JP5660958B2

JP5660958B2 - Gas turbine control device, gas turbine, and gas turbine control method

Info

Publication number: JP5660958B2
Application number: JP2011081187A
Authority: JP
Inventors: 繁阿野; 秀樹春田; 西田　幸一; 幸一西田; 輝明赤松
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2011-03-31
Filing date: 2011-03-31
Publication date: 2015-01-28
Anticipated expiration: 2031-03-31
Also published as: JP2012215127A

Description

本発明は、ガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine control device, a gas turbine, and a gas turbine control method.

ガスタービンは、タービンを駆動させるための燃焼ガスを生成する燃焼器に生じる、燃焼振動や火炎消失等の不安定燃焼を防止することが重要である。 In the gas turbine, it is important to prevent unstable combustion such as combustion vibration and flame disappearance generated in a combustor that generates combustion gas for driving the turbine.

上記のことに関連して、特許文献１には、プラントデータ及び気象データから燃焼器の内圧変動を数式モデル化し、該数式モデルに内圧変動の制限値を適用して燃焼振動の発生しやすい領域を求め、その結果を出力することによって、ガスタービンの燃焼器で発生する燃焼振動を数式モデルにより予測することにより、燃焼制御系調整を容易化すると共に、運転中においては燃焼振動発生を早期に検知する技術が記載されている。
また、特許文献２には、発電機出力の入力装置からの発電機出力と車室内空気圧力の入力装置からの圧力を基に発生させた関数との比に対応した燃料比率制御信号を、圧縮機オンライン翼洗浄実施、大気湿度、燃料成分、大気圧力の変化、タービンの劣化、及び発電機出力の変化率によって補正することで、パイロット燃料とメイン燃料との燃料比率を細く制御し、ガスタービンの燃焼器における安定燃焼を維持する技術が記載されている。 In relation to the above, Patent Document 1 discloses an area in which combustion vibration is likely to occur by modeling the internal pressure fluctuation of the combustor from plant data and weather data, and applying the limit value of the internal pressure fluctuation to the mathematical model. And predicting the combustion vibration generated in the combustor of the gas turbine by a mathematical model, facilitating adjustment of the combustion control system and early generation of combustion vibration during operation. The technology to detect is described.
In Patent Document 2, a fuel ratio control signal corresponding to a ratio between a generator output from an input device for generator output and a function generated based on a pressure from an input device for cabin air pressure is compressed. On-line blade cleaning implementation, atmospheric humidity, fuel composition, atmospheric pressure change, turbine deterioration, and generator output change rate are corrected to finely control the fuel ratio between pilot fuel and main fuel, gas turbine A technique for maintaining stable combustion in a combustor is described.

特開２００２−０５４４６０号公報JP 2002-054460 A 特開２００３−１１３７２１号公報JP 2003-113721 A

ここで、大気圧の上昇に伴い、燃焼器に不安定燃焼が生じる場合があった。
特許文献１には、燃焼器の内圧変動の数式モデルに気象データ（大気温度、大気圧力、湿度等）を用いることが記載され、特許文献２には、大気圧力の変化も用いて、燃料比率を制御することが記載されているものの、特許文献１，２には、大気圧の上昇に伴う不安定燃焼を防止する具体的な手段までは言及されていない。 Here, as the atmospheric pressure increases, unstable combustion may occur in the combustor.
Patent Document 1 describes the use of meteorological data (atmospheric temperature, atmospheric pressure, humidity, etc.) as a mathematical model of the internal pressure fluctuation of the combustor, and Patent Document 2 describes the fuel ratio using changes in atmospheric pressure. However, Patent Documents 1 and 2 do not mention any specific means for preventing unstable combustion accompanying an increase in atmospheric pressure.

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができるガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of such circumstances, and is a gas turbine control device, a gas turbine, and a gas turbine control capable of preventing unstable combustion of a combustor accompanying an increase in atmospheric pressure. It aims to provide a method.

上記課題を解決するために、本発明のガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法は以下の手段を採用する。 In order to solve the above problems, the gas turbine control device, gas turbine, and gas turbine control method of the present invention employ the following means.

すなわち、本発明に係るガスタービンの制御装置は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンの制御装置であって、大気圧を測定する大気圧測定手段と、前記大気圧測定手段によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、前記パイロット燃料の比率を制御対象とし、大気圧の上昇に応じて該比率を増加させる増加制御を実行する制御手段と、を備える。 That is, the control device for a gas turbine according to the present invention combusts pilot fuel and main fuel using a compressor that compresses the introduced air to generate compressed air, and the compressed air introduced from the compressor. A control device for a gas turbine comprising a combustor that generates combustion gas and a turbine that is driven by the combustion gas, the atmospheric pressure measuring means for measuring atmospheric pressure, and the atmospheric pressure measuring means And a control means for executing an increase control for increasing the ratio according to a rise in the atmospheric pressure when the atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value.

本発明によれば、ガスタービンの制御装置は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、圧縮機から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンを制御する。 According to the present invention, a control device for a gas turbine compresses intake air to generate compressed air, and uses the compressed air introduced from the compressor to burn pilot fuel and main fuel. A gas turbine including a combustor that generates combustion gas and a turbine driven by the combustion gas is controlled.

ここで、大気圧が低いと空気の密度が低くなり、燃焼器の吸込空気である圧縮空気の質量流量が下がる。しかし、ガスタービンは、出力を保つ必要があるため、ガスタービンの負荷に応じて燃焼器へ燃料が流入することとなる。そのため、燃料に対して空気が少なくなるので、燃空比が上がり、窒素酸化物（ＮＯｘ）の量が上昇する。
ガスタービンは、ＮＯｘが上昇するとＮＯｘを補償値に下げる必要がある。そのため、ガスタービンはパイロット比を下げることによって、ＮＯｘを下げる。パイロット燃料による火炎は、拡散燃焼であり、発生するＮＯｘの量が多いためである。その後、大気圧が上昇すると、燃焼器の吸込空気の質量流量が上昇するので、燃空比が下がり、ＮＯｘも下がる。しかし、パイロット比が必要以上に下がっていると、火種であるパイロット燃料の火炎が小さいので、燃焼器は、燃焼が不安定になり、部分的に火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。 Here, when the atmospheric pressure is low, the density of the air is lowered, and the mass flow rate of the compressed air that is the intake air of the combustor is lowered. However, since the gas turbine needs to maintain its output, the fuel flows into the combustor according to the load of the gas turbine. As a result, the air is reduced relative to the fuel, the fuel-air ratio is increased, and the amount of nitrogen oxide (NOx) is increased.
The gas turbine needs to reduce NOx to a compensation value when NOx increases. Therefore, the gas turbine reduces NOx by lowering the pilot ratio. This is because the flame by the pilot fuel is diffusion combustion and the amount of NOx generated is large. Thereafter, when the atmospheric pressure increases, the mass flow rate of the intake air of the combustor increases, so the fuel-air ratio decreases and NOx also decreases. However, if the pilot ratio is lowered more than necessary, the flame of the pilot fuel, which is a fire type, is small, so that the combustor becomes unstable in combustion, and part of the flame disappears, that is, unstable combustion easily occurs. .

そこで、本発明は、大気圧を測定し、測定した大気圧が基準値以上の場合に、大気圧の上昇に応じてパイロット燃料の比率を増加させる増加制御を実行する。 Therefore, the present invention measures the atmospheric pressure, and executes an increase control for increasing the ratio of the pilot fuel according to the increase in the atmospheric pressure when the measured atmospheric pressure is equal to or higher than the reference value.

従って、本発明は、大気圧の上昇と共にパイロット比を増加させるので、火種であるパイロット燃料による火炎が小さくなることを抑制でき、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができる。 Accordingly, the present invention increases the pilot ratio as the atmospheric pressure rises, so that it is possible to suppress the reduction of the flame caused by the pilot fuel, which is a fire type, and to prevent unstable combustion of the combustor accompanying the increase in atmospheric pressure. it can.

また、本発明に係るガスタービンの制御装置は、前記燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、前記燃焼器における燃焼領域をバイパスして前記燃焼器の下流側に位置する尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁と、前記大気圧測定手段によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、前記バイパス弁の開度を制御対象とし、大気圧の上昇に応じて該開度を増加させる増加制御を実行する制御手段と、を備える。 The control device for a gas turbine according to the present invention, introducing a pre-Symbol compressed air introduced into the combustor casing, the transition piece located downstream of the combustor by bypassing the combustion zone in the combustor a bypass valve for opening and closing the bypass passage for, when the atmospheric pressure is equal to or larger than the reference value as determined by pre-Symbol atmospheric pressure measuring means, the opening degree of the bypass valve as a control object, with the increase of the atmospheric pressure Control means for executing increase control for increasing the opening degree.

本発明によれば、ガスタービンの制御装置は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃焼器車室内に配置され、圧縮機から該燃焼器車室へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンを制御する。 According to the present invention, a control device for a gas turbine includes a compressor that compresses intake air to generate compressed air, and a compressor that is disposed in the combustor casing and is introduced from the compressor into the combustor casing. A gas turbine including a combustor that generates combustion gas by burning fuel using air and a turbine driven by the combustion gas is controlled.

ここで、大気圧が上昇すると燃焼器車室の圧力が上昇する。燃焼器車室の圧力が高いと、燃焼器へ供給される燃料の圧力も上昇するため、燃料が圧縮され、燃料の密度が上昇する（燃料マニホールド圧力の上昇）。そのため、燃焼器へ燃料を供給する燃料供給弁の開度が小さくても、すなわち、燃料供給弁の開度指令値（ＣＳＯ）が小さくても、燃焼器には、大気圧が低い場合に比べて、燃料がより多く流入し、必要な発熱量分の燃料が供給されることとなる。
そのため、大気圧が上昇すると、ＣＳＯは下がることとなる。その結果、燃焼器への燃料流量が少なくなる一方、空気流量が多くなるため、燃空比が下がり、燃焼器は、火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。 Here, when the atmospheric pressure rises, the pressure in the combustor compartment rises. When the pressure in the combustor casing is high, the pressure of the fuel supplied to the combustor also increases, so that the fuel is compressed and the density of the fuel increases (increase in fuel manifold pressure). Therefore, even if the opening degree of the fuel supply valve that supplies fuel to the combustor is small, that is, the opening degree command value (CSO) of the fuel supply valve is small, the combustor has a lower atmospheric pressure than the case where the atmospheric pressure is low. As a result, a larger amount of fuel flows in and fuel for the required amount of heat generation is supplied.
Therefore, when atmospheric pressure rises, CSO will fall. As a result, the fuel flow rate to the combustor decreases, while the air flow rate increases, so the fuel-air ratio decreases, and the combustor is more susceptible to flame disappearance, that is, unstable combustion.

そこで、本発明は、大気圧を測定し、測定した大気圧が基準値以上の場合に、燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、燃焼器における燃焼領域をバイパスして尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁の開度を、大気圧の上昇に応じて増加させる増加制御を実行する。 Therefore, the present invention measures the atmospheric pressure, and when the measured atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value, introduces the compressed air introduced into the combustor casing into the tail cylinder, bypassing the combustion region in the combustor. Increase control is performed to increase the opening of the bypass valve for opening and closing the bypass flow path in response to an increase in atmospheric pressure .

従って、本発明は、燃焼器車室内の圧縮空気の一部が燃焼領域をバイパスするので、燃焼領域に導入される圧縮空気が減少し、燃空比が相対的に上昇するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができる。 Therefore, according to the present invention, since a part of the compressed air in the combustor cabin bypasses the combustion region, the compressed air introduced into the combustion region is reduced and the fuel-air ratio is relatively increased. Unstable combustion of the combustor accompanying the rise can be prevented.

また、本発明のガスタービンの制御装置は、前記制御手段が、前記大気圧に応じて、前記制御対象の増加量を制御する。 In the gas turbine control device of the present invention, the control means controls the amount of increase of the control target according to the atmospheric pressure.

本発明によれば、大気圧に応じて、制御対象の増加量が制御されるので、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 According to the present invention, since the increase amount of the control target is controlled according to the atmospheric pressure, unstable combustion of the combustor accompanying the increase in the atmospheric pressure can be more reliably prevented.

また、本発明のガスタービンの制御装置は、前記制御手段が、前記ガスタービンの出力に応じて、前記制御対象の増加量を制御する。 In the gas turbine control device of the present invention, the control means controls the amount of increase of the control target according to the output of the gas turbine.

本発明によれば、ガスタービンの出力に応じて、制御対象の増加量が制御されるので、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 According to the present invention, since the increase amount of the controlled object is controlled according to the output of the gas turbine, it is possible to more reliably prevent unstable combustion of the combustor accompanying the increase in atmospheric pressure.

また、本発明のガスタービンの制御装置は、前記制御手段が、前記ガスタービンの負荷が部分負荷の場合、前記増加制御を実行しない。 In the gas turbine control device of the present invention, the control means does not execute the increase control when the load of the gas turbine is a partial load.

ガスタービンの負荷が低い場合は、パイロット比、すなわち火種が大きいため、大気圧の上昇の影響は小さい。そのため、本発明は、ガスタービンの負荷が部分負荷の場合には増加制御を実行しないので、燃焼器の不安定燃焼を効率良く防止することができる。 When the load of the gas turbine is low, the pilot ratio, that is, the fire type is large, so the influence of the increase in atmospheric pressure is small. Therefore, the present invention does not execute the increase control when the load of the gas turbine is a partial load, so that unstable combustion of the combustor can be efficiently prevented.

一方、本発明に係るガスタービンは、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃焼器車室内に配置され、前記圧縮機から該燃焼器車室へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、上記記載のガスタービンの制御装置と、を備える。 On the other hand, a gas turbine according to the present invention includes a compressor that compresses intake air to generate compressed air and a combustor casing, and the compressed air introduced from the compressor into the combustor casing. And a combustor that generates combustion gas by burning the fuel, a turbine driven by the combustion gas, and the gas turbine control device described above.

さらに、本発明に係るガスタービンの制御方法は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンと、を備えたガスタービンの制御方法であって、大気圧を測定する第１工程と、測定した大気圧が基準値以上の場合に、大気圧の上昇に応じて前記パイロット燃料の比率を増加させる第２工程と、を含む。 Furthermore, the method for controlling a gas turbine according to the present invention includes a compressor that compresses intake air to generate compressed air, and burns pilot fuel and main fuel using the compressed air introduced from the compressor. A gas turbine control method comprising a combustor that generates combustion gas and a turbine driven by the combustion gas, wherein the first step of measuring atmospheric pressure, and the measured atmospheric pressure exceeds a reference value The second step of increasing the ratio of the pilot fuel in response to an increase in atmospheric pressure .

また、本発明に係るガスタービンの制御方法は、測定した大気圧が基準値以上の場合に、前記燃焼器車室へ導入された圧縮空気を、前記燃焼器における燃焼領域をバイパスして前記燃焼器の下流側に位置する尾筒に導入するためのバイパス流路を開閉させるバイパス弁の開度を大気圧の上昇に応じて増加させる工程を含む。
The control method for a gas turbine according to the present invention, when the atmospheric pressure was measured boss is equal to or larger than the reference value, the compressed air the introduced into the combustor casing, to bypass the combustion zone in the combustor the comprising the step of Ru is increased in accordance with the opening degree of the bypass valve for opening and closing the bypass passage for introducing the transition piece located downstream of the combustor to increase the atmospheric pressure.

本発明によれば、大気圧の上昇に伴う燃焼器の不安定燃焼を防止することができる、という優れた効果を有する。 According to the present invention, there is an excellent effect that unstable combustion of a combustor accompanying an increase in atmospheric pressure can be prevented.

本発明の第１実施形態に係るガスタービンプラントの構成図である。1 is a configuration diagram of a gas turbine plant according to a first embodiment of the present invention. 本発明の第１実施形態に係るパイロット比増加制御の処理の流れを示す機能ブロック図である。It is a functional block diagram which shows the flow of a process of the pilot ratio increase control which concerns on 1st Embodiment of this invention. 本発明の第１実施形態に係る大気圧補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。It is a graph which shows the correction function for calculating the atmospheric pressure correction value which concerns on 1st Embodiment of this invention. 本発明の第１実施形態に係るＣＳＯ補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。It is a graph which shows the correction function for calculating the CSO correction value which concerns on 1st Embodiment of this invention. 本発明の第２実施形態に係る燃焼器の構成図である。It is a block diagram of the combustor which concerns on 2nd Embodiment of this invention. 本発明の第２実施形態に係るバイパス弁開度増加制御の処理の流れを示す機能ブロック図である。It is a functional block diagram which shows the flow of a process of the bypass valve opening degree increase control which concerns on 2nd Embodiment of this invention. 本発明の第１実施形態に係るＭＷ／Ｐｃｓに応じた補正関数を示すグラフである。It is a graph which shows the correction function according to MW / Pcs which concerns on 1st Embodiment of this invention.

以下に、本発明に係るガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法の一実施形態について、図面を参照して説明する。 Hereinafter, an embodiment of a gas turbine control device, a gas turbine, and a gas turbine control method according to the present invention will be described with reference to the drawings.

〔第１実施形態〕
以下、本発明の第１実施形態について説明する。 [First Embodiment]
The first embodiment of the present invention will be described below.

図１は、第１実施形態に係るガスタービンプラント１０の全体構成図である。ガスタービンプラント１０は、ガスタービン１２及び発電機１４を備える。 FIG. 1 is an overall configuration diagram of a gas turbine plant 10 according to the first embodiment. The gas turbine plant 10 includes a gas turbine 12 and a generator 14.

ガスタービン１２は、圧縮機２０、燃焼器２２、及びタービン２４を備える。
圧縮機２０は、回転軸２６により駆動されることで、空気取込口から取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する。燃焼器２２は、燃焼器車室２８（図５参照）内に配置され、圧縮機２０から燃焼器車室２８へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる。タービン２４は、燃焼器２２で発生した燃焼ガスによって回転駆動する。
燃焼器車室２８と燃焼器２２との間にはバイパス流路３０が設けられており、バイパス流路３０は、バイパス弁３２を開くことにより、燃焼器車室２８内の空気を燃焼器２２の下流側に位置する尾筒９６（図５参照）に圧縮空気を導入する流路となる。また、圧縮機２０とタービン２４との間には、圧縮機２０からタービン２４へ冷却用の空気を導入させるための抽気管３４が設けられている。 The gas turbine 12 includes a compressor 20, a combustor 22, and a turbine 24.
The compressor 20 is driven by the rotary shaft 26 to compress the air taken in from the air intake port and generate compressed air. The combustor 22 is disposed in the combustor casing 28 (see FIG. 5), and generates combustion gas by burning fuel using the compressed air introduced from the compressor 20 into the combustor casing 28. The turbine 24 is rotationally driven by the combustion gas generated in the combustor 22.
A bypass flow path 30 is provided between the combustor chamber 28 and the combustor 22, and the bypass flow path 30 opens the bypass valve 32 to convert the air in the combustor chamber 28 into the combustor 22. It becomes a flow path which introduces compressed air into tail pipe 96 (refer to Drawing 5) located in the lower stream side. An extraction pipe 34 for introducing cooling air from the compressor 20 to the turbine 24 is provided between the compressor 20 and the turbine 24.

なお、タービン２４、圧縮機２０、及び発電機１４は、回転軸２６によって連結され、タービン２４に生じる回転駆動力は、回転軸２６によって圧縮機２０及び発電機１４に伝達される。そして、発電機１４は、タービン２４の回転駆動力によって発電し、発電した電力を商用電力系統へ供給する。 The turbine 24, the compressor 20, and the generator 14 are connected by a rotating shaft 26, and the rotational driving force generated in the turbine 24 is transmitted to the compressor 20 and the generator 14 by the rotating shaft 26. The generator 14 generates power with the rotational driving force of the turbine 24 and supplies the generated power to the commercial power system.

また、燃焼器２２には、パイロットノズル３６及びメインノズル３８が設けられている。メインノズル３８は、例えばパイロットノズル３６を取り囲むように複数（例えば８本、図示省略）設けられている。パイロットノズル３６には、圧力調整弁４０Ａで流量調整弁４２Ａ前後の差圧が調整され、流量調整弁４２Ａで流量が調整されたパイロット燃料が供給される。一方、メインノズル３８には、圧力調整弁４０Ｂで流量調整弁４２Ｂ前後の差圧が調整され、流量調整弁４２Ｂで流量が調整されたメイン燃料が供給される。
そして、燃焼器２２は、パイロットノズル３６から供給されたパイロット燃料とメインノズル３８から供給されたメイン燃料を、圧縮空気を用いて燃焼させる。 The combustor 22 is provided with a pilot nozzle 36 and a main nozzle 38. A plurality of main nozzles 38 (for example, eight, not shown) are provided so as to surround the pilot nozzle 36, for example. The pilot nozzle 36 is supplied with pilot fuel whose differential pressure before and after the flow rate adjustment valve 42A is adjusted by the pressure adjustment valve 40A and whose flow rate is adjusted by the flow rate adjustment valve 42A. On the other hand, the main nozzle 38 is supplied with the main fuel whose flow rate is adjusted by the flow rate adjusting valve 42B after the differential pressure across the flow rate adjusting valve 42B is adjusted by the pressure adjusting valve 40B.
The combustor 22 burns the pilot fuel supplied from the pilot nozzle 36 and the main fuel supplied from the main nozzle 38 using compressed air.

ガスタービン制御装置４４は、燃料弁制御部４６及びバイパス弁制御部４８を備える。 The gas turbine control device 44 includes a fuel valve control unit 46 and a bypass valve control unit 48.

燃料弁制御部４６は、ガスタービン１２の運転状態及び温度状態に関する状態量を入力信号として取得し、該入力信号に基づいて燃焼器２２に供給する燃料流量を制御するためのＣＳＯ（Control Signal Output：弁開度指令値）を算出する。運転状態に関する状態量としては、例えばガスタービン１２の出力や回転数が一例として挙げられ、温度状態に関する状態量としては、例えば排ガス温度が一例として挙げられる。すなわち、ＣＳＯは、ガスタービン１２の出力と比例関係にある。 The fuel valve control unit 46 acquires state quantities relating to the operation state and temperature state of the gas turbine 12 as input signals, and controls the flow rate of fuel supplied to the combustor 22 based on the input signals. : Valve opening command value). Examples of the state quantity relating to the operating state include the output and the rotational speed of the gas turbine 12, and examples of the state quantity relating to the temperature state include the exhaust gas temperature. That is, the CSO is proportional to the output of the gas turbine 12.

そして、燃料弁制御部４６は、ＣＳＯに基づいて、パイロット燃料流量に応じた流量調整弁４２Ａの開度を示した開度指令値（ＰＬＣＳＯ）及びメイン燃料流量に応じた流量調整弁４２Ｂの開度を示した開度指令値（ＭＣＳＯ）を算出し、ＰＬＣＳＯに基づいて流量調整弁４２Ａの開度を制御し、ＭＣＳＯに基づいて流量調整弁４２Ｂの開度を制御する。なお、全燃料流量（本第１実施形態ではパイロット燃料流量とメイン燃料流量との和）に対するパイロット燃料流量の比をパイロット比といい、全燃料流量に対するメイン燃料流量の比をメイン比という。 Based on the CSO, the fuel valve control unit 46 opens an opening command value (PLCSO) indicating the opening of the flow rate adjustment valve 42A according to the pilot fuel flow rate and opens the flow rate adjustment valve 42B according to the main fuel flow rate. The opening degree command value (MCSO) indicating the degree is calculated, the opening degree of the flow rate adjusting valve 42A is controlled based on PLCSO, and the opening degree of the flow rate adjusting valve 42B is controlled based on MCSO. A ratio of the pilot fuel flow rate to the total fuel flow rate (the sum of the pilot fuel flow rate and the main fuel flow rate in the first embodiment) is referred to as a pilot ratio, and a ratio of the main fuel flow rate to the total fuel flow rate is referred to as a main ratio.

さらに、燃料弁制御部４６は、パイロット燃料の流量調整弁４２Ａ及びメイン燃料の流量調整弁４２Ｂ前後の差圧が所定の値となるように圧力調整弁４０Ａの開度及び圧力調整弁４０Ｂの開度を制御する。 Furthermore, the fuel valve control unit 46 opens the pressure adjustment valve 40A and opens the pressure adjustment valve 40B so that the differential pressure before and after the flow rate adjustment valve 42A for the pilot fuel and the flow rate adjustment valve 42B for the main fuel becomes a predetermined value. Control the degree.

バイパス弁制御部４８は、バイパス弁３２の開度を示した開度指令値（ＢＹＣＳＯ）を算出し、ＢＹＣＳＯに基づいてバイパス弁３２の開度を制御する。 The bypass valve control unit 48 calculates an opening command value (BYCSO) indicating the opening of the bypass valve 32, and controls the opening of the bypass valve 32 based on the BYCSO.

また、ガスタービン１２は、大気圧を測定する大気圧測定部５０を備える。そして、大気圧測定部５０で測定された大気圧は、ガスタービン制御装置４４へ入力される。 Further, the gas turbine 12 includes an atmospheric pressure measurement unit 50 that measures atmospheric pressure. The atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measuring unit 50 is input to the gas turbine control device 44.

ここで、大気圧が低いと空気の密度が低くなり、燃焼器２０の吸込空気である圧縮空気の質量流量が下がる。しかし、ガスタービン１２は、出力を保つ必要があるため、ガスタービン１２の負荷に応じて燃焼器２２へ燃料が流入することとなる。そのため、燃料に対して空気が少なくなるので、燃空比が上がり、窒素酸化物（ＮＯｘ）の量が上昇する。
ガスタービン１２は、ＮＯｘが上昇するとＮＯｘを補償値に下げる必要がある。そのため、ガスタービン１２はパイロット比を下げることによって、ＮＯｘを下げる。パイロット燃料による火炎は、拡散燃焼であり、発生するＮＯｘの量が多いためである。その後、大気圧が上昇すると、燃焼器２０の吸込空気の質量流量が上昇するので、燃空比が下がり、ＮＯｘも下がる。しかし、パイロット比が必要以上に下がっていると、火種であるパイロット燃料による火炎が小さいので、燃焼器２２は、燃焼が不安定になり、部分的に火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。 Here, when the atmospheric pressure is low, the density of the air is lowered, and the mass flow rate of the compressed air that is the intake air of the combustor 20 is lowered. However, since the gas turbine 12 needs to maintain the output, the fuel flows into the combustor 22 according to the load of the gas turbine 12. As a result, the air is reduced relative to the fuel, the fuel-air ratio is increased, and the amount of nitrogen oxide (NOx) is increased.
The gas turbine 12 needs to lower NOx to a compensation value when NOx rises. Therefore, the gas turbine 12 reduces NOx by lowering the pilot ratio. This is because the flame by the pilot fuel is diffusion combustion and the amount of NOx generated is large. Thereafter, when the atmospheric pressure increases, the mass flow rate of the intake air of the combustor 20 increases, so the fuel-air ratio decreases and NOx also decreases. However, if the pilot ratio is lowered more than necessary, the flame due to the pilot fuel, which is a fire type, is small, so that the combustor 22 becomes unstable in combustion, and the flame disappears, that is, unstable combustion is likely to occur. Become.

そこで、本第１実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、大気圧測定部５０によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、パイロット比を制御対象とし、パイロット比を増加させるパイロット比増加制御を実行する。 Therefore, the gas turbine control device 44 according to the first embodiment increases the pilot ratio so that the pilot ratio is controlled and the pilot ratio is increased when the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measurement unit 50 is equal to or higher than the reference value. Execute control.

なお、本第１実施形態に係るパイロット比増加制御は、大気圧及びガスタービン１２の出力に応じて、パイロット比の増加量を制御する。より具体的には、パイロット比増加制御は、ＰＬＣＳＯ、すなわちパイロット燃料流量を調整する流量調整弁４２Ａの開度を、大気圧及びガスタービン１２の出力に応じて、大気圧が基準値未満の場合に比べて大きな値にすることによって、パイロット比を増加させる。 The pilot ratio increase control according to the first embodiment controls the amount of increase in the pilot ratio according to the atmospheric pressure and the output of the gas turbine 12. More specifically, the pilot ratio increase control is performed when the atmospheric pressure is less than the reference value in accordance with PLCSO, that is, the opening degree of the flow rate adjustment valve 42A for adjusting the pilot fuel flow rate according to the atmospheric pressure and the output of the gas turbine 12. The pilot ratio is increased by making the value larger than.

図２は、本第１実施形態に係る燃料弁制御部４６で実行される、パイロット比増加制御の処理の流れを示す機能ブロック図である。 FIG. 2 is a functional block diagram showing the flow of the pilot ratio increase control process executed by the fuel valve control unit 46 according to the first embodiment.

本第１実施形態に係る燃料弁制御部４６は、大気圧補正値算出部６０、ＣＳＯ算出部６２、ＣＳＯ補正値算出部６４、ＰＬＣＳＯ算出部６６、ｄＰＬＣＳＯ算出部６８、及び温度補正値算出部７０を備える。 The fuel valve control unit 46 according to the first embodiment includes an atmospheric pressure correction value calculation unit 60, a CSO calculation unit 62, a CSO correction value calculation unit 64, a PLCSO calculation unit 66, a dPLCSO calculation unit 68, and a temperature correction value calculation unit. 70.

大気圧補正値算出部６０は、大気圧測定部５０で測定された大気圧に応じた補正値（以下、「大気圧補正値」という。）を算出する。 The atmospheric pressure correction value calculation unit 60 calculates a correction value (hereinafter referred to as “atmospheric pressure correction value”) according to the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measurement unit 50.

図３は、大気圧補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。図３に示すように、大気圧が予め定められた基準値となるまでは、大気圧補正値は「１」であり、大気圧が基準値を超えると、大気圧の上昇に応じて大気圧補正値は増加する。基準値は、例えば、ガスタービン１２の駆動を最適化させるための基準として用いられた大気圧とされる。
なお、図３に示される補正関数では、大気圧補正値を大気圧の上昇に応じて直線的に増加させているが、これに限らず、階段状に段階的に増加させたり、所定の補正値へ漸近するように増加させてもよい。 FIG. 3 is a graph showing a correction function for calculating the atmospheric pressure correction value. As shown in FIG. 3, the atmospheric pressure correction value is “1” until the atmospheric pressure reaches a predetermined reference value. When the atmospheric pressure exceeds the reference value, the atmospheric pressure is increased according to the increase in the atmospheric pressure. The correction value increases. For example, the reference value is an atmospheric pressure used as a reference for optimizing the driving of the gas turbine 12.
In the correction function shown in FIG. 3, the atmospheric pressure correction value is increased linearly as the atmospheric pressure increases. It may be increased asymptotically to the value.

ＣＳＯ算出部６２は、ガスタービン１２の運転状態及び温度状態に関する状態量に基づいて燃焼器２２に供給する燃料流量を制御するためのＣＳＯを算出する。 The CSO calculation unit 62 calculates CSO for controlling the flow rate of fuel supplied to the combustor 22 based on state quantities relating to the operation state and temperature state of the gas turbine 12.

ＣＳＯ補正値算出部６４は、ＣＳＯ算出部６２で算出されたＣＳＯに応じた補正値（以下、「ＣＳＯ補正値」という。）を算出する。なお、上述したようにＣＳＯは、ガスタービン１２の出力に比例している。 The CSO correction value calculation unit 64 calculates a correction value (hereinafter referred to as “CSO correction value”) corresponding to the CSO calculated by the CSO calculation unit 62. As described above, the CSO is proportional to the output of the gas turbine 12.

図４は、ＣＳＯ補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。図４に示すように、ＣＳＯが予め定められた基準値となるまでは、ＣＳＯ補正値は０（零）であり、ＣＳＯが基準値を超えると、ＣＳＯの上昇に応じて大気圧補正値は増加する。そして、ＣＳＯが所定値となると、一定となる。該所定値は、例えば、７０％とされる。 FIG. 4 is a graph showing a correction function for calculating the CSO correction value. As shown in FIG. 4, until the CSO reaches a predetermined reference value, the CSO correction value is 0 (zero). When the CSO exceeds the reference value, the atmospheric pressure correction value is increased as the CSO increases. To increase. And when CSO becomes a predetermined value, it becomes constant. The predetermined value is, for example, 70%.

なお、図４に示す基準値は、ガスタービン１２の負荷が全負荷となる場合である。すなわち、ガスタービン１２が部分負荷の場合は、ＣＳＯ補正値は０（零）となる。ガスタービン１２の負荷が低い場合（例えば７０％負荷以下の場合）は、燃空比が定格負荷よりも小さいため、より火炎消失が起きる可能性があるとも考えられるが、パイロット比が大きく火種が大きいため、大気圧の上昇の影響は小さく、ガスタービン１２は、パイロット比増加制御を必要としない。 In addition, the reference value shown in FIG. 4 is a case where the load of the gas turbine 12 becomes a full load. That is, when the gas turbine 12 has a partial load, the CSO correction value is 0 (zero). When the load of the gas turbine 12 is low (for example, when the load is 70% or less), since the fuel-air ratio is smaller than the rated load, it may be possible that the flame disappears. Since it is large, the influence of the increase in atmospheric pressure is small, and the gas turbine 12 does not require pilot ratio increase control.

乗算部７２は、大気圧補正値算出部６０で算出された大気圧補正値に、ＣＳＯ補正値算出部６４で算出されたＣＳＯ補正値を乗算し、ＰＬＣＳＯ補正値を算出する。 The multiplication unit 72 multiplies the atmospheric pressure correction value calculated by the atmospheric pressure correction value calculation unit 60 by the CSO correction value calculated by the CSO correction value calculation unit 64 to calculate a PLCSO correction value.

ＰＬＣＳＯ算出部６６は、ＣＳＯ算出部６２で算出されたＣＳＯに基づいて、ＰＬＣＳＯを算出する。 The PLCSO calculation unit 66 calculates PLCSO based on the CSO calculated by the CSO calculation unit 62.

ｄＰＬＣＳＯ算出部６８は、ＣＳＯ算出部６２で算出されたＣＳＯに応じて予め定められた条件に基づいた補正値であるｄＰＬＣＳＯを算出する。 The dPLCSO calculation unit 68 calculates dPLCSO which is a correction value based on a condition determined in advance according to the CSO calculated by the CSO calculation unit 62.

温度補正値算出部７０は、温度測定部７４で測定された燃焼器２２の吸気温度に応じたＰＬＣＳＯの補正値であるｔＰＬＣＳＯを算出する。 The temperature correction value calculation unit 70 calculates tPLCSO, which is a PLCSO correction value according to the intake air temperature of the combustor 22 measured by the temperature measurement unit 74.

乗算部７６は、ｄＰＬＣＳＯ算出部６８で算出されたｄＰＬＣＳＯに、温度補正値算出部７０で算出されたｔＰＬＣＳＯを乗算する。 The multiplication unit 76 multiplies the dPLCSO calculated by the dPLCSO calculation unit 68 by the tPLCSO calculated by the temperature correction value calculation unit 70.

減算部７８は、ＰＬＣＳＯ算出部６６で算出されたＰＬＣＳＯから乗算部７６による乗算結果を減算する。 The subtraction unit 78 subtracts the multiplication result by the multiplication unit 76 from the PLCSO calculated by the PLCSO calculation unit 66.

加算部８０は、減算部７８による減算結果であるＰＬＣＳＯに乗算部７２による乗算結果であるＰＬＣＳＯ補正値を加算し、補正後のＰＬＣＳＯを出力する。 The adding unit 80 adds the PLCSO correction value that is the multiplication result of the multiplication unit 72 to the PLCSO that is the subtraction result of the subtraction unit 78, and outputs the corrected PLCSO.

そして、燃料弁制御部４６は、上記のようにして算出した補正後のＰＬＣＳＯに基づいて、パイロット燃料流量を調整する流量調整弁４２Ａの開度を制御する。 Then, the fuel valve control unit 46 controls the opening degree of the flow rate adjusting valve 42A that adjusts the pilot fuel flow rate based on the corrected PLCSO calculated as described above.

以上説明したように、本第１実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機２０と、圧縮機２０から導入された圧縮空気を用いてパイロット燃料とメイン燃料とを燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器２２と、該燃焼ガスにより駆動するタービン２４と、を備えたガスタービン１２を制御する。そして、ガスタービン制御装置４４は、大気圧測定部５０によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、パイロット燃料の比率を増加させるパイロット比増加制御を実行する。 As described above, the gas turbine control device 44 according to the first embodiment uses the compressor 20 that compresses the taken-in air to generate compressed air, and uses the compressed air introduced from the compressor 20 as a pilot. A gas turbine 12 including a combustor 22 that generates combustion gas by burning fuel and main fuel and a turbine 24 that is driven by the combustion gas is controlled. And the gas turbine control apparatus 44 performs pilot ratio increase control which increases the ratio of pilot fuel, when the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measurement part 50 is more than a reference value.

従って、本第１実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、大気圧の上昇と共にパイロット比を増加させるので、火種であるパイロット燃料による火炎が小さくなることを抑制でき、大気圧の上昇に伴う燃焼器２２の不安定燃焼を防止することができる。 Therefore, since the gas turbine control device 44 according to the first embodiment increases the pilot ratio as the atmospheric pressure increases, it is possible to suppress the reduction of the flame caused by the pilot fuel, which is a fire type, and the combustion accompanying the increase in the atmospheric pressure. Unstable combustion of the vessel 22 can be prevented.

また、本第１実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、大気圧に応じて、ＰＬＣＳＯの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器２２の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 In addition, since the gas turbine control device 44 according to the first embodiment controls the increase amount of the PLCSO according to the atmospheric pressure, the unstable combustion of the combustor 22 accompanying the increase in the atmospheric pressure is more reliably prevented. be able to.

また、本第１実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、ガスタービン１２の出力に応じて、ＰＬＣＳＯの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器２２の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 In addition, the gas turbine control device 44 according to the first embodiment controls the amount of increase in PLCSO according to the output of the gas turbine 12, so that the unstable combustion of the combustor 22 accompanying the increase in atmospheric pressure is more reliably performed. Can be prevented.

また、本第１実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、ガスタービン１２の負荷が部分負荷の場合にはパイロット比増加制御を実行しないので、燃焼器２２の不安定燃焼を効率良く防止することができる。 Further, since the gas turbine control device 44 according to the first embodiment does not execute the pilot ratio increase control when the load of the gas turbine 12 is a partial load, the unstable combustion of the combustor 22 can be efficiently prevented. Can do.

なお、本第１実施形態では、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン１２の出力に応じて、パイロット比の増加量を制御する形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではない。例えば、パイロット比増加制御は、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン１２の出力の何れか一方に応じてパイロット比を増加させる制御とされてもよいし、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧やガスタービン１２の出力に関わらず、予め定められた補正値をＰＬＣＳＯに加算又は乗算することによって、パイロット比を増加させる制御とされてもよい。 In the first embodiment, when the atmospheric pressure exceeds the reference value, the form in which the increase amount of the pilot ratio is controlled according to the atmospheric pressure and the output of the gas turbine 12 has been described. It is not limited to this. For example, the pilot ratio increase control may be a control that increases the pilot ratio in accordance with either the atmospheric pressure or the output of the gas turbine 12 when the atmospheric pressure exceeds a reference value. When the reference value is exceeded, the pilot ratio may be increased by adding or multiplying a predetermined correction value to the PLCSO regardless of the atmospheric pressure or the output of the gas turbine 12.

〔第２実施形態〕
以下、本発明の第２実施形態について説明する。 [Second Embodiment]
Hereinafter, a second embodiment of the present invention will be described.

なお、本第２実施形態に係るガスタービンプラント１０の構成は、図１に示す第１実施形態に係るガスタービンプラント１０の構成と同様であるので説明を省略する。 The configuration of the gas turbine plant 10 according to the second embodiment is the same as the configuration of the gas turbine plant 10 according to the first embodiment shown in FIG.

図５は、燃焼器２２における構成の概略を説明する模式図である。 FIG. 5 is a schematic diagram for explaining an outline of the configuration of the combustor 22.

燃焼器２２は、ハウジング９０に、それを貫通して燃焼器車室２８に至るように取り付けられ、内筒９２、内筒９２の内部に配置される燃料ノズル９４（パイロットノズル３６及びメインノズル３８）、内筒の下流側に接続される尾筒９６、及びバイパス流路３０を備えている。 The combustor 22 is attached to the housing 90 so as to pass through the housing 90 and reach the combustor chamber 28, and the fuel nozzle 94 (the pilot nozzle 36 and the main nozzle 38) disposed in the inner cylinder 92 and the inner cylinder 92. ), A tail cylinder 96 connected to the downstream side of the inner cylinder, and a bypass flow path 30.

内筒９２は、内部に圧縮機２０により圧縮された空気が導入され、燃料ノズル９４から噴射された燃料と、この圧縮された空気とを混合して高温高圧の燃焼ガスを生成する。 The inner cylinder 92 is supplied with air compressed by the compressor 20 and mixes the fuel injected from the fuel nozzle 94 with the compressed air to generate high-temperature and high-pressure combustion gas.

尾筒９６は、筒状の形状に形成され、内筒９２からタービン２４の流入部に向かって延びる流路を形成するものである。すなわち、尾筒９６は、その内部を、燃焼により生成される燃焼ガスが流れる。そして、バイパス流路３０は、一例として尾筒９６の略中間位置に設けられている。 The tail cylinder 96 is formed in a cylindrical shape and forms a flow path extending from the inner cylinder 92 toward the inflow portion of the turbine 24. That is, the combustion gas generated by the combustion flows in the transition piece 96. And the bypass flow path 30 is provided in the substantially middle position of the tail tube 96 as an example.

ここで、大気圧が上昇すると燃焼器車室２８の圧力が上昇する。燃焼器車室２８の圧力が高いと、燃焼器２２へ供給される燃料の圧力も上昇するため、燃料が圧縮され、燃料の密度が上昇する（燃料マニホールド圧力の上昇）。そのため、燃焼器２２へ燃料を供給する燃料供給弁（流量調整弁４２Ａ，４２Ｂ）の開度が小さくても、すなわち、燃料供給弁の開度指令値であるＣＳＯ（ＰＬＣＳＯ，ＭＣＳＯ）が小さくても、燃焼器２２には、大気圧が低い場合に比べて、燃料がより多く流入し、必要な発熱量分の燃料が供給されることとなる。
そのため、大気圧が上昇すると、ＣＳＯ（ＰＬＣＳＯ，ＭＣＳＯ）は下がることとなる。その結果、燃焼器２２への燃料流量が少なくなる一方、空気流量が多くなるため、燃空比が下がり、燃焼器２２は、火炎消失、すなわち不安定燃焼が発生し易くなる。 Here, when the atmospheric pressure increases, the pressure in the combustor casing 28 increases. When the pressure in the combustor chamber 28 is high, the pressure of the fuel supplied to the combustor 22 also increases, so that the fuel is compressed and the density of the fuel increases (increase in fuel manifold pressure). Therefore, even if the opening degree of the fuel supply valve (flow rate adjusting valves 42A, 42B) that supplies fuel to the combustor 22 is small, that is, the CSO (PLCSO, MCSO) that is the opening degree command value of the fuel supply valve is small. However, more fuel flows into the combustor 22 than in the case where the atmospheric pressure is low, and the fuel for the necessary calorific value is supplied.
Therefore, when the atmospheric pressure increases, CSO (PLCSO, MCSO) decreases. As a result, while the fuel flow rate to the combustor 22 is reduced, the air flow rate is increased, the fuel-air ratio is lowered, and the combustor 22 is liable to generate flame disappearance, that is, unstable combustion.

そこで、本第２実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、大気圧測定部５０によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、バイパス弁３２の開度を制御対象とし、該開度を増加させるバイパス弁開度増加制御を実行する。 Therefore, the gas turbine control device 44 according to the second embodiment sets the opening of the bypass valve 32 as a control target when the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measurement unit 50 is equal to or higher than a reference value, and sets the opening to the opening. The bypass valve opening increase control to be increased is executed.

なお、本第２実施形態に係るバイパス弁開度増加制御は、大気圧及びガスタービン１２の出力に応じて、バイパス弁３２の開度の増加量を制御する。より具体的には、バイパス弁開度増加制御は、バイパス弁３２の開度を、大気圧及びガスタービン１２の出力に応じて、大気圧が基準値未満の場合に比べて大きな値にする。 In addition, the bypass valve opening degree increase control according to the second embodiment controls the increase amount of the opening degree of the bypass valve 32 according to the atmospheric pressure and the output of the gas turbine 12. More specifically, in the bypass valve opening degree increase control, the opening degree of the bypass valve 32 is set to a larger value than the case where the atmospheric pressure is less than the reference value, according to the atmospheric pressure and the output of the gas turbine 12.

図６は、本発明の第２実施形態に係るバイパス弁制御部４８で実行される、バイパス弁開度増加制御の処理の流れを示す機能ブロック図である。なお、図６における図２と同一の構成部分については図２と同一の符号を付して、その説明を省略する。 FIG. 6 is a functional block diagram showing a flow of processing of bypass valve opening increase control executed by the bypass valve control unit 48 according to the second embodiment of the present invention. In FIG. 6, the same components as those in FIG. 2 are denoted by the same reference numerals as those in FIG.

本第２実施形態に係るバイパス弁制御部４８は、ＭＷ／Ｐｃｓ算出部１００、ＭＷ／Ｐｃｓ補正値算出部１０２、ＢＹＣＳＯ算出部１０４、ｄＢＹＣＳＯ算出部１０６、及び温度補正値算出部１０７を備える。 The bypass valve control unit 48 according to the second embodiment includes a MW / Pcs calculation unit 100, a MW / Pcs correction value calculation unit 102, a BYCSO calculation unit 104, a dBYCSO calculation unit 106, and a temperature correction value calculation unit 107.

ＭＷ／Ｐｃｓ算出部１００は、ガスタービンの出力（発電機１４の出力）の実測値（ＭＷ）と燃焼器車室２８内の圧力の実測値（Ｐｃｓ）との比であるＭＷ／Ｐｃｓを算出する。 The MW / Pcs calculation unit 100 calculates MW / Pcs, which is a ratio between the actual measurement value (MW) of the output of the gas turbine (output of the generator 14) and the actual measurement value (Pcs) of the pressure in the combustor casing 28. To do.

ＭＷ／Ｐｃｓ補正値算出部１０２は、ＭＷ／Ｐｃｓ算出部１００で算出されたＭＷ／Ｐｃｓに応じた補正値（以下、「ＭＷ／Ｐｃｓ補正値」という。）を算出する。なお、上述したようにＭＷ／Ｐｃｓは、ガスタービン１２の出力に比例している。 The MW / Pcs correction value calculation unit 102 calculates a correction value corresponding to the MW / Pcs calculated by the MW / Pcs calculation unit 100 (hereinafter referred to as “MW / Pcs correction value”). As described above, MW / Pcs is proportional to the output of the gas turbine 12.

図７は、ＭＷ／Ｐｃｓ補正値を算出するための補正関数を示すグラフである。図７に示すように、ＭＷ／Ｐｃｓが予め定められた基準値となるまでは、ＭＷ／Ｐｃｓ補正値は０（零）であり、ＭＷ／Ｐｃｓが基準値を超えると、ＭＷ／Ｐｃｓの上昇に応じてＭＷ／Ｐｃｓ補正値は増加する。そして、ＭＷ／Ｐｃｓが所定値となると、一定となる。該所定値は、例えば、７０％とされる。 FIG. 7 is a graph showing a correction function for calculating the MW / Pcs correction value. As shown in FIG. 7, the MW / Pcs correction value is 0 (zero) until MW / Pcs reaches a predetermined reference value. When MW / Pcs exceeds the reference value, the MW / Pcs increases. Accordingly, the MW / Pcs correction value increases. And when MW / Pcs becomes a predetermined value, it becomes constant. The predetermined value is, for example, 70%.

なお、基準値は、ガスタービン１２の負荷が全負荷となる場合である。 In addition, a reference value is a case where the load of the gas turbine 12 becomes a full load.

乗算部１０８は、大気圧補正値算出部６０で算出された大気圧補正値に、ＭＷ／Ｐｃｓ補正値算出部１０２で算出されたＭＷ／Ｐｃｓ補正値を乗算し、ＢＹＣＳＯ補正値を算出する。 The multiplication unit 108 multiplies the atmospheric pressure correction value calculated by the atmospheric pressure correction value calculation unit 60 by the MW / Pcs correction value calculated by the MW / Pcs correction value calculation unit 102 to calculate a BYCSO correction value.

ＢＹＣＳＯ算出部１０４は、ＭＷ／Ｐｃｓ算出部１００で算出されたＭＷ／Ｐｃｓに基づいて、ＢＹＣＳＯを算出する。 The BYCSO calculation unit 104 calculates BYCSO based on the MW / Pcs calculated by the MW / Pcs calculation unit 100.

ｄＢＹＣＳＯ算出部１０６は、ＭＷ／Ｐｃｓ算出部１００で算出されたＭＷ／Ｐｃｓに応じて予め定められた条件に基づいた補正値であるｄＢＹＣＳＯを算出する。 The dBYCSO calculation unit 106 calculates dBYCSO, which is a correction value based on a predetermined condition according to MW / Pcs calculated by the MW / Pcs calculation unit 100.

温度補正値算出部１０７は、温度測定部７４で測定された圧縮機２０の吸気温度に応じたＢＹＣＳＯの補正値であるｔＢＹＣＳＯを算出する。 The temperature correction value calculation unit 107 calculates tBYCSO, which is a correction value of BYCSO corresponding to the intake air temperature of the compressor 20 measured by the temperature measurement unit 74.

乗算部１１０は、ｄＢＹＣＳＯ算出部１０６で算出されたｄＢＹＣＳＯに、温度補正値算出部１０７で算出されたｔＢＹＣＳＯを乗算する。 Multiplier 110 multiplies dBYCSO calculated by dBYCSO calculator 106 by tBYCSO calculated by temperature correction value calculator 107.

減算部１１２は、ＢＹＣＳＯ算出部１０４で算出されたＢＹＣＳＯから乗算部１０８による乗算結果を減算する。 The subtraction unit 112 subtracts the multiplication result by the multiplication unit 108 from the BYCSO calculated by the BYCSO calculation unit 104.

加算部１１４は、減算部１１２による減算結果であるＢＹＣＳＯに乗算部１０８による乗算結果であるＢＹＬＣＳＯ補正値を加算し、補正後のＢＹＣＳＯを出力する。 The addition unit 114 adds the BYLCSO correction value, which is the multiplication result of the multiplication unit 108, to the BYCSO, which is the subtraction result of the subtraction unit 112, and outputs the corrected BYCSO.

バイパス弁制御部４８は、上記のようにして算出した補正後のＢＹＣＳＯに基づいて、バイパス弁３２の開度を制御する。 The bypass valve control unit 48 controls the opening degree of the bypass valve 32 based on the corrected BYCSO calculated as described above.

以上説明したように、本第２実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、取り入れた空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機２０と、燃焼器車室２８内に配置され、圧縮機２０から該燃焼器車室２８へ導入された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させることで燃焼ガスを発生させる燃焼器２２と、該燃焼ガスにより駆動するタービン２４と、を備えたガスタービン１２を制御する。そして、ガスタービン制御装置４４は、大気圧測定部５０によって測定された大気圧が基準値以上の場合に、燃焼器車室２８へ導入された圧縮空気を燃焼器２２における燃焼領域をバイパスして尾筒９６に導入させるためのバイパス流路３０を開閉させるバイパス弁３２の開度を増加させるバイパス弁開度増加制御を実行する。 As described above, the gas turbine control device 44 according to the second embodiment is disposed in the compressor 20 that compresses the taken-in air to generate compressed air, and in the combustor casing 28. The gas turbine 12, which includes a combustor 22 that generates combustion gas by burning fuel using compressed air introduced into the combustor casing 28, and a turbine 24 that is driven by the combustion gas, is controlled. To do. The gas turbine control device 44 bypasses the combustion region in the combustor 22 with the compressed air introduced into the combustor casing 28 when the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measuring unit 50 is equal to or higher than the reference value. Bypass valve opening degree increase control for increasing the opening degree of the bypass valve 32 that opens and closes the bypass flow path 30 to be introduced into the transition piece 96 is executed.

従って、本第２実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、燃焼器車室２８内の圧縮空気が尾筒９６へも流れ、燃焼器車室２８内の圧縮空気の一部が燃焼領域をバイパスするので、燃焼領域に導入される圧縮空気が減少し、燃空比が相対的に上昇するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器２２の不安定燃焼を防止することができる。 Therefore, in the gas turbine control device 44 according to the second embodiment, the compressed air in the combustor casing 28 also flows to the tail cylinder 96, and a part of the compressed air in the combustor casing 28 bypasses the combustion region. Therefore, the compressed air introduced into the combustion region is reduced, and the fuel-air ratio is relatively increased, so that unstable combustion of the combustor 22 accompanying the increase in atmospheric pressure can be prevented.

また、本第２実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、大気圧に応じて、ＢＹＣＳＯの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器２２の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 In addition, since the gas turbine control device 44 according to the second embodiment controls the amount of increase in BYCSO according to the atmospheric pressure, the unstable combustion of the combustor 22 accompanying the increase in the atmospheric pressure can be more reliably prevented. be able to.

また、本第２実施形態に係るガスタービン制御装置４４は、ガスタービン１２の出力に応じて、ＢＹＣＳＯの増加量を制御するので、大気圧の上昇に伴う燃焼器２２の不安定燃焼をより確実に防止することができる。 Further, since the gas turbine control device 44 according to the second embodiment controls the amount of increase in BYCSO in accordance with the output of the gas turbine 12, more reliable unstable combustion of the combustor 22 due to an increase in atmospheric pressure is ensured. Can be prevented.

なお、本第２実施形態では、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン１２の出力に応じて、ＢＹＣＳＯの増加量を制御する形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではない。例えば、バイパス弁開度増加制御は、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧及びガスタービン１２の出力の何れか一方に応じてＢＹＣＳＯを増加させる制御とされてもよいし、大気圧が基準値を超えた場合に、大気圧やガスタービン１２の出力に関わらず、予め定められた補正値をＢＹＣＳＯに加算又は乗算することによって、ＢＹＣＳＯを増加させる制御とされてもよい。 In the second embodiment, when the atmospheric pressure exceeds the reference value, the form in which the increase amount of BYCSO is controlled according to the atmospheric pressure and the output of the gas turbine 12 has been described. It is not limited to. For example, the bypass valve opening degree increase control may be a control for increasing BYCSO according to any one of the atmospheric pressure and the output of the gas turbine 12 when the atmospheric pressure exceeds a reference value. May exceed BYCSO by adding or multiplying a predetermined correction value to BYCSO regardless of the atmospheric pressure or the output of gas turbine 12.

以上、本発明を、上記各実施形態を用いて説明したが、本発明の技術的範囲は上記実施形態に記載の範囲には限定されない。発明の要旨を逸脱しない範囲で上記各実施形態に多様な変更または改良を加えることができ、該変更または改良を加えた形態も本発明の技術的範囲に含まれる。 As mentioned above, although this invention was demonstrated using said each embodiment, the technical scope of this invention is not limited to the range as described in the said embodiment. Various changes or improvements can be added to the above-described embodiments without departing from the gist of the invention, and embodiments to which the changes or improvements are added are also included in the technical scope of the present invention.

１２ガスタービン
２０圧縮機
２２燃焼器
２４タービン
２８燃焼器車室
３２バイパス弁
４４ガスタービン制御装置
４６燃料弁制御部
４８バイパス弁制御部
５０大気圧測定部
９６尾筒
DESCRIPTION OF SYMBOLS 12 Gas turbine 20 Compressor 22 Combustor 24 Turbine 28 Combustor compartment 32 Bypass valve 44 Gas turbine control device 46 Fuel valve control part 48 Bypass valve control part 50 Atmospheric pressure measurement part 96

Claims

A compressor that compresses the introduced air to generate compressed air, a combustor that generates combustion gas by burning pilot fuel and main fuel using the compressed air introduced from the compressor, and the combustion A gas turbine control device comprising: a gas-driven turbine;
Atmospheric pressure measuring means for measuring atmospheric pressure;
When the atmospheric pressure measured by the atmospheric pressure measuring means is equal to or higher than a reference value, the control means for controlling the pilot fuel ratio as a control target and executing an increase control for increasing the ratio according to the increase in the atmospheric pressure ;
A control device for a gas turbine.

A bypass valve for opening and closing the compressed air introduced into the pre-Symbol combustor casing, a bypass passage for introducing the transition piece to bypass the combustion zone located downstream of the combustor in the combustor,
If the atmospheric pressure measured by the front Symbol atmospheric pressure measuring means is equal to or larger than the reference value, the control of the opening degree of the bypass valve as a control object, executes increasing control for increasing the the open degree in response to an increase in atmospheric pressure Means,
The gas turbine control device according to claim 1, comprising:

The control means, in response to the output of the gas turbine control apparatus for a gas turbine according to claim 1 or claim 2, wherein controlling the increase of the controlled object.

Wherein, when the load of the gas turbine partial load, the control device for a gas turbine according to any one of claims 1 to 3 without executing the increase control.

A compressor that compresses the air taken in to generate compressed air;
A combustor which is disposed in a combustor casing and generates combustion gas by burning fuel using compressed air introduced from the compressor into the combustor casing;
A turbine driven by the combustion gas;
A control device for a gas turbine according to any one of claims 1 to 4 ,
Gas turbine equipped with.

A compressor that compresses the introduced air to generate compressed air, a combustor that generates combustion gas by burning pilot fuel and main fuel using the compressed air introduced from the compressor, and the combustion A gas turbine control method comprising: a gas-driven turbine;
A first step of measuring atmospheric pressure;
A second step of increasing the ratio of the pilot fuel in response to an increase in atmospheric pressure when the measured atmospheric pressure is equal to or higher than a reference value;
A method for controlling a gas turbine.

If was measured boss atmospheric pressure is equal to or larger than the reference value, introducing compressed air introduced into the combustor casing, the transition piece located downstream of the combustor by bypassing the combustion zone in the combustor control method for a gas turbine of claim 6, further comprising the step of Ru is increased in accordance with the opening degree of the bypass passage bypass valve for opening and closing the rising of the atmospheric pressure for.