JP4901714B2

JP4901714B2 - Gas turbine system and method of operating gas turbine

Info

Publication number: JP4901714B2
Application number: JP2007333507A
Authority: JP
Inventors: 晴彦平田
Original assignee: Chugoku Electric Power Co Inc
Current assignee: Chugoku Electric Power Co Inc
Priority date: 2007-12-26
Filing date: 2007-12-26
Publication date: 2012-03-21
Anticipated expiration: 2027-12-26
Also published as: JP2009156113A

Description

この発明は、ガスタービンを運転するガスタービンシステムおよびガスタービンの運転方法に関する。 The present invention relates to a gas turbine system for operating a gas turbine and a method for operating the gas turbine.

ガスタービンは発電所等に設置されて、発電機の回転駆動に用いられる。ガスタービンは、燃焼器で燃料を燃焼し、高温・高圧の燃焼ガスをタービンに当て、回転を発電機に伝える。ガスタービンでは、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）が高い程、ガスタービンの熱効率が向上する。しかし、ガスタービン入口燃焼ガス温度が高くなると、ガスタービンに使用されている部品の寿命が短くなり、ガスタービンを維持するための設備費が向上する。このために、ガスタービンを運転するに際して、部品の耐熱温度と熱効率とを考慮して、ガスタービンの運転目標温度Ｔ_ｉを前もって決定しておく。そして、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）がこの運転目標温度Ｔ_ｉになるように、燃料の流量等を制御する（例えば、特許文献１参照。）。 The gas turbine is installed in a power plant or the like and is used to drive the generator. A gas turbine burns fuel in a combustor, applies high-temperature and high-pressure combustion gas to the turbine, and transmits rotation to a generator. In the gas turbine, the higher the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT), the higher the thermal efficiency of the gas turbine. However, when the gas turbine inlet combustion gas temperature becomes high, the life of parts used in the gas turbine is shortened, and the equipment cost for maintaining the gas turbine is improved. For this, when operating a gas turbine, in consideration of the heat resistance temperature and thermal efficiency of the components, previously already determined operating target temperature T _i of the gas turbine. As the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is the operating target temperature T _i, to control the flow rate of the fuel (e.g., see Patent Document 1.).

ところで、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）は非常に高温であるために、センサを用いた直接の温度計測が困難である。そこで、高温・高圧の燃焼ガスがガスタービン内で膨張した後で、ガスタービンから排出される排気ガスの状態量（圧力・温度等）と、燃焼ガスの膨張過程を表す関係式から得られるガスの膨張比との関係から、ガスタービン入口燃焼ガス温度を算出し、この値をガスタービンの制御に使用する。ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）を算出する際に利用される膨張過程は、ガスタービンの設計時の計算や、ガスタービンの試験で得た結果から数式化していた。また、この膨張行程は一定のものとして扱っていた。例えば図１１に示すように、ガスタービンにおける膨張過程を数式化し、直接計測されたガスタービン入口ガス圧力（ＰＩＴ）、ガスタービン出口ガス圧力（ＰＯＴ）およびガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）から、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）を算出する。つまり、
ＴＩＴ＝Ｅ（ＴＯＴ，ＰＯＴ，ＰＩＴ）
となる。ここで、
Ｅ：ガスタービンのシミュレーションや試験で得られた関係式
である。さらに、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）を算出する場合に、環境、燃料、運転条件等の諸条件により、算出したガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）を補正する場合もある。 Incidentally, since the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is very high, direct temperature measurement using a sensor is difficult. Therefore, after the high-temperature and high-pressure combustion gas expands in the gas turbine, the exhaust gas state quantity (pressure, temperature, etc.) exhausted from the gas turbine and the gas obtained from the relational expression representing the combustion gas expansion process From the relationship with the expansion ratio, the gas turbine inlet combustion gas temperature is calculated, and this value is used for control of the gas turbine. The expansion process used when calculating the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) has been formulated from the calculation at the time of designing the gas turbine and the results obtained from the test of the gas turbine. Further, this expansion stroke was treated as a constant one. For example, as shown in FIG. 11, the expansion process in the gas turbine is represented by a numerical formula, and the gas turbine inlet gas pressure (PIT), gas turbine outlet gas pressure (POT), and gas turbine outlet gas temperature (TOT) measured directly are The turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is calculated. In other words,
TIT = E (TOT, POT, PIT)
It becomes. here,
E: Relational expression obtained by simulation and test of gas turbine. Furthermore, when calculating the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT), the calculated gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) may be corrected according to various conditions such as environment, fuel, and operating conditions.

先に述べたように、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）は、部品の耐熱温度と熱効率とを考慮して決められた運転目標温度Ｔ_ｉで運転される。そこで、先の関係式Ｅを用いて、
ＴＩＴ＝Ｔ_ｉ
となるように、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）、ガスタービン出口ガス圧力（ＰＯＴ）、ガスタービン入口ガス圧力（ＰＩＴ）の関係を制御することになる。つまり、先の関係式Ｅを用いると、
（ＴＯＴ，ＰＯＴ，ＰＩＴ）＝Ｅ^−１（Ｔ_ｉ）
となるように、ガスタービンを運転する。 As mentioned earlier, the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is driven at a driving target temperature T _i which is determined in consideration of the heat resistance temperature and thermal efficiency of the component. Therefore, using the above relational expression E,
TIT = _{T i}
Thus, the relationship between the gas turbine outlet gas temperature (TOT), the gas turbine outlet gas pressure (POT), and the gas turbine inlet gas pressure (PIT) is controlled. In other words, using the previous relational expression E,
(TOT, POT, PIT) = E ⁻¹ (T _i )
The gas turbine is operated so that

一般的には、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）を管理項目として、間接的にガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）を制御している。例えば図１２（ａ）に示すように、ガスタービン入口ガス圧力（ＰＩＴ）およびガスタービン出口ガス圧力（ＰＯＴ）と運転目標温度Ｔ_ｉとを用い、シミュレーションや試験による一定の関係、例えば図１２（ｂ）に示すような関係式を表すグラフを用いて、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）を算出する。なお、図１２（ｂ）の曲線は、
ＴＩＴ＝Ｔ_ｉ
である場合のガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）、ガスタービン入口ガス圧力（ＰＩＴ）、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）、ガスタービン出口ガス圧力（ＰＯＴ）の関係式を表すグラフである。そして、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）と圧力比ｒ（＝ＰＩＴ／ＰＯＴ）との関係が曲線（関係式Ｅ）を満足するように、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）を算出する。こうした関係式を用いて算出したガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）に対して、さらに、環境、燃料、運転条件等の諸条件により補正を行い（図１２（ａ））、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）を制御するための制御値としている。
特開２００４−１０８３１５号公報 In general, the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is indirectly controlled using the gas turbine outlet gas temperature (TOT) as a management item. For example, as shown in FIG. 12 (a), using the the operating target temperature T _i the gas turbine inlet gas pressure (PIT) and the gas turbine outlet gas pressure (POT), simulation or certain relationship with the test, for example, FIG. 12 ( The gas turbine outlet gas temperature (TOT) is calculated using a graph representing a relational expression as shown in b). Note that the curve in FIG.
TIT = _{T i}
Is a graph showing a relational expression of gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT), gas turbine inlet gas pressure (PIT), gas turbine outlet gas temperature (TOT), and gas turbine outlet gas pressure (POT). Then, the gas turbine outlet gas temperature (TOT) is calculated so that the relationship between the gas turbine outlet gas temperature (TOT) and the pressure ratio r (= PIT / POT) satisfies the curve (relational expression E). The gas turbine outlet gas temperature (TOT) calculated using such a relational expression is further corrected according to various conditions such as environment, fuel, and operating conditions (FIG. 12 (a)), and the gas turbine outlet gas temperature ( This is a control value for controlling (TOT).
JP 2004-108315 A

ところで、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）を算出する際に使用する膨張行程は、ガスタービンの経時的変化や部品交換により、設計時や試験時に得たものと異なることがある。例えば、ガスタービンの性能が低下した場合、膨張過程において断熱効率が低下する。つまり、エントロピーが増加するために、本来、発電機用の動力に転換されるエネルギーがガスの熱（温度）として保存される。このために、図１３に示すように、高温・高圧の燃焼ガスの膨張前後の圧力がそれぞれ同じであっても、温度差ΔＴが減少することになる。
ΔＴ＝ＴＩＴ−ＴＯＴ
しかし、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）は、通常と同様に、
（ＴＯＴ，ＰＯＴ，ＰＩＴ）＝Ｅ^−１（Ｔ_ｉ）
の関係を保つように制御されているため、ガスタービン入口ガス圧力（ＰＩＴ）とガスタービン出口ガス圧力（ＰＯＴ）とが同じ条件であれば、ガスタービン出口ガス温度（ＴＯＴ）の制御値も変化しない。このために、先に述べた、
ΔＴ＝ＴＩＴ−ＴＯＴ
の関係から、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）が低下した状態で、ガスタービンが運転されることになる。逆に、部品交換によるクリアランス変化等によって、ガスタービン性能が向上した場合は、断熱効率が増加し、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）が上昇することとなる。 By the way, the expansion stroke used when calculating the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) may be different from that obtained at the time of design or testing due to a change with time of the gas turbine or replacement of parts. For example, when the performance of the gas turbine is lowered, the heat insulation efficiency is lowered during the expansion process. That is, since entropy increases, the energy converted into power for the generator is originally stored as the heat (temperature) of the gas. For this reason, as shown in FIG. 13, even if the pressures before and after the expansion of the high-temperature and high-pressure combustion gas are the same, the temperature difference ΔT decreases.
ΔT = TIT-TOT
However, the gas turbine outlet gas temperature (TOT) is, as usual,
(TOT, POT, PIT) = E ⁻¹ (T _i )
Therefore, if the gas turbine inlet gas pressure (PIT) and the gas turbine outlet gas pressure (POT) are the same, the control value of the gas turbine outlet gas temperature (TOT) also changes. do not do. For this, I mentioned earlier,
ΔT = TIT-TOT
Therefore, the gas turbine is operated in a state where the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is lowered. On the contrary, when the gas turbine performance is improved due to a clearance change or the like due to component replacement, the heat insulation efficiency is increased, and the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is increased.

このように、ガスタービンの性能が変化すると、実際のガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）と、計算結果から得たガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）とが異なってしまう。この結果、ガスタービンの性能が劣化すると、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）が低下した状態で、ガスタービンが運転されることになる。このために、ガスタービンが熱効率の低い運転となる。逆に、部品交換などによって、ガスタービンの性能が向上すると、ガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）が高い状態で、ガスタービンが運転されることになる。このために、ガスタービンの部品の劣化が激しくなる。つまり、部品寿命の消費が増加することになる。 As described above, when the performance of the gas turbine changes, the actual gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) differs from the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) obtained from the calculation result. As a result, when the performance of the gas turbine deteriorates, the gas turbine is operated in a state where the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) is lowered. For this reason, the gas turbine is operated with low thermal efficiency. Conversely, when the performance of the gas turbine is improved by component replacement or the like, the gas turbine is operated with the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) being high. For this reason, the deterioration of the components of the gas turbine becomes severe. That is, the consumption of component life is increased.

この発明の目的は、前記の課題を解決し、効率的かつ経済的なガスタービンの運転を可能にするガスタービンシステムおよびガスタービンの運転方法を提供することにある。 An object of the present invention is to provide a gas turbine system and a gas turbine operating method that solve the above-described problems and enable an efficient and economical operation of the gas turbine.

前記の課題を解決するために、請求項１の発明は、計算によるガスタービン入口燃焼ガス温度が運転目標温度になるように温度や圧力などの諸条件の制御値を設定してこれより制御して運転するガスタービンの運転方法において、燃焼ガスの膨張後の第１のガスタービン入口燃焼ガス温度を算出する第１の演算処理と、ガスタービンに対する入熱であるガスタービン入熱を基にして算出した第２のガスタービン入口燃焼ガス温度、ガスタービンからの出熱であるガスタービン出熱を基にして算出した第３のガスタービン入口燃焼ガス温度およびガスタービンの排出ガス組成を基にして算出した第４のガスタービン入口燃焼ガス温度の少なくとも２つを算出する第２の演算処理と、前記第１の演算処理で算出した第１のガスタービン入口燃焼ガス温度と前記第２の演算処理で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度との各差を算出する第３の演算処理と、前記第３の演算処理で算出した各差が、あらかじめ設定したしきい値の範囲内になく修正が必要な場合、当該範囲内に収まるように前記各差に前記しきい値を加減した各修正値を算出する第４の演算処理と、前記第４の演算処理で算出した各修正値の平均値を算出する第５の演算処理と、あらかじめ設定した運転目標温度と、前記ガスタービン入口燃焼ガス温度との差に、前記平均値を加えることで制御値を算出する第６の演算処理と、を備えて前記第２の演算処理の各種諸条件を含む前記制御値により制御して運転するとともに、前記第４の演算処理で前記各差があらかじめ設定したしきい値の範囲内にあり修正不要の場合、前記第５の演算処理を省略して前記平均値を０とし、前記第６の演算処理で平均値を加えずに、前記ガスタービン入口燃焼ガス温度と運転目標温度との差により制御値を算出することを特徴とする。 In order to solve the above-mentioned problems, the invention of claim 1 sets and controls the control values of various conditions such as temperature and pressure so that the calculated gas turbine inlet combustion gas temperature becomes the operation target temperature. In the operating method of the gas turbine operated in this manner, based on the first arithmetic processing for calculating the first gas turbine inlet combustion gas temperature after the expansion of the combustion gas and the gas turbine heat input which is the heat input to the gas turbine Based on the calculated second gas turbine inlet combustion gas temperature, the third gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine heat output, which is the heat output from the gas turbine, and the exhaust gas composition of the gas turbine A second calculation process for calculating at least two of the calculated fourth gas turbine inlet combustion gas temperatures; and a first gas turbine inlet combustion gas calculated by the first calculation process. Threshold and a third arithmetic processing for calculating the respective differences between the temperature and the second gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the arithmetic processing, each difference calculated in the third calculation process, a preset When the correction is necessary and not within the range, the fourth calculation process for calculating each correction value obtained by adding or subtracting the threshold value to each difference so as to be within the range and the fourth calculation process are used. And calculating a control value by adding the average value to a difference between the preset operation target temperature and the gas turbine inlet combustion gas temperature. 6 calculation processing, and controlled by the control value including various conditions of the second calculation processing, and the difference of the threshold value set in advance in the fourth calculation processing Previous if it is within range and does not require modification The mean value by omitting the processing of the fifth and 0, without adding an average value in the calculation process of the sixth, calculates a control value by the difference between the gas turbine inlet combustion gas temperature and the target operation temperature It is characterized by that.

請求項１の発明では、燃焼ガスの膨張後の圧力を含む状態量と燃焼ガスの膨張行程とを基にして第１のガスタービン入口燃焼ガス温度を第１の演算処理で算出する。これは、従来用いられている手法である。また、ガスタービンに対する入熱であるガスタービン入熱を基にして算出した第２のガスタービン入口燃焼ガス温度、ガスタービンからの出熱であるガスタービン出熱を基にして算出した第３のガスタービン入口燃焼ガス温度およびガスタービンの排出ガス組成を基にして算出した第４のガスタービン入口燃焼ガス温度の少なくとも２つを第２の演算処理で算出する。また、第１の演算処理で算出した第１のガスタービン入口燃焼ガス温度と、第２の演算処理で算出されたガスタービン入口燃焼ガス温度と、の各差を第３の演算処理で算出する。また、第３の演算処理で算出した各差が、あらかじめ設定したしきい値の範囲内になく修正が必要な場合、当該範囲内に収まるように各差にしきい値を加減した各修正値を第４の演算処理で算出する。また、第４の演算処理で算出した各修正値の平均値を第５の演算処理で算出する。この後、あらかじめ設定された運転目標温度と、ガスタービン入口燃焼ガス温度との差に、平均値を加えることで制御値を第６の演算処理で算出する。これにより第２の演算処理の各種諸条件を含む制御値により制御して運転する。ここで、第４の演算処理で各差があらかじめ設定したしきい値の範囲内にあり修正不要の場合、第５の演算処理を省略して平均値を０とし、第６の演算処理で平均値を加えずに、ガスタービン入口燃焼ガス温度と運転目標温度との差により制御値を算出する。According to the first aspect of the present invention, the first gas turbine inlet combustion gas temperature is calculated by the first arithmetic processing based on the state quantity including the pressure after expansion of the combustion gas and the expansion stroke of the combustion gas. This is a conventionally used technique. The second gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine input heat that is the heat input to the gas turbine and the third gas turbine calculated based on the gas turbine output heat that is the heat output from the gas turbine. At least two of the fourth gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine inlet combustion gas temperature and the exhaust gas composition of the gas turbine are calculated in the second calculation process. Further, each difference between the first gas turbine inlet combustion gas temperature calculated in the first calculation process and the gas turbine inlet combustion gas temperature calculated in the second calculation process is calculated in the third calculation process. . In addition, when each difference calculated in the third arithmetic processing is not within the preset threshold range and needs to be corrected, each correction value obtained by adding or subtracting the threshold value to each difference is set so that it is within the range. It is calculated by the fourth calculation process. Moreover, the average value of each correction value calculated in the fourth calculation process is calculated in the fifth calculation process. Thereafter, the control value is calculated by the sixth calculation process by adding an average value to the difference between the preset operation target temperature and the gas turbine inlet combustion gas temperature. As a result, the operation is controlled by the control values including various conditions of the second arithmetic processing. Here, when each difference is within the threshold range set in advance in the fourth calculation process and correction is not necessary, the fifth calculation process is omitted, the average value is set to 0, and the average is calculated in the sixth calculation process. Without adding a value, a control value is calculated from the difference between the gas turbine inlet combustion gas temperature and the operation target temperature.

請求項２の発明は、計算によるガスタービン入口燃焼ガス温度が運転目標温度になるように温度や圧力などの諸条件の制御値を設定してこれより制御して運転するガスタービンシステムにおいて、燃焼ガスの膨張後の第１のガスタービン入口燃焼ガス温度を算出する第１の演算手段と、ガスタービンに対する入熱であるガスタービン入熱を基にして算出した第２のガスタービン入口燃焼ガス温度、ガスタービンからの出熱であるガスタービン出熱を基にして算出した第３のガスタービン入口燃焼ガス温度およびガスタービンの排出ガス組成を基にして算出した第４のガスタービン入口燃焼ガス温度の少なくとも２つを算出する第２の演算手段と、前記第１の演算手段で算出した第１のガスタービン入口燃焼ガス温度と前記第２の演算手段で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度との各差を算出する第３の演算手段と、前記第３の演算手段で算出した各差が、あらかじめ設定したしきい値の範囲内になく修正が必要な場合、当該範囲内に収まるように前記各差に前記しきい値を加減した各修正値を算出する第４の演算手段と、前記第４の演算手段で算出した各修正値の平均値を算出する第５の演算手段と、あらかじめ設定した運転目標温度と、前記ガスタービン入口燃焼ガス温度との差に、前記平均値を加えることで制御値を算出する第６の演算手段と、を備えて前記第２の演算手段の各種諸条件を含む前記制御値により制御して運転するとともに、前記第４の演算手段で前記各差があらかじめ設定したしきい値の範囲内にあり修正不要の場合、前記第５の演算手段を省略して前記平均値を０とし、前記第６の演算手段で平均値を加えずに、前記ガスタービン入口燃焼ガス温度と運転目標温度との差により制御値を算出する。 According to a second aspect of the present invention, there is provided a gas turbine system in which control values for various conditions such as temperature and pressure are set so that the calculated gas turbine inlet combustion gas temperature becomes an operation target temperature, and the control is performed based on the control values. The first gas turbine inlet combustion gas temperature calculated from the first gas turbine inlet combustion gas temperature after the gas expansion , and the gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine heat input, which is the heat input to the gas turbine The fourth gas turbine inlet combustion gas temperature calculated on the basis of the third gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine output heat, which is the heat output from the gas turbine, and the exhaust gas composition of the gas turbine The second calculation means for calculating at least two of the above, the first gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the first calculation means, and the second calculation means If a third calculating means for calculating each difference between the gas turbine inlet combustion gas temperature and the respective differences calculated in the third calculation means, necessary modifications not within the range of preset threshold Calculating a correction value obtained by adding or subtracting the threshold value to each difference so as to be within the range; and calculating an average value of the correction values calculated by the fourth calculation means. And fifth calculation means, and sixth calculation means for calculating a control value by adding the average value to a difference between a preset operation target temperature and the gas turbine inlet combustion gas temperature, When controlled by the control value including various conditions of the second calculation means and operated, and when each difference is within the threshold value set in advance by the fourth calculation means and correction is not necessary, Omitting the fifth computing means The average value is 0, without adding an average value in the sixth computing means calculates the control value by the difference between the gas turbine inlet combustion gas temperature and the operating target temperature.

請求項２の発明では、燃焼ガスの膨張後の圧力を含む状態量と燃焼ガスの膨張行程とを基にして第１のガスタービン入口燃焼ガス温度を第１の演算手段が算出する。これは、従来用いられている手法である。また、ガスタービンに対する入熱であるガスタービン入熱を基にして算出した第２のガスタービン入口燃焼ガス温度、ガスタービンからの出熱であるガスタービン出熱を基にして算出した第３のガスタービン入口燃焼ガス温度およびガスタービンの排出ガス組成を基にして算出した第４のガスタービン入口燃焼ガス温度の少なくとも２つを第２の演算手段が算出する。また、第１の演算手段で算出した第１のガスタービン入口燃焼ガス温度と、第２の演算手段で算出されたガスタービン入口燃焼ガス温度と、の各差を第３の演算手段が算出する。また、第３の演算手段で算出した各差が、あらかじめ設定したしきい値の範囲内になく修正が必要な場合、当該範囲内に収まるように各差にしきい値を加減した各修正値を第４の演算手段が算出する。また、第４の演算手段で算出した各修正値の平均値を第５の演算手段が算出する。この後、あらかじめ設定された運転目標温度と、ガスタービン入口燃焼ガス温度との差に、平均値を加えることで制御値を第６の演算手段が算出する。これにより第２の演算手段の各種諸条件を含む制御値により制御して運転する。ここで、第４の演算手段で各差があらかじめ設定したしきい値の範囲内にあり修正不要の場合、第５の演算手段を省略して平均値を０とし、第６の演算手段で平均値を加えずに、ガスタービン入口燃焼ガス温度と運転目標温度との差により制御値を算出する。 In the invention of claim 2 , the first calculating means calculates the first gas turbine inlet combustion gas temperature based on the state quantity including the pressure after the expansion of the combustion gas and the expansion stroke of the combustion gas. This is a conventionally used technique. The second gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine input heat that is the heat input to the gas turbine and the third gas turbine calculated based on the gas turbine output heat that is the heat output from the gas turbine. The second computing means calculates at least two of the fourth gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine inlet combustion gas temperature and the exhaust gas composition of the gas turbine. Further, the third calculation means calculates each difference between the first gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the first calculation means and the gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the second calculation means. . Further, when each difference calculated by the third calculation means is not within the preset threshold range and needs to be corrected, each correction value obtained by adding or subtracting the threshold value to each difference so as to be within the range. The fourth calculation means calculates. Further, the fifth calculation means calculates the average value of the correction values calculated by the fourth calculation means. Thereafter , the sixth calculation means calculates the control value by adding the average value to the difference between the preset operation target temperature and the gas turbine inlet combustion gas temperature. As a result, the operation is controlled by the control values including various conditions of the second calculation means. Here, when each difference is within the threshold range set in advance by the fourth calculating means and correction is not necessary, the fifth calculating means is omitted, the average value is set to 0, and the average is calculated by the sixth calculating means. Without adding a value, a control value is calculated from the difference between the gas turbine inlet combustion gas temperature and the operation target temperature .

請求項１および請求項２の発明によれば、第２の演算処理または第２の演算手段で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度を用いて第１のガスタービン入口燃焼ガス温度を補正することにより、ガスタービンの性能変化の影響を受け易い第１のガスタービン入口燃焼ガス温度を、性能変化の影響を受けにくい、第２の演算処理または第２の演算手段で算出した各ガスタービン入口燃焼ガス温度を用いて修正することができる。この結果、実際のガスタービン入口燃焼ガス温度と運転目標温度との差を小さくすることができ、ガスタービンの部品の寿命が短くなることを防ぐと共に、ガスタービンを効率的に運転することを可能にする。また、第１のガスタービン入口燃焼ガス温度と、第２の演算処理または第２の演算手段で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度との差により、ガスタービンの運転状態を判定するので、ガスタービンが運転目標温度で運転されているかどうかを、複雑な処理を不要にして簡易的に行うことが可能である。さらに、ガスタービンの運転状態を判定する際にしきい値を用いるので、ガスタービンが運転目標温度で運転されているかどうかの判定を、高い精度で行うことが可能である。 According to the first and second aspects of the present invention, the first gas turbine inlet combustion gas temperature is corrected using the gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the second calculation process or the second calculation means. Each gas turbine inlet combustion gas calculated by the second arithmetic processing or the second arithmetic means, which is less susceptible to the performance change, the first gas turbine inlet combustion gas temperature that is easily affected by the performance change of the gas turbine It can be corrected using the temperature. As a result, the difference between the actual gas turbine inlet combustion gas temperature and the operation target temperature can be reduced, the life of the gas turbine parts can be prevented from being shortened, and the gas turbine can be operated efficiently. To. Further, since the operation state of the gas turbine is determined based on the difference between the first gas turbine inlet combustion gas temperature and the gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the second calculation process or the second calculation means, the gas turbine It is possible to easily perform whether or not the engine is operated at the operation target temperature without requiring complicated processing. Furthermore, since the threshold value is used when determining the operation state of the gas turbine, it is possible to determine whether the gas turbine is operating at the operation target temperature with high accuracy.

次に、この発明の実施の形態について、図面を用いて詳しく説明する。以下の実施の形態では、発電機の回転駆動にガスタービンを用いる場合を例としている。 Next, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. In the following embodiment, the case where a gas turbine is used for the rotational drive of a generator is taken as an example.

（実施の形態１）
この実施の形態によるガスタービンシステムを図１に示す。図１のガスタービンシステムは、空気圧縮機１、ガスタービン燃焼器２、ガスタービン３、発電機４、計測装置５Ａ〜５Ｄ、データベース６、演算装置７および燃料供給系８を備えている。そして、空気圧縮機１とガスタービン燃焼器２とガスタービン３とにより、ガスタービン装置を構成する。 (Embodiment 1)
A gas turbine system according to this embodiment is shown in FIG. The gas turbine system of FIG. 1 includes an air compressor 1, a gas turbine combustor 2, a gas turbine 3, a generator 4, measuring devices 5 A to 5 D, a database 6, a computing device 7, and a fuel supply system 8. The air compressor 1, the gas turbine combustor 2, and the gas turbine 3 constitute a gas turbine device.

ガスタービンシステムの空気圧縮機１は吸引した空気を加圧して圧縮し、圧縮した加圧空気（以下、「加圧・圧縮空気」という）をガスタービン燃焼器２に供給する。ガスタービン燃焼器２は、空気圧縮機１からの加圧・圧縮空気を用いて燃料供給系８から供給される燃料を燃やし、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。ガスタービン３は、高温・高圧の燃焼ガスにより、動翼（図示を省略）を回転する。また、ガスタービン３は、高温・高圧の燃焼ガスで動翼を回転した後、低温・低圧の排気ガスを出す。発電機４は、ガスタービン３の回転駆動力により、発電を行って電力を出力する。こうしたガスタービンシステムでは、ガスタービン３のガスタービン入口燃焼ガス温度（ＴＩＴ）を上げることにより、ガスタービン出力つまり発電機４による発電出力が増加する。 The air compressor 1 of the gas turbine system compresses the sucked air by compressing it, and supplies the compressed air (hereinafter referred to as “pressurized / compressed air”) to the gas turbine combustor 2. The gas turbine combustor 2 burns the fuel supplied from the fuel supply system 8 using the pressurized / compressed air from the air compressor 1 to generate high-temperature / high-pressure combustion gas. The gas turbine 3 rotates moving blades (not shown) with high-temperature and high-pressure combustion gas. Further, the gas turbine 3 rotates the moving blades with high-temperature and high-pressure combustion gas, and then outputs low-temperature and low-pressure exhaust gas. The generator 4 generates electric power and outputs electric power by the rotational driving force of the gas turbine 3. In such a gas turbine system, by increasing the gas turbine inlet combustion gas temperature (TIT) of the gas turbine 3, the gas turbine output, that is, the power generation output by the generator 4 increases.

計測装置５Ａ〜５Ｄはガスタービンシステムの各所に設置されて用いられる。計測装置５Ａはガスタービン燃焼器２の入力側に設置されている。計測装置５Ａは、空気圧縮機１から送られる加圧・圧縮空気の圧力を検出する圧力検出器を備え、この圧力検出器により、図２に示すように、ガスタービン燃焼器入力空気圧力を計測する。また、計測装置５Ａは、空気圧縮機１から送られる加圧・圧縮空気の温度を検出する温度検出器を備え、この温度検出器によりガスタービン燃焼器入力空気温度を計測する。さらに、計測装置５Ａは、空気圧縮機１から送られる加圧・圧縮空気の流量を検出する流量計を備え、この流量計によりガスタービン燃焼器入力空気流量を計測する。なお、ガスタービン燃焼器入口空気組成については後述するが、ガスタービン燃焼器入口空気組成はガスタービン燃焼器２に供給される加圧・圧縮空気の組成を表す。 The measuring devices 5A to 5D are installed and used at various locations in the gas turbine system. The measuring device 5 A is installed on the input side of the gas turbine combustor 2. The measuring device 5A includes a pressure detector that detects the pressure of the pressurized / compressed air sent from the air compressor 1, and measures the gas turbine combustor input air pressure with the pressure detector as shown in FIG. To do. The measuring device 5 A includes a temperature detector that detects the temperature of the pressurized / compressed air sent from the air compressor 1, and measures the gas turbine combustor input air temperature using this temperature detector. Furthermore, the measuring device 5A includes a flow meter that detects the flow rate of the pressurized / compressed air sent from the air compressor 1, and measures the gas turbine combustor input air flow rate using this flow meter. Although the gas turbine combustor inlet air composition will be described later, the gas turbine combustor inlet air composition represents the composition of pressurized and compressed air supplied to the gas turbine combustor 2.

計測装置５Ｂはガスタービン燃焼器２の燃料供給側に設置されている。計測装置５Ｂは、燃料供給系８から供給される燃料の圧力を検出する圧力検出器を備え、この圧力検出器により燃料供給圧力を計測する。また、計測装置５Ｂは、燃料供給系８から供給される燃料の温度を検出する温度検出器を備え、この温度検出器により燃料温度を計測する。さらに、計測装置５Ｂは、燃料供給系８から供給される燃料の流量を検出する流量計を備え、この流量計により燃料流量を計測する。なお、燃料組成については後述するが、燃料組成は燃料供給系８からガスタービン燃焼器２に供給される燃料の組成を表す。 The measuring device 5 B is installed on the fuel supply side of the gas turbine combustor 2. The measuring device 5B includes a pressure detector that detects the pressure of the fuel supplied from the fuel supply system 8, and the fuel supply pressure is measured by the pressure detector. The measuring device 5B includes a temperature detector that detects the temperature of the fuel supplied from the fuel supply system 8, and measures the fuel temperature using this temperature detector. Furthermore, the measuring device 5B includes a flow meter that detects the flow rate of the fuel supplied from the fuel supply system 8, and measures the fuel flow rate with this flow meter. Although the fuel composition will be described later, the fuel composition represents the composition of the fuel supplied from the fuel supply system 8 to the gas turbine combustor 2.

計測装置５Ｃはガスタービン３の出口側に設置されている。計測装置５Ｃは、ガスタービン３から排気される排気ガスの圧力を検出する圧力検出器を備え、この圧力検出器によりガスタービン出口ガス圧力を計測する。また、計測装置５Ｃは、ガスタービン３から排気される排気ガスの温度を検出する温度検出器を備え、この温度検出器によりガスタービン出口ガス温度を計測する。さらに、計測装置５Ｃは、ガスタービン３から排気されるガスタービン出口ガスの流量を検出する流量計を備え、この流量計によりガスタービン出口ガス流量を計測する。なお、ガスタービン出口ガス組成については後述するが、ガスタービン出口ガス組成はガスタービン３からの排気ガスの組成を表す。 The measuring device 5 C is installed on the outlet side of the gas turbine 3. The measuring device 5 C includes a pressure detector that detects the pressure of the exhaust gas exhausted from the gas turbine 3, and measures the gas turbine outlet gas pressure using the pressure detector. The measuring device 5C includes a temperature detector that detects the temperature of the exhaust gas exhausted from the gas turbine 3, and measures the gas turbine outlet gas temperature using this temperature detector. Furthermore, the measuring device 5C includes a flow meter that detects the flow rate of the gas turbine outlet gas exhausted from the gas turbine 3, and measures the gas turbine outlet gas flow rate with this flow meter. Although the gas turbine outlet gas composition will be described later, the gas turbine outlet gas composition represents the composition of the exhaust gas from the gas turbine 3.

計測装置５Ｄは発電機４の出力側に設置されている。計測装置５Ｄは、発電機４の出力を計測する発電出力検出器を備え、この発電出力検出器により、発電機４の出力、つまりガスタービン３のガスタービン出力を計測する。 The measuring device 5 D is installed on the output side of the generator 4. The measuring device 5 D includes a power generation output detector that measures the output of the generator 4, and the output of the generator 4, that is, the gas turbine output of the gas turbine 3 is measured by the power generation output detector.

データベース６は各種のデータを記憶する記憶装置である。データベース６が記憶するデータには、ガスタービン燃焼器２に供給する加圧・圧縮空気の組成を表す入力空気組成データがある。入力空気組成データは担当者による定期的な計測で得られたガスタービン燃焼器入口空気組成を時系列で蓄積して形成したものである。データベース６は、演算装置７からの入力空気組成データ読み出しの指示を受け取ると、入力空気組成データの中から最新のガスタービン燃焼器入口空気組成を読み出して演算装置７に送る。 The database 6 is a storage device that stores various data. The data stored in the database 6 includes input air composition data representing the composition of pressurized / compressed air supplied to the gas turbine combustor 2. The input air composition data is formed by accumulating in time series the gas turbine combustor inlet air composition obtained by regular measurement by the person in charge. When the database 6 receives the input air composition data read instruction from the computing device 7, the database 6 reads the latest gas turbine combustor inlet air composition from the input air composition data and sends it to the computing device 7.

また、データベース６が記憶するデータには、ガスタービン３から排気される排気ガスの組成を表す出口ガス組成データがある。出口ガス組成データは担当者による定期的な計測で得られたガスタービン出口ガス組成を時系列で蓄積して形成したものである。データベース６は、演算装置７からの出口ガス組成データ読み出しの指示を受け取ると、出口ガス組成データの中から最新のガスタービン出口ガス組成を読み出して演算装置７に送る。 The data stored in the database 6 includes outlet gas composition data representing the composition of exhaust gas exhausted from the gas turbine 3. The outlet gas composition data is formed by accumulating the gas turbine outlet gas composition obtained by regular measurement by a person in charge in time series. When the database 6 receives an instruction to read the outlet gas composition data from the arithmetic device 7, the database 6 reads the latest gas turbine outlet gas composition from the outlet gas composition data and sends it to the arithmetic device 7.

また、データベース６が記憶するデータには、ガスタービン燃焼器２に供給する燃料の組成を表す燃料組成データがある。燃料組成データは担当者による定期的な計測で得られた燃料組成を時系列で蓄積して形成したものである。データベース６は、演算装置７からの燃料組成データ読み出しの指示を受け取ると、燃料組成データの中から最新の燃料組成を読み出して演算装置７に送る。 The data stored in the database 6 includes fuel composition data representing the composition of fuel supplied to the gas turbine combustor 2. The fuel composition data is formed by accumulating fuel compositions obtained by periodic measurement by the person in charge in time series. When the database 6 receives the fuel composition data read instruction from the calculation device 7, it reads the latest fuel composition from the fuel composition data and sends it to the calculation device 7.

さらに、データベース６は、空気圧縮機１、ガスタービン燃焼器２や発電機４の機関損失等の値をその他のデータとして記憶している。 Further, the database 6 stores values such as engine loss of the air compressor 1, the gas turbine combustor 2 and the generator 4 as other data.

演算装置７は、計測装置５Ａ〜５Ｄとデータベース６から得られる各種データと運転目標温度Ｔ_ｉとを用いて、ガスタービン入口燃焼ガス温度を制御するための制御値を算出する。なお、運転目標温度Ｔ_ｉは、先に述べたように、ガスタービン３に使用されている部品の耐熱温度と、ガスタービン３の熱効率とを考慮して、あらかじめ決定した値である。演算装置７で算出された制御値は、従来と同様に、ガスタービン装置の制御に用いられる。 Arithmetic unit 7, by using the various data obtained from the measuring device 5A~5D the database 6 and the operating target temperature T _i, and calculates the control value for controlling the gas turbine inlet combustion gas temperature. The operation target temperature _Ti is a value determined in advance in consideration of the heat-resistant temperature of components used in the gas turbine 3 and the thermal efficiency of the gas turbine 3 as described above. The control value calculated by the arithmetic device 7 is used for controlling the gas turbine device as in the conventional case.

次に、この実施の形態のガスタービンシステムによるガスタービンの運転方法について説明する。ガスタービン燃焼器２は、空気圧縮機１からの加圧・圧縮空気を用いて、燃料供給系８から供給される燃料を燃やし、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。ガスタービン３は、ガスタービン燃焼器２からの高温・高圧の燃焼ガスにより、発電機４を回転駆動する。これにより、発電機４は発電を行って電力を出力する。また、ガスタービン３は、高温・高圧の燃焼ガスを利用した後、低温・低圧の排気ガスを出す。計測装置５Ａ〜５Ｄは、燃料供給系８、ガスタービン燃焼器２、ガスタービン３および発電機４に関連する各種のデータを計測して演算装置７に送る。 Next, the operation method of the gas turbine by the gas turbine system of this embodiment will be described. The gas turbine combustor 2 uses the pressurized / compressed air from the air compressor 1 to burn the fuel supplied from the fuel supply system 8 and generates a high-temperature / high-pressure combustion gas. The gas turbine 3 rotationally drives the generator 4 with the high-temperature and high-pressure combustion gas from the gas turbine combustor 2. Thereby, the generator 4 generates electric power and outputs electric power. In addition, the gas turbine 3 uses a high-temperature / high-pressure combustion gas and then outputs a low-temperature / low-pressure exhaust gas. The measuring devices 5 A to 5 D measure various data related to the fuel supply system 8, the gas turbine combustor 2, the gas turbine 3, and the generator 4, and send them to the arithmetic device 7.

こうした状態のときに、演算装置７は、ガスタービン入口燃焼ガス温度を図３に示すような流れで算出する。まず、演算装置７はガスタービン入熱計算処理ＣＡ１を行う。この処理により、演算装置７は、計測装置５Ｂから受け取った燃料流量、燃料温度および燃料圧力と、データベース６から読み出した燃料組成と、計測装置５Ａから受け取ったガスタービン燃焼器入口空気圧力、ガスタービン燃焼器入口空気温度およびガスタービン燃焼器入口空気流量と、データベース６から読み出したガスタービン燃焼器入口空気組成とを用いて、ガスタービン３に入力されるガスタービン入熱を計算する。また、演算装置７はガスタービン出熱計算処理ＣＡ２を行う。この処理により、演算装置７は、計測装置５Ｃから受け取ったガスタービン出口ガス圧力、ガスタービン出口ガス温度およびガスタービン出口ガス流量と、データベース６から読み出したガスタービン出口ガス組成とを用いて、ガスタービン３から排出されるガスタービン出熱を計算する。そして、演算装置７は、熱勘定計算処理ＣＡ３により、ガスタービン入熱計算処理ＣＡ１で計算したガスタービン入熱と、ガスタービン出熱計算処理ＣＡ２で計算したガスタービン出熱と、計測装置５Ｄから受け取ったガスタービン出力と、データベース６から読み出した機関損失などを用いて、ガスタービン入熱およびガスタービン出熱の熱勘定を行い、この熱勘定を活用してガスタービン入口燃焼ガス温度をそれぞれ計算する。 In such a state, the arithmetic unit 7 calculates the gas turbine inlet combustion gas temperature according to the flow shown in FIG. First, the arithmetic unit 7 performs a gas turbine heat input calculation process CA1. By this processing, the arithmetic unit 7 causes the fuel flow rate, fuel temperature and fuel pressure received from the measuring device 5B, the fuel composition read from the database 6, the gas turbine combustor inlet air pressure received from the measuring device 5A, and the gas turbine. The gas turbine input heat input to the gas turbine 3 is calculated using the combustor inlet air temperature, the gas turbine combustor inlet air flow rate, and the gas turbine combustor inlet air composition read from the database 6. Moreover, the arithmetic unit 7 performs the gas turbine heat output calculation process CA2. By this processing, the arithmetic unit 7 uses the gas turbine outlet gas pressure, the gas turbine outlet gas temperature and the gas turbine outlet gas flow rate received from the measuring device 5C, and the gas turbine outlet gas composition read from the database 6 to The heat output from the gas turbine discharged from the turbine 3 is calculated. Then, the arithmetic device 7 performs the heat bill calculation processing CA3, the gas turbine heat input calculated in the gas turbine heat input calculation processing CA1, the gas turbine heat output calculated in the gas turbine heat output calculation processing CA2, and the measurement device 5D. Using the received gas turbine output and the engine loss read from the database 6, etc., the heat account of the gas turbine heat input and gas turbine heat output is calculated, and the gas temperature at the inlet of the gas turbine is calculated using this heat account. To do.

一方、演算装置７はガスタービン入口物質量計算処理ＣＡ４を行う。この処理により、演算装置７は、計測装置５Ａから受け取ったガスタービン燃焼器入口空気流量と、データベース６から読み出したガスタービン燃焼器入口空気組成とを用いて、ガスタービン３に入力されるガスタービン入口物質量を計算する。また、演算装置７はガスタービン出口物質量計算処理ＣＡ５を行う。この処理により、演算装置７は、計測装置５Ｃから受け取ったガスタービン出口ガス流量と、データベース６から読み出したガスタービン出口ガス組成とを用いて、ガスタービン３から出力されるガスタービン出口物質量を計算する。そして、演算装置７は物質勘定計算処理ＣＡ６を行う。この処理により、演算装置７は、ガスタービン入口物質量計算処理ＣＡ４で計算したガスタービン入口物質量や、ガスタービン出口物質量計算処理ＣＡ５で計算したガスタービン出口物質量から、ガスタービン３の排気ガスについて物質勘定を行い、この物質勘定を活用してガスタービン入口燃焼ガス温度をそれぞれ計算する。 On the other hand, the arithmetic unit 7 performs a gas turbine inlet substance amount calculation process CA4. By this processing, the arithmetic device 7 uses the gas turbine combustor inlet air flow rate received from the measuring device 5A and the gas turbine combustor inlet air composition read from the database 6 to input the gas turbine 3 to the gas turbine 3. Calculate the amount of inlet material. Moreover, the arithmetic unit 7 performs a gas turbine outlet material amount calculation process CA5. By this processing, the arithmetic unit 7 uses the gas turbine outlet gas flow rate received from the measuring device 5C and the gas turbine outlet gas composition read from the database 6 to calculate the gas turbine outlet substance amount output from the gas turbine 3. calculate. And the arithmetic unit 7 performs the substance account calculation process CA6. As a result of this processing, the arithmetic unit 7 performs exhaust of the gas turbine 3 from the gas turbine inlet material amount calculated in the gas turbine inlet material amount calculation processing CA4 and the gas turbine outlet material amount calculated in the gas turbine outlet material amount calculation processing CA5. The material account is performed for the gas, and the gas account inlet combustion gas temperature is calculated using the material account.

この後、演算装置７はバランスの収束計算処理ＣＡ７を行う。この処理により、演算装置７は、熱勘定計算処理ＣＡ３計算した各ガスタービン入口燃焼ガス温度と、物質勘定計算処理ＣＡ７で計算した各ガスタービン入口燃焼ガス温度とのバランスの収束計算を行い、最終的なガスタービン入口燃焼ガス温度を算出する。なお、バランスの収束計算処理ＣＡ７では、バランスの収束計算が完了するまで補正を行う。また、計測装置５Ａ〜５Ｄの精度や、計算式に応じて収束計算を行う。 Thereafter, the arithmetic unit 7 performs a balance convergence calculation process CA7. By this process, the arithmetic unit 7 performs a convergence calculation of the balance between each gas turbine inlet combustion gas temperature calculated in the heat account calculation process CA3 and each gas turbine inlet combustion gas temperature calculated in the material account calculation process CA7, and finally The gas turbine inlet combustion gas temperature is calculated. In the balance convergence calculation process CA7, correction is performed until the balance convergence calculation is completed. Further, the convergence calculation is performed according to the accuracy of the measuring devices 5A to 5D and the calculation formula.

こうして、この実施の形態により、ガスタービン３の性能変化が発生しても、性能変化の影響を受けにくいガスタービン入熱およびガスタービン出熱と、同じく性能変化の影響を受けにくいガスタービン入口物質量またはガスタービン出口物質量とを基にして、ガスタービン入口燃焼ガス温度を算出するので、運転目標温度Ｔ_ｉに近い温度でガスタービン３を運転することができる。つまり、この実施の形態により、効率的かつ経済的なガスタービン３の運転を可能にする。また、この実施の形態により、ガスタービン３の各プロセスにおける熱力学的なバランスや物質のバランスを考慮することにより、高い精度でガスタービン入口燃焼ガス温度を制御することができる。さらに、運転目標温度Ｔ_ｉとの偏差が認められた場合には、ガスタービン３の断熱効率の変化を把握することが可能である。 Thus, according to this embodiment, even if the performance change of the gas turbine 3 occurs, the gas turbine heat input and the gas turbine heat output which are not easily affected by the performance change, and the gas turbine inlet material which is also not easily affected by the performance change. and the amount or the gas turbine outlet material amount based on, so to calculate the gas turbine inlet combustion gas temperature, it is possible to operate the gas turbine 3 at a temperature close to the operating target temperature T _i. In other words, this embodiment enables efficient and economical operation of the gas turbine 3. In addition, according to this embodiment, the gas turbine inlet combustion gas temperature can be controlled with high accuracy by taking into account the thermodynamic balance and material balance in each process of the gas turbine 3. Further, when a deviation from the operation target temperature T _i is recognized, it is possible to grasp the change in the heat insulation efficiency of the gas turbine 3.

（実施の形態２）
この実施の形態では、実施の形態１の演算装置７を具体化している。なお、この実施の形態では、実施の形態１と同一もしくは同一と見なされる構成要素には、それと同じ参照符号を付けて、その説明を省略する。 (Embodiment 2)
In this embodiment, the arithmetic device 7 of the first embodiment is embodied. In this embodiment, components that are the same as or the same as those in the first embodiment are given the same reference numerals, and descriptions thereof are omitted.

演算装置７は、燃料供給系８、ガスタービン燃焼器２、ガスタービン３および発電機４に関連する各種のデータを計測装置５Ａ〜５Ｄから受け取ると、図４に示すような流れで、４通りのガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１〜Ｔ_ｉ４を計算し、これらのデータを用いて制御値Ｔ_ＣＯＴを補正する。 When the arithmetic device 7 receives various data related to the fuel supply system 8, the gas turbine combustor 2, the gas turbine 3, and the generator 4 from the measuring devices 5A to 5D, the arithmetic device 7 follows the flow shown in FIG. The gas turbine inlet combustion gas temperatures T _{i1 to} T _i4 are calculated, and the control value T _COT is corrected using these data.

まず、演算装置７はＴ_ｉ１計算処理ＣＡ１１を行う。この処理では図５の実線で示すように、演算装置７は、計測装置５Ａからガスタービン燃焼器入力空気圧力を受け取り、計測装置５Ｃからガスタービン出口ガス圧力およびガスタービン出口ガス温度を受け取る。そして、演算装置７は受け取った各データを用いてガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１を算出する。熱力学的に求める場合、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１は次の式から算出される。
Ｔ_ｉ１＝Ｔ_ｅ〔１−η｛１−（Ｐ_ｅ／Ｐ_ｉ）^{（κ−１）／κ}｝〕
この式では、
Ｐ_ｉ：ガスタービン入口ガス圧力
Ｐ_ｅ：ガスタービン出口ガス圧力
η：ガスタービン断熱効率
である。なお、ガスタービン入口ガス圧力Ｐ_ｉはガスタービン燃焼器入力空気圧力を基にして算出される。実際には、次の簡略化した式を用いる。
Ｔ_ｉ１＝Ｋ_１×Ｔ_ｅ＋Ｋ_２×Ｐ_ｉ
この式では、
Ｋ_１、Ｋ_２：係数
であり、係数Ｋ_１、Ｋ_２は、理論上の値ではなく、経験・実績から決定した値である。 First, the arithmetic unit 7 performs a T _i1 calculation process CA11. In this process, as shown by the solid line in FIG. 5, the arithmetic device 7 receives the gas turbine combustor input air pressure from the measuring device 5A, and receives the gas turbine outlet gas pressure and the gas turbine outlet gas temperature from the measuring device 5C. Then, the arithmetic unit 7 calculates the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 using each received data. When obtaining thermodynamically, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 is calculated from the following equation.
T _i1 = T _e [1-η {1- (P _e / P _i ) ^{(κ−1) / κ} }]
In this formula:
P _i : Gas turbine inlet gas pressure P _e : Gas turbine outlet gas pressure η: Gas turbine insulation efficiency. The gas turbine inlet gas pressure _Pi is calculated based on the gas turbine combustor input air pressure. In practice, the following simplified formula is used.
T _i1 = K ₁ × T _e + K ₂ × P _i
In this formula:
K ₁ , K ₂ : Coefficients, and the coefficients K ₁ , K ₂ are not theoretical values, but values determined from experience and results.

こうした式を用いることにより、ガスタービン３の排気温度および圧力と、空気圧縮機１の圧力とからガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１を算出する。これは従来と同様の算出方法である。この算出方法により、ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１の算出が容易であり、運転変化が生じた場合の応答性が良好である。また、計測器の耐久性が高くなる。これらの理由から、先の式を用いて計算されたガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１は運転制御に用いられる。しかし、この算出方法は、計算式の係数中に、経年劣化で変化するガスタービン３の断熱効率を含み、この断熱効率を定数として扱っているために、性能変化に適応することができない。つまり、ガスタービン３の経時的変化の影響を受け易い。 By using such an equation, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 is calculated from the exhaust temperature and pressure of the gas turbine 3 and the pressure of the air compressor 1. This is the same calculation method as in the prior art. By this calculation method, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 can be easily calculated, and the responsiveness when an operation change occurs is good. In addition, the durability of the measuring instrument is increased. For these reasons, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 calculated using the above equation is used for operation control. However, since this calculation method includes the adiabatic efficiency of the gas turbine 3 that changes due to aging in the coefficient of the calculation formula, and this adiabatic efficiency is treated as a constant, it cannot be adapted to performance changes. That is, the gas turbine 3 is easily affected by changes over time.

演算装置７は、計測装置５Ａ〜５Ｄから各種のデータを受け取ると、Ｔ_ｉ２計算処理ＣＡ１２を行う。この処理では図６の実線で示すように、演算装置７は、計測装置５Ａからガスタービン燃焼器入力空気圧力、ガスタービン燃焼器入力空気温度およびガスタービン燃焼器入力空気流量を受け取り、データベース６からガスタービン燃焼器入力空気組成を読み出す。また、演算装置７は、計測装置５Ｂから燃料供給圧力、燃料温度および燃料流量を受け取り、データベース６から燃料組成を読み出す。そして、演算装置７はこれらのデータを用いてガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２を算出する。ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２は次の式から算出される。
Ｔ_ｉ２＝（Ｑ_ａ＋Ｑ_ｆ）／Ｃ_ｐ
この式では、
Ｑ_ａ：燃焼用空気の熱量
Ｑ_ｆ：燃料の熱量
Ｃ_ｐ：燃焼ガスの比熱（標準的なガス比熱）
である。なお、燃焼用空気の熱量Ｑ_ａは、ガスタービン燃焼器入力空気圧力、ガスタービン燃焼器入力空気温度、ガスタービン燃焼器入力空気流量およびガスタービン燃焼器入力空気組成を基にして算出され、燃料の熱量Ｑ_ｆは、燃料供給圧力、燃料温度、燃料流量および燃料組成を基にして算出される。 When the arithmetic device 7 receives various data from the measuring devices 5A to 5D, the arithmetic device 7 performs a T _i2 calculation process CA12. In this process, as shown by the solid line in FIG. 6, the arithmetic unit 7 receives the gas turbine combustor input air pressure, the gas turbine combustor input air temperature, and the gas turbine combustor input air flow rate from the measuring device 5A. Read the gas turbine combustor input air composition. The arithmetic device 7 receives the fuel supply pressure, the fuel temperature, and the fuel flow rate from the measuring device 5B, and reads the fuel composition from the database 6. Then, the arithmetic unit 7 calculates the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i2 using these data. The gas turbine inlet combustion gas temperature T _i2 is calculated from the following equation.
T _i2 = (Q _a + Q _f ) / C _p
In this formula:
Q _a : calorific value of combustion air Q _f : calorific _{value of} fuel C _p : specific heat of combustion gas (standard gas specific heat)
It is. Incidentally, the amount of heat Q _a of the combustion air, the gas turbine combustor input air pressure is calculated based on the gas turbine combustor input air temperature, a gas turbine combustor input air flow and gas turbine combustor input air composition, fuel heat Q _f of the fuel supply pressure, fuel temperature, is calculated fuel flow rate and fuel composition based on.

こうした式を用いることにより、ガスタービン入熱（燃料＋燃焼用空気）からガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２を算出する。この算出方法で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２の精度は高く、経時的変化の影響を受けにくい。これらの理由から、先の式を用いて計算されたガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２は性能管理に適する。 By using such an equation, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i2 is calculated from the gas turbine heat input (fuel + combustion air). The accuracy of the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i2 calculated by this calculation method is high and is not easily affected by changes over time. For these reasons, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i2 calculated using the above equation is suitable for performance management.

演算装置７は、計測装置５Ａ〜５Ｄから各種のデータを受け取ると、Ｔ_ｉ３計算処理ＣＡ１３を行う。この処理では図７の実線で示すように、演算装置７は、計測装置５Ｃからガスタービン出口ガス温度およびガスタービン出口ガス流量を受け取り、計測装置５Ｄからガスタービン出口を受け取る。そして、演算装置７は受け取った各データを用いてガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ３を算出する。ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ３は次の式から算出される。
Ｔ_ｉ３＝（Ｑ_ｅ＋Ｑ_ｏ＋Ｑ_Ｌ）／Ｃ_ｐ
この式では、
Ｑ_e：排気ガスの熱量（気体の持つ熱）
Ｑ_ｏ：ガスタービン出力（仕事）
Ｑ_Ｌ：損失（熱）
Ｃ_ｐ：燃焼ガスの比熱（標準的なガス比熱）
である。なお、排気ガスの熱量Ｑ_eは、ガスタービン出口ガス温度およびガスタービン出口ガス流量を基にして算出される。 Arithmetic unit 7 receives various types of data from the measuring device _5A-5D, perform _{T i3} computing CA13. In this process, as indicated by the solid line in FIG. 7, the arithmetic device 7 receives the gas turbine outlet gas temperature and the gas turbine outlet gas flow rate from the measuring device 5C, and receives the gas turbine outlet from the measuring device 5D. Then, the arithmetic unit 7 calculates the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i3 using each received data. The gas turbine inlet combustion gas temperature T _i3 is calculated from the following equation.
T _i3 = (Q _e + Q _o + Q _L ) / C _p
In this formula:
Q _e : Exhaust gas calorie (heat of gas)
Q _o : Gas turbine output (work)
Q _L : Loss (heat)
C _p : specific heat of combustion gas (standard gas specific heat)
It is. The heat quantity Q _{e of the} exhaust gas is calculated based on the gas turbine outlet gas temperature and the gas turbine outlet gas flow rate.

こうした式を用いることにより、ガスタービン出熱（排熱＋出力−損出）からガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ３を算出する。この算出方法で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ３の精度は経時的変化の影響を受けにくい。この理由から、先の式を用いて計算されたガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ３は性能管理に適する。 By using such an equation, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i3 is calculated from the gas turbine heat output (exhaust heat + output−loss). The accuracy of the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i3 calculated by this calculation method is not easily affected by changes over time. For this reason, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i3 calculated using the previous equation is suitable for performance management.

演算装置７は、計測装置５Ａ〜５Ｄから各種のデータを受け取ると、Ｔ_ｉ４計算処理ＣＡ１４を行う。この処理では図８の実線で示すように、演算装置７は、計測装置５Ａからガスタービン燃焼器入力空気温度を受け取り、データベース６からガスタービン出口ガス組成を読み出す。そして、演算装置７はこれらのデータを用いてガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ４を算出する。ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ４は次の式の一方を用いて算出される。
Ｔ_ｉ４＝Ｆ（Ｏ_２）−ｔ＋Ｔ_ｃ
Ｔ_ｉ４＝Ｆ（ＣＯ_２）−ｔ＋Ｔ_ｃ
この式では、
Ｆ：あらかじめ燃料計算により得られた標準的燃料における、燃焼によるガスの温度上昇と、排気ガス中の酸素Ｏ_２または二酸化炭素ＣＯ_２の濃度の関係を表す関数
ｔ：損失による温度低下
Ｔ_ｃ：ガスタービン燃焼器入力空気温度
である。なお、排気ガス中の酸素Ｏ_２および二酸化炭素ＣＯ_２はガスタービン出口ガス組成を基にして算出される。 Arithmetic device 7 will perform _Ti4 calculation processing CA14, if various data are received from measuring devices 5A-5D. In this process, as indicated by the solid line in FIG. 8, the arithmetic unit 7 receives the gas turbine combustor input air temperature from the measuring device 5 A and reads the gas turbine outlet gas composition from the database 6. Then, the arithmetic unit 7 calculates the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i4 using these data. The gas turbine inlet combustion gas temperature T _i4 is calculated using one of the following equations.
T _i4 = F (O ₂ ) −t + T _c
T _i4 = F (CO ₂ ) −t + T _c
In this formula:
F: Function representing the relationship between the temperature rise of the gas due to combustion and the concentration of oxygen O ₂ or carbon dioxide CO _{2 in} the exhaust gas in a standard fuel obtained beforehand by fuel calculation t: Temperature drop due to loss T _c : The gas turbine combustor input air temperature. The oxygen O ₂ and carbon dioxide CO ₂ in the exhaust gas are calculated based on the gas turbine outlet gas composition.

こうした式を用いることにより、排気ガス組成（酸素Ｏ_２または二酸化炭素ＣＯ_２濃度等）からガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ４を算出する。この算出方法は簡易であり、この算出方法で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ４は経時的変化の影響を受けにくい。これらの理由から、先の式を用いて計算されたガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ４は性能管理に適する。 By using such an equation, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i4 is calculated from the exhaust gas composition (oxygen O ₂ or carbon dioxide CO ₂ concentration or the like). This calculation method is simple, and the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i4 calculated by this calculation method is not easily affected by changes over time. For these reasons, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i4 calculated using the above equation is suitable for performance management.

なお、Ｔ_ｉ１計算処理ＣＡ１１〜Ｔ_ｉ４計算処理ＣＡ１４で算出されるＴ_ｉ１〜Ｔ_ｉ４は、あらかじめ次のように調整されている。ガスタービン装置の経時的変化が発生していない状況（以下、「機関の初期」という）や、点検修理後の性能回復時、詳細な検査等によりＴ_ｉ１〜Ｔ_ｉ４の各値の差が把握され、補正値が得られている状況、などのときには、Ｔ_ｉ２〜Ｔ_ｉ４がＴ_ｉ１にすべて一致するように、つまり、
Ｔ_ｉ１＝Ｔ_ｉ２＝Ｔ_ｉ３＝Ｔ_ｉ４
となるように、計算式のパラメータを調整する。 _{Incidentally,} _T i1 _{through T i4} calculated by _{T i1} computing CA11～T _i4 computing CA14 is adjusted in advance as follows. Understand the differences in the values of T _{i1 to} T _i4 through detailed inspections, etc., when the gas turbine equipment has not changed over time (hereinafter referred to as the “initial _stage of the engine”), or when performance is restored after inspection and repair. When the correction value is obtained, etc., such that T _{i2 to} T _i4 all match T _i1 , that is,
T _i1 = T _i2 = T _i3 = T _i4
The parameters of the calculation formula are adjusted so that

具体的には、Ｔ_ｉ２の計算式の場合に、
Ｔ_ｉ２＝（Ｑ_ａ＋Ｑ_ｆ）／Ｃ_ｐ
の中で、パラメータＱ_ａ（燃焼用空気の熱量）を調整する。 Specifically, in the case of the formula of T _i2 ,
T _i2 = (Q _a + Q _f ) / C _p
The parameter Q _a (the amount of heat of combustion air) is adjusted.

Ｔ_ｉ３の計算式の場合に、
Ｔ_ｉ３＝（Ｑ_ｅ＋Ｑ_ｏ＋Ｑ_Ｌ）／Ｃ_ｐ
の中で、パラメータＱ_Ｌ（損失熱量）を調整する。 In the case of the formula of _Ti3 ,
T _i3 = (Q _e + Q _o + Q _L ) / C _p
The parameter Q _L (the amount of heat loss) is adjusted.

Ｔ_ｉ４の計算式の場合に、
Ｔ_ｉ４＝Ｆ（Ｏ_２）−ｔ＋Ｔ_ｃ
Ｔ_ｉ４＝Ｆ（ＣＯ_２）−ｔ＋Ｔ_ｃ
の中で、パラメータｔ（損失による温度低下）を調整する。 In the case of the formula of _Ti4 ,
T _i4 = F (O ₂ ) −t + T _c
T _i4 = F (CO ₂ ) −t + T _c
The parameter t (temperature drop due to loss) is adjusted.

こうしたＴ_ｉ１計算処理ＣＡ１１〜Ｔ_ｉ４計算処理ＣＡ１４が終了すると、演算装置７はΔＴ_ａ計算処理ＣＡ１５を行う。この処理で、変化量ΔＴ_ａは次の式から算出される。
ΔＴ_ａ＝Ｔ_ｉ２−Ｔ_ｉ１
また、演算装置７はΔＴ_ｂ計算処理ＣＡ１６を行う。この処理で、変化量ΔＴ_ｂは次の式から算出される。
ΔＴ_ｂ＝Ｔ_ｉ３−Ｔ_ｉ１
さらに、演算装置７はΔＴ_ｃ計算処理ＣＡ１７を行う。この処理で、変化量ΔＴ_ｃは次の式から算出される。
ΔＴ_ｃ＝Ｔ_ｉ４−Ｔ_ｉ１
こうしたΔＴ_ａ計算処理ＣＡ１５〜ΔＴ_ｃ計算処理ＣＡ１７が終了すると、演算装置７は、ΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８を行う。この処理では、あらかじめ精度に応じて設定されたしきい値Ｔｈ_ａ（＞０）により、次の修正を行い、得られた値を修正値ΔＴ_ａｍとする。
ΔＴ_ａ＞Ｔｈ_ａ → ΔＴ_ａ−Ｔｈ_ａ（＝ΔＴ_ａｍ）
ΔＴ_ａ＜−Ｔｈ_ａ → ΔＴ_ａ＋Ｔｈ_ａ（＝ΔＴ_ａｍ）
−Ｔｈ_ａ≦ΔＴ_ａ≦Ｔｈ_ａ → ０（ゼロ＝ΔＴ_ａｍ）
また、演算装置７は、ΔＴ_ｂ修正処理ＣＡ１９を行う。この処理では、あらかじめ精度に応じて設定されたしきい値Ｔｈ_ｂ（＞０）により、次の修正を行い、得られた値を修正値ΔＴ_ｂｍとする。
ΔＴ_ｂ＞Ｔｈ_ｂ → ΔＴ_ｂ−Ｔｈ_ｂ（＝ΔＴ_ｂｍ）
ΔＴ_ｂ＜−Ｔｈ_ｂ → ΔＴ_ｂ＋Ｔｈ_ｂ（＝ΔＴ_ｂｍ）
−Ｔｈ_ｂ≦ΔＴ_ｂ≦Ｔｈ_ｂ → ０（ゼロ＝ΔＴ_ｂｍ）
さらに、演算装置７は、ΔＴ_ｃ修正処理ＣＡ２０を行う。この処理では、あらかじめ精度に応じて設定されたしきい値Ｔｈ_ｃ（＞０）により、次の修正を行い、得られた値を修正値ΔＴ_ｃｍとする。
ΔＴ_ｃ＞Ｔｈ_ｃ → ΔＴ_ｃ−Ｔｈ_ｃ（＝ΔＴ_ｃｍ）
ΔＴ_ｃ＜−Ｔｈ_ｃ → ΔＴ_ｃ＋Ｔｈ_ｃ（＝ΔＴ_ｃｍ）
−Ｔｈ_ｃ≦ΔＴ_ｃ≦Ｔｈ_ｃ → ０（ゼロ＝ΔＴ_ｃｍ）
こうしたΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８〜ΔＴ_ｃ修正処理ＣＡ２０が終了すると、演算装置７は判定処理ＣＡ２１を行う。この処理で演算装置７は、先のΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８〜ΔＴ_ｃ修正処理ＣＡ２０で算出した修正値ΔＴ_ａｍ、ΔＴ_ｂｍおよびΔＴ_ｃｍの符号がすべてプラスであるとき、または、すべてマイナスであるとき、制御値に対する補正が必要であると判断し、次の式から平均値Ｔ_ＡＶを算出する。
Ｔ_ＡＶ＝（ΔＴ_ａｍ＋ΔＴ_ｂｍ＋ΔＴ_ｃｍ）／３
一方、修正値ΔＴ_ａｍ、ΔＴ_ｂｍおよびΔＴ_ｃｍの符号が不一致であるとき、演算装置７は、制御値に対する補正が不要であると判断し、平均値Ｔ_ＡＶをゼロとする。
Ｔ_ＡＶ＝０
判定処理ＣＡ２１が終了すると、演算装置７は算出処理ＣＡ２２を行う。まず、演算装置７は、ガスタービン３の部品の耐熱温度とガスタービン３の熱効率とを考慮して、あらかじめ決定した運転目標温度Ｔ_ｉと、Ｔ_ｉ１計算処理ＣＡ１１で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１とを用い、次の式から制御値Ｔ_ＣＯＴを算出する。
Ｔ_ＣＯＴ＝Ｔ_ｉ−Ｔ_ｉ１
この後、演算装置７は、判定処理ＣＡ２１で算出した平均値Ｔ_ＡＶを加え、
Ｔ_ＣＯＴ＋Ｔ_ＡＶ
を新たな制御値Ｔ_ＣＯＴとする。このとき、先に述べたように、修正値ΔＴ_ａｍ、ΔＴ_ｂｍおよびΔＴ_ｃｍの符号が不一致であるとき、演算装置７は制御値Ｔ_ＣＯＴを補正しない。 When such T _i1 calculation processing CA11 to T _i4 calculation processing CA14 is completed, the arithmetic unit 7 performs ΔT _a calculation processing CA15. In this process, the change amount ΔT _a is calculated from the following equation.
ΔT _a = T _i2 −T _i1
The arithmetic unit 7 performs the [Delta] T _b computing CA16. In this process, the amount of change [Delta] T _b is calculated from the following equation.
ΔT _b = T _i3 −T _i1
Further, the arithmetic unit 7 performs the [Delta] T _c computing CA17. In this process, the change amount ΔT _c is calculated from the following equation.
ΔT _c = T _i4 −T _i1
When such [Delta] T _a computing CA15～derutaT _c computing CA17 is completed, the arithmetic unit 7 performs [Delta] T _a correction process CA18. In this process, the next correction is performed using _a threshold value Th _a (> 0) set in advance according to accuracy, and the obtained value is set as a correction value ΔT _am .
ΔT _a > Th _a → ΔT _a −Th _a (= ΔT _am )
ΔT _a <−Th _a → ΔT _a + Th _a (= ΔT _am )
-Th _a ≦ ΔT _a ≦ Th _a → 0 (zero = ΔT _am )
The arithmetic unit 7 performs [Delta] T _b modification process CA19. In this process, the next correction is performed with a threshold value Th _b (> 0) set in advance according to accuracy, and the obtained value is set as a correction value ΔT _bm .
ΔT _b > Th _b → ΔT _b −Th _b (= ΔT _bm )
ΔT _b <−Th _b → ΔT _b + Th _b (= ΔT _bm )
−Th _b ≦ ΔT _b ≦ Th _b → 0 (zero = ΔT _bm )
Further, the arithmetic unit 7 performs [Delta] T _c correction processing CA20. In this process, the next correction is performed using a threshold value Th _c (> 0) set in advance according to accuracy, and the obtained value is set as a correction value ΔT _cm .
ΔT _c > Th _c → ΔT _c −Th _c (= ΔT _cm )
ΔT _c <−Th _c → ΔT _c + Th _c (= ΔT _cm )
−Th _c ≦ ΔT _c ≦ Th _c → 0 (zero = ΔT _cm )
When such [Delta] T _a correction process CA18～derutaT _c correction process CA20 is completed, the arithmetic unit 7 performs the determination process CA21. Arithmetic unit 7 In this process, when the correction value calculated in the previous [Delta] T _a correction process CA18～derutaT _c correction process CA20 [Delta] T _am, the sign of [Delta] T _bm and [Delta] T _cm all is positive, or, when all are negative Then, it is determined that the control value needs to be corrected, and the average value T _AV is calculated from the following equation.
T _AV = (ΔT _am + ΔT _bm + ΔT _cm ) / 3
On the other hand, when the signs of the correction values ΔT _am , ΔT _bm, and ΔT _cm do not match, the arithmetic unit 7 determines that correction for the control value is unnecessary, and sets the average value T _AV to zero.
T _AV = 0
When the determination process CA21 ends, the arithmetic device 7 performs a calculation process CA22. First, the arithmetic unit 7 considers the heat-resistant temperature of the components of the gas turbine 3 and the thermal efficiency of the gas turbine 3, and determines the operation target temperature T _i determined in advance and the gas turbine inlet combustion gas calculated by the T _i1 calculation process CA11. A control value T _COT is calculated from the following equation using the temperature T _i1 .
T _COT = T _i −T _i1
Thereafter, the arithmetic unit 7 adds the average value T _AV calculated in the determination process CA21,
T _COT + T _AV
_{Is a} new control value _TCOT . At this time, as described above, when the signs of the correction values ΔT _am , ΔT _bm, and ΔT _cm do not match, the arithmetic unit 7 does not correct the control value _TCOT .

この後、ガスタービン装置を制御する制御装置（図示を省略）が制御値Ｔ_ＣＯＴにより、例えば燃料供給系８からの燃料供給を制御して、ガスタービン入口燃焼ガス温度が運転目標温度Ｔ_ｉになるようにする。 Thereafter, a control device (not shown) for controlling the gas turbine device controls the fuel supply from the fuel supply system 8 by the control value _TCOT , for example, so that the gas turbine inlet combustion gas temperature becomes the operation target temperature _Ti . To be.

こうして、この実施の形態により、ガスタービン３の性能変化の影響を受け易いガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１を、ガスタービン３の性能変化の影響を受けにくいガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２〜Ｔ_ｉ４を基にして得た修正値ΔＴ_ａｍ〜ΔＴ_ｃｍの平均値Ｔ_ＡＶで、制御値Ｔ_ＣＯＴを補正するので、例えばガスタービン３の経年劣化による影響を修正することができる。つまり、ガスタービン３に性能変化が発生しても、実際のガスタービン入口燃焼ガス温度を運転目標温度Ｔ_ｉに近づけて、ガスタービン３を運転することを可能にする。これにより、効率的かつ経済的なガスタービン３の運転を可能にする。 Thus, according to this embodiment, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 that is easily influenced by the performance change of the gas turbine 3 is changed to the gas turbine inlet combustion gas temperature T _{i2 to} T that is not easily affected by the performance change of the gas turbine 3. _Since the control value T _COT is corrected with the average value T _AV of the correction values ΔT _{am to} ΔT _cm obtained on the basis of _i4 , for example, the influence due to aging of the gas turbine 3 can be corrected. In other words, the performance change in the gas turbine 3 is also generated, as close to actual gas turbine inlet combustion gas temperature to the operating target temperature T _i, makes it possible to operate the gas turbine 3. This enables an efficient and economical operation of the gas turbine 3.

（実施の形態３）
この実施の形態では、実施の形態２の演算装置７による計算処理が異なる。なお、この実施の形態では、実施の形態１と同一もしくは同一と見なされる構成要素には、それと同じ参照符号を付けて、その説明を省略する。 (Embodiment 3)
In this embodiment, the calculation process by the arithmetic unit 7 of the second embodiment is different. In this embodiment, components that are the same as or the same as those in the first embodiment are given the same reference numerals, and descriptions thereof are omitted.

演算装置７は、燃料供給系８、ガスタービン燃焼器２、ガスタービン３および発電機４に関連する各種のデータを計測装置５Ａ〜５Ｄから受け取ると、図９に示すような流れで、３通りのガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１〜Ｔ_ｉ３を計算し、これらのデータを用いて制御値Ｔ_ＣＯＴを補正する。 When the arithmetic device 7 receives various data related to the fuel supply system 8, the gas turbine combustor 2, the gas turbine 3, and the generator 4 from the measuring devices 5A to 5D, the arithmetic device 7 follows the flow shown in FIG. The gas turbine inlet combustion gas temperatures T _{i1 to} T _i3 are calculated, and the control value T _COT is corrected using these data.

演算装置７は、実施の形態２と同様にしてＴ_ｉ１計算処理ＣＡ１１〜Ｔ_ｉ１計算処理ＣＡ１３を行い、続いて、ΔＴ_ａ計算処理ＣＡ１５とΔＴ_ｂ計算処理ＣＡ１６を行う。この後、実施の形態２と同様にしてΔＴ_ａｍ修正処理ＣＡ１８とΔＴ_ｂ修正処理ＣＡ１９を行い、修正値ΔＴ_ａｍと修正値ΔＴ_ｂｍとを算出する。 Arithmetic unit 7 performs _{T i1} computing CA11～T _i1 calculation processing CA13 in the same manner as in the second embodiment, subsequently, performs the [Delta] T _a computing CA15 and [Delta] T _b computing CA16. Thereafter, perform [Delta] T _am correcting process CA18 and [Delta] T _b correcting process CA19 in the same manner as in the second embodiment, to calculate the a correction value [Delta] T _am and correction value [Delta] T _bm.

これらのΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８とΔＴ_ｂ修正処理ＣＡ１９が終了すると、演算装置７は判定処理ＣＡ２１を行う。この処理で演算装置７は、先のΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８とΔＴ_ｂ修正処理ＣＡ１９で算出した修正値ΔＴ_ａｍとΔＴ_ｂｍの符号がすべてプラスであるとき、または、すべてマイナスであるとき、制御値に対する補正が必要であると判断し、次の式から平均値Ｔ_ＡＶを算出する。
Ｔ_ＡＶ＝（ΔＴ_ａｍ＋ΔＴ_ｂｍ）／２
一方、修正値ΔＴ_ａｍとΔＴ_ｂｍの符号が不一致であるとき、演算装置７は、制御値に対する補正が不要であると判断し、平均値Ｔ_ＡＶをゼロとする。
Ｔ_ＡＶ＝０
判定処理ＣＡ２１が終了すると、演算装置７は算出処理ＣＡ２２を行う。まず、演算装置７は、あらかじめ決定した運転目標温度Ｔ_ｉと、Ｔ_ｉ１計算処理ＣＡ１１で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１とを用い、次の式から制御値Ｔ_ＣＯＴを算出する。
Ｔ_ＣＯＴ＝Ｔ_ｉ−Ｔ_ｉ１
この後、演算装置７は、判定処理ＣＡ２１で算出した平均値Ｔ_ＡＶを加え、
Ｔ_ＣＯＴ＋Ｔ_ＡＶ
を新たな制御値Ｔ_ＣＯＴとする。このとき、先に述べたように、修正値ΔＴ_ａｍとΔＴ_ｂｍの符号が不一致であるとき、演算装置７は制御値Ｔ_ＣＯＴを補正しない。 When these [Delta] T _a correction process CA18 and [Delta] T _b modification processing CA19 is completed, the arithmetic unit 7 performs the determination process CA21. Computing device In this process 7, when the sign of the correction value [Delta] T _am and [Delta] T _bm calculated in the previous [Delta] T _a correction process CA18 and [Delta] T _b modification process CA19 are all positive, or, when all are negative, the control value Is determined to be necessary, and an average value T _AV is calculated from the following equation.
T _AV = (ΔT _am + ΔT _bm ) / 2
On the other hand, when the signs of the correction values ΔT _am and ΔT _bm do not match, the arithmetic unit 7 determines that correction for the control value is unnecessary, and sets the average value T _AV to zero.
T _AV = 0
When the determination process CA21 ends, the arithmetic device 7 performs a calculation process CA22. First, the arithmetic unit 7 calculates the control value T _COT from the following equation using the operation target temperature T _i determined in advance and the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 calculated in the T _i1 calculation process CA11.
T _COT = T _i −T _i1
Thereafter, the arithmetic unit 7 adds the average value T _AV calculated in the determination process CA21,
T _COT + T _AV
_{Is a} new control value _TCOT . At this time, as described above, when the signs of the correction values ΔT _am and ΔT _bm do not match, the arithmetic unit 7 does not correct the control value _TCOT .

この後、実施の形態２と同様に、ガスタービン装置を制御する制御装置（図示を省略）が制御値Ｔ_ＣＯＴにより、例えば燃料供給系８からの燃料供給を制御して、ガスタービン入口燃焼ガス温度が運転目標温度Ｔ_ｉになるようにする。 Thereafter, as in the second embodiment, a control device (not shown) for controlling the gas turbine device controls the fuel supply from the fuel supply system 8 by the control value _TCOT , for example, and the combustion gas at the gas turbine inlet temperature is set to be the operating target temperature T _i.

この実施の形態により、実施の形態２と同様に、ガスタービン３の性能変化の影響を受け易いガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１を、ガスタービン３の性能変化の影響を受けにくいガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２、Ｔ_ｉ３を基にして得た修正値ΔＴ_ａｍとΔＴ_ｂｍの平均値Ｔ_ＡＶで、制御値Ｔ_ＣＯＴを補正するので、例えばガスタービン３の経年劣化による影響を修正することができる。つまり、ガスタービン３に性能変化が発生しても、実際のガスタービン入口燃焼ガス温度を運転目標温度Ｔ_ｉに近づけて、ガスタービン３を運転することを可能にする。これにより、効率的かつ経済的なガスタービン３の運転を可能にする。しかも、実施の形態２のＴ_ｉ４計算処理ＣＡ１４、ΔＴ_ｃ計算処理ＣＡ１７およびΔＴ_ｃ修正処理ＣＡ２０を不要としているので、実施の形態２に比べて演算装置７が行う処理を軽くすることができる。 According to this embodiment, as in the second embodiment, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 that is easily affected by the performance change of the gas turbine 3 is changed to the gas turbine inlet combustion that is not easily affected by the performance change of the gas turbine 3. Since the control value T _COT is corrected by the average value T _AV of the correction values ΔT _am and ΔT _bm obtained based on the gas temperatures T _i2 and T _i3 , for example, it is possible to correct the influence due to aging of the gas turbine 3. it can. In other words, the performance change in the gas turbine 3 is also generated, as close to actual gas turbine inlet combustion gas temperature to the operating target temperature T _i, makes it possible to operate the gas turbine 3. This enables an efficient and economical operation of the gas turbine 3. Moreover, _{T i4} calculation processing CA14 embodiment 2, since the [Delta] T _c computing CA17 and [Delta] T _c correction process CA20 are not required, it is possible to reduce the processing arithmetic unit 7 performs as compared with the second embodiment.

なお、この実施の形態では、３通りのガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１〜Ｔ_ｉ３を計算し、これらのデータを用いて制御値Ｔ_ＣＯＴを補正したが、これ以外にも、次のデータを用いて同様に補正が可能である。
ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１、Ｔ_ｉ２、Ｔ_ｉ４を用いた補正
ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１、Ｔ_ｉ３、Ｔ_ｉ４を用いた補正 In this embodiment, three types of gas turbine inlet combustion gas temperatures T _{i1 to} T _i3 are calculated, and the control value T _COT is corrected using these data. It can be corrected in the same way.
Correction using gas turbine inlet combustion gas temperatures T _i1 , T _i2 , T _i4 Correction using gas turbine inlet combustion gas temperatures T _i1 , T _i3 , T _i4

（実施の形態４）
この実施の形態では、実施の形態２の演算装置７による計算処理が異なる。なお、この実施の形態では、実施の形態１と同一もしくは同一と見なされる構成要素には、それと同じ参照符号を付けて、その説明を省略する。 (Embodiment 4)
In this embodiment, the calculation process by the arithmetic unit 7 of the second embodiment is different. In this embodiment, components that are the same as or the same as those in the first embodiment are given the same reference numerals, and descriptions thereof are omitted.

演算装置７は、燃料供給系８、ガスタービン燃焼器２、ガスタービン３および発電機４に関連する各種のデータを計測装置５Ａ〜５Ｄから受け取ると、図１０に示すような流れで、２通りのガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１、Ｔ_ｉ２を計算し、これらのデータを用いて制御値Ｔ_ＣＯＴを補正する。 When the arithmetic device 7 receives various data related to the fuel supply system 8, the gas turbine combustor 2, the gas turbine 3, and the generator 4 from the measuring devices 5A to 5D, the arithmetic device 7 follows the flow shown in FIG. The gas turbine inlet combustion gas temperatures T _i1 and T _i2 are calculated, and the control value T _COT is corrected using these data.

演算装置７は、実施の形態２と同様にしてＴ_ｉ１計算処理ＣＡ１１とＴ_ｉ２計算処理ＣＡ１２を行い、続いて、ΔＴ_ａ計算処理ＣＡ１５を行う。この後、実施の形態２と同様にしてΔＴ_ａｍ修正処理ＣＡ１８を行い、修正値ΔＴ_ａｍを算出する。 The arithmetic unit 7 performs a T _i1 calculation process CA11 and a T _i2 calculation process CA12 in the same manner as in the second embodiment, and then performs _a ΔTa calculation process CA15. Thereafter, the ΔT _am correction process CA18 is performed in the same manner as in the second embodiment to calculate the correction value ΔT _am .

このΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８が終了すると、演算装置７は算出処理ＣＡ２２を行う。まず、演算装置７は、あらかじめ決定した運転目標温度Ｔ_ｉと、Ｔ_ｉ１計算処理ＣＡ１１で算出したガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１とを用い、次の式から制御値Ｔ_ＣＯＴを算出する。
Ｔ_ＣＯＴ＝Ｔ_ｉ−Ｔ_ｉ１
この後、演算装置７は、ΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８で算出した修正値ΔＴ_ａｍを加え、
Ｔ_ＣＯＴ＋修正値ΔＴ_ａｍ
を新たな制御値Ｔ_ＣＯＴとする。このとき、
−Ｔｈ_ａ＜ΔＴ_ａ＜Ｔｈ_ａ → ０（ゼロ＝ΔＴ_ａｍ）
である場合、演算装置７は制御値Ｔ_ＣＯＴを補正しない。 When the [Delta] T _a correction process CA18 is completed, the arithmetic unit 7 performs the calculation processing CA22. First, the arithmetic unit 7 calculates the control value T _COT from the following equation using the operation target temperature T _i determined in advance and the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 calculated in the T _i1 calculation process CA11.
T _COT = T _i −T _i1
Thereafter, the arithmetic unit 7 adds the correction value ΔT _am calculated in the ΔT _a correction process CA18,
T _COT + correction value ΔT _am
_{Is a} new control value _TCOT . At this time,
-Th _a <ΔT _a <Th _a → 0 (zero = ΔT _am )
, The arithmetic unit 7 does not correct the control value _TCOT .

この実施の形態により、実施の形態２と同様に、ガスタービン３の性能変化の影響を受け易いガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１を、ガスタービン３の性能変化の影響を受けにくいガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ２を基にして得た修正値ΔＴ_ａｍで、制御値Ｔ_ＣＯＴを補正するので、例えばガスタービン３の経時的変化による影響分を修正することができる。つまり、ガスタービン３に性能変化が発生しても、実際のガスタービン入口燃焼ガス温度を運転目標温度Ｔ_ｉに近づけて、ガスタービン３を運転することを可能にする。これにより、効率的かつ経済的なガスタービン３の運転を可能にする。しかも、実施の形態３のＴ_ｉ３計算処理ＣＡ１３、ΔＴ_ｂ計算処理ＣＡ１６、ΔＴ_ｂ修正処理ＣＡ１９および判定処理ＣＡ２１を不要としているので、実施の形態３に比べて演算装置７が行う処理を一層軽くすることができる。 According to this embodiment, as in the second embodiment, the gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 that is easily affected by the performance change of the gas turbine 3 is changed to the gas turbine inlet combustion that is not easily affected by the performance change of the gas turbine 3. Since the control value T _COT is corrected with the correction value ΔT _am obtained on the basis of the gas temperature T _i2 , for example, the influence due to the temporal change of the gas turbine 3 can be corrected. In other words, the performance change in the gas turbine 3 is also generated, as close to actual gas turbine inlet combustion gas temperature to the operating target temperature T _i, makes it possible to operate the gas turbine 3. This enables an efficient and economical operation of the gas turbine 3. Moreover, _{T i3} calculation process CA13 of the third embodiment, [Delta] T _b computing CA16, since the unnecessary [Delta] T _b modification process CA19 and determination process CA21, the processing operation device 7 is carried out as compared with the third embodiment more lightly can do.

なお、この実施の形態では、２通りのガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１、Ｔ_ｉ２を計算し、これらのデータを用いて制御値Ｔ_ＣＯＴを補正したが、これ以外にも、次のデータを用いて同様に補正が可能である。
ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１、Ｔ_ｉ３を用いた補正
ガスタービン入口燃焼ガス温度Ｔ_ｉ１、Ｔ_ｉ４を用いた補正 In this embodiment, two types of gas turbine inlet combustion gas temperatures T _i1 and T _i2 are calculated, and the control value T _COT is corrected using these data. It can be corrected in the same way.
Correction using gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 , T _i3 Correction using gas turbine inlet combustion gas temperature T _i1 , T _i4

（実施の形態５）
この実施の形態では、実施の形態２の演算装置７による計算処理が異なる。なお、この実施の形態では、実施の形態１と同一もしくは同一と見なされる構成要素には、それと同じ参照符号を付けて、その説明を省略する。 (Embodiment 5)
In this embodiment, the calculation process by the arithmetic unit 7 of the second embodiment is different. In this embodiment, components that are the same as or the same as those in the first embodiment are given the same reference numerals, and descriptions thereof are omitted.

この実施の形態では、実施の形態２および実施の形態３の判定処理ＣＡ２１の段階で、ガスタービン３が運転目標温度Ｔ_ｉで運転されているか、どうかを判断するようにしてもよい。つまり、
修正値Ｔ_ＡＶ＝０
であれば、ガスタービン３が運転目標温度Ｔ_ｉで運転されている、と判断し、それ以外はガスタービン３が運転目標温度Ｔ_ｉで運転されていない、と判断するようにしてもよい。 In this embodiment, at the stage of the determination process CA21 Embodiment 2 and Embodiment 3, or the gas turbine 3 is driven at a driving target temperature T _i, it may be determined how. In other words,
Correction value T _AV = 0
If the gas turbine 3 is driven at a driving target temperature T _i, and determines, otherwise not operated gas turbine 3 is in the operating target temperature T _i, and may be determined.

これにより、演算装置７はガスタービン３が運転目標温度Ｔ_ｉで運転されているかどうかを判断し、ガスタービン装置の制御を行わないので、演算装置７の代わりに、パーソナルコンピュータをチェック用として使用することも可能である。この場合には、演算装置７の算出処理ＣＡ２２を省略することができる。 Thereby, the arithmetic unit 7 determines whether or not the gas turbine 3 is operated at the operation target temperature _Ti and does not control the gas turbine device, so that a personal computer is used for checking instead of the arithmetic unit 7. It is also possible to do. In this case, the calculation process CA22 of the arithmetic device 7 can be omitted.

一方、実施の形態４のΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８の段階で、
−Ｔｈ_ａ≦ΔＴ_ａ≦Ｔｈ_ａ
であれば、ガスタービン３が運転目標温度Ｔ_ｉで運転されている、と判断し、それ以外はガスタービン３が運転目標温度Ｔ_ｉで運転されていない、と判断するようにしてもよい。 Meanwhile, at the stage of [Delta] T _a correction process CA18 of the fourth embodiment,
−Th _a ≦ ΔT _a ≦ Th _a
If the gas turbine 3 is driven at a driving target temperature T _i, and determines, otherwise not operated gas turbine 3 is in the operating target temperature T _i, and may be determined.

（実施の形態６）
この実施の形態では、実施の形態２の演算装置７による計算処理が異なる。なお、この実施の形態では、実施の形態１と同一もしくは同一と見なされる構成要素には、それと同じ参照符号を付けて、その説明を省略する。 (Embodiment 6)
In this embodiment, the calculation process by the arithmetic unit 7 of the second embodiment is different. In this embodiment, components that are the same as or the same as those in the first embodiment are given the same reference numerals, and descriptions thereof are omitted.

この実施の形態では、実施の形態２、３で、しきい値を用いたΔＴ_ａ修正処理ＣＡ１８〜ΔＴ_ｃ修正処理ＣＡ２０を省略する。そして、判定処理ＣＡ２１では、ΔＴ_ａ〜ΔＴ_ｃ（実施の形態２）またはΔＴ_ａ、ΔＴ_ｂ（実施の形態３）の各値の符号がすべて一致したときに、平均値Ｔ_ＡＶを算出し、それ以外は平均値Ｔ_ＡＶをゼロとする。 In this embodiment, in the second and third embodiments is omitted [Delta] T _a correction process CA18～derutaT _c correction process CA20 using the threshold. Then, in the determination process CA21, when ΔT _a ~ΔT _c (Embodiment 2) or [Delta] T _a, the sign of each value of [Delta] T _b (Embodiment 3) were all consistent, calculates an average value _{T AV,} Otherwise, the average value T _AV is set to zero.

この実施の形態により、ガスタービン３の簡易的な制御を可能にする。また、この実施の形態に対して、先の実施の形態５の技術を適用すれば、演算装置７による処理をさらに軽くすることができる。 This embodiment enables simple control of the gas turbine 3. If the technique of the previous embodiment 5 is applied to this embodiment, the processing by the arithmetic unit 7 can be further reduced.

以上、この発明の各実施の形態を詳述してきたが、具体的な構成は各実施の形態に限られるものではなく、この発明の要旨を逸脱しない範囲の設計の変更等があっても、この発明に含まれる。例えば、この発明は、発電施設に限らず、ガスタービンを使用するすべての施設に対して適用可能である。 As mentioned above, although each embodiment of this invention has been described in detail, the specific configuration is not limited to each embodiment, and even if there is a design change or the like without departing from the gist of this invention, It is included in this invention. For example, the present invention is not limited to a power generation facility, but can be applied to all facilities using a gas turbine.

この発明の実施の形態１によるガスタービンシステムを示す構成図である。It is a block diagram which shows the gas turbine system by Embodiment 1 of this invention. 各計測装置により生成される出力データを示す図である。It is a figure which shows the output data produced | generated by each measuring device. 実施の形態１によりガスタービン入口燃焼ガス温度を制御するための流れを示す図である。FIG. 3 is a diagram showing a flow for controlling the gas turbine inlet combustion gas temperature according to the first embodiment. 実施の形態２によりガスタービン入口燃焼ガス温度を制御するための流れを示す図である。FIG. 6 is a diagram showing a flow for controlling a gas turbine inlet combustion gas temperature according to a second embodiment. データの受け取りの様子を示す図である。It is a figure which shows the mode of reception of data. データの受け取りの様子を示す図である。It is a figure which shows the mode of reception of data. データの受け取りの様子を示す図である。It is a figure which shows the mode of reception of data. データの受け取りの様子を示す図である。It is a figure which shows the mode of reception of data. 実施の形態３によりガスタービン入口燃焼ガス温度を制御するための流れを示す図である。FIG. 10 is a diagram showing a flow for controlling a gas turbine inlet combustion gas temperature according to a third embodiment. 実施の形態４によりガスタービン入口燃焼ガス温度を制御するための流れを示す図である。FIG. 10 is a diagram showing a flow for controlling a gas turbine inlet combustion gas temperature according to a fourth embodiment. ガスタービン入口燃焼ガス温度の制御について説明する図である。It is a figure explaining control of gas turbine inlet combustion gas temperature. ガスタービンの制御を説明する図であり、図１２（ａ）は制御の際の処理を示す図、図１２（ｂ）は制御の様子を示す図である。It is a figure explaining control of a gas turbine, Fig.12 (a) is a figure which shows the process in the case of control, FIG.12 (b) is a figure which shows the mode of control. ガスタービンの性能が変化した場合のガス状態の変化を表す図である。It is a figure showing the change of a gas state when the performance of a gas turbine changes.

Explanation of symbols

１空気圧縮機
２ガスタービン燃焼器
３ガスタービン
４発電機
５Ａ〜５Ｄ計測装置
６データベース
７演算装置（第１および第２の演算手段、判定手段）
８燃料供給系 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Air compressor 2 Gas turbine combustor 3 Gas turbine 4 Generator 5A-5D Measuring device 6 Database 7 Arithmetic device (1st and 2nd calculating means, determination means)
8 Fuel supply system

Claims

In the operation method of the gas turbine in which the control values of various conditions such as temperature and pressure are set so that the calculated gas turbine inlet combustion gas temperature becomes the operation target temperature, and the operation is controlled by this,
A first calculation process for calculating the first gas turbine inlet combustion gas temperature after the expansion of the combustion gas;
The third gas turbine calculated based on the second gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine input heat, which is the heat input to the gas turbine, and the gas turbine output heat, which is the heat output from the gas turbine A second calculation process for calculating at least two of the fourth gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the inlet combustion gas temperature and the exhaust gas composition of the gas turbine;
A third calculation process for calculating each difference between the first gas turbine inlet combustion gas temperature calculated in the first calculation process and the gas turbine inlet combustion gas temperature calculated in the second calculation process;
When each difference calculated in the third calculation process is not within the preset threshold range and needs to be corrected, each correction is performed by adding or subtracting the threshold to each difference so as to be within the range. A fourth calculation process for calculating a value;
A fifth calculation process for calculating an average value of the correction values calculated in the fourth calculation process;
A sixth calculation process for calculating a control value by adding the average value to a difference between a preset operation target temperature and the gas turbine inlet combustion gas temperature, and various types of the second calculation process While operating by controlling the control values including various conditions,
If each difference is within a preset threshold range in the fourth calculation process and correction is not necessary, the fifth calculation process is omitted and the average value is set to 0, and the sixth calculation process is performed. A control value is calculated based on the difference between the gas turbine inlet combustion gas temperature and the operation target temperature without adding an average value in step (b) .

In a gas turbine system that operates under control by setting control values of various conditions such as temperature and pressure so that the gas turbine inlet combustion gas temperature by calculation becomes the operation target temperature,
First calculating means for calculating a first gas turbine inlet combustion gas temperature after expansion of the combustion gas;
The third gas turbine calculated based on the second gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the gas turbine input heat, which is the heat input to the gas turbine, and the gas turbine output heat, which is the heat output from the gas turbine Second computing means for calculating at least two of the fourth gas turbine inlet combustion gas temperature calculated based on the inlet combustion gas temperature and the exhaust gas composition of the gas turbine;
Third calculation means for calculating each difference between the first gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the first calculation means and the gas turbine inlet combustion gas temperature calculated by the second calculation means;
When each difference calculated by the third computing means is not within the preset threshold range and needs to be corrected, each correction is performed by adding or subtracting the threshold value to each difference so as to be within the range. A fourth computing means for calculating a value;
Fifth calculation means for calculating an average value of the respective correction values calculated by the fourth calculation means;
Sixth arithmetic means for calculating a control value by adding the average value to the difference between the preset operation target temperature and the gas turbine inlet combustion gas temperature, and various kinds of the second arithmetic means While operating by controlling the control values including various conditions,
If the difference is within the threshold range set in advance by the fourth calculating means and correction is not necessary, the fifth calculating means is omitted and the average value is set to 0, and the sixth calculating means A control value is calculated from the difference between the gas turbine inlet combustion gas temperature and the operation target temperature without adding an average value in step ( b).