、発電機の出力を設定する発電機出力指令と発電機の出力を計測した結果得られた計測発電機出力に応じて得られた燃料指令値に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量を決定する際、燃焼器の車室圧力に応じた空気量と計測発電機出力に応じた燃料量とに基づいて得られた燃空比に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量とを分配決定するようにすれば、空気流量をも考慮してパイロット燃料流量及びメイン燃料流量が決定されることになって、ガスタービンを安定的に燃焼制御することができることになる。
【００２５】
例えば、前記燃料分配手段は、前記パイロット燃料供給系に配分される燃料流量比と前記燃空比との関係が規定され前記燃空比に対応する燃料流量比を出力する分配比決定関数部と、前記燃料流量比と前記燃料指令値とに応じて前記パイロット燃料供給系の燃料流量を決定するパイロット燃料流量決定手段と、前記パイロット燃料供給系の燃料流量と前記燃料指令値とに基づいて前記メイン燃料供給系の燃料流量を決定するメイン燃料流量決定手段とを有している。
【００２６】
また、前記ガスタービン装置には前記圧縮空気を生成する空気圧縮機が備えられており、前記計測発電機出力に応じた燃料量に基づいて前記空気圧縮機に流入する空気流量を決定する圧縮機流入空気流量決定手段を有するようにしてもよい。
【００２７】
本発明によれば、メイン燃料供給系及びパイロット燃料供給系からそれぞれ燃焼器に燃料を供給するとともに前記燃焼器に圧縮空気を供給して前記燃焼器で発生する燃焼ガスによってタービンを回転させて発電機を駆動するようにしたガスタービン装置の燃焼を制御するためのガスタービン燃焼制御装置であって、少なくとも前記燃焼器に流入する圧縮空気流量と前記燃料の流量とに応じて前記燃焼器で安定的に燃焼を行うための燃焼パラメータを求める燃焼パラメータ算出手段と、該燃焼パラメータに応じて前記パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値を設定する燃料上限下限値設定手段と、前記パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値の範囲に前記パイロット燃料供給系の燃料流量を制限する第１の制限手段と、前記燃焼パラメータに応じて前記圧縮空気流量の上限値及び下限値を設定する圧縮空気上限下限値設定手段と、前記圧縮空気流量の上限値及び下限値の範囲に前記圧縮空気流量を制限する第２の制限手段とを有することを特徴とするガスタービン燃焼制御装置が得られる。
【００２８】
このようにして、少なくとも燃焼器に流入する圧縮空気流量と燃料の流量とに応じて燃焼器で安定的に燃焼を行うための燃焼パラメータを求め、燃焼パラメータに応じてパイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値を設定して、パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値の範囲にパイロット燃料供給系の燃料流量を制限するとともに、燃焼パラメータに応じて圧縮空気流量の上限値及び下限値を設定して、圧縮空気流量の上限値及び下限値の範囲に圧縮空気流量を制限するようにすれば、燃焼パラメータによってパイロット燃料流量及び燃焼器流入空気流量の範囲が決定されることになって、パイロット燃料流量とメイン燃料流量及び燃焼器流入空気流量が安定燃焼を行う範囲から逸脱することがなくなる。
【００２９】
ここでは、前記発電機の出力を設定する発電機出力指令と前記発電機の出力を計測した結果得られた計測発電機出力との偏差に応じて前記燃焼器に供給する燃料の流量を求めて燃料指令値とする燃料指令値生成手段と、前記燃料指令値と前記パイロット燃料供給系に分配される燃料流量比との関係が規定され前記燃料指令値に対応する燃料流量比に応じた前記パイロット燃料供給系の燃料流量を決定して前記第１の制限手段に与える燃料分配手段と、前記燃焼器の車室圧力に応じた空気量と前記計測発電機出力に応じた燃料量と基づいて燃空比を算出する燃空比算出手段と、前記燃空比に基づいて前記燃焼器に供給する圧縮空気流量を決定して前記第２の制限手段に与える空気流量決定手段とを有している。
【００３０】
前記燃焼パラメータ算出手段にはさらに前記燃焼器の車室温度、前記燃料の温度、及び前記燃焼器の熱効率が与えられ、前記燃焼パラメータ算出手段は、前記燃焼パラメータとして前記タービンの入口温度を推定する。このように、燃焼パラメータとしてタービン入口温度を用いるようにすれば、精度よくパイロット燃料流量の上限及び下限を規定できるともに、燃焼器流入空気流量の上限及び下限を規定することができる。
【００３１】
また、前記ガスタービン装置には前記圧縮空気を生成する空気圧縮機が備えられており、前記計測発電機出力に応じた燃料量に基づいて前記空気圧縮機に流入する空気流量を決定する圧縮機流入空気流量決定手段を有するようにしてもよい。
【００３２】
本発明によれば、メイン燃料供給系及びパイロット燃料供給系からそれぞれ燃焼器に燃料を供給するとともに前記燃焼器に圧縮空気を供給して前記燃焼器で発生する燃焼ガスによってタービンを回転させて発電機を駆動するようにしたガスタービン装置の燃焼を制御するためのガスタービン燃焼制御装置であって、前記発電機の出力を設定する発電機出力指令と前記発電機の出力を計測した結果得られた計測発電機出力との偏差に応じて前記燃焼器に供給する燃料の流量を求めて燃料指令値とする燃料指令値生成手段と、前記燃焼器の車室圧力に応じた空気量と前記計測発電機出力に応じた燃料量とに基づいて燃空比を算出する燃空比算出手段と、前記燃料指令値で示される燃料流量を前記燃空比に応じて前記メイン燃料供給系と前記パイロット燃料供給系とに分配する燃料分配手段と、少なくとも前記燃焼器に流入する圧縮空気流量と前記燃料の流量とに応じて前記燃焼器で安定的に燃焼を行うための燃焼パラメータを求める燃焼パラメータ算出手段と、該燃焼パラメータに応じて前記パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値を設定する燃料上限下限値設定手段と、前記パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値の範囲に前記パイロット燃料供給系の燃料流量を制限する第１の制限手段と、前記燃空比に基づいて前記燃焼器に供給する圧縮空気流量を決定する空気流量決定手段と、前記燃焼パラメータに応じて前記圧縮空気流量の上限値及び下限値を設定する圧縮空気上限下限値設定手段と、前記圧縮空気流量の上限値及び下限値の範囲に前記圧縮空気流量を制限する第２の制限手段とを有することを特徴とするガスタービン燃焼制御装置が得られる。
【００３３】
このようにして、発電機の出力を設定する発電機出力指令と発電機の出力を計測した結果得られた計測発電機出力に応じて得られた燃料指令値に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量を決定する際、燃焼器の車室圧力に応じた空気量と計測発電機出力に応じた燃料量と基づいて得られた燃空比に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量とを分配決定し、さらに、少なくとも燃焼器に流入する圧縮空気流量と燃料の流量とに応じて燃焼器で安定的に燃焼を行うための燃焼パラメータを求め、燃焼パラメータに応じてパイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値を設定して、パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値の範囲にパイロット燃料供給系の燃料流量を制限するとともに、燃焼パラメータに応じて圧縮空気流量の上限値及び下限値を設定して、圧縮空気流量の上限値及び下限値の範囲に圧縮空気流量を制限するようにすれば、空気流量をも考慮してパイロット燃料流量及びメイン燃料流量が決定されるばかりでなく、燃焼パラメータによってパイロット燃料流量及び燃焼器流入空気流量の範囲が決定されることになって、ガスタービンを精度よく安定して燃焼制御することができる。
【００３４】
ここでも、前記燃焼パラメータ算出手段にはさらに前記燃焼器の車室温度、前記燃料の温度、及び前記燃焼器の熱効率が与えられ、前記燃焼パラメータ算出手段は、前記燃焼パラメータとして前記タービンの入口温度を推定する。また、前記ガスタービン装置には前記圧縮空気を生成する空気圧縮機が備えられており、前記計測発電機出力に応じた燃料量に基づいて前記空気圧縮機に流入する空気流量を決定する圧縮機流入空気流量決定手段を有するようにしてもよい。
【００３５】
【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。但し、この実施の形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
【００３６】
まず、図１を参照して、本発明によるガスタービン燃焼制御装置の第１の例について説明する。図示のガスタービン燃焼制御装置において、図６に示す燃焼制御装置と同一の構成要素については同一の参照番号を付す。このガスタービン燃焼制御装置は、例えば、図５に示すガスタービンの燃焼制御を行う。
【００３７】
図１に示すガスタービン燃焼制御装置は、パイロット分配比決定関数部４１を有しており、このパイロット分配比決定関数部４１は、燃空比に応じたパイロット分配比を規定する関数（燃空比−パイロット分配比関数）が設定されている。例えば、燃空比を横軸にとり、パイロット分配比（パイロット分配比とはパイロット燃料系に分配される燃料流量の比をいう）を縦軸にとった際、燃空比の増減（変化）に応じた最適なパイロット分配比が予め実験等によって求められて、燃空比とパイロット分配比との関係を示す燃空比−パイロット分配比関数として設定されている。
【００３８】
図示のように、パイロット分配比決定関数部４１には、除算器３２から燃空比が与えられており、パイロット分配比決定関数部４１では、燃空比に応じて燃空比−パイロット分配比関数から最適なパイロット分配比を求める。このようにして得られたパイロット分配比は乗算器４２に与えられ、乗算器４２では、パイロット分配比とＣＳＯとを乗算して、パイロット燃料系に供給すべき燃料流量（パイロット燃料流量）を求める。そして、この算出パイロット燃料流量がパイロット燃料流量調節弁開度演算部２６に与えられ、前述のようにして、燃料流量調節弁１２の開度が制御される。
【００３９】
一方、乗算器４２の出力であるパイロット燃料流量は減算器２５に与えられて、減算器２５はＣＳＯからパイロット燃料流量を減算して、メイン燃料流量を求める。そして、この算出メイン燃料流量がメイン燃料流量調節弁開度演算部２７に与えられ、前述のようにして、燃料流量調節弁１１の開度が制御される。
【００４０】
上述のように、図１に示すガスタービン燃焼制御装置では、燃空比に基づいてパイロット分配比を決定して、この分配比に応じてパイロット燃料流量及びメイン燃料流量を決定するようにしたから、空気流量をも考慮してパイロット燃料流量及びメイン燃料流量が決定されることになって、ガスタービンの燃焼が不安定となることを防止することができる。
【００４１】
次に、図２を参照して、本発明によるガスタービン燃焼制御装置の第２の例について説明する。図示のガスタービン制御装置において、図１に示すガスタービン燃焼制御装置と同一の構成要素について同一の参照番号を付す。
【００４２】
図示のガスタービン燃焼制御装置は、ガスタービンの入口温度（タービンに入る直前のガス温度）を予測するためのガスタービン入口温度演算部（以下ＴＩＴ演算部という）５１が備えられている。一般に、燃焼器内は高温、高圧、及び高流速であるため、ガスタービン入口温度を計測することが困難である。
【００４３】
このため、ここでは、ＴＩＴ演算部５１によってガスタービン入口温度（以下ＴＩＴという）を、次のようにして予測している。このガスタービン入口温度は燃焼器で安定的に燃焼を行うための燃焼パラメータとして用いられる。
【００４４】
ＴＩＴ演算部５１には、センサ（図示せず）によって計測された車室温度、燃焼器１３に供給される燃料の温度、燃焼器１３に流入する空気の流量、及び燃焼器に供給される燃料の流量が与えられるとともに、燃焼器の熱効率が与えられている。なお、以下の説明は、ＴＩＴ演算を行う際の一例であり、ＴＩＴ演算に当たっては以下で説明する条件（内容）を全て満足する必要ななく、他の手法によって、ＴＩＴ演算を行うようにしてもよい。つまり、以下に説明するＴＩＴ演算と全く同一の手法でＴＩＴを求める必要はなく、他の手法でＴＩＴを求めるようにしてもよい。
【００４５】
車室温度Ｔ_３，燃料温度Ｔ_ｆ，燃焼器流入空気流量Ｇ_３，及び燃料流量Ｇ_ｆとすると、ＴＩＴ演算部では、まず、車室温度Ｔ_３，燃料温度Ｔ_ｆ，燃焼器流入空気流量Ｇ_３，及び燃料流量Ｇ_ｆの遅れ補償を行って、それぞれ補償後車室温度Ｔ’_３，補償後燃料温度Ｔ’_ｆ，補償後燃焼器流入空気流量Ｇ’_３，及び補償後燃料流量Ｇ’_ｆを得る。
【００４６】
なお、遅れ補償を行う際には、補償式として、Ｋ（１＋αＴｓ）／（１＋Ｔｓ）が用いられる（α＞１）。ＴＩＴ演算部５１では、次の数１に基づいて、ＴＩＴ（Ｔ_４）を推定する。
【００４７】
【数１】
ｃ_ｐ４Ｖ_ｃｂγ_４（ｄＴ_４／ｄｔ）＝ｃ_ｐｆＧ’_ｆＴ’_ｆ＋ｃ_ｐ３Ｇ’_３　Ｔ’_３＋ηＨ_ｆＧ’_ｆ−ｃ_ｐ４Ｇ’_４　Ｔ_４
【００４８】
なお、Ｔ_３：車室温度（℃）、Ｔ_ｆ：燃料温度（℃）、Ｔ_４：タービン入口温度、Ｇ_３：燃焼器流入空気流量（ｋｇ／ｓ）、Ｇ_ｆ：燃料流量（ｋｇ／ｓ）、Ｇ_４：タービン入口燃焼ガス流量（ｋｇ／ｓ）、ｃ_ｐ３：車室比熱（ｋｃａｌ／ｋｇ℃）、ｃ_ｐｆ：燃料比熱（ｋｃａｌ／ｋｇ℃）、ｃ_ｐ４：燃焼ガス比熱（ｋｃａｌ／ｋｇ℃）、Ｈ_ｆ：発熱量（ｋｃａｌ／ｋｇ）、η：燃焼器熱効率（ｋｃａｌ／ｋｇ）、Ｖ_ｃｂ：車室〜尾筒容積（ｍ^３）、γ_４：燃焼ガス比重（ｋｇ／ｍ^３）、ｔ：時間（ｓｅｃ）である。
【００４９】
Ｔ_３、Ｔ_ｆ、Ｇ_３、及びＧ_ｆは計測値であり、遅れ補償する。Ｔ_４＝ＴＩＴ、Ｇ_４＝Ｇ_３＋Ｇ_ｆである。ｃ_ｐ３、ｃ_ｐｆ、ｃ_ｐ４、Ｈ_ｆ、及びγ_４は物性値であり、ηは設計値を用いるか、または、より精度のよいＴＩＴを算出するために、運転状態から予測する。Ｖ_ｃｂは設計値である。
【００５０】
上述のようにして、ＴＩＴ演算部５１では、車室温度Ｔ_３，燃料温度Ｔ_ｆ，燃焼器流入空気流量Ｇ_３，及び燃料流量Ｇ_ｆと燃焼室熱効率に応じてタービン入口温度ＴＩＴを求めた後、このタービン入口温度ＴＩＴを第１及び第２の上限関数部５２及び５３と第１及び第２の下限関数部５４及び５５に与える。
【００５１】
第１の上限関数部５２には、タービン入口温度ＴＩＴに応じてパイロット燃料流量の上限値（パイロット燃料流量上限値）を規定する関数（パイロット燃料流量上限値関数）が設定されており、同様に、第１の下限関数部５４には、タービン入口温度ＴＩＴに応じてパイロット燃料流量の下限値（パイロット燃料流量下限値）を規定する関数（パイロット燃料流量下限値関数）が設定されている。
【００５２】
例えば、図３に示すように、第１の上限関数部５２には符号Ｆ_１で示す関数が設定され、第１の下限関数部５４には、符号Ｆ_２で示す関数が設定される。関数Ｆ_１、つまり、上限値関数は、タービン入口温度（ＴＩＴ）が増加するにつれて、単調減少する関数であり、関数Ｆ_２、つまり、下限値関数は、タービン入口温度（ＴＩＴ）が増加するにつれて、単調増加する関数である。
【００５３】
第１の上限関数部５２ではＴＩＴに対応するパイロット燃料流量上限値を出力しており、このパイロット燃料流量上限値は第１の上限値リミッタ５６に与えられる。一方、第１の下限関数部５４ではＴＩＴに対応するパイロット燃料流量下限値を出力しており、このパイロット燃料流量下限値は第１の下限値リミッタ５７に与えられる。
【００５４】
図６で説明したパイロット分配比決定関数部２４からパイロット燃料流量が第１の上限値リミッタ５６に与えられており、第１の上限値リミッタ５６では、このパイロット燃料流量がパイロット燃料流量上限値未満であるか否かを判定して、パイロット燃料流量＜パイロット燃料流量上限値であると、パイロット燃料流量を選択してパイロット燃料上限値リミッタ出力として出力する。
【００５５】
一方、パイロット燃料流量≧パイロット燃料流量上限値であると、第１の上限値リミッタ５６では、パイロット燃料流量上限値をパイロット燃料上限値リミッタ出力として出力する。
【００５６】
この上限値リミッタ出力は第１の下限値リミッタ５７に与えられ、第１の下限値リミッタ５７ではパイロット燃料上限値リミッタ出力がパイロット燃料流量下限値未満であるか否かを判定して、パイロット燃料上限値リミッタ出力≦パイロット燃料流量下限値であると、パイロット燃料流量下限値を選択してパイロット燃料下限値リミッタ出力として出力する。
【００５７】
一方、パイロット燃料上限値リミッタ出力＞パイロット燃料流量下限値であると、第１の下限値リミッタ５７では、パイロット燃料上限値リミッタ出力をパイロット燃料下限値リミッタ出力として出力する。
【００５８】
なお、図示の例では、第１の上限値リミッタ５６が第１の下限値リミッタ５７の前段に配置されているが、第１の下限値リミッタ５７を第１の上限値リミッタ５６の前段に配置するようにしてもよい。
【００５９】
いずれにしても、第１の上限値及び下限値リミッタ５６及び５７によって乗算器４２から出力されるパイロット燃料流量をパイロット燃料流量上限値及び下限値で規定される範囲に制限することになる。
【００６０】
上述のようにして、第１の下限値リミッタ５７から出力されたパイロット燃料下限値リミッタ出力が算出パイロット燃料流量としてはパイロット燃料流量調節弁開度演算部２６に与えられ、前述のようにして、燃料流量調節弁１２の開度が制御される。
【００６１】
さらに、第１の下限値リミッタ５７から出力されたパイロット燃料下限値リミッタ出力は減算器２５に与えられ、減算器２５はＣＳＯからパイロット燃料下限値リミッタ出力を減算して、メイン燃料流量を求める。そして、この算出メイン燃料流量がメイン燃料流量調節弁開度演算部２７に与えられ、前述のようにして、燃料流量調節弁１１の開度が制御される。
【００６２】
図２に示すように、タービン入口温度ＴＩＴは第２の上限及び下限関数部５３及び５５に与えられている。第２の上限関数部５３には、タービン入口温度ＴＩＴに応じて燃焼器に流入すべき空気流量の上限値（燃焼器空気流量上限値）を規定する関数（燃焼器空気流量上限値関数）が設定されており、同様に、第２の下限関数部５５には、タービン入口温度ＴＩＴに応じて燃焼器に流入すべき空気流量の下限値（燃焼器空気流量下限値）を規定する関数（燃焼器空気流量下限値関数）が設定されている。
【００６３】
第２の上限関数部５３ではＴＩＴに対応する燃焼器空気流量上限値を出力しており、この燃焼器空気流量上限値は第２の上限値リミッタ５８に与えられる。一方、第２の下限関数部５５ではＴＩＴに対応する燃焼器空気流量下限値を出力しており、この燃焼器空気流量下限値は第２の下限値リミッタ５９に与えられる。
【００６４】
図６で説明した燃焼器流入空気流量決定関数部３３から、燃空比に応じた圧縮空気流量が第２の上限値リミッタ５８に与えられ、第２の上限値リミッタ５８では、圧縮空気流量が燃焼器空気流量上限値未満であるか否かを判定して、圧縮空気流量＜燃焼器空気流量上限値であると、圧縮空気流量を選択して燃焼器空気上限値リミッタ出力として出力する。
【００６５】
一方、圧縮空気流量≧燃焼器空気流量上限値であると、第２の上限値リミッタ５８では、燃焼器空気流量上限値を燃焼器空気上限値リミッタ出力として出力する。
【００６６】
この燃焼器空気上限値リミッタ出力は第２の下限値リミッタ５９に与えられ、第２の下限値リミッタ５９では燃焼器空気上限値リミッタ出力が燃焼器空気流量下限値未満であるか否かを判定して、燃焼器空気上限値リミッタ出力≦燃焼器空気流量下限値であると、燃焼器空気流量下限値を選択して燃焼器空気下限値リミッタ出力として出力する。
【００６７】
一方、燃焼器空気上限値リミッタ出力＞燃焼器空気流量下限値であると、第２の下限値リミッタ５９では、燃焼器空気上限値リミッタ出力を燃焼器空気下限値リミッタ出力として出力する。
【００６８】
なお、図示の例では、第２の上限値リミッタ５８が第２の下限値リミッタ５９の前段に配置されているが、第２の下限値リミッタ５９を第２の上限値リミッタ５８の前段に配置するようにしてもよい。
【００６９】
いずれにしても、第２の上限値及び下限値リミッタ５８及び５９によって、燃焼器流入空気流量決定関数部３３から出力される圧縮空気流量を燃焼器空気流量上限値及び下限値で規定される範囲に制限することになる。
【００７０】
上述のようにして、第２の下限値リミッタ５９から出力された燃焼器空気下限値リミッタ出力が燃焼器バイパス弁開度演算部３４に算出圧縮空気流量として与えられ、前述したように、燃焼器バイパス弁開度演算部３４では算出圧縮空気流量に応じて燃焼器バイパス弁１６の開度を演算・決定して、燃焼器バイパス弁開度指令として燃焼器バイパス弁１６に与える。そして、この燃焼器バイパス弁開度指令に応じて燃焼器バイパス弁１６の開度が制御されることになる。
【００７１】
このようにして、図２に示すガスタービン燃焼制御装置では、タービン入口温度に基づいてパイロット燃料流量の上限及び下限（つまり、範囲）を規定するとともに、燃焼器流入空気流量の上限及び下限を規定するようにしたから、タービン入口温度によってパイロット燃料流量及び燃焼器流入空気流量の範囲が決定されることになって、パイロット燃料流量及び燃焼器流入空気流量が安定燃焼を行う範囲から逸脱することがなくなる。
【００７２】
なお、図２に示す例では、車室温度、燃料温度、燃焼器流入空気流量、燃料流量、及び燃焼器熱効率に応じてタービン入口温度を推測して、このタービン入口温度に基づいてパイロット燃料流量の上限及び下限を規定するとともに、燃焼器流入空気流量の上限及び下限を規定するようにしてが、少なくとも燃焼器流入空気流量及び燃料流量に応じてパイロット燃料流量の上限及び下限を規定するとともに、燃焼器流入空気流量の上限及び下限を規定するようにすればよい。
【００７３】
図４を参照して、本発明によるガスタービン燃焼制御装置の第３の例について説明する。図示のガスタービン燃焼制御装置において図１及び図２に示す構成要素として同一の構成要素については同一の参照番号を付す。
【００７４】
図示の例では、パイロット分配比決定関数部４１で燃空比に基づいて得られたパイロット分配比が第１の上限値リミッタ５６に与えられ、第１の上限値リミッタ５６では、図２で説明したようにして、パイロット燃料流量上限値に応じてパイロット燃料分配比を規制する。同様にして、第１の下限値リミッタ５７では、第１の上限値リミッタからの出力を、パイロット燃料流量下限値に応じて規制する。そして、第１の下限値リミッタからの出力は乗算器４２に与えられる。乗算器４２では、ＣＳＯと第１の下限値リミッタからの出力とを乗算してパイロット燃料流量を得る。その後、減算器２５で、ＣＳＯとパイロット燃料流量との減算が行われて、メイン燃料流量が求められることになる。
【００７５】
なお、他の構成要素については図１及び図２で説明したので、ここでは説明を省略する。
【００７６】
このように、図４に示すガスタービン燃焼制御装置では、燃空比に基づいてパイロット分配比を決定して、この分配比に応じてパイロット燃料流量を得るようにしたから、空気流量をも考慮してパイロット燃料流量が決定され、さらに、タービン入口温度に基づいてパイロット燃料流量の上限及び下限を規定するとともに、燃焼器流入空気流量の上限及び下限を規定するようにしたから、タービン入口温度によってパイロット燃料流量及び燃焼器流入空気流量の範囲が決定されることになって、ガスタービンを精度よく安定して燃焼制御することができる。
【００７７】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明では、発電機の出力を設定する発電機出力指令と発電機の出力を計測した結果得られた計測発電機出力に応じて得られた燃料指令値に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量を決定する際、燃焼器の車室圧力に応じた空気量と計測発電機出力に応じた燃料量と基づいて得られた燃空比に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量とを分配決定するようにしたから、空気流量をも考慮してパイロット燃料流量及びメイン燃料流量が決定されることになって、ガスタービンを安定的に燃焼制御することができるという効果がある。
【００７８】
本発明では、少なくとも燃焼器に流入する圧縮空気流量と燃料の流量とに応じて燃焼器で安定的に燃焼を行うための燃焼パラメータを求め、燃焼パラメータに応じてパイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値を設定して、パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値の範囲にパイロット燃料供給系の燃料流量を制限するとともに、燃焼パラメータに応じて圧縮空気流量の上限値及び下限値を設定して、圧縮空気流量の上限値及び下限値の範囲に圧縮空気流量を制限するようにしたから、燃焼パラメータによってパイロット燃料流量及び燃焼器流入空気流量の範囲が決定されることになって、パイロット燃料流量とメイン燃料流量及び燃焼器流入空気流量が安定燃焼を行う範囲から逸脱することがなくなるという効果がある。
【００７９】
そして、燃焼パラメータとしてタービン入口温度を用いるようにしたから、精度よくパイロット燃料流量の上限及び下限を規定できるともに、燃焼器流入空気流量の上限及び下限を規定することができるという効果がある。
【００８０】
本発明では、発電機の出力を設定する発電機出力指令と発電機の出力を計測した結果得られた計測発電機出力に応じて得られた燃料指令値に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量を決定する際、燃焼器の車室圧力に応じた空気量と計測発電機出力に応じた燃料量とに基づいて得られた燃空比に応じてメイン燃料供給系の燃料流量とパイロット燃料供給系の燃料流量とを分配決定し、さらに、少なくとも燃焼器に流入する圧縮空気流量と燃料の流量とに応じて燃焼器で安定的に燃焼を行うための燃焼パラメータを求め、燃焼パラメータに応じてパイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値を設定して、パイロット燃料供給系における燃料流量の上限値及び下限値の範囲にパイロット燃料供給系の燃料流量を制限するとともに、燃焼パラメータに応じて圧縮空気流量の上限値及び下限値を設定して、圧縮空気流量の上限値及び下限値の範囲に圧縮空気流量を制限するようにしたから、空気流量をも考慮してパイロット燃料流量及びメイン燃料流量が決定されるばかりでなく、燃焼パラメータによってパイロット燃料流量及び燃焼器流入空気流量の範囲が決定されることになって、ガスタービンを精度よく安定して燃焼制御することができるという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるガスタービン燃焼制御装置の第１の例を示すブロック図である。
【図２】本発明によるガスタービン燃焼制御装置の第２の例を示すブロック図である。
【図３】図２に示す第１の上限及び下限関数部で設定される上限値及び下限値とタービン入口温度との関係を示す図である。
【図４】本発明によるガスタービン燃焼制御装置の第３の例を示すブロック図である。
【図５】ガスタービンの一例を燃料供給系及び空気供給系とともに示すブロック図である。
【図６】従来のガスタービン燃焼制御装置の一例を示すブロック図である。
【符号の説明】
１１，１２　燃料流量調節弁
１３　燃焼器
１４　空気圧縮機
１５　空気圧縮機入口案内翼（ＩＧＶ）
１６　バイパス弁
１７　タービン
１８　発電機
２１，２５　減算器
２２　ＰＩ制御部
２３　燃料指令値（ＣＳＯ）演算部
２４　パイロット分配比決定関数部
２６　パイロット燃料流量調節弁開度演算部
２７　メイン燃料流量調節弁開度演算部
３１　空気量関数部
３２　除算器
３３　燃焼器流入空気流量決定関数部
３４　燃焼器バイパス弁開度演算部
３５　空気圧縮機流入空気流量決定関数部
３６　ＩＧＶ開度演算部
４１　パイロット分配比決定関数部
４２　乗算器
５１　タービン入口温度演算部
５２，５３　上限関数部
５４，５５　下限関数部
５６，５８　上限値リミッタ
５７，５９　下限値リミッタ[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine combustion control device, and more particularly to a gas turbine combustion control device having a main fuel supply system (main fuel system) and a pilot fuel supply system (pilot fuel system).
[0002]
[Prior art]
Generally, in a gas turbine device used in a power plant or the like, compressed air and fuel are supplied to a combustor, and a turbine is rotated using high-temperature combustion gas accompanying combustion in the combustor. Referring to FIG. 5, the gas turbine device includes a main fuel system and a pilot fuel system in a fuel system, and the fuel flow rates in the main fuel system and the pilot fuel system are adjusted by fuel flow control valves 11 and 12, respectively. . Then, as described later, the fuel distribution in the main fuel system and the pilot fuel system is adjusted to obtain an optimal combustion state.
[0003]
The main fuel and the pilot fuel are supplied to the combustor 13 via the main fuel system and the pilot fuel system. On the other hand, compressed air is supplied from the air compressor 14 to the combustor 13. At this time, the amount of air flowing into the air compressor 14 is adjusted by an air compressor inlet guide vane (IGV: Inlet Guide Vane) 15 as described later.
[0004]
As shown, a combustor bypass valve 16 is arranged in parallel with the combustor 13, and the amount of compressed air flowing into the combustor 13 is adjusted by the bypass valve 16. The turbine 17 is rotationally driven by the high-temperature combustion gas discharged from the combustor 13, and the generator 18 is rotationally driven by the rotational drive of the turbine 17 to generate power.
[0005]
Here, the conventional combustion control will be described with reference to FIG. As described above, when performing the combustion control of the gas turbine, the fuel distribution in the main fuel system and the pilot fuel system is adjusted, and the amount of air flowing into the air compressor 14 and the amount of compressed air flowing into the combustor 13 are adjusted. Need to be controlled. In other words, when controlling the combustion of the gas turbine, it is necessary to control the fuel distribution ratio and the air flow rate.
[0006]
In the control method shown in FIG. 6, the fuel distribution ratio control and the fuel distribution ratio control are performed in accordance with the generator output command for setting the output of the generator, the actual power generation output (measured power generation output), and the cabin pressure of the combustor. Air flow control is being performed.
[0007]
First, a generator output command and a generator output (measured generator output) are given to the subtractor 21, and a deviation between the generator output command and the generator output is obtained. This deviation is provided to a proportional-integral control unit (PI control unit) 22, where a PI value corresponding to the deviation is obtained. Then, this PI value is given to a fuel command value (CSO: Control @ Signal @ Output) calculation unit 23, and the CSO calculation unit 23 calculates and generates a CSO based on the PI value. This CSO indicates the flow rate (per unit time) of the fuel to be supplied to the combustor 13.
[0008]
The pilot distribution ratio determining function unit 24 includes a function (CSO-pilot distribution ratio function: CSO on the horizontal axis and a pilot distribution ratio on the vertical axis) indicating the fuel flow distribution ratio (pilot distribution ratio) of the pilot fuel system according to the CSO. At this time, a function indicating a pilot distribution ratio with respect to the CSO is preset, and the pilot distribution ratio determining function unit 24 obtains a pilot distribution ratio corresponding to the CSO based on the pilot distribution ratio function. The fuel flow rate of the pilot fuel system (pilot fuel flow rate) is calculated based on the ratio and the CSO.
[0009]
The calculated pilot fuel flow rate is given to a pilot fuel flow rate control valve opening calculating section 26, and the pilot fuel flow rate control valve opening calculating section 26 calculates and determines the opening of the fuel flow rate control valve 12 according to the calculated pilot fuel flow rate. Then, a pilot fuel flow control valve opening degree command is given to the fuel flow control valve 12. Then, the fuel flow control valve 12 is adjusted to an opening in accordance with the pilot fuel flow control valve opening command, and supplies the pilot fuel to the combustor 13.
[0010]
The pilot fuel flow rate determined as described above is provided to the subtractor 25, which subtracts the pilot fuel flow rate from the CSO to determine the fuel flow rate of the main fuel system (main fuel flow rate). Then, the calculated main fuel flow rate is given to the main fuel flow rate control valve opening degree calculation unit 27, and the main fuel flow rate control valve opening degree calculation unit 27 determines the opening degree of the fuel flow rate control valve 11 according to the calculated main fuel flow rate. The calculation and determination are given to the fuel flow control valve 11 as a main fuel flow control valve opening command. The fuel flow control valve 11 is adjusted to an opening in accordance with the main fuel flow control valve opening command, and supplies the main fuel to the combustor 13.
[0011]
In this way, the fuel distribution ratio between the main fuel system and the pilot fuel system is controlled according to the generator output command and the generator output.
[0012]
On the other hand, when controlling the air flow rate, the cabin pressure and the generator output are used, and the current air amount is obtained based on the cabin pressure. That is, the relationship between the cabin pressure and the air amount in a normal combustion state is set as an air amount function in the air amount function unit 31, and the air amount function unit 31 sets the air amount function in accordance with the vehicle room pressure. From the current air volume.
[0013]
On the other hand, the above-mentioned generator output is regarded as the current fuel amount, and this fuel amount is given to the divider 32, and the above-mentioned air amount and fuel amount are divided to obtain the fuel-air ratio. . This fuel air ratio is given to the combustor inflow air flow rate (compressed air flow rate) determination function section 33. A function (compressed air amount function) in which the amount of compressed air is defined according to the fuel-air ratio is set in the combustor inflow air flow determining function unit 33. The amount of compressed air is obtained by a function of the amount of compressed air according to the ratio, and the calculated amount of compressed air is given to the combustor bypass valve opening calculator 34.
[0014]
The combustor bypass valve opening calculator 34 calculates and determines the opening of the combustor bypass valve 16 in accordance with the calculated amount of compressed air, and provides the combustor bypass valve opening command to the combustor bypass valve 16. The opening of the combustor bypass valve 16 is controlled according to the combustor bypass valve opening command.
[0015]
The fuel amount required for the generator output described above is provided to the air compressor inflow air flow rate determination function unit 35. In the air compressor inflow air flow rate determination function section 35, a function (compressor inflow air flow rate function) in which an air compressor inflow air flow rate with respect to a required fuel amount is set is set. The function unit 35 determines the compressor inflow air flow rate by a compressor inflow air flow rate function according to the required fuel amount, and provides the calculated compressor inflow air flow rate to the IGV opening degree calculation unit 36.
[0016]
The IGV opening calculating section 36 calculates and determines the opening of the IGV 15 corresponding to the calculated compressor inflow air flow rate, and gives it to the IGV 15 as an IGV opening command. The opening of the IGV 15 is controlled according to the IGV opening command. In this way, the air flow rate is controlled according to the generator output and the cabin pressure.
[0017]
When controlling the combustion of a gas turbine, it is necessary to mix fuel and air in a well-balanced manner and control the combustion state stably. In particular, from the viewpoint of environmental pollution prevention, low NO_XIt is necessary to control the combustion of the gas turbine in the (low nitrogen oxide) state.
[0018]
Low NO_XFor stable combustion control of the gas turbine in the state, for example, the distribution ratio of the premixed fuel supply system to the combustor is determined by the combustor temperature, and the opening of the fuel distribution valve is further determined according to the distribution ratio. I'm asking. When calculating the combustor temperature, a compressor inlet temperature, a compressor outlet pressure, a turbine exhaust temperature, a turbine load, and a combustor air supply amount are used (see Patent Document 1).
[0019]
[Patent Document 1]
JP-A-6-10711 (page 3, FIG. 1)
[0020]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the control method shown in FIG. 6, the generator output command and the generator output are used when controlling the fuel distribution ratio, and the generator output and the combustor casing pressure are used when controlling the air flow rate. (Ie, different control indicators are used when controlling the fuel distribution ratio and the air flow rate), it is difficult to always mix the fuel and air in a well-balanced manner. It is difficult to perform stable combustion, and combustion vibration or the like may occur. Furthermore, as a result of difficulty in stably burning the gas turbine, there is a problem that the emission concentration of nitrogen oxides and the like increases.
[0021]
On the other hand, in Patent Document 1, when calculating the distribution ratio of the premixed fuel supply system, a number of parameters such as a compressor inlet temperature, a compressor outlet pressure, a turbine exhaust temperature, a turbine load, and a combustor air supply amount are used. Although the combustor temperature is calculated and the distribution ratio is determined according to the combustor temperature, the number of parameters is large, and not only does the calculation when calculating the distribution ratio become complicated, but also the air flow rate and The relationship with the fuel is not taken into account, and as a result, there is a problem that it is difficult to always mix the fuel and the air in a well-balanced manner, and it is difficult to always stably burn the gas turbine.
[0022]
An object of the present invention is to provide a gas turbine combustion control device that can always stably burn a gas turbine by mixing fuel and air in a well-balanced manner.
[0023]
[Means for Solving the Problems]
According to the present invention, fuel is supplied to the combustor from the main fuel supply system and the pilot fuel supply system, and compressed air is supplied to the combustor, and the turbine is rotated by the combustion gas generated in the combustor to generate power. A gas turbine combustion control device for controlling combustion of a gas turbine device configured to drive a generator, wherein a generator output command for setting an output of the generator and a result obtained by measuring an output of the generator are obtained. A fuel command value generating means for determining a flow rate of fuel to be supplied to the combustor in accordance with a deviation from the measured generator output and obtaining a fuel command value; and an air amount corresponding to a vehicle interior pressure of the combustor and the measurement. Fuel / air ratio calculating means for calculating a fuel / air ratio based on a fuel amount corresponding to the generator output; and a fuel flow rate indicated by the fuel command value, the main fuel supply system and the pilot A gas turbine combustion control device comprising: fuel distribution means for distributing fuel to a fuel supply system; and air flow rate determination means for determining a flow rate of compressed air supplied to the combustor based on the fuel-air ratio. Can be
[0024]
In this way, the generator output command for setting the generator output and the fuel for the main fuel supply system according to the fuel command value obtained in accordance with the measured generator output obtained as a result of measuring the output of the generator When determining the flow rate and the fuel flow rate of the pilot fuel supply system, the main fuel is determined according to the fuel-air ratio obtained based on the air quantity according to the cabin pressure of the combustor and the fuel quantity according to the measured generator output. If the fuel flow rate of the supply system and the fuel flow rate of the pilot fuel supply system are distributed and determined, the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are determined in consideration of the air flow rate, and the gas turbine is stabilized. That is, the combustion can be controlled in an efficient manner.
[0025]
For example, the fuel distribution means includes a distribution ratio determining function unit that defines a relationship between the fuel flow ratio and the fuel-air ratio distributed to the pilot fuel supply system and outputs a fuel flow ratio corresponding to the fuel-air ratio. A pilot fuel flow rate determining means for determining a fuel flow rate of the pilot fuel supply system according to the fuel flow rate ratio and the fuel command value; and Main fuel flow rate determining means for determining a fuel flow rate of the main fuel supply system.
[0026]
Further, the gas turbine device is provided with an air compressor that generates the compressed air, and a compressor that determines an air flow rate flowing into the air compressor based on a fuel amount corresponding to the output of the measured generator. An inflow air flow rate determining means may be provided.
[0027]
According to the present invention, fuel is supplied to the combustor from the main fuel supply system and the pilot fuel supply system, and compressed air is supplied to the combustor, and the turbine is rotated by the combustion gas generated in the combustor to generate power. A gas turbine combustion control device for controlling combustion of a gas turbine device adapted to drive a gas turbine, wherein the gas turbine combustion control device is stable in the combustor according to at least a compressed air flow rate flowing into the combustor and a fuel flow rate. Combustion parameter calculating means for determining a combustion parameter for performing combustion in a controlled manner; fuel upper and lower limit setting means for setting an upper limit value and a lower limit value of a fuel flow rate in the pilot fuel supply system according to the combustion parameter; A first fuel flow control unit configured to limit a fuel flow rate of the pilot fuel supply system to a range of an upper limit value and a lower limit value of the fuel flow rate in the fuel supply system; Limiting means, a compressed air upper and lower limit value setting means for setting an upper limit value and a lower limit value of the compressed air flow rate according to the combustion parameter, and the compressed air flow rate within a range of the upper limit value and the lower limit value of the compressed air flow rate. And a second restricting means for restricting the gas turbine combustion control device.
[0028]
In this manner, a combustion parameter for performing stable combustion in the combustor according to at least the flow rate of the compressed air flowing into the combustor and the flow rate of the fuel is obtained, and the fuel flow rate in the pilot fuel supply system is determined according to the combustion parameter. The upper and lower limits of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system are set to limit the fuel flow rate of the pilot fuel supply system to the range of the upper and lower limit values of the fuel flow rate. If the compressed air flow rate is limited to the range of the upper and lower limits of the compressed air flow rate by setting the lower limit value and the lower limit value, the range of the pilot fuel flow rate and the range of the combustor inlet air flow rate are determined by the combustion parameters. Thus, the pilot fuel flow rate, the main fuel flow rate, and the combustor inflow air flow rate do not deviate from the range in which stable combustion is performed.
[0029]
Here, a flow rate of the fuel supplied to the combustor is obtained according to a deviation between a generator output command for setting the output of the generator and a measured generator output obtained as a result of measuring the output of the generator. A fuel command value generating means serving as a fuel command value; and a relationship between the fuel command value and a fuel flow ratio distributed to the pilot fuel supply system is defined, and the pilot according to a fuel flow ratio corresponding to the fuel command value is defined. A fuel distributing means for determining a fuel flow rate of a fuel supply system and supplying the determined fuel flow rate to the first limiting means; and a fuel amount based on an air amount corresponding to a cabin pressure of the combustor and a fuel amount corresponding to the measured generator output. A fuel-air ratio calculating means for calculating an air ratio; and an air flow determining means for determining a compressed air flow rate to be supplied to the combustor based on the fuel-air ratio and giving the compressed air flow rate to the second limiting means. .
[0030]
The combustion parameter calculation means is further provided with the temperature of the cabin of the combustor, the temperature of the fuel, and the thermal efficiency of the combustor, and the combustion parameter calculation means estimates the inlet temperature of the turbine as the combustion parameter. . As described above, if the turbine inlet temperature is used as the combustion parameter, the upper and lower limits of the pilot fuel flow rate can be accurately defined, and the upper and lower limits of the combustor inflow air flow rate can be defined.
[0031]
Further, the gas turbine device is provided with an air compressor that generates the compressed air, and a compressor that determines an air flow rate flowing into the air compressor based on a fuel amount corresponding to the output of the measured generator. An inflow air flow rate determining means may be provided.
[0032]
According to the present invention, fuel is supplied to the combustor from the main fuel supply system and the pilot fuel supply system, and compressed air is supplied to the combustor, and the turbine is rotated by the combustion gas generated in the combustor to generate power. A gas turbine combustion control device for controlling combustion of a gas turbine device configured to drive a generator, wherein a generator output command for setting an output of the generator and a result obtained by measuring an output of the generator are obtained. A fuel command value generating means for determining a flow rate of fuel to be supplied to the combustor in accordance with a deviation from the measured generator output and obtaining a fuel command value; and an air amount corresponding to a vehicle interior pressure of the combustor and the measurement. Fuel-air ratio calculating means for calculating a fuel-air ratio based on a fuel amount corresponding to a generator output; and a fuel flow rate indicated by the fuel command value, the main fuel supply system and the pyro- A fuel distribution means for distributing the fuel to a fuel supply system, and a combustion parameter for obtaining a combustion parameter for performing stable combustion in the combustor according to at least a flow rate of the compressed air flowing into the combustor and a flow rate of the fuel. Calculating means, fuel upper and lower limit setting means for setting upper and lower limits of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system according to the combustion parameters, and upper and lower limit values of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system. First limiting means for limiting the fuel flow rate of the pilot fuel supply system to a range; air flow rate determining means for determining a compressed air flow rate to be supplied to the combustor based on the fuel-air ratio; Means for setting the upper and lower limits of the compressed air flow rate, and setting the upper and lower limits of the compressed air flow rate to a range between the upper and lower limits of the compressed air flow rate. Gas turbine combustion control apparatus characterized by a second restriction means for restricting the compressed air flow rate is obtained.
[0033]
In this way, the generator output command for setting the generator output and the fuel for the main fuel supply system according to the fuel command value obtained in accordance with the measured generator output obtained as a result of measuring the output of the generator When determining the flow rate and the fuel flow rate of the pilot fuel supply system, the main fuel supply is performed according to the fuel-air ratio obtained based on the air quantity according to the cabin pressure of the combustor and the fuel quantity according to the measured generator output. A combustion parameter for determining the distribution of the fuel flow rate of the system and the fuel flow rate of the pilot fuel supply system, and for performing stable combustion in the combustor at least according to the flow rate of the compressed air flowing into the combustor and the flow rate of the fuel. The upper limit and the lower limit of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system are set in accordance with the combustion parameters, and the pilot fuel supply system falls within the range of the upper limit value and the lower limit value of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system. By limiting the fuel flow rate, setting the upper and lower limits of the compressed air flow rate in accordance with the combustion parameters, and limiting the compressed air flow rate to the range of the upper and lower limits of the compressed air flow rate, the air Not only the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are determined in consideration of the flow rate, but also the ranges of the pilot fuel flow rate and the combustor inflow air flow rate are determined by the combustion parameters, so that the gas turbine can be stabilized with high accuracy. Combustion control.
[0034]
Here again, the combustion parameter calculation means is further provided with the cabin temperature of the combustor, the temperature of the fuel, and the thermal efficiency of the combustor, and the combustion parameter calculation means calculates the turbine inlet temperature as the combustion parameter. Is estimated. Further, the gas turbine device is provided with an air compressor that generates the compressed air, and a compressor that determines an air flow rate flowing into the air compressor based on a fuel amount corresponding to the output of the measured generator. An inflow air flow rate determining means may be provided.
[0035]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, and the like of the components described in this embodiment are not intended to limit the scope of the present invention thereto, unless otherwise specified. It is only an example.
[0036]
First, a first example of a gas turbine combustion control device according to the present invention will be described with reference to FIG. In the illustrated gas turbine combustion control device, the same components as those of the combustion control device shown in FIG. 6 are denoted by the same reference numerals. This gas turbine combustion control device performs, for example, the combustion control of the gas turbine shown in FIG.
[0037]
The gas turbine combustion control device shown in FIG. 1 has a pilot distribution ratio determining function unit 41, and the pilot distribution ratio determining function unit 41 functions to define a pilot distribution ratio according to the fuel-air ratio (fuel-air ratio). Ratio-pilot distribution ratio function). For example, when the fuel-air ratio is plotted on the horizontal axis and the pilot distribution ratio (the pilot distribution ratio is the ratio of the fuel flow rate distributed to the pilot fuel system) is plotted on the vertical axis, the change (change) in the fuel-air ratio An optimum pilot distribution ratio corresponding to the ratio is determined in advance by an experiment or the like, and is set as a fuel-air ratio-pilot distribution ratio function indicating a relationship between the fuel-air ratio and the pilot distribution ratio.
[0038]
As shown in the drawing, the fuel distribution ratio is given to the pilot distribution ratio determining function unit 41 from the divider 32. The pilot distribution ratio determining function unit 41 determines the fuel air ratio-pilot distribution ratio according to the fuel air ratio. Find the optimal pilot distribution ratio from the function. The pilot distribution ratio thus obtained is given to a multiplier 42, which multiplies the pilot distribution ratio by CSO to obtain a fuel flow rate (pilot fuel flow rate) to be supplied to the pilot fuel system. . Then, the calculated pilot fuel flow rate is given to the pilot fuel flow rate control valve opening calculating section 26, and the opening degree of the fuel flow rate control valve 12 is controlled as described above.
[0039]
On the other hand, the pilot fuel flow rate which is the output of the multiplier 42 is given to the subtractor 25, and the subtracter 25 subtracts the pilot fuel flow rate from the CSO to obtain the main fuel flow rate. Then, the calculated main fuel flow is supplied to the main fuel flow control valve opening calculating section 27, and the opening of the fuel flow control valve 11 is controlled as described above.
[0040]
As described above, in the gas turbine combustion control device shown in FIG. 1, the pilot distribution ratio is determined based on the fuel-air ratio, and the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are determined according to the distribution ratio. Since the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are determined in consideration of the air flow rate, it is possible to prevent the combustion of the gas turbine from becoming unstable.
[0041]
Next, a second example of the gas turbine combustion control device according to the present invention will be described with reference to FIG. In the illustrated gas turbine control device, the same components as those of the gas turbine combustion control device illustrated in FIG. 1 are denoted by the same reference numerals.
[0042]
The illustrated gas turbine combustion control device includes a gas turbine inlet temperature calculation unit (hereinafter referred to as a TIT calculation unit) 51 for predicting a gas turbine inlet temperature (a gas temperature immediately before entering the turbine). Generally, since the inside of the combustor has a high temperature, a high pressure, and a high flow rate, it is difficult to measure the gas turbine inlet temperature.
[0043]
For this reason, here, the gas turbine inlet temperature (hereinafter, referred to as TIT) is predicted by the TIT calculation unit 51 as follows. This gas turbine inlet temperature is used as a combustion parameter for performing stable combustion in the combustor.
[0044]
The TIT calculation unit 51 includes a vehicle compartment temperature measured by a sensor (not shown), a temperature of fuel supplied to the combustor 13, a flow rate of air flowing into the combustor 13, and a fuel supplied to the combustor. And the thermal efficiency of the combustor. The following description is an example of performing the TIT operation. In the TIT operation, it is not necessary to satisfy all the conditions (contents) described below, and the TIT operation may be performed by another method. Good. That is, it is not necessary to determine the TIT by the exactly same method as the TIT operation described below, and the TIT may be determined by another method.
[0045]
Cabin temperature T₃, Fuel temperature T_f, Combustor inflow air flow rate G₃, And fuel flow rate G_fThen, the TIT calculation unit firstly obtains the vehicle interior temperature T₃, Fuel temperature T_f, Combustor inflow air flow rate G₃, And fuel flow rate G_fOf the vehicle compartment temperature T '₃, The compensated fuel temperature T '_f, Air flow rate G '₃, And the compensated fuel flow rate G '_fGet.
[0046]
When performing delay compensation, K (1 + αTs) / (1 + Ts) is used as the compensation equation (α> 1). In the TIT operation unit 51, TIT (T₄).
[0047]
(Equation 1)
c_p4V_cbγ₄(DT₄/ Dt) = c_pfG '_fT '_f+ C_p3G '₃'T'₃+ ΗH_fG '_f-C_p4G '₄T₄
[0048]
Note that T₃: Cabin temperature (℃), T_f: Fuel temperature (° C), T₄: Turbine inlet temperature, G₃: Combustor inflow air flow rate (kg / s), G_f: Fuel flow rate (kg / s), G₄: Combustion gas flow rate at turbine inlet (kg / s), c_p3: Specific heat of vehicle compartment (kcal / kg ° C), c_pf: Fuel specific heat (kcal / kg ° C), c_p4: Specific heat of combustion gas (kcal / kg ° C), H_f: Calorific value (kcal / kg), η: combustor thermal efficiency (kcal / kg), V_cb： Vehicle to tail pipe volume (m³), Γ₄: Specific gravity of combustion gas (kg / m³), T: time (sec).
[0049]
T₃, T_f, G₃, And G_fIs a measured value, which compensates for delay. T₄= TIT, G₄= G₃+ G_fIt is. c_p3, C_pf, C_p4, H_f, And γ₄Is a physical property value, and η is a design value or is predicted from an operating state in order to calculate a more accurate TIT. V_cbIs a design value.
[0050]
As described above, the TIT calculation unit 51 calculates the vehicle interior temperature T₃, Fuel temperature T_f, Combustor inflow air flow rate G₃, And fuel flow rate G_fThen, the turbine inlet temperature TIT is obtained according to the combustion chamber thermal efficiency, and then the turbine inlet temperature TIT is given to the first and second upper limit function units 52 and 53 and the first and second lower limit function units 54 and 55.
[0051]
In the first upper limit function section 52, a function (pilot fuel flow rate upper limit function) that defines the upper limit value of the pilot fuel flow rate (pilot fuel flow rate upper limit value) according to the turbine inlet temperature TIT is set. In the first lower limit function section 54, a function (pilot fuel flow rate lower limit function) that defines the lower limit value of the pilot fuel flow rate (pilot fuel flow rate lower limit value) according to the turbine inlet temperature TIT is set.
[0052]
For example, as shown in FIG.₁Is set, and the first lower limit function part 54 has a symbol F₂Is set. Function F₁That is, the upper limit function is a function that monotonically decreases as the turbine inlet temperature (TIT) increases, and the function F₂That is, the lower limit function is a function that monotonically increases as the turbine inlet temperature (TIT) increases.
[0053]
The first upper limit function section 52 outputs a pilot fuel flow upper limit corresponding to TIT, and this pilot fuel flow upper limit is provided to a first upper limiter 56. On the other hand, the first lower limit function section 54 outputs a pilot fuel flow lower limit corresponding to TIT, and this pilot fuel flow lower limit is provided to a first lower limit limiter 57.
[0054]
The pilot fuel flow rate is provided from the pilot distribution ratio determining function unit 24 described in FIG. 6 to the first upper limit value limiter 56, and the first upper limit value limiter 56 makes the pilot fuel flow rate less than the pilot fuel flow rate upper limit value. Is determined, and if the pilot fuel flow rate is smaller than the pilot fuel flow rate upper limit value, the pilot fuel flow rate is selected and output as the pilot fuel upper limit value limiter output.
[0055]
On the other hand, if the pilot fuel flow rate ≧ the pilot fuel flow rate upper limit value, the first upper limit value limiter 56 outputs the pilot fuel flow rate upper limit value as the pilot fuel upper limit value output.
[0056]
This upper limit value limiter output is given to a first lower limit value limiter 57, and the first lower limit value limiter 57 determines whether or not the pilot fuel upper limit value limiter output is less than the pilot fuel flow rate lower limit value. If the upper limit value limiter output ≦ the pilot fuel flow rate lower limit value, the pilot fuel flow rate lower limit value is selected and output as the pilot fuel lower limit value limiter output.
[0057]
On the other hand, when the pilot fuel upper limit value limiter output> the pilot fuel flow rate lower limit value, the first lower limit value limiter 57 outputs the pilot fuel upper limit value limiter output as the pilot fuel lower limit value limiter output.
[0058]
In the illustrated example, the first upper limiter 56 is arranged before the first lower limiter 57, but the first lower limiter 57 is arranged before the first upper limiter 56. You may make it.
[0059]
In any case, the first upper and lower limiters 56 and 57 limit the pilot fuel flow output from the multiplier 42 to a range defined by the upper and lower pilot fuel flow rates.
[0060]
As described above, the pilot fuel lower limit value output from the first lower limiter 57 is provided as the calculated pilot fuel flow rate to the pilot fuel flow rate control valve opening calculator 26, and as described above, The opening of the fuel flow control valve 12 is controlled.
[0061]
Further, the pilot fuel lower limit value output from the first lower limiter 57 is provided to the subtractor 25, which subtracts the pilot fuel lower limit output from the CSO to obtain the main fuel flow rate. Then, the calculated main fuel flow is supplied to the main fuel flow control valve opening calculating section 27, and the opening of the fuel flow control valve 11 is controlled as described above.
[0062]
As shown in FIG. 2, the turbine inlet temperature TIT is provided to second upper and lower function units 53 and 55. The second upper limit function unit 53 includes a function (a combustor air flow upper limit function) that defines an upper limit of the air flow (a combustor air flow upper limit) that should flow into the combustor according to the turbine inlet temperature TIT. Similarly, in the second lower limit function unit 55, a function (combustion air flow lower limit value) defining the lower limit value of the air flow rate (combustor air flow rate lower limit value) to flow into the combustor according to the turbine inlet temperature TIT is set. Air flow rate lower limit function) is set.
[0063]
The second upper limit function unit 53 outputs a combustor air flow upper limit corresponding to the TIT, and this combustor air flow upper limit is given to a second upper limiter 58. On the other hand, the second lower limit function section 55 outputs the lower limit value of the combustor air flow rate corresponding to the TIT, and this lower limit value of the combustor air flow rate is given to the second lower limit value limiter 59.
[0064]
The compressed air flow rate according to the fuel-air ratio is given to the second upper limit value limiter 58 from the combustor inflow air flow rate determining function unit 33 described with reference to FIG. It is determined whether it is less than the upper limit of the combustor air flow rate, and if the compressed air flow rate is smaller than the upper limit value of the combustor air flow rate, the compressed air flow rate is selected and output as a combustor air upper limit value output.
[0065]
On the other hand, if the compressed air flow rate ≧ the combustor air flow rate upper limit value, the second upper limit value limiter 58 outputs the combustor air flow rate upper limit value as the combustor air upper limit value output.
[0066]
The output of the combustor air upper limit value limiter is provided to a second lower limit value limiter 59. The second lower limit value limiter 59 determines whether or not the combustor air upper limit value output is less than the combustor air flow rate lower limit value. Then, if the combustor air upper limit value output ≦ the combustor air flow lower limit value, the combustor air flow lower limit value is selected and output as the combustor air lower limit value output.
[0067]
On the other hand, if the combustor air upper limit value limiter> the combustor air flow rate lower limit value, the second lower limit value limiter 59 outputs the combustor air upper limit value limiter output as the combustor air lower limit value limiter output.
[0068]
In the example shown in the figure, the second upper limit value limiter 58 is arranged before the second lower limit value limiter 59, but the second lower limit value limiter 59 is arranged before the second upper limit value limiter 58. You may make it.
[0069]
In any case, the second upper limit value and the lower limit value limiters 58 and 59 adjust the compressed air flow rate output from the combustor inflow air flow rate determination function unit 33 to a range defined by the combustor air flow rate upper limit value and the lower limit value. Will be limited to
[0070]
As described above, the output of the combustor air lower limit value output from the second lower limit value limiter 59 is given to the combustor bypass valve opening calculator 34 as the calculated compressed air flow rate. The bypass valve opening calculating section 34 calculates and determines the opening of the combustor bypass valve 16 according to the calculated compressed air flow rate, and gives it to the combustor bypass valve 16 as a combustor bypass valve opening command. The opening of the combustor bypass valve 16 is controlled according to the combustor bypass valve opening command.
[0071]
Thus, in the gas turbine combustion control device shown in FIG. 2, the upper and lower limits (that is, the range) of the pilot fuel flow rate are defined based on the turbine inlet temperature, and the upper and lower limits of the combustor inflow air flow rate are defined. Therefore, the ranges of the pilot fuel flow rate and the combustor inflow air flow rate are determined by the turbine inlet temperature, and the pilot fuel flow rate and the combustor inflow air flow rate may deviate from the range in which stable combustion is performed. Disappears.
[0072]
In the example shown in FIG. 2, the turbine inlet temperature is estimated in accordance with the cabin temperature, the fuel temperature, the combustor inflow air flow rate, the fuel flow rate, and the combustor thermal efficiency, and the pilot fuel flow rate is determined based on the turbine inlet temperature. While defining the upper and lower limits of the, and to specify the upper and lower limits of the combustor inflow air flow, while defining the upper and lower limits of the pilot fuel flow at least according to the combustor inflow air flow and fuel flow, What is necessary is just to specify the upper limit and the lower limit of the combustor inflow air flow rate.
[0073]
A third example of the gas turbine combustion control device according to the present invention will be described with reference to FIG. In the illustrated gas turbine combustion control device, the same components as those shown in FIGS. 1 and 2 are denoted by the same reference numerals.
[0074]
In the illustrated example, the pilot distribution ratio obtained by the pilot distribution ratio determining function unit 41 based on the fuel-air ratio is given to the first upper limiter 56, and the first upper limiter 56 will be described with reference to FIG. Thus, the pilot fuel distribution ratio is regulated according to the pilot fuel flow rate upper limit value. Similarly, the first lower limiter 57 regulates the output from the first upper limiter according to the pilot fuel flow lower limit. The output from the first lower limiter is provided to the multiplier 42. The multiplier 42 multiplies the CSO by the output from the first lower limiter to obtain a pilot fuel flow rate. Thereafter, the subtractor 25 subtracts the CSO from the pilot fuel flow rate to obtain the main fuel flow rate.
[0075]
The other components have been described with reference to FIGS. 1 and 2 and will not be described here.
[0076]
As described above, in the gas turbine combustion control device shown in FIG. 4, the pilot distribution ratio is determined based on the fuel-air ratio, and the pilot fuel flow rate is obtained in accordance with this distribution ratio. The pilot fuel flow rate is determined, and furthermore, the upper and lower limits of the pilot fuel flow rate are defined based on the turbine inlet temperature, and the upper and lower limits of the combustor inflow air flow rate are determined. Since the ranges of the pilot fuel flow rate and the combustor inflow air flow rate are determined, the combustion control of the gas turbine can be accurately and stably performed.
[0077]
【The invention's effect】
As described above, in the present invention, the main output is set in accordance with a generator output command for setting the output of the generator and a fuel command value obtained in accordance with the measured generator output obtained as a result of measuring the output of the generator. When determining the fuel flow rate of the fuel supply system and the fuel flow rate of the pilot fuel supply system, the fuel-air ratio obtained based on the air amount according to the cabin pressure of the combustor and the fuel amount according to the measured generator output is used. Accordingly, the fuel flow rate of the main fuel supply system and the fuel flow rate of the pilot fuel supply system are distributed and determined, so that the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are determined in consideration of the air flow rate. There is an effect that the combustion control of the gas turbine can be stably performed.
[0078]
In the present invention, a combustion parameter for performing stable combustion in the combustor is determined in accordance with at least the compressed air flow rate and the fuel flow rate flowing into the combustor, and the fuel flow rate in the pilot fuel supply system is determined in accordance with the combustion parameter. An upper limit and a lower limit are set to limit the fuel flow rate of the pilot fuel supply system to the range of the upper limit value and the lower limit value of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system, and the upper limit value and the Since the lower limit value is set to limit the compressed air flow rate to the range of the upper and lower limit values of the compressed air flow rate, the range of the pilot fuel flow rate and the range of the combustor inflow air flow rate are determined by the combustion parameters. The pilot fuel flow rate, the main fuel flow rate, and the combustor inflow air flow rate do not deviate from the range in which stable combustion is performed. There is an effect.
[0079]
Since the turbine inlet temperature is used as the combustion parameter, the upper and lower limits of the pilot fuel flow rate can be accurately defined, and the upper and lower limits of the combustor inflow air flow rate can be defined.
[0080]
According to the present invention, the fuel flow rate of the main fuel supply system is determined in accordance with a generator output command for setting the output of the generator and a fuel command value obtained in accordance with a measured generator output obtained as a result of measuring the output of the generator. When determining the fuel flow rate of the pilot fuel supply system, the main fuel supply is performed based on the fuel-air ratio obtained based on the air amount corresponding to the cabin pressure of the combustor and the fuel amount corresponding to the output of the measured generator. A combustion parameter for determining the distribution of the fuel flow rate of the system and the fuel flow rate of the pilot fuel supply system, and for performing stable combustion in the combustor at least according to the flow rate of the compressed air flowing into the combustor and the flow rate of the fuel. The upper limit and the lower limit of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system are set in accordance with the combustion parameters, and the upper limit and the lower limit of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system are set within the range of the upper limit value and the lower limit value of the pilot fuel supply system. The upper limit and the lower limit of the compressed air flow rate are set in accordance with the combustion parameters, and the compressed air flow rate is limited to the upper limit and the lower limit range of the compressed air flow. Not only the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate are determined in consideration of the flow rate, but also the ranges of the pilot fuel flow rate and the combustor inflow air flow rate are determined by the combustion parameters, so that the gas turbine can be stabilized with high accuracy. Thus, there is an effect that combustion control can be performed.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a block diagram showing a first example of a gas turbine combustion control device according to the present invention.
FIG. 2 is a block diagram showing a second example of the gas turbine combustion control device according to the present invention.
FIG. 3 is a diagram showing a relationship between an upper limit value and a lower limit value set by a first upper limit function and a lower limit function unit shown in FIG. 2 and a turbine inlet temperature;
FIG. 4 is a block diagram showing a third example of the gas turbine combustion control device according to the present invention.
FIG. 5 is a block diagram showing an example of a gas turbine together with a fuel supply system and an air supply system.
FIG. 6 is a block diagram showing an example of a conventional gas turbine combustion control device.
[Explanation of symbols]
11,12 fuel flow control valve
13 combustor
14 air compressor
15 Air compressor inlet guide vane (IGV)
16 bypass valve
17 turbine
18 generator
21,25 subtractor
22 PI control unit
23 Fuel command value (CSO) calculation unit
24 Pilot distribution ratio decision function part
26 Pilot fuel flow control valve opening calculator
27 Main fuel flow control valve opening calculator
31 Air volume function part
32 divider
33 ° Combustor inflow air flow rate determination function part
34 ° combustor bypass valve opening calculator
35 ° Air compressor inflow air flow rate determination function section
36 IGV opening calculation unit
41 Pilot distribution ratio decision function part
42 multiplier
51 Turbine inlet temperature calculator
52, 53 upper limit function part
54, 55 lower limit function part
56, 58 Upper limit value limiter
57, 59 ° lower limiter

Claims

A fuel is supplied to a combustor from a main fuel supply system and a pilot fuel supply system, and compressed air is supplied to the combustor to rotate a turbine by combustion gas generated in the combustor to drive a generator. A gas turbine combustion control device for controlling combustion of the gas turbine device,
According to a deviation between a generator output command for setting the output of the generator and a measured generator output obtained by measuring the output of the generator, a fuel command for obtaining a flow rate of fuel supplied to the combustor is obtained. Fuel command value generating means as a value,
Fuel-to-air ratio calculation means for calculating a fuel-to-air ratio based on an air amount according to the cabin pressure of the combustor and a fuel amount according to the measured generator output,
Fuel distribution means for distributing a fuel flow rate indicated by the fuel command value to the main fuel supply system and the pilot fuel supply system according to the fuel-air ratio,
Air flow determining means for determining a flow rate of compressed air to be supplied to the combustor based on the fuel-air ratio.

A distribution ratio determining function unit that defines a relationship between the fuel flow ratio and the fuel-air ratio distributed to the pilot fuel supply system and outputs a fuel flow ratio corresponding to the fuel-air ratio;
Pilot fuel flow rate determining means for determining a fuel flow rate of the pilot fuel supply system according to the fuel flow rate ratio and the fuel command value,
2. The gas turbine combustion according to claim 1, further comprising: a main fuel flow rate determining unit that determines a fuel flow rate of the main fuel supply system based on the fuel flow rate of the pilot fuel supply system and the fuel command value. 3. Control device.

The gas turbine device includes an air compressor that generates the compressed air,
2. The gas turbine combustion control according to claim 1, further comprising a compressor inflow air flow rate determining unit that determines an air flow rate flowing into the air compressor based on a fuel amount corresponding to the measured generator output. 3. apparatus.

A fuel is supplied to a combustor from a main fuel supply system and a pilot fuel supply system, and compressed air is supplied to the combustor to rotate a turbine by combustion gas generated in the combustor to drive a generator. A gas turbine combustion control device for controlling combustion of the gas turbine device,
Combustion parameter calculation means for obtaining a combustion parameter for performing stable combustion in the combustor, at least in accordance with a flow rate of the compressed air and a flow rate of the fuel flowing into the combustor;
Fuel upper and lower limit setting means for setting upper and lower limits of a fuel flow rate in the pilot fuel supply system according to the combustion parameter;
First limiting means for limiting the fuel flow rate of the pilot fuel supply system to a range between an upper limit value and a lower limit value of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system;
Compressed air upper and lower limit setting means for setting an upper limit and a lower limit of the compressed air flow rate according to the combustion parameter,
A gas turbine combustion control device, comprising: second limiting means for limiting the compressed air flow rate within an upper limit value and a lower limit value of the compressed air flow rate.

According to a deviation between a generator output command for setting the output of the generator and a measured generator output obtained by measuring the output of the generator, a fuel command for obtaining a flow rate of fuel supplied to the combustor is obtained. Fuel command value generating means as a value,
A relationship between the fuel command value and a fuel flow ratio distributed to the pilot fuel supply system is defined, and a fuel flow rate of the pilot fuel supply system is determined according to a fuel flow ratio corresponding to the fuel command value. Fuel distribution means for providing to the first limiting means;
Fuel-air ratio calculating means for calculating a fuel-air ratio, based on an air amount according to the cabin pressure of the combustor and a fuel amount according to the measured generator output,
5. The gas turbine combustion according to claim 4, further comprising: an air flow rate determining unit that determines a flow rate of compressed air to be supplied to the combustor based on the fuel-air ratio and supplies the determined flow rate to the second limiting unit. Control device.

The combustion parameter calculating means is further provided with a cabin temperature of the combustor, a temperature of the fuel, and a thermal efficiency of the combustor,
The gas turbine combustion control device according to claim 4, wherein the combustion parameter calculation means estimates an inlet temperature of the turbine as the combustion parameter.

The gas turbine device includes an air compressor that generates the compressed air,
6. The gas turbine combustion control according to claim 5, further comprising a compressor inflow air flow rate determining means for determining an air flow rate flowing into the air compressor based on a fuel amount corresponding to the measured generator output. apparatus.

A fuel is supplied to the combustor from the main fuel supply system and the pilot fuel supply system, and compressed air is supplied to the combustor to rotate the turbine by the combustion gas generated in the combustor, thereby driving the generator. A gas turbine combustion control device for controlling combustion of the gas turbine device as described above, wherein a generator output command for setting the output of the generator and a measurement generator obtained as a result of measuring the output of the generator Fuel command value generating means for obtaining a flow rate of the fuel to be supplied to the combustor and obtaining a fuel command value in accordance with a deviation from the output,
Fuel-to-air ratio calculation means for calculating a fuel-to-air ratio based on an air amount according to the cabin pressure of the combustor and a fuel amount according to the measured generator output,
Fuel distribution means for distributing a fuel flow rate indicated by the fuel command value to the main fuel supply system and the pilot fuel supply system according to the fuel-air ratio,
Combustion parameter calculation means for obtaining a combustion parameter for performing stable combustion in the combustor according to at least a flow rate of the compressed air flowing into the combustor and a flow rate of the fuel,
Fuel upper and lower limit value setting means for setting an upper limit value and a lower limit value of a fuel flow rate in the pilot fuel supply system according to the combustion parameter;
First limiting means for limiting the fuel flow rate of the pilot fuel supply system to a range of an upper limit value and a lower limit value of the fuel flow rate in the pilot fuel supply system;
Air flow rate determining means for determining a compressed air flow rate supplied to the combustor based on the fuel-air ratio,
A compressed air upper / lower limit value setting means for setting an upper limit value and a lower limit value of the compressed air flow rate according to the combustion parameter; and a second means for limiting the compressed air flow rate to a range between the upper limit value and the lower limit value of the compressed air flow rate. Gas turbine combustion control device, comprising:

The combustion parameter calculation means is further provided with a cabin temperature of the combustor, a temperature of the fuel, and a thermal efficiency of the combustor,
9. The gas turbine combustion control device according to claim 8, wherein said combustion parameter calculation means estimates an inlet temperature of said turbine as said combustion parameter.

The gas turbine device is provided with an air compressor that generates the compressed air,
9. The gas turbine combustion control device according to claim 8, further comprising a compressor inflow air flow rate determining means for determining an air flow rate flowing into the air compressor based on a fuel amount corresponding to the measured generator output. .