JP2005009374A - Combustion control system with fuel switching function and combustion control method - Google Patents

Combustion control system with fuel switching function and combustion control method Download PDF

Info

Publication number
JP2005009374A
JP2005009374A JP2003173049A JP2003173049A JP2005009374A JP 2005009374 A JP2005009374 A JP 2005009374A JP 2003173049 A JP2003173049 A JP 2003173049A JP 2003173049 A JP2003173049 A JP 2003173049A JP 2005009374 A JP2005009374 A JP 2005009374A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
gas
fuel
fuel gas
gas turbine
combustion
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2003173049A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP3872772B2 (en
Inventor
Masanori Fujioka
昌則 藤岡
Isao Taguchi
勲 田口
Kozo Toyama
浩三 外山
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to JP2003173049A priority Critical patent/JP3872772B2/en
Publication of JP2005009374A publication Critical patent/JP2005009374A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP3872772B2 publication Critical patent/JP3872772B2/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Landscapes

  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To continue operation of a gas turbine without stopping the same by regulating operation conditions in a short period of time when fuel gas composition of a gas turbine plant changes. <P>SOLUTION: When one of a plurality of apparatuses which are fuel gas supply sources trips, trip signal is sent to the gas turbine plant. The gas turbine plant executes quick run-back based on the received trip signal and regulates bypass valve opening and fuel flow rate ratio. The gas turbine plant regulates bypass opening and fuel flow rate ratio more with using fuel gas composition detected by an on-line gas chromatograph installed near to the fuel gas supply source. When fuel gas of which composition changes reaches a combustor, the gas turbine plant is operated under an operation condition corresponding to the changing fuel gas. Consequently, when supplied fuel gas changes, combustion vibration is suppressed and trip of the gas turbine plant is prevented. <P>COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンプラントの燃焼器における燃焼振動を抑制する技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図４を参照して、ガスタービンプラントの燃焼器における燃焼振動を抑制するための従来技術の一例について説明する。
【０００３】
ガスタービンプラント１０１は、圧縮機１０２、燃焼器１０４、タービン１０６及び発電機１０８を備えている。圧縮機１０２は、第一段動翼の上流側に入口案内翼１１０を備えている。入口案内翼１１０の角度は入口案内翼制御装置１１２によって制御される。
【０００４】
燃焼器１０４はバイパス管１１４を備えている。バイパス管１１４が備える弁の開度がバイパス弁駆動装置１１６によって変化されることによって、燃焼器１０４の燃空比が調整される。
【０００５】
ガスタービンプラント１０１には、燃料ガス配管Ｌを通して燃料ガスＧが供給される。燃料ガス配管Ｌはメインノズル用燃料調整弁１２２を介して燃焼器１０４が具備するメインノズル（図示しない）に燃料ガスＧを供給する。メインノズル用燃料調整弁１２２の開度はメインノズル用燃料調整弁駆動装置１２４によって制御される。燃料ガス配管Ｌは更に、パイロットノズル用燃料調整弁１２８を介して燃焼器１０４が具備するパイロットノズル（図示しない）に燃料を供給する。パイロットノズル用燃料調整弁１２８の開度は、パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置１３０によって制御される。
【０００６】
燃焼器１０４には、燃焼器１０４の内部の圧力を測定する圧力計１３４と、燃焼器１０４の振動加速度を測定する加速度計１３６が取り付けられている。圧力計１３４が測定する圧力と加速度計１３６が計測する振動加速度とを含む運転条件情報１３８は、ガスタービンコントローラ１４０に送信される。ガスタービンコントローラ１４０は演算装置を備えており、入力された圧力と加速度とに対して高速フーリエ変替を行い、燃焼器１０４の燃焼振動の周波数特性を算出する。ガスタービンコントローラ１４０は、算出された周波数特性に基づき、圧力変動幅又は振動加速度が管理許容値を超えた場合には、燃焼器４の燃焼振動を抑制するように適切な制御信号１４７を出力し、バイパス弁駆動装置１１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置１２４及びパイロットノズル用燃料制御弁駆動装置１３０に送信する。
【０００７】
こうしたガスタービンプラントが駆動されると、圧力計１３４は燃焼器１０４の内部の圧力を測定してガスタービンコントローラ１４０に送信する。加速度計１３６は燃焼器１０４の振動加速度を測定してガスタービンコントローラ１４０に送信する。ガスタービンコントローラ１４０は、受け取った圧力と加速度とに対して高速フーリエ変替を行い、燃焼器１０４の燃焼振動の周波数特性を算出する。ガスタービンコントローラ１４０は、算出された周波数特性に基づき、圧力変動幅又は振動加速度が管理許容値を超えた場合には、燃焼器４の燃焼振動を抑制するように適切な制御信号１４７を出力し、バイパス弁駆動装置１１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置１２４及びパイロットノズル用燃料制御弁駆動装置１３０を制御する。こうした制御によって、燃焼器１０４の燃焼振動が抑制される。
【０００８】
ガスタービン用燃焼器の燃焼振動を検出して周波数解析した結果を表示する燃焼振動監視装置が知られている（特許文献１参照）。
【０００９】
【特許文献１】特開２００３−６５０７８号公報
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、ガスタービンプラントの燃料の切替えを短時間で行なうことを可能にする燃焼管理システム及び燃焼管理方法を提供することである。
【００１１】
本発明の他の目的は、ガスタービンプラントの燃料が切替えられたときにガスタービンがトリップされる可能性を低減する燃焼管理システム及び燃焼管理方法を提供することである。
【００１２】
本発明の更に他の目的は、ガスタービンプラントの燃料の切り換えに応じて燃焼モードが自動的に切替えられる燃焼管理システム及び燃焼管理方法を提供することである。
【００１３】
本発明の更に他の目的は、複数の種類のガスを安定的かつ安価に処理することを可能にするガスタービンプラントの燃焼管理システム及び燃焼管理方法を提供することである。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
以下に、［発明の実施の形態］で使用される番号を括弧付きで用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明の実施の形態］との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、［特許請求の範囲］に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１５】
本発明による燃焼管理システム（３）は、ガスタービン（１）に供給される燃料ガス（Ｇ）が第１ガス（ＣＡＳＥ−１）から第２ガス（Ｇ´）に切替えられたことを示す変更信号（４３、４４）を受信する受信部（４１）と、変更信号（４３、４４）に基づいて、第２ガス（Ｇ´）がガスタービン（１）に到達する前に、第２ガス（Ｇ´）の種類に対応してガスタービン（１）の運転条件を変更する制御部（４２）とを具備している。
【００１６】
変更される運転条件としては、燃焼器（４）のバイパス弁開度（６４）、燃焼器（４）が備えるメインノズルに供給される燃料とパイロットノズルに供給される燃料の流量比（６６）、圧縮機（２）が備えるＩＧＶ（入口案内翼）の角度（６８）、あるいは燃料ガス（Ｇ）の低位発熱量（Ｌｏｗｅｒ Ｈｅａｔｉｎｇ Ｖａｌｕｅ）が例示される。
こうした燃焼管理システム（３）によれば、第２ガス（Ｇ´）がガスタービン（１）に到達したとき、ガスタービン（１）はすでに第２ガス（Ｇ´）に適合した運転条件への変更を行っている。そのため、燃料ガス（Ｇ）の変更に起因するガスタービン（１）のトリップが防止される。こうした燃焼管理システム（３）によれば、複数種類の燃料ガスの切替をスムーズに行うことが可能なガスタービン（１）が提供される。
【００１７】
本発明による燃焼管理システム（３）において、燃料ガス（Ｇ）は、ガスタービン（１）への供給を止められることなく連続的に第１ガス（ＣＡＳＥ−１）から第２ガス（Ｇ´）に切替えられる。
【００１８】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、燃料ガス（Ｇ）の切替時に、燃料ガス（Ｇ）を一時的に貯蔵する設備が不要となるため、コストが低減する。
【００１９】
本発明による燃焼管理システム（３）は、燃料ガス（Ｇ）の種類に対応する燃料ガス情報（４３、６３）と燃料ガス（Ｇ）を燃焼する燃焼器（４）の振動が抑制される運転条件を示す制御値（６４、６６、６８、７０）とを対応づけて格納するデータベース（５６、５８）と、変更信号（４３、４４）に基づいてデータベース（５６、５８）から制御値（６４、６６、６８、７０）を検索し出力する検索部（５４）とを具備している。
【００２０】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、燃料ガス（Ｇ）の種類に応じて適切な運転条件が予めデータベース（５８、５９）に格納されているため、熟練の作業員でなくても燃料ガス（Ｇ）の切替時に短時間で適切な対応が可能になる。
【００２１】
本発明による燃焼管理システム（３）において、制御部（４２）は、検索部（５４）が出力する制御値（６４、６６、６８、７０）を用いてガスタービン（１）の運転条件を変更する。
【００２２】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、燃料ガス（Ｇ）の切替に対応する運転条件の変更が短時間で自動的に行われる。
【００２３】
本発明による燃焼管理システム（３）において、変更信号（４３、４４）は、燃料ガス（Ｇ）を供給する供給源（７４）に含まれる複数の装置（Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎ）のうちのいずれかがトリップしたことを示すトリップ情報（４４）を含んでいる。
【００２４】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、予期せざる事情により燃料ガス（Ｇ１、Ｇ２、…Ｇｎ）を供給する装置（Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎ）がトリップされたとき、それによる燃料ガス（Ｇ）の組成の変化に短時間で対応して、ガスタービンの運転を継続することが可能である。
【００２５】
本発明による燃焼管理システム（３）において、制御部（４２）は、トリップ情報（４４）を受け取ったとき、所定の負荷に到達するまでガスタービン（１）をランバックする。
【００２６】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、燃料ガス（Ｇ）の切替えに起因するガスタービン（１）のトリップが防止される。
【００２７】
本発明による燃焼管理システム（３）において、変更信号（４３、４４）は、第２ガス（Ｇ´）の組成をガスクロマトグラフ（７６）によって検出した組成情報（４３）を含んでいる。
【００２８】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、切替え後の燃料ガス（Ｇ´）の組成の実測値（４３）を用いることで、ガスタービン（１）の運転条件が適切に制御される。
こうした燃焼管理システム（３）において、ガスクロマトグラフ（７６）は燃料ガス（Ｇ）の供給源（７４）の近くに設置されることが好ましい。供給源（７４）の近くに設置されたガスクロマトグラフ（７６）により検出された組成情報（４３）が燃焼管理システム（３）に送信されると、ガスタービン（１）に第２ガス（Ｇ´）が到達する前に、組成情報（４３）に基づいてガスタービン（１）の運転条件を第２ガス（Ｇ´）に適合するように変更することが可能となる。
【００２９】
本発明によるガスタービンプラント（１）は、本発明による燃焼管理システム（３）によって燃焼器（４）における燃焼の条件を管理される。
【００３０】
本発明による燃焼管理方法は、燃料ガス（Ｇ）が第１ガス（ＣＡＳＥ−１）から第２ガス（Ｇ´）に切替えられたことを示す燃料ガス（Ｇ）情報を生成するステップと、燃料ガス（Ｇ）の供給を止めることなく第１ガス（ＣＡＳＥ−１）から第２ガス（Ｇ´）に切替えるステップと、燃料ガス情報（４３、４４）を用いて、第２ガス（Ｇ´）の種類に対応してガスタービン（１）の運転条件を変更する変更ステップとを具備している。
【００３１】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、複数種類の燃料ガスの切替をスムーズに行うことが可能なガスタービン（１）が提供される。
【００３２】
本発明による燃焼管理方法は、燃料ガス（Ｇ）が第１ガス（ＣＡＳＥ−１）から第２ガス（Ｇ´）に切替えられたことを示す燃料ガス情報（４３、４４）を生成するステップと、燃料ガス（Ｇ）の供給を止めることなく第１ガス（ＣＡＳＥ−１）から第２ガス（Ｇ´）に切替えるステップと、所定のデータベース（５６、５８）において第２ガス（Ｇ´）の種類に対応する制御値（６４、６６、６８、７０）を検索し出力するステップとを具備している。
【００３３】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、燃料ガス（Ｇ）の種類に応じて適切な運転条件が予めデータベース（５８、５９）に格納されているため、熟練の作業員でなくても燃料ガス（Ｇ）の切替時に短時間で適切な対応が可能になる。制御値（６４、６６、６８、７０）の検索は、燃料ガス情報（４３、４４）に基づいて自動的に行われることが好ましい。
【００３４】
本発明による燃焼管理方法は、制御値（６４、６６、６８、７０）を用いてガスタービン（１）の運転条件を自動的に変更する変更ステップを具備している。
【００３５】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、燃料ガス（Ｇ）の切替に対応する運転条件の変更が短時間で自動的に行われる。
【００３６】
本発明による燃焼管理方法において、変更ステップは、第２ガス（Ｇ´）がガスタービン（１）の燃焼器（４）に到達する前に行われる。
【００３７】
こうした燃焼管理方法によれば、第２ガス（Ｇ´）がガスタービン（１）に到達したとき、ガスタービン（１）はすでに第２ガス（Ｇ´）に適合した運転条件への変更を行っている。そのため、燃料ガス（Ｇ´）の変更に起因するガスタービン（１）のトリップが防止される。更に、燃料ガス（Ｇ）の切替時に、燃料ガス（Ｇ）を一時的に貯蔵する設備が不要となるため、コストが低減する。
【００３８】
本発明による燃焼管理方法において、燃料ガス情報（４３、４４）は、燃料ガス（Ｇ）を供給する複数の装置（Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎ）のうちのいずれかがトリップしたことを示すトリップ情報（４４）を含んでいる。
【００３９】
こうした燃焼管理方法によれば、予期せざる事情により燃料ガス（Ｇ１、Ｇ２、…Ｇｎ）を供給する装置（Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎ）がトリップされたとき、それによる燃料ガス（Ｇ）の組成の変化に短時間で対応して、ガスタービンの運転を継続することが可能である。
【００４０】
本発明による燃焼管理方法は、トリップ情報（４４）に基づいて、所定の負荷に到達するまでガスタービン（１）をランバックするステップを具備している。
【００４１】
こうした燃焼管理システム（３）によれば、燃料ガス（Ｇ）の切替えに起因するガスタービン（１）のトリップが防止される。
【００４２】
本発明による燃焼管理方法は、第２ガス（Ｇ´）の組成を検出するステップと、組成を用いて運転条件を調整するステップとを具備している。
【００４３】
こうした燃焼管理方法によれば、切替え後の燃料ガス（Ｇ´）の組成の実測値（４３）を用いることで、ガスタービン（１）の運転条件が適切に制御される。
【００４４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明による燃焼管理システム及び燃焼管理方法の実施の形態について詳細に説明する。
【００４５】
本発明による燃焼管理システム３は、ガスタービンプラント１が備える燃焼器４の燃焼条件を管理するために用いられる。ガスタービンプラント１は、圧縮機２、燃焼器４、タービン６及び発電機８を備えている。圧縮機２は、第一段動翼の上流側に入口案内翼１０を備えている。入口案内翼１０の角度は入口案内翼駆動装置１２によって制御される。
【００４６】
燃焼器４は、空気を燃焼器４の内部に取り入れるためのバイパス管１４を備えている。バイパス管１４はバイパス弁１６によって開閉される。バイパス弁１６の開度はバイパス弁駆動装置１８によって制御される。
【００４７】
ガスタービンプラント１には、後述する燃料ガス供給施設７４から燃料ガス供給ラインＬによって燃料ガスＧが供給されている。燃料ガスＧは、メインノズル用燃料調整弁２２を介して、燃焼器４が備えるメインノズル（図示しない）に供給される。メインノズル用燃料調整弁２２の開度はメインノズル用燃料調整弁駆動装置２４によって制御される。燃料ガスＧは更に、パイロットノズル用燃料調整弁２８を介して、燃焼器４が備えるパイロットノズル（図示しない）に供給される。パイロットノズル用燃料調整弁２８の開度は、パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０によって制御される。
【００４８】
燃焼器４には、燃焼器４の内部の圧力を測定する圧力計３４と、燃焼器４の燃焼振動による振動加速度を測定する加速度計３６が取り付けられている。
【００４９】
燃焼管理システム３は、ガスタービンコントローラ４０と、コンピュータ５２とを具備している。ガスタービンコントローラ４０は、コンピュータシステムによって構成可能である。
【００５０】
ガスタービンコントローラ４０には、圧力計３４から送信された圧力、加速度計３６から送信された振動加速度、大気条件（気温、気圧及び湿度）及び圧縮機２の吸気流量を含む運転条件情報３８が入力されている。ガスタービンコントローラ４０は、入力された圧力と振動加速度に対して高速フーリエ変換を行い、燃焼器４の燃焼振動の周波数特性を算出する。
【００５１】
ガスタービンコントローラ４０は、受信部４１と制御部４２とを具備している。受信部４１は、後述する燃料ガス供給施設７４から送信される燃料ガス組成情報４３と、入力トリップ信号４４とを受信する。
【００５２】
ガスタービンコントローラ４０は、算出された燃焼器４の燃焼振動の周波数特性と、入力トリップ信号４４と、燃料ガス組成情報４３とを含む運転情報４８をコンピュータ５２に送信する。
【００５３】
制御部４２は、コンピュータ５２から入力した制御指令値５０に基づいて、バイパス弁駆動装置１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４、パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０及び入口案内翼制御装置１２を制御する。制御部４２は更に、入力トリップ信号４４に基づいて急速ランバック信号４６を出力し、バイパス弁駆動装置１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４、パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０及び入口案内翼制御装置１２を制御して急速ランバックを行う。
【００５４】
図２を参照して、コンピュータ５２は、検索部５４と、振動限界データベース５６と、燃料切替用データベース５８と、微調整用データベース５９とを具備している。
【００５５】
図３を参照して、振動限界データベース５６は、周波数６０と、許容振動限界６２とを対応づけて格納している。
【００５６】
図４を参照して、燃料切替用データベース５８は、トリップ信号６３と、トリップ信号６３に対応して燃焼器４の燃焼振動を抑制するための制御目標値であるバイパス弁開度６４、パイロット比６６、及び入口案内翼角度６８を対応づけて格納している。燃料切替用データベース５８は更に、トリップ信号６３と燃料ガスＧの低位発熱量（Ｌｏｗｅｒ Ｈｅａｔｉｎｇ Ｖａｌｕｅ）とを対応づけて格納していることが好ましい。
【００５７】
トリップ信号６３は、第１トリップ信号Ｔ１から第ｎトリップ信号Ｔｎ（ｎは２以上の整数）の場合と、“トリップ信号無し”の場合とがある。トリップ信号６３はさらに、第１トリップ信号Ｔ１から第ｎトリップ信号Ｔｎのうちの２つ以上が組み合わせれた場合も含んでいることが好ましい。
【００５８】
パイロット比６６は、燃焼器４が備えるメインノズル（図示しない）への燃料供給量に対する、燃焼器４が備えるパイロットノズル（図示しない）への燃料供給量の比を示す。
【００５９】
図５を参照して、微調整用データベース５９は、燃料ガス組成情報４３と、大気条件７０と、バイパス弁開度６４と、パイロット比６６と、入口案内翼角度６８とを対応づけて格納している。
【００６０】
図６を参照して、ガスタービンプラント１に燃料ガスＧを供給する燃料ガス供給施設７４について説明する。燃料ガス供給施設７４は、複数の燃料ガス供給源Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎを具備している。
【００６１】
ひとつの燃料ガス供給源Ｒｉ（ｉは１以上ｎ以下の任意の整数）に注目すると、燃料ガス供給源Ｒｉは成分燃料ガス供給ラインＬｉに成分燃料ガスＧｉを供給する。燃料ガス供給源Ｒｉは、成分燃料ガスＧｉの供給が停止されると、入力トリップ信号４４として第ｉトリップ信号Ｔｉをガスタービンコントローラ４０に送信する。燃料ガス供給源Ｒｉは、供給が停止されていた成分燃料ガスＧｉの供給を再開すると、入力トリップ信号４４として第ｉトリップ解除信号Ｔ´ｉをガスタービンコントローラ４０に送信する。
【００６２】
複数の燃料ガス供給源Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎに接続されている成分燃料ガス供給ラインＬ１、Ｌ２、…Ｌｎは、燃料ガス供給ラインＬに合流する。燃料ガス供給ラインＬにおいて、複数の燃料ガス供給源Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎから排出されるガスは混合して燃料ガスＧになる。
【００６３】
燃料ガス供給源Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎが排出するガスに変動が生じたとき、その変動によって、燃料ガス供給ラインＬのオンラインクロマトグラフ７６が設置されている位置における燃料ガスＧが変動するまでには時間ΔＴだけかかる。
【００６４】
燃料ガス供給ラインＬにはオンラインガスクロマトグラフ７６が設置されている。オンラインガスクロマトグラフ７６は燃料ガス供給ラインＬを流れる燃料ガスＧの成分を検出し、燃料ガス組成情報４３を生成する。燃料ガスＧの成分の検出を開始してから燃料ガス組成情報４３を生成するまでにかかる時間は、現在製品化されているオンラインクロマトグラフで例えば１分である。オンラインガスクロマトグラフ７６は、生成した燃料ガス組成情報４３をガスタービンコントローラ４０に自動的に送信する。
【００６５】
燃料ガス供給施設７４の構成は、複数種類の要因に対応して異なる成分の燃料ガスＧを供給する燃料ガス供給施設であれば、トリップ信号Ｔ１、Ｔ２、…Ｔｎに代えてそれらの要因に対応する信号がガスタービンコントローラ４０に送信されることにより、本実施の形態と同じ燃焼管理システムが適用される。
【００６６】
ガスタービンプラント１と燃料ガス供給施設７４とは離れた場所に設けられていることがある。そのため、燃料ガス供給施設７４から排出された燃料ガスＧがガスタービンプラント１に到達するまでには、数十秒〜数分間の時間がかかることがある。本実施の形態において燃料ガス供給施設７４から排出された燃料ガスＧは約１分３０秒後にガスタービンプラント１に到達する。
【００６７】
以上の構成を具備するガスタービンプラント１と燃料ガス供給施設７４とは、次のように動作する。
【００６８】
図７は、燃焼管理システム３により制御されるガスタービンプラント１の動作を示すタイミングチャートである。図７において、時刻ｔ１より前におけるガスタービンプラント１は、タービン６の負荷が１００％である定格運転をしている。
【００６９】
ガスタービンプラント１が定格運転をしているとき、燃料ガス供給源Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎの各々は、成分燃料ガス供給ラインＬ１、Ｌ２、…Ｌｎに成分燃料ガスＧ１、Ｇ２、…Ｇｎを供給している。成分燃料ガスＧ１、Ｇ２、…Ｇｎは混合して燃料ガスＧとして燃料ガス供給ラインＬを流れる。成分燃料ガスＧ１、Ｇ２、…Ｇｎが混合された燃料ガスＧをオリジナルガスＣＡＳＥ−１と呼ぶことにする。
【００７０】
本実施の形態における燃料ガス供給施設７４はガスタービンプラント１から離れた場所に設けられており、燃料ガス供給施設７４から排出されたオリジナルガスＣＡＳＥ−１がガスタービンプラント１に供給されるまでに約１分３０秒の時間がかかる。
【００７１】
圧縮機２は、入口案内翼１０を介して空気を取り入れ圧縮する。圧縮された空気は燃焼器４に導入される。
【００７２】
燃料ガス供給ラインＬを流れるオリジナルガスＣＡＳＥ−１は、メインノズル用燃料調整弁２２を介して、燃焼器４が備えるメインノズル（図示しない）に供給される。燃料ガス供給ラインＬを流れるオリジナルガスＣＡＳＥ−１は更に、パイロットノズル用燃料調整弁２８を介して、燃焼器４が備えるパイロットノズル（図示しない）に供給される。
【００７３】
圧縮機２から導入される空気とメインノズルから噴射されるオリジナルガスＣＡＳＥ−１とは、予め混合されて燃焼器４の内部で燃焼される。パイロットノズルから噴射されるオリジナルガスＣＡＳＥ−１は、燃焼器４の内部で拡散燃焼される。燃焼器４において燃焼されたガスは、タービン６に導入され、タービン６を駆動する。タービン６はタービン軸７を介して発電機８を駆動する。
【００７４】
圧力計３４は燃焼器４の内部の圧力を測定してタービンコントローラ４０に送信する。加速度計３６は燃焼器４の振動加速度を測定してタービンコントローラ４０に送信する。タービンコントローラ４０は、コンピュータ５２と交信し、圧力計３４が測定した圧力、加速度計３６が測定した燃焼加速度、大気条件（気温、気圧及び湿度）及び吸気流量を含む運転条件情報３８を用いて、燃焼器４の燃焼振動が抑制されるように制御信号４７を生成し、バイパス弁駆動装置１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４、パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０及び入口案内翼制御装置１２に送信する。バイパス弁駆動装置１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４、パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０及び入口案内翼制御装置１２の各々は、受信した制御信号４７に基づいてバイパス弁１６、メインノズル用燃料調整弁２２、パイロットノズル用燃料調整弁２８及び入口案内翼１０を制御する。
【００７５】
時刻ｔ１において、燃料ガス供給源Ｒ１、Ｒ２、…Ｒｎのうちのひとつがトリップされる。トリップされたのが燃料ガス供給源Ｒ１であるとすると、燃料ガス供給源Ｒ１から成分燃料ガスＧ１の供給が停止される。成分燃料ガス供給源Ｒ１は、入力トリップ信号４４として第１トリップ信号Ｔ１をガスタービンコントローラ４０に送信する。ガスタービンコントローラ４０の受信部４１が、第１トリップ信号Ｔ１を受信すると、制御部４２はタービン６が急速にランバックされるように、すなわち短時間のうちにタービン６の負荷を低下させるように急速ランバック信号４６を出す。急速ランバック信号４６に基づく制御によって、タービン６の負荷は低下しはじめる。
【００７６】
燃料ガス供給源Ｒ１がトリップされ成分燃料ガスＧ１の供給が停止されることによって、燃料ガスＧの組成が変化する。組成が変化した燃料ガスＧを切替ガスＧ´と呼ぶことにする。燃料ガス供給源Ｒ１がトリップされてから燃料ガス供給ラインＬのオンラインガスクロマトグラフ７６が設置されている場所を切替ガスＧ´が安定的に流れるまでには既述の時間ΔＴだけかかる。
【００７７】
ガスタービンコントローラ４０は、記憶装置に予めΔＴを格納しており、時刻ｔ１から時間ΔＴだけ経過した時刻ｔ２における燃料ガス組成情報４３を切替ガスＧ´の組成情報としてオンラインガスクロマトグラフ７６に要求する。オンラインガスクロマトグラフ７６は、切替ガスＧ´の組成の分析を開始する。
【００７８】
ガスタービンコントローラ４０が切替ガスＧ´の組成情報を取得するための上述の手段に代わる他の手段として、ガスタービンコントローラ４０がオンラインガスクロマトグラフ７６から定期的に燃料ガス組成情報４３を取得し、入力トリップ信号４４を受信した後において取得した燃料ガスの組成が所定の基準を超える変化を示したときにオリジナルガスＣＡＳＥ−１が切替ガスＧ´に切替えられたと判断して、その後、燃料ガス組成情報４３が示す燃料ガスの組成が安定したときの燃料ガス組成情報４３を切替ガスＧ´の組成情報として取得することが可能である。
【００７９】
時刻ｔ１から３０秒後の時刻ｔ３においてタービン６の負荷が定格運転の５０パーセントになる。時刻ｔ３において制御部４２は、ランバックを停止しタービン６が定格運転の５０％の負荷で運転を継続するように制御信号４７を出力する。
【００８０】
ガスタービンプラント１に切替ガスＧ´が供給される前にランバックが行われることにより、燃焼器４の燃焼振動を所定の基準よりも低く抑えて運転するためにバイパス弁開度６４、パイロット比６６あるいは入口案内翼角度６８が取るべき値の範囲が定格運転のときよりも広くされる。このため、切替ガスＧ´が供給されたことによる燃焼器４の燃焼振動が変化することに起因するガスタービンプラント１のトリップが防止される。ガスタービンプラント１のトリップが防止されることにより、燃料ガス供給施設７４から供給される燃料ガスＧは貯蔵設備を介することなく連続的にガスタービンプラント１により燃焼される。
【００８１】
ランバックが行われた後の負荷は、本実施の形態では５０％であるが、ガスタービンプラントあるいは燃料ガスに応じて適宜設定される。供給される燃料ガスの組成が変化したときにガスタービンプラントの運転条件があまり大きく変動しないときは、ランバック後の負荷は５０パーセントよりも大きく取られる。ランバック後の負荷が大きく取られると、ランバックが開始されてから完了するまでの時間が短くなるため、入力トリップ信号４４が入力されてから切替ガスＧ´を受け入れる準備が整うまでにかかる時間が短くなり好ましい。ランバック後の負荷が大きく取られると、ランバックされた状態においてガスタービンプラント１処理できるガスの量が多くなり好ましい。
【００８２】
ガスタービンコントローラ４０は、第１トリップ信号Ｔ１が入力されたことを示す情報をコンピュータ５２に送信する。コンピュータ５２は、燃料切替用データベース５８を参照して、トリップ信号６３が第１トリップ信号Ｔ１であるときに対応するバイパス弁開度６４と、パイロット比６６と、入口案内翼角度６８とを制御指令値５０としてガスタービンコントローラ４０に送信する。
【００８３】
制御部４２は、受信した制御指令値５０に基づいて制御信号４７を出力し、バイパス弁駆動装置１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４及びパイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０に送信する。バイパス弁駆動装置１８は、受信した制御信号４７に基づいてバイパス弁１６の開度を制御する。メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４は、受信した制御信号４７に基づいてメインノズル用燃料調整弁２２の開度を制御する。パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０は、受信した制御信号４７に基づいてパイロットノズル用燃料調整弁２８の開度を制御する。
【００８４】
トリップ信号４４を用いて燃料切替用データベース５８から検索されたバイパス弁開度６４と、パイロット比６６と、入口案内翼角度６８を用いて制御が行われることにより、切替ガスＧ´が供給されたときの燃焼器４の燃焼振動が低く抑えられる。燃焼器４の燃焼振動が抑制されることによって、ガスタービンプラント１のトリップが防止される。
【００８５】
オンラインガスクロマトグラフ７６が切替ガスＧ´の組成の検出を開始した時刻ｔ２から１分後の時刻ｔ４において、オンラインガスクロマトグラフ７６は切替ガスＧ´の組成の分析を終了して燃料ガス組成情報４３を生成し、ガスタービンコントローラ４０に送信する。
【００８６】
ガスタービンコントローラ４０は、受信部４１が受信した燃料ガス組成情報４３と、大気条件測定器（図示されない）が測定した大気条件７０（気温、気圧及び湿度）とをコンピュータ５２に送信する。コンピュータ５２は微調整用データベース５９を参照し、受信した燃料ガス組成情報４３と大気条件７０とに対応するバイパス弁開度６４と、パイロット比６６と、入口案内翼角度６８とを検索して、制御指令値５０としてガスタービンコントローラ４０に送信する。
【００８７】
制御部４２は、受信した制御指令値５０に基づいて制御信号４７を出力し、バイパス弁駆動装置１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４及びパイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０に送信する。バイパス弁駆動装置１８は、受信した制御信号４７に基づいてバイパス弁１６の開度を制御する。メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４は、受信した制御信号４７に基づいてメインノズル用燃料調整弁２２の開度を制御する。パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０は、受信した制御信号４７に基づいてパイロットノズル用燃料調整弁２８の開度を制御する。
【００８８】
オンラインガスクロマトグラフ７６が検出した切替ガスＧ´の燃料ガス組成情報４３および大気条件７０を用いてガスタービンプラント１の制御が行われることによって、切替ガスＧ´が供給されたときにおける燃焼器４の燃焼振動が効果的に抑制される。
【００８９】
本実施の形態におけるオンラインガスクロマトグラフ７６に代えて、あるいはオンラインガスクロマトグラフ７６と併用して、１０秒以下の短時間でガスの発熱量を測定できる熱量計を使用することが可能である。その場合、コンピュータ５２は、燃料ガスＧの熱量と、燃焼振動を抑制するための制御信号４７とを対応づけて格納するデータベースを備えている。
【００９０】
時刻ｔ５において、燃焼器４に切替ガスＧ´が供給される。時刻ｔ５においては、バイパス弁開度６４、パイロット比６６及び入口案内翼角度６８が、燃料ガス組成情報４３およびトリップ信号４４を用いて、切替ガスＧ´の組成に対応して調整されているため、燃焼器４の燃焼振動は低く抑えられる。
【００９１】
ガスタービンコントローラ４０は、圧力計３４から送られてくる燃焼器４の内部の圧力と、加速度計３６から送られてくる燃焼器４の振動加速度とに対して高速フーリエ変換を行う。ガスタービンコントローラ４０は、高速フーリエ変換によって得られた周波数帯ごとの振動加速度の大きさをコンピュータ５２に送信する。コンピュータ５２は、振動限界データベース５６を参照し、任意の周波数６０に対応する振動加速度が許容振動限界６２を超えていたとき、ガスタービンプラント１をトリップさせるように制御指令値５０をガスタービンコントローラ４０に送信し、制御部４２はガスタービンプラント１をトリップさせる。ただし本発明によれば、切替ガスＧ´の組成に対応してガスタービンプラント１の運転条件が調整されているため、ガスタービンプラント１がトリップされる可能性は抑制されている。
【００９２】
時刻ｔ６において、燃料ガス供給源Ｒ１のトリップが解除され、成分燃料ガスＧ１の供給が再開される。燃料ガス供給源Ｒ１は、第１トリップ解除信号Ｔ´１（切り戻し信号）をガスタービンコントローラ４０に送信する。燃料ガス供給源Ｒ１から供給された成分燃料ガスＧ１は燃料ガス供給ラインＬに流入し、燃料ガスＧの組成はオリジナルガスＣＡＳＥ−１の組成に戻る。
【００９３】
受信部４１が第１トリップ解除信号Ｔ´１を受信すると、ガスタービンコントローラ４０は、受信した第１トリップ解除信号Ｔ´１をコンピュータ５２に送信する。コンピュータ５２は、燃料切替用データベース５８を参照して、トリップ信号４４が“無し”のときに対応するバイパス弁開度６４と、パイロット比６６と、燃焼振動７０との関係を用いて、燃焼器４の燃焼振動が小さくなるような制御指令値５０を生成し、ガスタービンコントローラ４０に送信する。制御指令値５０は、バイパス弁１６の開度、メインノズル用燃料調整弁２２の開度、パイロットノズル用燃料調整弁２８の開度として用いられる値を含んでいる。
【００９４】
制御部４２は、コンピュータ５２から受信した制御指令値５０に基づいて制御信号４７を出力し、バイパス弁駆動装置１８、メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４及びパイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０に送信する。バイパス弁駆動装置１８は、受信した制御信号４７に基づいてバイパス弁１６の開度を制御する。メインノズル用燃料調整弁駆動装置２４は、受信した制御信号４７に基づいてメインノズル用燃料調整弁２２の開度を制御する。パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置３０は、受信した制御信号４７に基づいてパイロットノズル用燃料調整弁２８の開度を制御する。
【００９５】
時刻ｔ６から約１分３０秒後の時刻ｔ７において、燃焼器４にオリジナルガスＣＡＳＥ−１が供給される。時刻ｔ７においては、バイパス弁開度６４、パイロット比６６及び入口案内翼角度６８がオリジナルガスＣＡＳＥ−１の組成に対応して調整されているため、燃焼器４の燃焼振動は低く抑えられる。
【００９６】
時刻ｔ７から時刻ｔ８までの約１分間は静定のために一定の運転条件が維持されることが好ましい。時刻ｔ８において、制御部４２はガスタービンプラント１の負荷の上昇を開始し、ガスタービンプラント１を負荷１００％の定格運転がなされている状態にまで戻す。
【００９７】
こうした燃焼管理システムによれば、燃料ガス供給施設から排出されるガスの成分が変化したときにガスタービンがトリップすることなく連続的にガスが処理される。そのために、燃料ガス供給施設から排出されるガスが高い効率で処理される。あるいは、燃料ガス供給施設から排出されるガスを一時的に貯蔵しておくための設備を設置することが不要となり、ガスの処理にかかるコストが低減される。
【００９８】
【発明の効果】
本発明によれば、ガスタービンプラントの燃料の切替えを短時間で行なうことを可能にする燃焼管理システム及び燃焼管理方法が提供される。
更に本発明によれば、ガスタービンプラントの燃料が切替えられたときにガスタービンがトリップされる可能性を低減する燃焼管理システム及び燃焼管理方法が提供される。
更に本発明によれば、ガスタービンプラントの燃料の切替えに応じて燃焼モードが自動的に切替えられる燃焼管理システム及び燃焼管理方法が提供される。
更に本発明によれば、複数の種類のガスを安定的かつ安価に処理することを可能にするガスタービンプラントの燃焼管理システム及び燃焼管理方法が提供される。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、ガスタービンプラントの構成を示す。
【図２】図２は、コンピュータの構成を示す。
【図３】図３は、振動限界データベースの構成を示す。
【図４】図４は、燃料切替用データベースの構成を示す。
【図５】図５は、微調整用データベースの構成を示す。
【図６】図６は、燃料ガス供給施設の構成を示す。
【図７】図７は、ガスタービンプラントの動作を示すタイミングチャートである。
【図８】図８は、従来技術におけるガスタービンプラントを示す。
【符号の説明】
１…ガスタービンプラント
２…圧縮機
３…燃焼管理システム
４…燃焼器
６…タービン
７…タービン軸
８…発電機
１０…入口案内翼
１２…入口案内翼駆動装置
１４…バイパス管
１６…バイパス弁
１８…バイパス弁駆動装置
２２…メインノズル用燃料調整弁
２４…メインノズル用燃料調整弁駆動装置
２８…パイロットノズル用燃料調整弁
３０…パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置
３４…燃焼器圧力計
３６…燃焼器加速度計
３８…運転条件情報
４０…ガスタービンコントローラ
４１…受信部
４２…制御部
４３…燃料ガス組成情報
４４…入力トリップ信号
４６…急速ランバック信号
４７…制御信号
４８…運転情報
５０…制御指令値
５２…コンピュータ
５４…検索部
５６…振動限界データベース
５８…燃料切替用データベース
５９…微調整用データベース
６０…周波数
６２…許容振動限界
６３…トリップ信号
６４…バイパス弁開度
６６…パイロット比
６８…入口案内翼角度
７０…大気条件
７４…燃料ガス供給施設
７６…オンラインガスクロマトグラフ又は簡易熱量計
１０２…圧縮機
１０４…燃焼器
１０６…タービン
１０７…タービン軸
１０８…発電機
１１０…入口案内翼
１１２…入口案内翼駆動装置
１１４…バイパス管
１１６…バイパス弁
１１８…バイパス弁駆動装置
１２２…メインノズル用燃料調整弁
１２４…メインノズル用燃料調整弁駆動装置
１２８…パイロットノズル用燃料調整弁
１３０…パイロットノズル用燃料調整弁駆動装置
１３４…燃焼器圧力計
１３６…燃焼器加速度計
１３８…運転条件情報
１４０…ガスタービンコントローラ
１４７…制御信号[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a technique for suppressing combustion vibration in a combustor of a gas turbine plant.
[0002]
[Prior art]
With reference to FIG. 4, an example of the prior art for suppressing the combustion vibration in the combustor of the gas turbine plant will be described.
[0003]
The gas turbine plant 101 includes a compressor 102, a combustor 104, a turbine 106, and a generator 108. The compressor 102 includes an inlet guide vane 110 on the upstream side of the first stage moving blade. The angle of the inlet guide vane 110 is controlled by the inlet guide vane controller 112.
[0004]
The combustor 104 includes a bypass pipe 114. By changing the opening degree of the valve provided in the bypass pipe 114 by the bypass valve driving device 116, the fuel-air ratio of the combustor 104 is adjusted.
[0005]
The fuel gas G is supplied to the gas turbine plant 101 through the fuel gas pipe L. The fuel gas pipe L supplies the fuel gas G to a main nozzle (not shown) included in the combustor 104 via the main nozzle fuel adjustment valve 122. The opening degree of the main nozzle fuel adjustment valve 122 is controlled by the main nozzle fuel adjustment valve driving device 124. The fuel gas pipe L further supplies fuel to a pilot nozzle (not shown) included in the combustor 104 via a pilot nozzle fuel adjustment valve 128. The opening degree of the pilot nozzle fuel adjustment valve 128 is controlled by the pilot nozzle fuel adjustment valve driving device 130.
[0006]
A pressure gauge 134 that measures the pressure inside the combustor 104 and an accelerometer 136 that measures vibration acceleration of the combustor 104 are attached to the combustor 104. The operating condition information 138 including the pressure measured by the pressure gauge 134 and the vibration acceleration measured by the accelerometer 136 is transmitted to the gas turbine controller 140. The gas turbine controller 140 includes an arithmetic unit, and performs fast Fourier transformation on the input pressure and acceleration to calculate the frequency characteristics of combustion vibration of the combustor 104. Based on the calculated frequency characteristics, the gas turbine controller 140 outputs an appropriate control signal 147 so as to suppress the combustion vibration of the combustor 4 when the pressure fluctuation range or vibration acceleration exceeds the management allowable value. , To the bypass valve drive device 118, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 124, and the pilot nozzle fuel control valve drive device 130.
[0007]
When such a gas turbine plant is driven, the pressure gauge 134 measures the pressure inside the combustor 104 and transmits it to the gas turbine controller 140. The accelerometer 136 measures the vibration acceleration of the combustor 104 and transmits it to the gas turbine controller 140. The gas turbine controller 140 performs fast Fourier transformation on the received pressure and acceleration, and calculates the frequency characteristics of the combustion vibration of the combustor 104. Based on the calculated frequency characteristics, the gas turbine controller 140 outputs an appropriate control signal 147 so as to suppress the combustion vibration of the combustor 4 when the pressure fluctuation range or the vibration acceleration exceeds the management allowable value. The bypass valve drive device 118, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 124, and the pilot nozzle fuel control valve drive device 130 are controlled. By such control, combustion vibration of the combustor 104 is suppressed.
[0008]
A combustion vibration monitoring device that detects the combustion vibration of a gas turbine combustor and displays the result of frequency analysis is known (see Patent Document 1).
[0009]
[Patent Document 1] Japanese Patent Laid-Open No. 2003-65078
[0010]
[Problems to be solved by the invention]
An object of the present invention is to provide a combustion management system and a combustion management method that enable switching of fuel in a gas turbine plant in a short time.
[0011]
Another object of the present invention is to provide a combustion management system and a combustion management method that reduce the possibility of a gas turbine being tripped when the fuel of a gas turbine plant is switched.
[0012]
Still another object of the present invention is to provide a combustion management system and a combustion management method in which the combustion mode is automatically switched in accordance with the fuel switching of the gas turbine plant.
[0013]
Still another object of the present invention is to provide a combustion management system and a combustion management method for a gas turbine plant that can stably and inexpensively process a plurality of types of gases.
[0014]
[Means for Solving the Problems]
Hereinafter, means for solving the problems will be described using the numbers used in [Embodiments of the Invention] in parentheses. These numbers are added to clarify the correspondence between the description of [Claims] and [Embodiments of the Invention]. However, these numbers should not be used to interpret the technical scope of the invention described in [Claims].
[0015]
In the combustion management system (3) according to the present invention, the fuel gas (G) supplied to the gas turbine (1) is changed from the first gas (CASE-1) to the second gas (G ′). Based on the receiver (41) that receives the signals (43, 44) and the change signals (43, 44), the second gas (G ′) reaches the gas turbine (1) before reaching the gas turbine (1). And a control unit (42) for changing the operating condition of the gas turbine (1) corresponding to the type of G ′).
[0016]
The operating conditions to be changed include the bypass valve opening (64) of the combustor (4), the flow rate ratio of fuel supplied to the main nozzle and the fuel supplied to the pilot nozzle (66) of the combustor (4). The angle (68) of the IGV (inlet guide vane) included in the compressor (2), or the lower heating value of the fuel gas (G) is exemplified.
According to such a combustion management system (3), when the second gas (G ′) reaches the gas turbine (1), the gas turbine (1) has already been brought into operation conditions suitable for the second gas (G ′). Changes have been made. Therefore, tripping of the gas turbine (1) due to the change of the fuel gas (G) is prevented. According to such a combustion management system (3), a gas turbine (1) capable of smoothly switching between a plurality of types of fuel gas is provided.
[0017]
In the combustion management system (3) according to the present invention, the fuel gas (G) is continuously supplied from the first gas (CASE-1) to the second gas (G ′) without stopping the supply to the gas turbine (1). Is switched to.
[0018]
According to such a combustion management system (3), when the fuel gas (G) is switched, the facility for temporarily storing the fuel gas (G) becomes unnecessary, so that the cost is reduced.
[0019]
In the combustion management system (3) according to the present invention, the fuel gas information (43, 63) corresponding to the type of the fuel gas (G) and the operation in which the vibration of the combustor (4) combusting the fuel gas (G) is suppressed. The control values (64, 66, 68, 70) indicating the conditions are stored in association with the databases (56, 58) and the control values (64, 58) from the databases (56, 58) based on the change signals (43, 44). , 66, 68, 70) and a search unit (54) for searching and outputting.
[0020]
According to such a combustion management system (3), since appropriate operating conditions are stored in advance in the database (58, 59) according to the type of the fuel gas (G), the fuel gas can be used without being a skilled worker. Appropriate response can be made in a short time when switching (G).
[0021]
In the combustion management system (3) according to the present invention, the control unit (42) changes the operating conditions of the gas turbine (1) using the control values (64, 66, 68, 70) output from the search unit (54). To do.
[0022]
According to such a combustion management system (3), the operating condition corresponding to the switching of the fuel gas (G) is automatically changed in a short time.
[0023]
In the combustion management system (3) according to the present invention, the change signal (43, 44) is generated by a plurality of devices (R 1 , R 2 ... R n ) Includes trip information (44) indicating that any one of them has tripped.
[0024]
According to such a combustion management system (3), fuel gas (G 1 , G 2 ... G n ) (R) 1 , R 2 ... R n ) Is tripped, the operation of the gas turbine can be continued in response to the change in the composition of the fuel gas (G) in a short time.
[0025]
In the combustion management system (3) according to the present invention, when receiving the trip information (44), the control unit (42) runs back the gas turbine (1) until a predetermined load is reached.
[0026]
According to such a combustion management system (3), tripping of the gas turbine (1) due to switching of the fuel gas (G) is prevented.
[0027]
In the combustion management system (3) according to the present invention, the change signal (43, 44) includes composition information (43) obtained by detecting the composition of the second gas (G ′) by the gas chromatograph (76).
[0028]
According to such a combustion management system (3), the operating condition of the gas turbine (1) is appropriately controlled by using the actually measured value (43) of the composition of the fuel gas (G ′) after switching.
In such a combustion management system (3), the gas chromatograph (76) is preferably installed in the vicinity of the fuel gas (G) supply source (74). When the composition information (43) detected by the gas chromatograph (76) installed near the supply source (74) is transmitted to the combustion management system (3), the second gas (G ′) is sent to the gas turbine (1). ) Arrives, the operating conditions of the gas turbine (1) can be changed based on the composition information (43) so as to match the second gas (G ′).
[0029]
In the gas turbine plant (1) according to the present invention, the combustion conditions in the combustor (4) are managed by the combustion management system (3) according to the present invention.
[0030]
The combustion management method according to the present invention includes generating fuel gas (G) information indicating that the fuel gas (G) has been switched from the first gas (CASE-1) to the second gas (G ′), Using the step of switching from the first gas (CASE-1) to the second gas (G ′) without stopping the supply of the gas (G) and the fuel gas information (43, 44), the second gas (G ′) The change step which changes the operating condition of a gas turbine (1) corresponding to the kind of is provided.
[0031]
According to such a combustion management system (3), a gas turbine (1) capable of smoothly switching between a plurality of types of fuel gas is provided.
[0032]
The combustion management method according to the present invention generates fuel gas information (43, 44) indicating that the fuel gas (G) has been switched from the first gas (CASE-1) to the second gas (G ′). , The step of switching from the first gas (CASE-1) to the second gas (G ′) without stopping the supply of the fuel gas (G), and the second gas (G ′) in the predetermined database (56, 58) And searching for and outputting control values (64, 66, 68, 70) corresponding to the types.
[0033]
According to such a combustion management system (3), appropriate operating conditions are stored in advance in the database (58, 59) according to the type of the fuel gas (G). Appropriate measures can be taken in a short time when switching (G). The search for the control values (64, 66, 68, 70) is preferably performed automatically based on the fuel gas information (43, 44).
[0034]
The combustion management method according to the present invention includes a changing step of automatically changing the operating conditions of the gas turbine (1) using the control values (64, 66, 68, 70).
[0035]
According to such a combustion management system (3), the operating condition corresponding to the switching of the fuel gas (G) is automatically changed in a short time.
[0036]
In the combustion management method according to the present invention, the changing step is performed before the second gas (G ′) reaches the combustor (4) of the gas turbine (1).
[0037]
According to such a combustion management method, when the second gas (G ′) reaches the gas turbine (1), the gas turbine (1) has already changed to the operating condition suitable for the second gas (G ′). ing. Therefore, the trip of the gas turbine (1) due to the change of the fuel gas (G ′) is prevented. Further, since the facility for temporarily storing the fuel gas (G) is not required when the fuel gas (G) is switched, the cost is reduced.
[0038]
In the combustion management method according to the present invention, the fuel gas information (43, 44) includes a plurality of devices (R) for supplying the fuel gas (G). 1 , R 2 ... R n ) Includes trip information (44) indicating that any one of them has tripped.
[0039]
According to such a combustion management method, fuel gas (G 1 , G 2 ... G n ) (R) 1 , R 2 ... R n ) Is tripped, the operation of the gas turbine can be continued in response to the change in the composition of the fuel gas (G) in a short time.
[0040]
The combustion management method according to the present invention includes a step of running back the gas turbine (1) until a predetermined load is reached based on the trip information (44).
[0041]
According to such a combustion management system (3), tripping of the gas turbine (1) due to switching of the fuel gas (G) is prevented.
[0042]
The combustion management method according to the present invention includes a step of detecting the composition of the second gas (G ′) and a step of adjusting operating conditions using the composition.
[0043]
According to such a combustion management method, the operating condition of the gas turbine (1) is appropriately controlled by using the measured value (43) of the composition of the fuel gas (G ′) after switching.
[0044]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of a combustion management system and a combustion management method according to the present invention will be described in detail.
[0045]
The combustion management system 3 according to the present invention is used for managing the combustion conditions of the combustor 4 provided in the gas turbine plant 1. The gas turbine plant 1 includes a compressor 2, a combustor 4, a turbine 6, and a generator 8. The compressor 2 includes an inlet guide vane 10 on the upstream side of the first stage moving blade. The angle of the inlet guide vane 10 is controlled by the inlet guide vane driving device 12.
[0046]
The combustor 4 includes a bypass pipe 14 for taking air into the combustor 4. The bypass pipe 14 is opened and closed by a bypass valve 16. The opening degree of the bypass valve 16 is controlled by a bypass valve driving device 18.
[0047]
A fuel gas G is supplied to the gas turbine plant 1 through a fuel gas supply line L from a fuel gas supply facility 74 described later. The fuel gas G is supplied to a main nozzle (not shown) provided in the combustor 4 via the main nozzle fuel adjustment valve 22. The opening degree of the main nozzle fuel adjustment valve 22 is controlled by the main nozzle fuel adjustment valve driving device 24. The fuel gas G is further supplied to a pilot nozzle (not shown) included in the combustor 4 via a pilot nozzle fuel adjustment valve 28. The opening degree of the pilot nozzle fuel adjustment valve 28 is controlled by the pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30.
[0048]
A pressure gauge 34 for measuring the pressure inside the combustor 4 and an accelerometer 36 for measuring vibration acceleration due to combustion vibration of the combustor 4 are attached to the combustor 4.
[0049]
The combustion management system 3 includes a gas turbine controller 40 and a computer 52. The gas turbine controller 40 can be configured by a computer system.
[0050]
The operating condition information 38 including the pressure transmitted from the pressure gauge 34, the vibration acceleration transmitted from the accelerometer 36, atmospheric conditions (air temperature, pressure and humidity), and the intake air flow rate of the compressor 2 is input to the gas turbine controller 40. Has been. The gas turbine controller 40 performs fast Fourier transform on the input pressure and vibration acceleration, and calculates the frequency characteristics of the combustion vibration of the combustor 4.
[0051]
The gas turbine controller 40 includes a receiving unit 41 and a control unit 42. The receiving unit 41 receives fuel gas composition information 43 and an input trip signal 44 transmitted from a fuel gas supply facility 74 described later.
[0052]
The gas turbine controller 40 transmits the operation information 48 including the calculated frequency characteristics of the combustion vibration of the combustor 4, the input trip signal 44, and the fuel gas composition information 43 to the computer 52.
[0053]
The control unit 42 is based on the control command value 50 input from the computer 52, and the bypass valve drive device 18, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 24, the pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30, and the inlet guide blade control device 12. To control. The control unit 42 further outputs a rapid runback signal 46 based on the input trip signal 44, and bypass valve drive device 18, main nozzle fuel adjustment valve drive device 24, pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30 and inlet guide. The blade controller 12 is controlled to perform rapid runback.
[0054]
Referring to FIG. 2, the computer 52 includes a search unit 54, a vibration limit database 56, a fuel switching database 58, and a fine adjustment database 59.
[0055]
Referring to FIG. 3, the vibration limit database 56 stores a frequency 60 and an allowable vibration limit 62 in association with each other.
[0056]
Referring to FIG. 4, the fuel switching database 58 includes a trip signal 63, a bypass valve opening 64 that is a control target value for suppressing combustion vibration of the combustor 4 in response to the trip signal 63, a pilot ratio. 66 and the inlet guide vane angle 68 are stored in association with each other. It is preferable that the fuel switching database 58 further stores the trip signal 63 and the lower heating value of the fuel gas G in association with each other.
[0057]
The trip signal 63 is a first trip signal T 1 To nth trip signal T n (N is an integer of 2 or more) and “no trip signal”. The trip signal 63 further includes a first trip signal T 1 To nth trip signal T n It is preferable to include the case where two or more of these are combined.
[0058]
The pilot ratio 66 indicates a ratio of a fuel supply amount to a pilot nozzle (not shown) provided in the combustor 4 with respect to a fuel supply amount to a main nozzle (not shown) provided in the combustor 4.
[0059]
Referring to FIG. 5, fine adjustment database 59 stores fuel gas composition information 43, atmospheric conditions 70, bypass valve opening 64, pilot ratio 66, and inlet guide blade angle 68 in association with each other. ing.
[0060]
The fuel gas supply facility 74 that supplies the fuel gas G to the gas turbine plant 1 will be described with reference to FIG. The fuel gas supply facility 74 includes a plurality of fuel gas supply sources R 1 , R 2 ... R n It has.
[0061]
One fuel gas supply source R i Focusing on (i is an arbitrary integer between 1 and n), the fuel gas supply source R i Is the component fuel gas supply line L i Ingredient fuel gas G i Supply. Fuel gas supply source R i Is the component fuel gas G i Is stopped, the i-th trip signal T is used as the input trip signal 44. i Is transmitted to the gas turbine controller 40. Fuel gas supply source R i Is the component fuel gas G whose supply has been stopped. i When the supply of the i-th trip is resumed, the i-th trip cancel signal T ′ is input as the input trip signal 44. i Is transmitted to the gas turbine controller 40.
[0062]
Multiple fuel gas sources R 1 , R 2 ... R n Component fuel gas supply line L connected to 1 , L 2 ... L n Joins the fuel gas supply line L. In the fuel gas supply line L, a plurality of fuel gas supply sources R 1 , R 2 ... R n The gas discharged from the fuel is mixed into fuel gas G.
[0063]
Fuel gas supply source R 1 , R 2 ... R n When a change occurs in the gas discharged from the fuel gas, it takes time ΔT until the fuel gas G at the position where the online chromatograph 76 of the fuel gas supply line L is installed is changed.
[0064]
An online gas chromatograph 76 is installed in the fuel gas supply line L. The online gas chromatograph 76 detects the component of the fuel gas G flowing through the fuel gas supply line L, and generates the fuel gas composition information 43. The time taken from the start of detection of the components of the fuel gas G to the generation of the fuel gas composition information 43 is, for example, 1 minute in an online chromatograph that is currently commercialized. The online gas chromatograph 76 automatically transmits the generated fuel gas composition information 43 to the gas turbine controller 40.
[0065]
If the configuration of the fuel gas supply facility 74 is a fuel gas supply facility that supplies fuel gas G of different components corresponding to a plurality of types of factors, the trip signal T 1 , T 2 ... T n Instead, the signals corresponding to these factors are transmitted to the gas turbine controller 40, whereby the same combustion management system as in the present embodiment is applied.
[0066]
The gas turbine plant 1 and the fuel gas supply facility 74 may be provided at remote locations. Therefore, it may take several tens of seconds to several minutes for the fuel gas G discharged from the fuel gas supply facility 74 to reach the gas turbine plant 1. In the present embodiment, the fuel gas G discharged from the fuel gas supply facility 74 reaches the gas turbine plant 1 after about 1 minute 30 seconds.
[0067]
The gas turbine plant 1 and the fuel gas supply facility 74 having the above-described configuration operate as follows.
[0068]
FIG. 7 is a timing chart showing the operation of the gas turbine plant 1 controlled by the combustion management system 3. In FIG. 7, time t 1 The gas turbine plant 1 before is performing rated operation in which the load of the turbine 6 is 100%.
[0069]
When the gas turbine plant 1 is in rated operation, the fuel gas supply source R 1 , R 2 ... R n Each of which is a component fuel gas supply line L 1 , L 2 ... L n Ingredient fuel gas G 1 , G 2 ... G n Supply. Component fuel gas G 1 , G 2 ... G n Are mixed and flow through the fuel gas supply line L as fuel gas G. Component fuel gas G 1 , G 2 ... G n Will be referred to as the original gas CASE-1.
[0070]
The fuel gas supply facility 74 in the present embodiment is provided at a location away from the gas turbine plant 1, and the original gas CASE-1 discharged from the fuel gas supply facility 74 is supplied to the gas turbine plant 1. It takes about 1 minute 30 seconds.
[0071]
The compressor 2 takes in and compresses air through the inlet guide vanes 10. The compressed air is introduced into the combustor 4.
[0072]
The original gas CASE-1 flowing through the fuel gas supply line L is supplied to a main nozzle (not shown) provided in the combustor 4 via the main nozzle fuel adjustment valve 22. The original gas CASE-1 flowing through the fuel gas supply line L is further supplied to a pilot nozzle (not shown) included in the combustor 4 via a pilot nozzle fuel adjustment valve 28.
[0073]
The air introduced from the compressor 2 and the original gas CASE-1 injected from the main nozzle are mixed in advance and burned in the combustor 4. The original gas CASE-1 injected from the pilot nozzle is diffused and burned inside the combustor 4. The gas burned in the combustor 4 is introduced into the turbine 6 and drives the turbine 6. The turbine 6 drives a generator 8 via a turbine shaft 7.
[0074]
The pressure gauge 34 measures the pressure inside the combustor 4 and transmits it to the turbine controller 40. The accelerometer 36 measures the vibration acceleration of the combustor 4 and transmits it to the turbine controller 40. The turbine controller 40 communicates with the computer 52 and uses the operating condition information 38 including the pressure measured by the pressure gauge 34, the combustion acceleration measured by the accelerometer 36, atmospheric conditions (air temperature, pressure and humidity), and the intake air flow rate. The control signal 47 is generated so that the combustion vibration of the combustor 4 is suppressed, and the bypass valve drive device 18, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 24, the pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30, and the inlet guide blade control device. 12 to send. Each of the bypass valve drive device 18, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 24, the pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30, and the inlet guide blade control device 12 receives the bypass valve 16 and the main nozzle based on the received control signal 47. The fuel adjustment valve 22 for pilot, the fuel adjustment valve 28 for pilot nozzle, and the inlet guide vane 10 are controlled.
[0075]
Time t 1 Fuel gas supply source R 1 , R 2 ... R n One of them is tripped. The fuel gas supply source R was tripped 1 If so, the fuel gas supply source R 1 From component fuel gas G 1 Is stopped. Component fuel gas supply source R 1 Is the first trip signal T as the input trip signal 44 1 Is transmitted to the gas turbine controller 40. The receiver 41 of the gas turbine controller 40 receives the first trip signal T 1 , The control unit 42 issues a rapid runback signal 46 so that the turbine 6 is rapidly run back, that is, the load on the turbine 6 is reduced in a short time. Due to the control based on the rapid runback signal 46, the load on the turbine 6 starts to decrease.
[0076]
Fuel gas supply source R 1 Is tripped and component fuel gas G 1 Is stopped, the composition of the fuel gas G changes. The fuel gas G whose composition has changed is called a switching gas G ′. Fuel gas supply source R 1 It takes the time ΔT described above until the switching gas G ′ flows stably through the place where the on-line gas chromatograph 76 of the fuel gas supply line L is installed after the trip.
[0077]
The gas turbine controller 40 stores ΔT in the storage device in advance, and the time t 1 T at which time ΔT has elapsed since 2 Is requested to the online gas chromatograph 76 as the composition information of the switching gas G ′. The online gas chromatograph 76 starts analyzing the composition of the switching gas G ′.
[0078]
As another means instead of the above-mentioned means for the gas turbine controller 40 to acquire the composition information of the switching gas G ′, the gas turbine controller 40 periodically acquires and inputs the fuel gas composition information 43 from the online gas chromatograph 76. It is determined that the original gas CASE-1 has been switched to the switching gas G ′ when the composition of the fuel gas acquired after receiving the trip signal 44 shows a change exceeding a predetermined reference, and then the fuel gas composition information It is possible to acquire the fuel gas composition information 43 when the composition of the fuel gas indicated by 43 is stable as the composition information of the switching gas G ′.
[0079]
Time t 1 30 seconds after t 3 In this case, the load of the turbine 6 becomes 50% of the rated operation. Time t 3 The control unit 42 stops the runback and outputs a control signal 47 so that the turbine 6 continues to operate at a load 50% of the rated operation.
[0080]
By performing the runback before the switching gas G ′ is supplied to the gas turbine plant 1, in order to operate with the combustion vibration of the combustor 4 kept lower than a predetermined reference, the bypass valve opening 64, the pilot ratio 66 or the range of values that the inlet guide blade angle 68 should take is made wider than that during rated operation. For this reason, trip of the gas turbine plant 1 resulting from the change of the combustion vibration of the combustor 4 due to the supply of the switching gas G ′ is prevented. By preventing the gas turbine plant 1 from tripping, the fuel gas G supplied from the fuel gas supply facility 74 is continuously burned by the gas turbine plant 1 without going through the storage facility.
[0081]
The load after the runback is performed is 50% in the present embodiment, but is appropriately set according to the gas turbine plant or the fuel gas. If the operating conditions of the gas turbine plant do not fluctuate significantly when the composition of the supplied fuel gas changes, the load after the runback is taken greater than 50 percent. If a large load is taken after the runback, the time from the start of the runback to the completion is shortened. Therefore, the time taken from when the input trip signal 44 is input until it is ready to receive the switching gas G ′. Is preferable. A large load after the runback is preferable because the amount of gas that can be processed in the gas turbine plant 1 in the runback state increases.
[0082]
The gas turbine controller 40 sends a first trip signal T 1 Is sent to the computer 52. The computer 52 refers to the fuel switching database 58 and determines that the trip signal 63 is the first trip signal T. 1 The bypass valve opening 64, the pilot ratio 66, and the inlet guide vane angle 68 corresponding to the control command value 50 are transmitted to the gas turbine controller 40.
[0083]
The control unit 42 outputs a control signal 47 based on the received control command value 50 and transmits the control signal 47 to the bypass valve drive device 18, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 24, and the pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30. The bypass valve drive device 18 controls the opening degree of the bypass valve 16 based on the received control signal 47. The main nozzle fuel adjustment valve drive device 24 controls the opening degree of the main nozzle fuel adjustment valve 22 based on the received control signal 47. The pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30 controls the opening degree of the pilot nozzle fuel adjustment valve 28 based on the received control signal 47.
[0084]
The switching gas G ′ is supplied by performing control using the bypass valve opening 64 retrieved from the fuel switching database 58 using the trip signal 44, the pilot ratio 66, and the inlet guide blade angle 68. The combustion vibration of the combustor 4 is suppressed to a low level. A trip of the gas turbine plant 1 is prevented by suppressing the combustion vibration of the combustor 4.
[0085]
Time t when the online gas chromatograph 76 starts detecting the composition of the switching gas G ′ 2 1 minute after time t 4 The online gas chromatograph 76 ends the analysis of the composition of the switching gas G ′, generates the fuel gas composition information 43, and transmits it to the gas turbine controller 40.
[0086]
The gas turbine controller 40 transmits the fuel gas composition information 43 received by the receiving unit 41 and the atmospheric conditions 70 (temperature, atmospheric pressure, and humidity) measured by an atmospheric condition measuring device (not shown) to the computer 52. The computer 52 refers to the fine adjustment database 59 and searches for the bypass valve opening 64, the pilot ratio 66, and the inlet guide blade angle 68 corresponding to the received fuel gas composition information 43 and the atmospheric condition 70, The control command value 50 is transmitted to the gas turbine controller 40.
[0087]
The control unit 42 outputs a control signal 47 based on the received control command value 50 and transmits the control signal 47 to the bypass valve drive device 18, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 24, and the pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30. The bypass valve drive device 18 controls the opening degree of the bypass valve 16 based on the received control signal 47. The main nozzle fuel adjustment valve drive device 24 controls the opening degree of the main nozzle fuel adjustment valve 22 based on the received control signal 47. The pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30 controls the opening degree of the pilot nozzle fuel adjustment valve 28 based on the received control signal 47.
[0088]
By controlling the gas turbine plant 1 using the fuel gas composition information 43 of the switching gas G ′ detected by the online gas chromatograph 76 and the atmospheric conditions 70, the combustor 4 of the combustor 4 when the switching gas G ′ is supplied is controlled. Combustion vibration is effectively suppressed.
[0089]
Instead of the on-line gas chromatograph 76 in the present embodiment or in combination with the on-line gas chromatograph 76, it is possible to use a calorimeter that can measure the calorific value of the gas in a short time of 10 seconds or less. In this case, the computer 52 includes a database that stores the heat amount of the fuel gas G in association with the control signal 47 for suppressing combustion vibration.
[0090]
Time t 5 , The switching gas G ′ is supplied to the combustor 4. Time t 5 , The bypass valve opening 64, the pilot ratio 66, and the inlet guide blade angle 68 are adjusted in accordance with the composition of the switching gas G ′ using the fuel gas composition information 43 and the trip signal 44. The combustion vibration of the vessel 4 is kept low.
[0091]
The gas turbine controller 40 performs a fast Fourier transform on the internal pressure of the combustor 4 sent from the pressure gauge 34 and the vibration acceleration of the combustor 4 sent from the accelerometer 36. The gas turbine controller 40 transmits the magnitude of vibration acceleration for each frequency band obtained by the fast Fourier transform to the computer 52. The computer 52 refers to the vibration limit database 56, and when the vibration acceleration corresponding to an arbitrary frequency 60 exceeds the allowable vibration limit 62, the control command value 50 is set so that the gas turbine plant 1 is tripped. The control unit 42 trips the gas turbine plant 1. However, according to the present invention, since the operating conditions of the gas turbine plant 1 are adjusted corresponding to the composition of the switching gas G ′, the possibility that the gas turbine plant 1 is tripped is suppressed.
[0092]
Time t 6 Fuel gas supply source R 1 Trip is canceled and component fuel gas G 1 Supply resumed. Fuel gas supply source R 1 Is the first trip release signal T ′ 1 (Switchback signal) is transmitted to the gas turbine controller 40. Fuel gas supply source R 1 Component fuel gas G supplied from 1 Flows into the fuel gas supply line L, and the composition of the fuel gas G returns to the composition of the original gas CASE-1.
[0093]
The receiver 41 receives the first trip release signal T ′ 1 , The gas turbine controller 40 receives the received first trip release signal T ′. 1 Is transmitted to the computer 52. The computer 52 refers to the fuel switching database 58 and uses the relationship between the bypass valve opening 64, the pilot ratio 66, and the combustion vibration 70 corresponding to when the trip signal 44 is “None”, and the combustor 4 is generated and transmitted to the gas turbine controller 40. The control command value 50 includes values used as the opening degree of the bypass valve 16, the opening degree of the main nozzle fuel adjustment valve 22, and the opening degree of the pilot nozzle fuel adjustment valve 28.
[0094]
The control unit 42 outputs a control signal 47 based on the control command value 50 received from the computer 52, and sends it to the bypass valve drive device 18, the main nozzle fuel adjustment valve drive device 24, and the pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30. Send. The bypass valve drive device 18 controls the opening degree of the bypass valve 16 based on the received control signal 47. The main nozzle fuel adjustment valve drive device 24 controls the opening degree of the main nozzle fuel adjustment valve 22 based on the received control signal 47. The pilot nozzle fuel adjustment valve drive device 30 controls the opening degree of the pilot nozzle fuel adjustment valve 28 based on the received control signal 47.
[0095]
Time t 6 About 1 minute 30 seconds after 7 , The original gas CASE-1 is supplied to the combustor 4. Time t 7 Since the bypass valve opening 64, the pilot ratio 66, and the inlet guide blade angle 68 are adjusted in accordance with the composition of the original gas CASE-1, the combustion vibration of the combustor 4 is kept low.
[0096]
Time t 7 To time t 8 It is preferable that a constant operating condition is maintained for about 1 minute until the settling time. Time t 8 The control unit 42 starts increasing the load of the gas turbine plant 1 and returns the gas turbine plant 1 to the state where the rated operation with the load of 100% is performed.
[0097]
According to such a combustion management system, the gas is continuously processed without tripping the gas turbine when the component of the gas discharged from the fuel gas supply facility changes. Therefore, the gas discharged from the fuel gas supply facility is processed with high efficiency. Or it becomes unnecessary to install the equipment for storing the gas discharged | emitted from a fuel gas supply facility temporarily, and the cost concerning the process of gas is reduced.
[0098]
【The invention's effect】
ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the combustion management system and combustion management method which enable switching of the fuel of a gas turbine plant in a short time are provided.
Furthermore, the present invention provides a combustion management system and a combustion management method that reduce the possibility of a gas turbine being tripped when the fuel of a gas turbine plant is switched.
Furthermore, according to the present invention, a combustion management system and a combustion management method are provided in which the combustion mode is automatically switched in accordance with the fuel switching of the gas turbine plant.
Furthermore, according to the present invention, there are provided a combustion management system and combustion management method for a gas turbine plant that can stably and inexpensively process a plurality of types of gases.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 shows a configuration of a gas turbine plant.
FIG. 2 shows a configuration of a computer.
FIG. 3 shows a configuration of a vibration limit database.
FIG. 4 shows a configuration of a fuel switching database.
FIG. 5 shows a configuration of a fine adjustment database.
FIG. 6 shows a configuration of a fuel gas supply facility.
FIG. 7 is a timing chart showing the operation of the gas turbine plant.
FIG. 8 shows a gas turbine plant in the prior art.
[Explanation of symbols]
1 ... Gas turbine plant
2 ... Compressor
3 ... Combustion management system
4 ... Combustor
6 ... Turbine
7 ... Turbine shaft
8 ... Generator
10 ... Entrance guide wing
12 ... Inlet guide vane drive device
14 ... Bypass pipe
16 ... Bypass valve
18 ... Bypass valve drive device
22 ... Fuel adjustment valve for main nozzle
24 ... Fuel adjustment valve driving device for main nozzle
28 ... Fuel adjustment valve for pilot nozzle
30 ... Pilot valve fuel regulating valve drive device
34 ... Combustor pressure gauge
36 ... Combustor accelerometer
38 ... Operating condition information
40 ... Gas turbine controller
41. Reception unit
42. Control unit
43 ... Fuel gas composition information
44 ... Input trip signal
46 ... Rapid runback signal
47 ... Control signal
48 ... Driving information
50 ... Control command value
52. Computer
54 ... Search section
56 ... Vibration limit database
58 ... Fuel switching database
59 ... Fine tuning database
60 ... frequency
62 ... Allowable vibration limit
63 ... Trip signal
64: Bypass valve opening
66 ... Pilot ratio
68 ... Entrance guide vane angle
70… Atmospheric conditions
74 ... Fuel gas supply facility
76 ... Online gas chromatograph or simple calorimeter
102 ... Compressor
104 ... Combustor
106: Turbine
107: Turbine shaft
108 ... Generator
110 ... Entrance guide wing
112 ... Inlet guide vane drive device
114 ... Bypass pipe
116: Bypass valve
118 ... Bypass valve driving device
122 ... Fuel adjustment valve for main nozzle
124 ... Fuel adjustment valve driving device for main nozzle
128 ... Fuel adjustment valve for pilot nozzle
130 ... Pilot nozzle fuel adjustment valve drive device
134 ... Combustor pressure gauge
136 ... Combustor accelerometer
138 ... Operating condition information
140 ... gas turbine controller
147 ... Control signal

Claims (15)

ガスタービンに供給される燃料ガスが第１ガスから第２ガスに切替えられたことを示す変更信号を受信する受信部と、
前記変更信号に基づいて、前記第２ガスが前記ガスタービンに到達する前に、前記第２ガスの種類に対応して前記ガスタービンの運転条件を変更する制御部
とを具備する
燃焼管理システム。A receiver for receiving a change signal indicating that the fuel gas supplied to the gas turbine has been switched from the first gas to the second gas;
A combustion management system comprising: a control unit configured to change an operation condition of the gas turbine in accordance with a type of the second gas before the second gas reaches the gas turbine based on the change signal. 請求項１において、
前記燃料ガスが、前記ガスタービンへの供給を止められることなく連続的に前記第１ガスから前記第２ガスに切替えられる
燃焼管理システム。In claim 1,
A combustion management system in which the fuel gas is continuously switched from the first gas to the second gas without stopping the supply to the gas turbine. 請求項１または２において、
更に、前記燃料ガスの種類に対応する燃料ガス情報と、前記燃料ガスを燃焼する燃焼器の振動が抑制される運転条件を示す制御値とを対応づけて格納するデータベースと、
前記データベースに基づいて前記変更信号から前記制御値を検索し出力する検索部
とを具備する
燃焼管理システム。In claim 1 or 2,
Further, a database that stores fuel gas information corresponding to the type of the fuel gas in association with a control value indicating an operating condition in which vibration of a combustor that burns the fuel gas is suppressed;
A combustion management system comprising: a search unit that searches for and outputs the control value from the change signal based on the database. 請求項１または３において、
前記制御部は、前記検索部が出力する前記制御値を用いて前記ガスタービンの運転条件を変更する
燃焼管理システム。In claim 1 or 3,
The said control part is a combustion management system which changes the operating condition of the said gas turbine using the said control value which the said search part outputs. 請求項１から４のうちのいずれか１項において、
前記変更信号は、前記燃料ガスを供給する供給源に含まれる複数の装置のうちのいずれかがトリップしたことを示すトリップ情報を含む
燃焼管理システム。In any one of Claims 1-4,
The combustion management system, wherein the change signal includes trip information indicating that any of a plurality of devices included in a supply source that supplies the fuel gas has tripped. 請求項５において、
前記制御部は、前記トリップ情報を受け取ったとき、所定の負荷に到達するまで前記ガスタービンをランバックする
燃焼管理システム。In claim 5,
The control part is a combustion management system that, when receiving the trip information, runs back the gas turbine until a predetermined load is reached. 請求項１から６のうちのいずれか１項において、
前記変更信号は、前記第２ガスの組成をガスクロマトグラフによって検出した組成情報と、前記第２ガスの発熱量を熱量計によって検出した発熱量情報とのうちの少なくとも一方を含む
燃焼管理システム。In any one of Claims 1-6,
The combustion management system, wherein the change signal includes at least one of composition information in which the composition of the second gas is detected by a gas chromatograph and calorific value information in which the calorific value of the second gas is detected by a calorimeter. 請求項１から７のうちのいずれか１項に記載された燃焼管理システムによって燃焼器における燃焼の条件を管理される
ガスタービンプラント。A gas turbine plant in which the combustion conditions in the combustor are managed by the combustion management system according to any one of claims 1 to 7. 燃料ガスが第１ガスから第２ガスに切替えられたことを示す燃料ガス情報を生成するステップと、
前記燃料ガスの供給を止めることなく前記第１ガスから前記第２ガスに切替えるステップと、
前記燃料ガス情報を用いて、前記第２ガスの種類に対応して前記ガスタービンの運転条件を変更する変更ステップと
を具備する
燃焼管理方法。Generating fuel gas information indicating that the fuel gas has been switched from the first gas to the second gas;
Switching from the first gas to the second gas without stopping the supply of the fuel gas;
A combustion management method comprising: a changing step of changing operating conditions of the gas turbine corresponding to the type of the second gas using the fuel gas information. 燃料ガスが第１ガスから第２ガスに切替えられたことを示す燃料ガス情報を生成するステップと、
前記燃料ガスの供給を止めることなく前記第１ガスから前記第２ガスに切替えるステップと、
所定のデータベースにおいて前記第２ガスの種類に対応する制御値を検索し出力するステップと、
を具備する
燃焼管理方法。Generating fuel gas information indicating that the fuel gas has been switched from the first gas to the second gas;
Switching from the first gas to the second gas without stopping the supply of the fuel gas;
Searching and outputting a control value corresponding to the type of the second gas in a predetermined database;
A combustion management method comprising: 請求項１０において、
更に、前記制御値を用いてガスタービンの運転条件を自動的に変更する変更ステップ
を具備する
燃焼管理方法。In claim 10,
Furthermore, the combustion management method which comprises the change step which changes automatically the operating condition of a gas turbine using the said control value. 請求項９または１１において、
前記変更ステップは、前記第２ガスが前記ガスタービンの燃焼器に到達する前に行われる
燃焼管理方法。In claim 9 or 11,
The change step is a combustion management method performed before the second gas reaches the combustor of the gas turbine. 請求項９から１２のうちのいずれか１項において、
前記燃料ガス情報は、前記燃料ガスを供給する複数の装置のうちのいずれかがトリップしたことを示すトリップ情報を含む
燃焼管理方法。In any one of claims 9 to 12,
The combustion gas management method, wherein the fuel gas information includes trip information indicating that any one of a plurality of devices supplying the fuel gas has tripped. 請求項１３において、
更に、前記トリップ情報に基づいて、所定の負荷に到達するまで前記ガスタービンをランバックするステップ
を具備する
燃焼管理方法。In claim 13,
Furthermore, a combustion management method comprising a step of running back the gas turbine until a predetermined load is reached based on the trip information. 請求項９から１４のうちのいずれか１項において、
更に、前記第２ガスの組成を検出するステップと、
前記組成を用いて前記運転条件を調整するステップと
を具備する
燃焼管理方法。In any one of claims 9 to 14,
And detecting the composition of the second gas;
Adjusting the operating conditions using the composition.
JP2003173049A 2003-06-18 2003-06-18 Combustion management system with fuel switching function and combustion management method Expired - Lifetime JP3872772B2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2003173049A JP3872772B2 (en) 2003-06-18 2003-06-18 Combustion management system with fuel switching function and combustion management method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2003173049A JP3872772B2 (en) 2003-06-18 2003-06-18 Combustion management system with fuel switching function and combustion management method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2005009374A true JP2005009374A (en) 2005-01-13
JP3872772B2 JP3872772B2 (en) 2007-01-24

Family

ID=34096991

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2003173049A Expired - Lifetime JP3872772B2 (en) 2003-06-18 2003-06-18 Combustion management system with fuel switching function and combustion management method

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP3872772B2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008291842A (en) * 2007-05-23 2008-12-04 Nuovo Pignone Spa Method for controlling pressure dynamics and for estimating life cycle of combustion chamber of gas turbine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008291842A (en) * 2007-05-23 2008-12-04 Nuovo Pignone Spa Method for controlling pressure dynamics and for estimating life cycle of combustion chamber of gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
JP3872772B2 (en) 2007-01-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4454153B2 (en) Dynamic control system and method for catalytic combustion processes and gas turbine engines utilizing them
JP4337868B2 (en) Control device for gas turbine engine
US7124591B2 (en) Method for operating a gas turbine
JP4405517B2 (en) Method and apparatus for compensating for fuel composition variations in gas turbine equipment
KR101520240B1 (en) Valve control device, gas turbine, and valve control method
JP5650929B2 (en) System and method for correcting gas turbine performance
US20060042258A1 (en) Method of controlling a power generation system
US9909509B2 (en) Gas turbine fuel supply method and arrangement
JP2011043135A (en) Control device for aircraft gas turbine engine
US11208959B2 (en) System and method for flexible fuel usage for gas turbines
US20100143090A1 (en) Cooling system and method for a turbomachine
US20190063335A1 (en) Control device for gas turbine and control method for gas turbine
US20120167581A1 (en) Method of controlling a combined-cycle system in single-shaft configuration, and combined-cycle system in single-shaft configuration
JP5501870B2 (en) gas turbine
JP2011102548A (en) Gas turbine control device
NO155674B (en) FUEL SUPPLY CONTROL SYSTEM FOR A TURBINE TYPE ENGINE FOR ACCELERATION OF THE ENGINE FROM TURNTIME TO OPERATING OPERATION.
US11619178B2 (en) Controller for gas turbine, control method for gas turbine, and gas turbine
JPS63150436A (en) Device and method of controlling gas turbine engine
JP3872772B2 (en) Combustion management system with fuel switching function and combustion management method
JP2005240608A (en) Gas turbine control device
JP6164994B2 (en) Gas turbine plant, its control device, and operation method of gas turbine
JPH07102998A (en) Fuel supply control method for gas turbine
JP2009156086A (en) Device for controlling gas turbine engine
RU104635U1 (en) GAS-TURBINE ENGINE MEASURING CHANNEL INFORMATION RECOVERY SYSTEM
RU2315885C1 (en) Method to protect gas-turbine engine from overheating

Legal Events

Date Code Title Description
A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20050930

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20060516

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20060718

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20060926

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20061020

R151 Written notification of patent or utility model registration

Ref document number: 3872772

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101027

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111027

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111027

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121027

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121027

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131027

Year of fee payment: 7

S111 Request for change of ownership or part of ownership

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term