JP6963512B2 - 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム - Google Patents

燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム Download PDF

Info

Publication number
JP6963512B2
JP6963512B2 JP2018003422A JP2018003422A JP6963512B2 JP 6963512 B2 JP6963512 B2 JP 6963512B2 JP 2018003422 A JP2018003422 A JP 2018003422A JP 2018003422 A JP2018003422 A JP 2018003422A JP 6963512 B2 JP6963512 B2 JP 6963512B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuel
flow rate
bypass
nozzle
flow path
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2018003422A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2019124134A (ja
JP2019124134A5 (ja
Inventor
真人 岸
圭介 山本
博之 中川
永 中原
進也 内田
諒 古藤
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Power Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Power Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority to JP2018003422A priority Critical patent/JP6963512B2/ja
Application filed by Mitsubishi Power Ltd filed Critical Mitsubishi Power Ltd
Priority to KR1020207018575A priority patent/KR102338976B1/ko
Priority to DE112018006836.6T priority patent/DE112018006836T5/de
Priority to PCT/JP2018/043574 priority patent/WO2019138709A1/ja
Priority to US16/772,972 priority patent/US11181047B2/en
Priority to CN201880085059.1A priority patent/CN111542689B/zh
Publication of JP2019124134A publication Critical patent/JP2019124134A/ja
Publication of JP2019124134A5 publication Critical patent/JP2019124134A5/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6963512B2 publication Critical patent/JP6963512B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/232—Fuel valves; Draining valves or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/46—Emergency fuel control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301—Pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Feeding And Controlling Fuel (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Description

本発明は、燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラムに関する。
ガスタービンと、ガスタービンから排出される排熱を利用して生成した蒸気を利用して蒸気タービンとを駆動させ発電を行うＧＴＣＣ（ガスタービンコンバインドサイクル）発電プラントが提供されている。このような発電プラントの運転中に非常事態が生じた場合、負荷を切り離して運転を継続する負荷遮断と呼ばれる運用を行うことがある。負荷遮断を行うと、ガスタービンの回転数が上昇する。このとき、回転数の過度な上昇を防ぐため、燃焼器に供給する燃料を急速に低下させ、回転数を所定の閾値以下に抑制する制御が行われる場合がある。ガスタービンには、役割の異なる複数の燃料供給系統を有するものがある。複数の燃料供給系統を有するガスタービンでは、負荷遮断時に燃料供給量を急速に低下させるときにも、燃焼器の失火を防ぐために、種火となる火炎を供給するパイロット系統に対する燃料供給量を増加させる制御を行うことがある。
なお関連する技術として、特許文献１には、パイロット系統の燃料供給量を調節する弁の上流側に燃料貯蔵部を設け、この燃料貯蔵部に気体の燃料を予め貯蔵しておき、ガスタービンの始動時や負荷遮断時に燃料貯蔵部から燃料を供給して、パイロット系統に供給される燃料を増加させる制御方法が記載されている。
特表２０１３−５４５０２２号公報
近年、コスト削減の要請等により、燃焼器に供給する燃料の供給圧が低い圧力に制限されることがある。このような設備で負荷遮断が生じると、パイロット系統に対する燃料供給量を増加させようとしても、元々の燃料の供給圧力が十分ではない為に、火炎を保つのに十分な燃料が供給されない可能性がある。
そこで本発明は、上述の課題を解決することのできる燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラムを提供することを目的としている。
本発明の第１の態様によれば、燃料供給システムは、ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された前記燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記バイパス燃料流量調節弁と前記第１ノズルが接続されたマニホールドとの間の配管距離を第１距離、前記燃料供給流路に設けられ前記第１ノズルへ供給される燃料の流量を調節する第１燃料流量調節弁と前記マニホールドとの間の配管距離を第２距離とすると、前記バイパス燃料流量調節弁が、前記第１距離が前記第２距離以下となる位置に設けられる。
本発明の第２の態様によれば、前記燃料供給システムにおいて、前記バイパス流路を介して前記第１ノズルに供給される燃料の密度が、前記燃料供給流路を介して前記第１ノズルに供給される燃料の密度よりも高い。
本発明の第３の態様によれば、前記燃料供給システムにおいて、前記バイパス流路の圧力損失が、前記燃料供給流路の圧力損失よりも少ない。
本発明の第４の態様によれば、前記燃料供給システムにおいて、前記バイパス流路と前記燃料供給流路とを接続するドレンの排出流路がさらに設けられる。
本発明の第５の態様によれば、前記バイパス燃料流量調節弁が、前記バイパス流路における前記排出流路の接続位置と前記第１ノズルが接続されたマニホールドの間に設けられる。
本発明の第６の態様によれば、前記バイパス燃料流量調節弁が、前記排出流路の接続位置よりも前記マニホールドに近い位置に設けられる。
本発明の第８の態様によれば、前記制御装置は、前記負荷低下の後の前記バイパス燃料流量調節弁の開度を、前記負荷低下の後の経過時間に応じて定められた燃料流量の変化指標に基づいて制御する。
本発明の第９の態様によれば、前記制御装置は、前記負荷低下の時の前記第１ノズルの燃空比および前記第２ノズルの燃空比と、失火が生じる前記第１ノズルの燃空比および前記第２ノズルの燃空比の関係を示す情報とに基づいて、前記バイパス燃料流量調節弁の開度を調整する係数を学習する。
本発明の第１０の態様によれば、前記制御装置は、前記ガスタービンが吸入する空気の状態を示す環境条件に基づいて、前記バイパス燃料流量調節弁の開度を補正する。
本発明の第１１の態様によれば、前記制御装置は、前記燃料の性質を示す燃料条件に基づいて、前記バイパス燃料流量調節弁の開度を補正する。
本発明の第１２の態様によれば、ガスタービンは、圧縮機と、燃焼器と、タービンと、上記の何れかに記載の燃料供給システムと、を備える。
本発明の第１３の態様によれば、発電プラントは、上記のガスタービンと、蒸気タービンと、発電機と、を備える。
本発明の第１４の態様によれば、制御方法は、ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記バイパス燃料流量調節弁と前記第１ノズルが接続されたマニホールドとの間の配管距離を第１距離、前記燃料供給流路に設けられ前記第１ノズルへ供給される燃料の流量を調節する第１燃料流量調節弁と前記マニホールドとの間の配管距離を第２距離とすると、前記バイパス燃料流量調節弁が、前記第１距離が前記第２距離以下となる位置に設けられる燃料供給システムにおいて、前記ガスタービンの負荷低下の時に、前記バイパス燃料流量調節弁を閉から開へ制御する。
本発明の第１５の態様によれば、制御方法は、ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記燃料供給流路には、前記第１ノズルへ供給される燃料流量を調節する第１燃料流量調節弁が設けられた燃料供給システムにおいて、前記ガスタービンの負荷低下の時に前記第１燃料流量調節弁を所定の時間だけ全開とし、前記負荷低下の前は閉状態の前記バイパス燃料流量調節弁を前記負荷低下の時に所定の開度に開く制御を行う。
本発明の第１６の態様によれば、プログラムは、ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記バイパス燃料流量調節弁と前記第１ノズルが接続されたマニホールドとの間の配管距離を第１距離、前記燃料供給流路に設けられ前記第１ノズルへ供給される燃料の流量を調節する第１燃料流量調節弁と前記マニホールドとの間の配管距離を第２距離とすると、前記バイパス燃料流量調節弁が、前記第１距離が前記第２距離以下となる位置に設けられる燃料供給システムの制御装置のコンピュータを、前記ガスタービンの負荷低下の時に、前記バイパス燃料流量調節弁を閉から開へ制御する手段、として機能させる。
本発明の第１７の態様によれば、プログラムは、ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記燃料供給流路には、前記第１ノズルへ供給される燃料流量を調節する第１燃料流量調節弁が設けられた燃料供給システムの制御装置のコンピュータを、前記ガスタービンの負荷低下の時に前記負荷低下の時に前記第１燃料流量調節弁を所定の時間だけ全開とし、前記負荷低下の前は閉状態の前記バイパス燃料流量調節弁を前記負荷低下の時に所定の開度に開く制御を行う手段、として機能させる。
本発明によれば、ガスタービンの負荷を急速に低下させるにあたって燃料供給量を低下させる場面でも、必要な燃料供給量を確保し、失火を防ぐことができる。
本発明に係る第一実施形態におけるコンバインドサイクル発電プラントの系統図である。 負荷遮断時の一般的な燃料供給の制御方法を説明する第１の図である。 負荷遮断時の一般的な燃料供給の制御方法を説明する第２の図である。 負荷遮断時の一般的な燃料供給の制御方法を説明する第３の図である。 本発明に係る第一実施形態における制御装置の一例を示すブロック図である。 本発明に係る第一実施形態における予混パイロット系統へ供給する燃料の制御方法を説明する図である。 本発明に係る第一実施形態における制御の一例を示すフローチャートである。 本発明に係る第一実施形態における燃料調節弁の開度制御の一例を示す第１の図である。 本発明に係る第一実施形態における燃料調節弁の開度制御の一例を示す第２の図である。 本発明に係る第一実施形態における制御の効果を説明する図である。 本発明に係る第二実施形態における制御装置の一例を示すブロック図である。 本発明に係る第二実施形態における予混パイロット系統へ供給する燃料の制御方法を説明する図である。 本発明に係る第三実施形態における制御装置の一例を示すブロック図である。 本発明に係る第三実施形態における予混パイロット系統へ供給する燃料の制御方法を説明する図である。 本発明に係る第三実施形態における弁開度調整係数の学習処理の一例を示すフローチャートである。 本発明の各実施形態における制御装置のハードウェア構成の一例を示す図である。
＜第一実施形態＞
以下、本発明の第一実施形態による負荷遮断時の制御方法について図１〜図１０を参照して説明する。
図１は、本発明に係る第一実施形態におけるコンバインドサイクル発電プラントの系統図である。
本実施形態のガスタービンコンバインドサイクル発電プラント１（以下、発電プラント１と記載する）は、図１に示すように、ガスタービン１０と、蒸気タービン２０と、ガスタービン１０および蒸気タービン２０のロータ１６に接続して設けられた発電機４０と、発電プラント１を制御する制御装置１００と、を備えている。
ガスタービン１０は、空気入口系統１８から流入する空気量を調整するＩＧＶ（inlet guide vane）１５と、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機１１と、圧縮空気が流入する車室１２と、圧縮空気に燃料ガスを混合して燃焼させ高温の燃焼ガスを生成する燃焼器１３と、燃焼ガスによりロータ１６を回転駆動するタービン１４と、燃料タンクＰ３および複数の燃料系統Ｆ１〜Ｆ５と、燃料系統Ｆ１〜Ｆ５に燃料を供給する燃料ラインＬ１と、燃料系統Ｆ１に燃料を供給する燃料ラインＬ０等を備える。燃料ラインＬ１には、遮断弁Ｖ６、フィルターＦＬ１、ドレン受入口Ｐ１、遮断弁出口Ｐ２、燃料加熱装置（ＦＧＨ：Fuel Gas Heater）２３、圧力供給系統１７が供給する燃料供給圧を制御する圧力調節弁Ｖ７及び圧力調節弁Ｖ８、安全弁Ｖ９及び安全弁Ｖ１０が設けられている。
複数の燃料系統Ｆ１〜Ｆ５はそれぞれ、予混パイロット系統Ｆ１、拡散パイロット系統Ｆ２、メインＡ系統Ｆ３、メインＢ系統Ｆ４、トップハット系統Ｆ５であってよい。予混パイロット系統Ｆ１には、燃料タンクＰ３からの燃料供給量を調整する燃料流量調節弁Ｖ１、予混パイロット用マニホールドＰＰ、予混パイロット用マニホールドＰＰに接続された燃料ノズルＮ１が含まれる。拡散パイロット系統Ｆ２には、燃料タンクＰ３からの燃料供給量を調整する燃料流量調節弁Ｖ２、拡散パイロット用マニホールドＤＰ、拡散パイロット用マニホールドＤＰに接続された燃料ノズルＮ２が含まれる。メインＡ系統Ｆ３には、燃料タンクＰ３からの燃料供給量を調整する燃料流量調節弁Ｖ３、メインＡ用マニホールドＭＡ、メインＡ用マニホールドＭＡに接続された燃料ノズルＮ３が含まれる。メインＢ系統Ｆ４には、燃料タンクＰ３からの燃料供給量を調整する燃料流量調節弁Ｖ４、メインＢ用マニホールドＭＢ、メインＢ用マニホールドＭＢに接続された燃料ノズルＮ４が含まれる。トップハット系統Ｆ５には、燃料タンクＰ３からの燃料供給量を調整する燃料流量調節弁Ｖ５、トップハット用マニホールドＴＨＡ、トップハット用マニホールドＴＨＡに接続された燃料ノズルＮ５が含まれている。
予混パイロット系統Ｆ１は、予混合燃焼を行って燃焼器１３の低ＮＯｘ化を向上する。拡散パイロット系統Ｆ２は、拡散燃焼を行って火炎の安定化を図る。メインＡ系統Ｆ３、メインＢ系統Ｆ４は、ガスタービン１０の負荷の大きさに応じた予混ガスを供給する主力の燃料系統である。トップハット系統Ｆ５は、燃焼効率の向上や火炎の安定化を図るため、燃焼器１３の上流（車室１２側）から燃料ガスを噴射する。制御装置１００は、ガスタービン１０の負荷や運転状態に応じて、これら複数の燃料系統Ｆ１〜Ｆ５から供給する燃料供給量を制御する。
燃料ラインＬ０には、フィルターＦＬ０、ドレン排出口Ｐ０、予混パイロット用マニホールドＰＰへ供給する燃料供給量を調節する燃料流量調節弁Ｖ０が設けられている。燃料ラインＬ０は、本実施形態のガスタービン１０に係る特徴的な構成であるが、燃料加熱装置２３や各バルブ等をバイパスする為、燃料ラインＬ１と比較すると、燃料ラインＬ０を通過する燃料には圧力損失が少ない。また、燃料ラインＬ０を通過する燃料は、燃料加熱装置２３によって加熱されることが無いため、燃料ラインＬ１を介して供給される燃料に比べ低温で密度が高い。つまり、予混パイロット用マニホールドＰＰへは、燃料ラインＬ０を通過し燃料流量調節弁Ｖ０で流量が調節される燃料と、燃料ラインＬ１を通過し燃料流量調節弁Ｖ１で流量が調節される燃料の２つの系統からの燃料が供給されるが、燃料ラインＬ０側から供給される燃料は、燃料ラインＬ１側から供給される燃料に比べ低温、高密度、高圧である。燃料ラインＬ０側から供給される燃料が相対的に高密度、高圧であることにより、燃料ラインＬ０側からは、燃料ラインＬ１側に比べより多くの燃料を供給することができる。
ドレン排出口Ｐ０とドレン受入口Ｐ１を接続するラインＬ３は、燃料ラインＬ０に燃料が溜まるのを防ぐためにドレンを燃料ラインＬ１へ排出するためのものである。ラインＬ３を通過して燃料ラインＬ１へ供給される燃料の流量は微量に制限されている。
なお、燃料流量調節弁Ｖ０は、ドレン排出口Ｐ０と予混パイロット用マニホールドＰＰとの間に位置に設けられ、できるだけ予混パイロット用マニホールドＰＰに近い位置に設けられることが好ましく、燃料流量調節弁Ｖ０は、例えば、ドレン排出口Ｐ０よりも予混パイロット用マニホールドＰＰに近い位置に設けられてもよい。また、燃料流量調節弁Ｖ０と予混パイロット用マニホールドＰＰとの間の配管距離を第１距離、燃料流量調節弁Ｖ１と予混パイロット用マニホールドＰＰとの間の配管距離を第２距離、とすると、燃料流量調節弁Ｖ０は、第１距離と第２距離が同程度となる位置、あるいは、第１距離が前記第２距離より短くなる位置に設けられていてもよい。燃料流量調節弁Ｖ０が予混パイロット用マニホールドＰＰに近い位置に設けられることが好ましい理由は、燃料流量調節弁Ｖ０を開としてから速やかに燃料を供給するためである。
タービン１４の排気口は蒸気タービン２０の排熱回収ボイラー２１と接続されている。
蒸気タービン２０は、タービン１４から排出される排熱を利用して排熱回収ボイラー２１で蒸気を生成し、この蒸気でタービン２２を回転駆動させる。
排熱回収ボイラー２１と上述の燃料加熱装置２３とは加熱水供給ラインＬ２を介して接続されている。燃料加熱装置２３は、燃焼器１３における熱効率の向上のため、１００度以下の燃料の温度を数１００度に上昇させる。燃料加熱装置２３へは、排熱回収ボイラー２１から加熱水が加熱水供給ラインＬ２を通過して供給される。燃料加熱装置２３では、この加熱水と、燃料ラインＬ１を流れる燃料とが熱交換を行う。このとき、加熱水から燃料へと熱が移動し、燃料の温度が上昇する。燃料加熱装置２３の下流側（燃料が流れる方向の下流側）には、図示しない温度センサが設けられ、制御装置１００は、温度センサが計測する燃料の温度が、所望の温度となるように制御する。なお、温度センサは、ドレン受入口Ｐ１の下流側に設けられ、ラインＬ３から流入する燃料を含んで温度制御される。
具体的には、燃料加熱装置２３の内部には、加熱水と燃料が熱交換を行うための熱交換器（図示せず）と、この熱交換器をバイパスする燃料のバイパス流路が設けられている。制御装置１００は、燃料の流路を、バイパス流路と熱交換器側との間で切り替えることにより、燃料の温度が所定の範囲内となるよう制御する。なお、本実施形態に特有の燃料ラインＬ０は、燃料加熱装置２３が備える熱交換器のバイパス流路とは異なり、燃料ラインＬ１全体（燃料加熱装置２３および各種バルブ類）をバイパスし、予混パイロット用マニホールドＰＰへ接続される流路である。燃料ラインＬ０を流れる燃料は、燃料加熱装置２３による温度制御の影響下には無く、加熱され高温となることがない。従って、燃料ラインＬ０を流れる燃料の密度は、燃料ラインＬ１を流れる燃料ガスの密度よりも大きい。
次に図１を参照しつつ、図２〜図４を用いて一般的な負荷遮断時における燃料供給制御の一例を説明する。なお、一般的なガスタービンは、燃料ラインＬ０を備えていない。
図２は、負荷遮断時の一般的な燃料供給の制御方法を説明する第１の図である。
図２は、負荷遮断後の時間の経過に伴う、全燃料流量指令値（ＣＳＯ：control signal output）の推移の一例を示したグラフである。図示するように時刻Ｔ０に負荷遮断が発生すると、制御装置１００は、ガスタービン１０の回転数の上昇を抑えるためにＣＳＯの値を瞬時に低下させる。その後は、制御装置１００は、回転数が所定の目標値（例えば、定格運転時と同程度の回転数）となるようにＣＳＯを調整する。
図３は、負荷遮断時の一般的な燃料供給の制御方法を説明する第２の図である。
図３に図２で示したＣＳＯの内訳の一例を示す。グラフＭＡは、メインＡ系統Ｆ３に供給される燃料の割合を示す。グラフＭＢは、メインＢ系統Ｆ４に供給される燃料の割合を示す。グラフＰＰは、予混パイロット系統Ｆ１に供給される燃料の割合を示す。グラフＴＨＡは、トップハット系統Ｆ５に供給される燃料の割合を示す。拡散パイロット系統Ｆ２は、起動時等に用いられ運転中は燃料が供給されない。図示するように制御装置１００は、時刻Ｔ０に負荷遮断が生じると、メインＢ系統Ｆ４の燃料流量調節弁Ｖ４と、トップハット系統Ｆ５の燃料流量調節弁Ｖ５とを全閉とする。また、メインＡ系統Ｆ３の燃料流量調節弁Ｖ３の開度を絞り（グラフＭＡ）、予混パイロット系統Ｆ１の燃料流量調節弁Ｖ１を全開とする（グラフＰＰ）。これにより燃焼器１３への燃料供給量を低下させて回転数を抑制しつつ、予混パイロット系統Ｆ１の燃料を増加させ、燃焼器１３の種火を維持する。
ここで、メインＡ系統Ｆ３の燃空比と予混パイロット系統Ｆ１の燃空比と失火の関係について説明する。
図４は、負荷遮断時の一般的な燃料供給の制御方法を説明する第３の図である。
図４のグラフＣ１およびグラフＣ２は、負荷遮断後に予混パイロット系統Ｆ１の燃料ノズルＮ１が噴出した燃料ガスの燃空比（予混パイロット燃空比）と、メインＡ系統Ｆ３の燃料ノズルＮ３が噴出した燃料ガスの燃空比（メインＡ燃空比）との関係を示している。
グラフＣｒｉは、予混パイロット系統Ｆ１における火炎が失火するかどうかの閾値となる値（燃空比クライテリア）を示している。予混パイロット燃空比が少なくともある1点で燃空比クライテリア以上となると燃料ノズルＮ１での失火を防ぐことができる。
上記のとおり、負荷遮断が生じると、メインＢ系統Ｆ４および拡散パイロット系統Ｆ２およびトップハット系統Ｆ５から供給する燃料を０とし、メインＡ系統Ｆ３から供給する燃料を減らし、予混パイロット系統Ｆ１から供給する燃料を増加させることで、ガスタービン１０の出力を抑えつつ、燃焼器１３の保炎を図る制御が行われる。
グラフＣ１は、負荷遮断後に予混パイロット燃空比が上昇し、燃空比クライテリアに達する様子を示している。負荷遮断後に燃料供給が継続される２つの系統間でグラフＣ１が示すような燃空比が実現できれば、失火を防ぐことができる。一方、予混パイロット系統Ｆ１の燃料ノズルＮ１から供給する燃料が不足し、負荷遮断後の２つの燃料系統間の燃空比の関係がグラフＣ２のような関係となると、グラフＣ２の予混パイロット燃空比の値が、燃空比クライテリア（グラフＣｒｉ）以下となるため、燃料ノズルＮ１において失火が生じる可能性が高くなる。失火が生じると負荷遮断後の運転が実現できない。運転中の失火の有無は、例えば、火炎検知器や排ガス温度、ブレードパス温度などから判定することができるが、事前の検討においては、図４で例示する燃空比クライテリアを達成するような予混パイロット燃空比とメインＡ燃空比との関係から、燃料流量調節弁Ｖ１および燃料流量調節弁Ｖ３の弁開度が算出される。制御装置１００は、このようにして算出された弁開度に基づいて燃料流量調節弁Ｖ１および燃料流量調節弁Ｖ３を制御する。
ところが、例えば、圧力供給系統１７の燃料供給圧が十分ではない設備などの場合、上記のような方法で算出された弁開度に従って負荷遮断後の燃料流量調節弁Ｖ１および燃料流量調節弁Ｖ３の開度を制御したとしても、燃料ノズルＮ１から供給する燃料が不足し、予混パイロット燃空比が燃空比クライテリアに到達しない可能性がある。
これに対し、本実施形態では、負荷遮断後に十分な量の燃料を予混パイロット系統Ｆ１に供給するための燃料ラインＬ０を、燃料ラインＬ１とは独立して設ける構成とする。制御装置１００は、通常の負荷運転時（例えば、負荷が４０％〜１００％）には燃料流量調節弁Ｖ０を閉とし、燃料ラインＬ０を介しての燃料供給を行わない。一方、負荷遮断が発生すると、燃料ラインＬ１の燃料流量調節弁Ｖ１を全開する制御に加え、燃料ラインＬ０の燃料流量調節弁Ｖ０を開く。
すると、燃料ラインＬ１に比べ圧力損失が少ない燃料ラインＬ０を介して、高密度な燃料が相対的に高い供給圧を保ったまま予混パイロット系統Ｆ１に供給される。これにより、圧力供給系統１７の燃料供給圧力が低い設備であっても、予混パイロット系統Ｆ１へ供給すべき燃料供給量を確保することができ、失火を回避することができる。
また、制御装置１００は、予混パイロット燃空比とメインＡ燃空比との関係が、図４のグラフＣ１のような関係となるような燃料流量を実現すべく、負荷遮断後も燃料流量調節弁Ｖ０の開度を調整する。
なお、図４では、予混パイロット燃空比に関する指標とメインＡ燃空比に関する指標との関係を表すグラフとして例示したが、図４のグラフは、予混パイロット系統Ｆ１の火炎温度の計算値とメインＡ系統Ｆ３の火炎温度の計算値との関係として同様に表すことができる。
次に制御装置１００による負荷遮断時の制御について説明する。
図５は、本発明に係る第一実施形態における制御装置の一例を示すブロック図である。
図示するように制御装置１００は、負荷遮断検知部１０１と、燃料制御部１０２と、予混バイパス弁制御部１０３と、タイマ１０４と、記憶部１０５とを備える。
負荷遮断検知部１０１は、負荷遮断を検知する。例えば、負荷遮断検知部１０１は、ガスタービン１０の運転中に負荷を切り離す負荷遮断信号を取得する。
燃料制御部１０２は、燃料ラインＬ１を介して燃料ノズルＮ１〜Ｎ５から噴射する燃料の供給量を制御する。例えば、燃料制御部１０２は、負荷遮断検知部１０１が負荷遮断を検知すると、ガスタービン１０の回転数が所定の閾値以下となるように、燃料ノズルＮ１〜Ｎ５から噴射する燃料の供給量が所定の供給量以下となるよう制御する。例えば、燃料制御部１０２は、負荷遮断が生じると、燃料流量調節弁Ｖ２，Ｖ４，Ｖ５を全閉とし、燃料流量調節弁Ｖ３の開度を通常の負荷運転時よりも絞り、燃料流量調節弁Ｖ１を所定の時間、全開とする制御を行う。
予混バイパス弁制御部１０３は、燃料ラインＬ０の燃料流量調節弁Ｖ０を制御する。具体的には、予混バイパス弁制御部１０３は、通常の負荷運転時には燃料流量調節弁Ｖ０を全閉とする。また、予混バイパス弁制御部１０３は、負荷遮断検知部１０１が負荷遮断を検知すると、燃料流量調節弁Ｖ０を閉状態から開状態に制御し、燃焼器１３における燃料ノズルＮ１からの予混燃料ガスの燃空比が、失火が発生を回避できる所定の燃空比（燃空比クライテリア）以上となるように燃料流量調節弁Ｖ０の開度を調節する。
タイマ１０４は、時間を計測する。
記憶部１０５は、負荷遮断後の燃料流量調節弁Ｖ０〜Ｖ５の開度の算出に必要な関数など、種々の情報を記憶する。
なお、制御装置１００は、ガスタービン１０および蒸気タービン２０の制御に関するさまざまな機能を備えているが、本実施形態に関係のない機能についての説明は省略する。
図６は、本発明に係る第一実施形態における予混パイロット系統へ供給する燃料の制御方法を説明する図である。
タイマ１０４は、負荷遮断後の経過時間を計測し、燃料制御部１０２、予混バイパス弁制御部１０３に出力する。また、燃料制御部１０２は、負荷遮断後の目標負荷等に基づいてＣＳＯを算出する。
燃料制御部１０２は、例えば、負荷遮断後の経過時間に応じた燃料流量調節弁Ｖ１の弁開度を定めた関数Ｆｘ１０２を有しており、タイマ１０４から取得した負荷遮断後の経過時間と関数Ｆｘ１０２とに基づいて、燃料流量調節弁Ｖ１の開度を算出する。燃料制御部１０２は、算出した燃料流量調節弁Ｖ１の開度に対応する弁開度指令値を出力する。関数Ｆｘ１０２は、例えば、負荷遮断後０〜１秒の間の所定の値（例えば、０．５秒）は、燃料流量調節弁Ｖ１を全開とし、その後、全閉とすることを示す開度を出力する。負荷遮断後、所定の間だけ燃料流量調節弁Ｖ１を全開とするのは、燃焼器１３の保炎のためには予混パイロット系統Ｆ１の燃料ノズルＮ１に十分な燃料を供給する必要があるところ、燃料流量調節弁Ｖ０を開いて必要な燃料流量が実現するまでの遅れを補償するためである。燃料制御部１０２は、負荷遮断時に燃料ノズルＮ１から供給される燃料供給量が確保できるよう燃料流量調節弁Ｖ１を全開とする。
予混バイパス弁制御部１０３は、例えば、負荷遮断後の経過時間に応じた燃料供給量の必要量の変動を示す変化指標を算出する関数Ｆｘ１０３を有しており、タイマ１０４から取得した負荷遮断後の経過時間と関数Ｆｘ１０３とに基づいて、経過時間に応じた燃料流量の変化指標αを算出する。また、予混バイパス弁制御部１０３は、燃料制御部１０２が計算した負荷遮断後に必要な全燃料流量を示すＣＳＯに予混パイロット比率を乗じた燃料流量指令値βを算出する。
ここで、予混パイロット比率とは、負荷遮断後に全燃料流量のうちどれぐらいの割合を、予混パイロット系統Ｆ１に割り当てるかを示す値である。同様に、負荷遮断後に全燃料流量のうちどれぐらいの割合を、メインＡ系統Ｆ３に割り当てるかを示すメイン比率が定められている。これらの値は、図４の燃空比クライテリアに基づいて定められている。
予混バイパス弁制御部１０３は、燃料流量の経時的な変化を示す変化指標αと燃料流量指令値βとを乗じて、負荷遮断後の経過時間に応じた燃料流量調節弁Ｖ０を通じて供給される燃料供給量に対応する燃料流量指令値γを算出する。予混バイパス弁制御部１０３は、算出した燃料流量指令値γに対応する弁開度指令値を出力する。
燃料制御部１０２は、負荷遮断後の経過時間と関数Ｆｘ１０３とＣＳＯとメイン比率とに基づいて、負荷遮断後のメインＡ系統Ｆ３からの燃料供給量を算出する。
このようにして算出された予混パイロット系統Ｆ１からの燃料供給量およびメインＡ系統Ｆ３からの燃料供給量を実現したときの、予混パイロット燃空比とメインＡ燃空比は図４の燃空比クライテリアを満足するように設計されている。
図７は、本発明に係る第一実施形態における制御の一例を示すフローチャートである。
図７のフローチャートを用いて本実施形態における負荷遮断時の予混パイロット系統Ｆ１に対する燃料供給制御の流れについて説明する。
まず、通常の負荷運転時には、燃料制御部１０２は、燃料流量調節弁Ｖ０、燃料流量調節弁Ｖ２（拡散パイロット）を閉とし、燃料流量調節弁Ｖ１（予混パイロット），Ｖ３（メインＡ），Ｖ４（メインＢ），Ｖ５（トップハット）については、ＣＳＯと各燃料系統への燃料の配分比に基づいて所望の開度に制御している（例えば、図３のＴ０より前の時刻）。ここで、発電プラント１に負荷遮断が生じたとする。すると、負荷遮断検知部１０１が負荷遮断信号を取得し、負荷遮断を検知する（ステップＳ１１）。負荷遮断検知部１０１は、燃料制御部１０２および予混バイパス弁制御部１０３に負荷遮断の発生を通知し、負荷遮断時の燃料供給制御を行うよう指示を行う。すると、燃料制御部１０２は、燃料流量調節弁Ｖ１の負荷遮断後の初期開度を算出する。また、予混バイパス弁制御部１０３は、燃料流量調節弁Ｖ０の負荷遮断後の初期開度を算出する（ステップＳ１２）。例えば、燃料制御部１０２は、燃料流量調節弁Ｖ１の開度を１００％と算出する。また、予混バイパス弁制御部１０３は、燃料流量調節弁Ｖ０の開度を、図６で説明したようにＣＳＯと、予混パイロット系統Ｆ１への配分比と、関数Ｆｘ１０３と経過時間とに基づいて算出する。
次に、燃料制御部１０２は、ステップＳ１２で算出した弁開度指令値（初期開度）を燃料流量調節弁Ｖ１に出力する。予混バイパス弁制御部１０３は、算出した弁開度指令値（初期開度）を燃料流量調節弁Ｖ０に出力する（ステップＳ１３）。これにより、燃料流量調節弁Ｖ０を通じて所望の流量の相対的に高密度な燃料が供給されるようになる。燃料流量調節弁Ｖ０が全閉から所定の開度に開き、燃料が供給されるまでに遅れが生じるが、燃料流量調節弁Ｖ１を全開とすることで、その間の予混パイロット系統Ｆ１への燃料供給を補う。これらの制御により、予混パイロット系統Ｆ１の失火を防ぐことができる。
なお、予混パイロット系統Ｆ１以外の燃料系統について、燃料制御部１０２は、料流量調節弁Ｖ３を、ＣＳＯにメインＡ系統Ｆ３への配分比を乗じた値に基づく開度で開き、料流量調節弁Ｖ２，Ｖ４，Ｖ５の開度を０％に制御する。
その後、燃料制御部１０２は、タイマ１０４が計測する時間に基づいて負荷遮断から所定の時間（例えば、０．５秒）が経過するのを待って（ステップＳ１４）、燃料流量調節弁Ｖ１を全閉とする（ステップＳ１５）。
一方、予混バイパス弁制御部１０３は、タイマ１０４が計測する負荷遮断後の経過時間に応じて、予混パイロット系統Ｆ１から噴射される燃料の燃空比が、失火が発生を回避できる燃空比クライテリア以上となるように燃料流量調節弁Ｖ０の開度を制御する（ステップＳ１６）。燃料流量調節弁Ｖ０の開度の算出方法は、図６で説明したとおりである。予混バイパス弁制御部１０３は、負荷遮断後、例えば所定の時間が経過するまで、ステップＳ１６の制御を継続する。
同様に燃料制御部１０２は、メインＡ系統Ｆ３から噴射される燃料の燃空比と予混パイロット系統Ｆ１から噴射される燃料の燃空比との関係が、失火の発生を回避できる関係となるように燃料流量調節弁Ｖ３の開度を調節する。燃料制御部１０２は、負荷遮断後、例えば所定の時間が経過するまで、燃料流量調節弁Ｖ３の開度制御を継続する。
図８は、本発明に係る第一実施形態における燃料調節弁の開度制御の一例を示す第１の図である。図８に上記のステップＳ１２〜Ｓ１３、ステップＳ１６の処理による燃料流量調節弁Ｖ０の開度の推移を示す。時刻Ｔ０に負荷遮断が発生すると、燃料供給量の急速な低下による失火を防ぐため、燃料流量調節弁Ｖ０の開度が図６で説明したように制御される。燃料流量調節弁Ｖ０からは密度の高い燃料が、圧力損失が少ない状態で供給される為、燃料流量調節弁Ｖ１を介して加熱後の燃料を供給するよりも多くの燃料を供給することができる。なお、負荷遮断後、なるべく早いタイミングで燃料ノズルＮ１に燃料が供給される必要があるため、図１を用いて説明したように燃料流量調節弁Ｖ０は、予混パイロット用マニホールドＰＰに近い位置に設けられることが望ましい。
図９は、本発明に係る第一実施形態における燃料調節弁の開度制御の一例を示す第２の図である。図９に上記のステップＳ１２〜Ｓ１５の処理による燃料流量調節弁Ｖ１の開度の推移を示す。上記のとおり、燃料流量調節弁Ｖ０を介した燃料供給が安定するまでの間、燃料流量調節弁Ｖ１は全開とされ、予混パイロット系統Ｆ１から供給される燃料流量を補う。
図１０は、本発明に係る第一実施形態における制御の効果を説明する図である。
図１０に本実施形態の制御の適用前後における予混パイロット系統Ｆ１から供給される燃料流量の変化を示す。
図１０のグラフの縦軸は燃料流量、横軸は時間を示す。グラフＰＰ１は、本実施形態の燃料ラインＬ０を介した予混パイロット系統Ｆ１への燃料供給を追加した場合の燃料流量を示す。グラフＰＰ２は、燃料ラインＬ０を介した予混パイロット系統Ｆ１への燃料供給を行なわない従来の制御による燃料流量を示す。図１０が示すように、時刻Ｔ０に負荷遮断が発生した後、本実施形態に係るグラフＰＰ１が示す燃料流量が、従来の制御によるグラフＰＰ２が示す燃料流量を上回ることが分かる。
本実施形態の燃料ラインＬ０によれば、（１）燃料加熱前の低い温度の燃料を、（２）圧力損失を少なくして予混パイロット系統Ｆ１へ供給することができる。つまり、燃料ラインＬ０により、（１）密度の高い燃料を（２）高い供給圧のまま投入することができる。そのため、燃料ラインＬ０を介すると、燃料ラインＬ１以上に燃料を供給することができる。従って、本実施形態の制御方法によれば、負荷遮断直後に燃料ラインＬ０からの予混パイロット系統Ｆ１への燃料供給を追加することで、負荷遮断後の燃料流量の減少を防止し、必要な燃料を確保することができる。また、種火となる予混パイロット系統Ｆ１の火炎を安定させ、失火を防ぐことができる。これにより、例えば、圧力供給系統１７の燃料供給圧力が低い場合でも、負荷遮断時の失火を抑制し、負荷遮断後の運転を成功させることができる。
＜第二実施形態＞
以下、本発明の第二実施形態による負荷遮断時の制御方法について図１１〜図１２を参照して説明する。
図１１は、本発明に係る第二実施形態における制御装置の一例を示すブロック図である。
本発明の第二実施形態に係る構成のうち、第一実施形態に係る発電プラント１の構成と同じものには同じ符号を付し、それぞれの説明を省略する。第二実施形態に係る制御装置１００Ａは、第一実施形態の構成に加えて補正係数算出部１０６を備えている。制御装置１００Ａは、予混バイパス弁制御部１０３に代えて予混バイパス弁制御部１０３Ａを備える。
補正係数算出部１０６は、予混バイパス弁制御部１０３Ａが算出する燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度を大気温度、大気圧力、相対湿度などのガスタービンが吸入する空気の状態を示す環境条件に応じて補正するための補正係数を算出する。また、補正係数算出部１０６は、燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度を燃料カロリ、燃料密度などの燃料の性質を示す燃料条件に応じて補正する。予混バイパス弁制御部１０３Ａは、第一実施形態の方法で算出する燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度に補正係数を乗じて、補正後の弁開度を算出する。なお、補正係数算出部１０６は、環境条件や燃料条件に応じた補正係数を定めたテーブル（例えば、後述するＦｘ１０６１〜Ｆｘ１０６４）を有している。
図１２は、本発明に係る第一実施形態における予混パイロット系統へ供給する燃料の制御方法を説明する図である。
まず、環境条件のうち特に影響が大きい大気温度に関する補正係数の算出について説明を行う。大気温度によって圧縮機１１に流入する空気の質量流量は変化する。例えば大気温度が上昇すると空気の密度が低下し、圧縮機１１に流入する空気の質量流量が減少する。空気の質量流量が減少すると同じ体積の空気が流入したとしても、燃焼器１３に供給される空気の量は低下し、燃空比、火炎温度に影響が生じる。一方、大気温度が低下すると、空気の密度が高くなり、圧縮機１１が吸い込む空気の質量流量が増加する。空気の質量流量が増加すると燃空比（Ｆｕｅｌ／Ａｉｒ）が低下し、火炎温度が下がる。そこで、本実施形態では、これを補償すべく大気温度に応じて燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度を補正し、適切な燃空比が実現できるようにする。
補正係数算出部１０６は、例えば、圧縮機１１の入口側に設けられた温度センサ（図示せず）から空気入口系統１８付近の大気温度を取得する。補正係数算出部１０６は、補正係数テーブルＦｘ１０６１から、取得した大気温度に対応する弁開度の補正係数Ｋ１を算出する。補正係数テーブルＦｘ１０６１の横軸は大気温度、縦軸は弁開度の補正係数である。大気温度が高ければ圧縮機１１へ流入する空気の密度が低下するため、それに応じて燃料流量も低下させる必要がある。従って、図示するように補正係数テーブルＦｘ１０６１には、大気温度が高い程、補正係数Ｋ１の値が小さい値となるよう設定されている。補正係数算出部１０６は、大気温度に対応する補正係数Ｋ１を予混バイパス弁制御部１０３Ａへ出力する。
予混バイパス弁制御部１０３Ａは、負荷遮断後の経過時間をタイマ１０４から取得して、関数Ｆｘ１０３を用いて負荷遮断後の経過時間に応じた燃料流量の経時的な変化指標αを算出する。予混バイパス弁制御部１０３Ａは、変化指標αに補正係数Ｋ１を乗じて変化指標α１を算出する。
同様にして補正係数算出部１０６は、大気圧力、燃料密度、燃料カロリに応じた補正係数を算出してもよい。例えば、大気圧力の場合、補正係数テーブルＦｘ１０６２に示すように補正係数（縦軸）は、大気圧力（横軸）と正の相関を有するように設定される。補正係数算出部１０６は、補正係数テーブルＦｘ１０６２から、大気圧力に対応する弁開度の補正係数Ｋ２を算出する。補正係数算出部１０６は、補正係数Ｋ２を予混バイパス弁制御部１０３Ａへ出力する。予混バイパス弁制御部１０３Ａは、変化指標α１に補正係数Ｋ２を乗じて変化指標α２を算出する。
燃料カロリについては、補正係数テーブルＦｘ１０６３に示すように、補正係数（縦軸）は、燃料カロリ（横軸）と負の相関を有するように設定される。補正係数算出部１０６は、補正係数テーブルＦｘ１０６３から、燃料カロリに対応する弁開度の補正係数Ｋ３を算出する。予混バイパス弁制御部１０３Ａは、変化指標α２に補正係数Ｋ３を乗じて変化指標α３を算出する。
燃料密度については、補正係数テーブルＦｘ１０６４に示すように、補正係数（縦軸）は、燃料密度（横軸）と負の相関を有するように設定される。補正係数算出部１０６は、補正係数テーブルＦｘ１０６４から、燃料密度に対応する弁開度の補正係数Ｋ４を算出する。予混バイパス弁制御部１０３Ａは、変化指標α３に補正係数Ｋ４を乗じて変化指標α４を算出する。
予混バイパス弁制御部１０３Ａは、変化指標α４と燃料流量指令値βとを乗じて、負荷遮断後の経過時間に応じた燃料流量指令値γ´を算出する。予混バイパス弁制御部１０３Ａは、算出した燃料流量指令値γ´に対応する燃料流量調節弁Ｖ０に対する弁開度指令値を出力する。
なお、図１２では上記の４つのパラメータに基づいて燃料流量調節弁Ｖ０に対する補正係数を算出する場合を例に説明を行ったがこれに限定されない。例えば、補正係数算出部１０６は、さらに大気湿度に応じた補正係数を算出してもよい。また、上記の全てのパラメータについて補正係数を算出する実施形態に限定されず、補正係数算出部１０６は、大気温度、大気圧力、大気湿度、燃料密度、燃料カロリ等のうち一つ又は複数の任意のパラメータについての補正係数を算出し、予混バイパス弁制御部１０３Ａは、それらの補正係数を変化指標αに乗じて燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度指令値を算出するように構成されていてもよい。また、燃料制御部１０２は、補正係数算出部１０６が算出した補正係数を乗じて、メインＡ系統Ｆ３の燃料流量調節弁Ｖ３の弁開度を算出してもよい。
次に第二実施形態における負荷遮断時の予混パイロット系統Ｆ１に対する燃料供給制御の流れについて、図７を参照しつつ説明を行う。本実施形態では、ステップＳ１２、ステップＳ１６の処理で、図１２を用いて説明した大気温度等に応じた燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度指令値の補正を行う。全体の処理の流れや他のステップにおける処理については第一実施形態と同様である。
本実施形態によれば、大気温度、大気圧力、燃料カロリ等に応じた燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度を算出することができる。これにより、負荷遮断時の様々な環境条件や燃料条件に適切に対応し、より確実に失火を防ぐことができる。
＜第三実施形態＞
以下、本発明の第三実施形態によるガスタービン燃焼制御装置を図１３〜図１５を参照して説明する。第三実施形態は、第一実施形態〜第二実施形態の何れとも組み合わせることが可能であるが、第一実施形態と組み合わせた場合を例に説明を行う。
図１３は、本発明に係る第三実施形態における制御装置の一例を示すブロック図である。本発明の第三実施形態に係る構成のうち、第一実施形態、第二実施形態に係る発電プラント１の構成と同じものには同じ符号を付し、それぞれの説明を省略する。第三実施形態に係る制御装置１００Ｂは、第一実施形態の構成に加えて学習部１０７を備えている。制御装置１００Ｂは、予混バイパス弁制御部１０３に代えて予混バイパス弁制御部１０３Ｂを備える。
学習部１０７は、予混バイパス弁制御部１０３Ｂが算出する燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度をガスタービン１０の実際の動作に合わせて調整する機能を有している。例えば、学習部１０７は、負荷遮断が生じる度に実際の予混パイロット燃空比およびメインＡ燃空比の関係と、図４で例示した燃空比クライテリアとの偏差に基づいて、調整係数ｋ（ｔ）を学習する（学習機能１０７ｂ）。また、学習部１０７は、次に負荷遮断が発生したときに学習した調整係数ｋ（ｔ）を予混バイパス弁制御部１０３Ｂに出力する（調整機能１０７ａ）。
予混バイパス弁制御部１０３Ｂは、第一実施形態の方法で算出する弁開度に調整係数ｋ（ｔ）を乗じて、調整後の弁開度を算出する。
図１４は、本発明に係る第三実施形態における予混パイロット系統へ供給する燃料の制御方法を説明する図である。
（学習機能）
学習部１０７の学習機能１０７ｂについて説明する。学習部１０７は、負荷遮断が生じる度に、予混パイロット燃空比と、メインＡの燃空比を算出する。例えば、学習部１０７は、燃料ノズルＮ１の上流側の圧力センサと下流側の圧力センサの計測値から燃料ノズルＮ１への燃料流量を算出する。また、例えば、学習部１０７は、ＩＧＶ１５の開度、大気温度、大気圧等に基づいて、燃料ノズルＮ１への空気流量を算出する。学習部１０７は、燃料ノズルＮ１への燃料流量を燃料ノズルＮ１への空気流量で除算して燃料ノズルＮ１に対応する燃空比（予混パイロット燃空比）を算出する。
同様にして、学習部１０７は、例えば、燃料ノズルＮ３の上流側と下流側の圧力センサの計測値から燃料ノズルＮ３への燃料流量を算出し、ＩＧＶ１５の開度等に基づいて、燃料ノズルＮ３への空気流量を算出する。学習部１０７は、燃料ノズルＮ３への燃料流量を燃料ノズルＮ３への空気流量で除算して燃料ノズルＮ３に対応する燃空比（メインＡ燃空比）を算出する。学習部１０７は、実際のメインＡ燃空比と予混パイロット燃空比との関係を記憶部１０５に記録する（図１４のグラフＣ３）。
そして、学習部１０７は、予め用意してある燃空比クライテリアＣｒｉとグラフＣ３を比較し、予混パイロット燃空比が燃空比クライテリアＣｒｉに到達しない場合、その偏差を算出する。学習部１０７は、負荷遮断後の経過時間ごとに偏差ΔＣを算出し、経過時間と対応付けて偏差ΔＣを記憶部１０５に記録する。
学習部１０７は、例えば、以下の式（１）によって各時刻における調整係数を学習する。
ｋ（ｔ）ｎｅｗ＝ｋ（ｔ）ｎｏｗ＋Ｋ×（実際の予混パイロット燃空比（ｔ）−
目標予混パイロット燃空比（ｔ））・・・（１）
ここで、ｔは負荷遮断からの経過時間、ｋ（ｔ）ｎｅｗは学習後の経過時間ｔにおける新たな調整係数、ｋ（ｔ）ｎｏｗは経過時間ｔにおける学習前の最新の調整係数、Ｋは学習の効き目を定める所定の定数、実際の予混パイロット燃空比（ｔ）は時間ｔにおける上記の手順で算出した予混パイロット燃空比、目標予混パイロット燃空比（ｔ）は、実際の予混パイロット燃空比（ｔ）と実際のメインＡ燃空比（ｔ）に対応する燃空比クライテリアＣｒｉの予混パイロット燃空比の値（実際のメインＡ燃空比（ｔ）と同じＸ軸方向の値を持つ位置でのグラフＣｒｉのＹ軸の値）である。
このようにして、調整係数ｋ（ｔ）を学習することにより、燃空比クライテリアに到達する予混パイロット燃空比を保つための調整係数を得ることができる。負荷遮断が生じると、学習部１０７は、ｋ（ｔ）の値を更新する。
（調整機能）
学習部１０７の調整機能１０７ａについて説明する。学習部１０７は、次に負荷遮断が生じると、記憶部１０５を参照し、タイマ１０４が計測した経過時間に基づいて、学習の結果得られた最新の調整係数ｋ（ｔ）を読み出して取得する。学習部１０７は取得した調整係数ｋ（ｔ）を予混バイパス弁制御部１０３Ｂに出力する。
予混バイパス弁制御部１０３Ｂは、負荷遮断後の経過時間を取得して、関数Ｆｘ１０３を用いて負荷遮断後の経過時間に応じた燃料流量の変化指標αを算出する。予混バイパス弁制御部１０３Ｂは、変化指標αに経過時間ごとの調整係数ｋ（ｔ）を乗じて変化指標α´´を算出する。予混バイパス弁制御部１０３Ｂは、変化指標α´´と燃料流量指令値βとを乗じて、負荷遮断後の経過時間に応じた燃料流量指令値γ´´を算出する。予混バイパス弁制御部１０３Ｂは、算出した燃料流量指令値γ´´に対応する燃料流量調節弁Ｖ０に対する弁開度指令値を出力する。
予混バイパス弁制御部１０３Ｂは、さらに第二実施形態の補正係数算出部１０６が算出した大気温度、大気圧力、大気湿度、燃料密度、燃料カロリ等に応じた補正係数を乗じて、燃料流量調節弁Ｖ０に対する弁開度指令値を環境条件や燃料条件にあわせて補正することができる。
次に第三実施形態における負荷遮断時の予混パイロット系統Ｆ１に対する燃料供給制御の流れについて、図７を参照しつつ説明を行う。本実施形態では、ステップＳ１２、ステップＳ１６の処理で、図１４を用いて説明した調整係数による燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度指令値の補正を行う。全体の処理の流れや他のステップにおける処理については第一実施形態と同様である。次に学習機能１０７ｂの処理の流れについて説明する。
図１５は、本発明に係る第三実施形態における弁開度調整係数の学習処理の一例を示すフローチャートである。
まず、発電プラント１に負荷遮断が生じたとする。すると、負荷遮断検知部１０１が負荷遮断を検知する（ステップＳ２１）。すると、予混バイパス弁制御部１０３Ｂが図６で説明した料流量調節弁Ｖ０の制御を開始する。すると、学習部１０７が、予混パイロット燃空比、メインＡ燃空比を所定の時間ごとに算出し、記憶部１０５に記録する（ステップＳ２２）。ステップＳ２２の処理は、ステップＳ１２、ステップＳ１６の処理と並行して行われる。これ以降の処理は、ステップＳ１２、ステップＳ１６の処理と並行して、あるいは、負荷遮断時の運転後に行われる。
次に学習部１０７は、記憶部１０５に記録された燃空比クライテリアが示す予混パイロット比の目標値と、ステップＳ２２で記録した負荷遮断後の経過時間ごとの予混パイロット比との偏差ΔＣを算出する（ステップＳ２３）。次に学習部１０７は、上記の式（１）によって、調整係数ｋ（ｔ）を更新する（ステップＳ２４）。
なお、式（１）について、実際の予混パイロット燃空比と目標予混パイロット燃空比の偏差ΔＣは、実際の予混パイロット火炎温度の計算値と目標予混パイロット火炎温度の計算値との偏差でもよい。あるいは、実際の予混パイロット燃空比および実際の車室１２の温度に基づく値（例えば、予混パイロット燃空比と車室１２の温度を入力値とする関数の出力値）とその目標値との偏差でもよい。
本実施形態によれば、負荷遮断を実施するたびに、より最適な燃料流量調節弁Ｖ０の弁開度を実現するための調整係数を学習することができ、失火の可能性を低減することができる。また、例えば、発電プラント１の経年変化や、運転環境および負荷条件などのプラントの特性を反映した調整係数を学習することにより、失火を回避しつつ、負荷遮断後の運転をより適切に制御することができる。
上記の第一実施形態〜第三実施形態では、燃料ラインＬ０および燃料ラインＬ１を通じた予混パイロット系統Ｆ１への燃料の供給を負荷遮断時に行う場合を挙げたが、各実施形態の適用先は負荷遮断に限定されない。例えば、急速に負荷を低下させる運用で、燃料の供給量を低下させる制御と組合せて用いることができる。急速に負荷を低下させるとは、例えば、ガスタービン１０の負荷低下速度が１００％毎分より高速の場合である。
図１６は、本発明の各実施形態における制御装置のハードウェア構成の一例を示す図である。
コンピュータ９００は、ＣＰＵ９０１、主記憶装置９０２、補助記憶装置９０３、入出力インタフェース９０４、通信インタフェース９０５を備える例えばＰＣ（Personal Computer）やサーバ端末装置である。上述の制御装置１００、１００Ａ、１００Ｂは、コンピュータ９００に実装される。そして、上述した各処理部の動作は、プログラムの形式で補助記憶装置９０３に記憶されている。ＣＰＵ９０１は、プログラムを補助記憶装置９０３から読み出して主記憶装置９０２に展開し、当該プログラムに従って上記処理を実行する。また、ＣＰＵ９０１は、プログラムに従って、記憶部１０５に対応する記憶領域を主記憶装置９０２に確保する。また、ＣＰＵ９０１は、プログラムに従って、処理中のデータを記憶する記憶領域を補助記憶装置９０３に確保する。
なお、少なくとも１つの実施形態において、補助記憶装置９０３は、一時的でない有形の媒体の一例である。一時的でない有形の媒体の他の例としては、入出力インタフェース９０４を介して接続される磁気ディスク、光磁気ディスク、ＣＤ−ＲＯＭ、ＤＶＤ−ＲＯＭ、半導体メモリ等が挙げられる。また、このプログラムが通信回線によってコンピュータ９００に配信される場合、配信を受けたコンピュータ９００が当該プログラムを主記憶装置９０２に展開し、上記処理を実行しても良い。また、当該プログラムは、前述した機能の一部を実現するためのものであっても良い。さらに、当該プログラムは、前述した機能を補助記憶装置９０３に既に記憶されている他のプログラムとの組み合わせで実現するもの、いわゆる差分ファイル（差分プログラム）であっても良い。
上記の負荷遮断検知部１０１と、燃料制御部１０２と、予混バイパス弁制御部１０３，１０３Ａ,１０３Ｂと、タイマ１０４と、記憶部１０５と、補正係数算出部１０６と、学習部１０７の全て又は一部は、マイコン、ＬＳＩ（Large Scale Integration）、ＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）、ＰＬＤ（Programmable Logic Device）、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）等のハードウェアを用いて実現されてもよい。
その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上記した実施の形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能である。また、この発明の技術範囲は上記の実施形態に限られるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
第１ノズルは燃料ノズルＮ１の一例、第２ノズルは燃料ノズルＮ３の一例、燃料ラインＬ１は燃料供給流路の一例、燃料ラインＬ０はバイパス流路の一例、燃料流量調節弁Ｖ０はバイパス燃料流量調節弁の一例、燃料流量調節弁Ｖ１は第１燃料流量調節弁の一例、燃空比クライテリアは失火が生じる前記第１ノズルの燃空比および前記第２ノズルの燃空比の関係を示す情報の一例である。ラインＬ３は、ドレンの排出流路の一例である。燃料供給システムは、制御装置１００、燃料ラインＬ０、燃料ラインＬ１、燃料系統Ｆ１〜Ｆ５を含んで構成される。
１・・・ガスタービンコンバインドサイクル発電プラント
１００、１００Ａ、１００Ｂ・・・制御装置
１０１・・・負荷遮断検知部
１０２・・・燃料制御部
１０３、１０３Ａ、１０３Ｂ・・・予混バイパス弁制御部
１０４・・・タイマ
１０５・・・記憶部
１０６・・・補正係数算出部
１０７・・・学習部
１０・・・ガスタービン
１１・・・圧縮機
１２・・・車室
１３・・・燃焼器
１４・・・タービン
１５・・・ＩＧＶ
１６・・・ロータ
１７・・・圧力供給系統
１８・・・空気入口系統
２０・・・蒸気タービン
２１・・・排熱回収ボイラー
２２・・・タービン
２３・・・燃料加熱装置
４０・・・発電機
Ｐ３・・・燃料タンク
Ｌ０、Ｌ１・・・燃料ライン
Ｌ３・・・ライン
Ｖ６・・・遮断弁
Ｐ０・・・ドレン排出口
Ｐ１・・・ドレン受入口
Ｐ２・・・遮断弁出口
Ｖ７・・・圧力調節弁
Ｖ８・・・圧力調節弁
Ｖ９・・・安全弁
Ｖ１０・・・安全弁
ＦＬ０、ＦＬ１・・・フィルター
Ｆ１・・・予混パイロット系統
Ｆ２・・・拡散パイロット系統
Ｆ３・・・メインＡ系統
Ｆ４・・・メインＢ系統
Ｆ５・・・トップハット系統
ＰＰ・・・予混パイロット用マニホールド
ＤＰ・・・拡散パイロット用マニホールド
ＭＡ・・・メインＡ用マニホールド
ＭＢ・・・メインＢ用マニホールド
ＴＨＡ・・・トップハット用マニホールド
Ｖ０、Ｖ１、Ｖ２、Ｖ３、Ｖ４、Ｖ５・・・燃料流量調節弁
Ｎ１、Ｎ２、Ｎ３、Ｎ４、Ｎ５・・・燃料ノズル
９００・・・コンピュータ
９０１・・・ＣＰＵ
９０２・・・主記憶装置
９０３・・・補助記憶装置
９０４・・・入出力インタフェース
９０５・・・通信インタフェース

Claims (17)

  1. ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された前記燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、
    前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、
    前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、
    を備え、
    前記バイパス燃料流量調節弁と前記第１ノズルが接続されたマニホールドとの間の配管距離を第１距離、前記燃料供給流路に設けられ前記第１ノズルへ供給される燃料の流量を調節する第１燃料流量調節弁と前記マニホールドとの間の配管距離を第２距離とすると、
    前記バイパス燃料流量調節弁が、前記第１距離が前記第２距離以下となる位置に設けられる、
    燃料供給システム。
  2. 前記バイパス流路を介して前記第１ノズルに供給される燃料の密度が、前記燃料供給流路を介して前記第１ノズルに供給される燃料の密度よりも高い、
    請求項１に記載の燃料供給システム。
  3. 前記バイパス流路の圧力損失が、前記燃料供給流路の圧力損失よりも少ない、
    請求項１または請求項２に記載の燃料供給システム。
  4. 前記バイパス流路と前記燃料供給流路とを接続するドレンの排出流路がさらに設けられる、
    請求項１から請求項３の何れか１項に記載の燃料供給システム。
  5. 前記バイパス燃料流量調節弁が、前記バイパス流路における前記排出流路の接続位置と前記第１ノズルが接続されたマニホールドの間に設けられる、
    請求項４に記載の燃料供給システム。
  6. 前記バイパス燃料流量調節弁が、前記排出流路の接続位置よりも前記マニホールドに近い位置に設けられる、
    請求項５に記載の燃料供給システム。
  7. ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された前記燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、
    前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、
    前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、
    前記バイパス燃料流量調節弁の開度を調節する制御装置と、
    を備え、
    前記燃料供給流路には、前記第１ノズルへ供給される燃料流量を調節する第１燃料流量調節弁が設けられ、
    前記制御装置は、前記ガスタービンの負荷低下の時に前記第１燃料流量調節弁を所定の時間だけ全開とし、前記負荷低下の前は閉状態の前記バイパス燃料流量調節弁を前記負荷低下の時に所定の開度に開く制御を行う、
    燃料供給システム。
  8. 前記制御装置は、前記負荷低下の後の前記バイパス燃料流量調節弁の開度を、前記負荷低下の後の経過時間に応じて定められた燃料流量の変化指標に基づいて制御する、
    請求項７に記載の燃料供給システム。
  9. 前記制御装置は、前記負荷低下の時の前記第１ノズルの燃空比および前記第２ノズルの燃空比と、失火が生じる前記第１ノズルの燃空比および前記第２ノズルの燃空比の関係を示す情報とに基づいて、前記バイパス燃料流量調節弁の開度を調整する係数を学習する、
    請求項７から請求項８の何れか１項に記載の燃料供給システム。
  10. 前記制御装置は、前記ガスタービンが吸入する空気の状態を示す環境条件に基づいて、前記バイパス燃料流量調節弁の開度を補正する、
    請求項７から請求項９の何れか１項に記載の燃料供給システム。
  11. 前記制御装置は、前記燃料の性質を示す燃料条件に基づいて、前記バイパス燃料流量調節弁の開度を補正する、
    請求項７から請求項１０の何れか１項に記載の燃料供給システム。
  12. 圧縮機と、
    燃焼器と、
    タービンと、
    請求項１から請求項１１の何れか１項に記載の燃料供給システムと、
    を備えたガスタービン。
  13. 請求項１２に記載のガスタービンと、
    蒸気タービンと、
    発電機と、
    を備えた発電プラント。
  14. ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記バイパス燃料流量調節弁と前記第１ノズルが接続されたマニホールドとの間の配管距離を第１距離、前記燃料供給流路に設けられ前記第１ノズルへ供給される燃料の流量を調節する第１燃料流量調節弁と前記マニホールドとの間の配管距離を第２距離とすると、前記バイパス燃料流量調節弁が、前記第１距離が前記第２距離以下となる位置に設けられる燃料供給システムにおいて、
    前記ガスタービンの負荷低下の時に、前記バイパス燃料流量調節弁を閉から開へ制御する、制御方法。
  15. ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記燃料供給流路には、前記第１ノズルへ供給される燃料流量を調節する第１燃料流量調節弁が設けられた燃料供給システムにおいて、
    前記ガスタービンの負荷低下の時に前記第１燃料流量調節弁を所定の時間だけ全開とし、前記負荷低下の前は閉状態の前記バイパス燃料流量調節弁を前記負荷低下の時に所定の開度に開く制御を行う、
    制御方法。
  16. ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記バイパス燃料流量調節弁と前記第１ノズルが接続されたマニホールドとの間の配管距離を第１距離、前記燃料供給流路に設けられ前記第１ノズルへ供給される燃料の流量を調節する第１燃料流量調節弁と前記マニホールドとの間の配管距離を第２距離とすると、前記バイパス燃料流量調節弁が、前記第１距離が前記第２距離以下となる位置に設けられる燃料供給システムの制御装置のコンピュータを、
    前記ガスタービンの負荷低下の時に、前記バイパス燃料流量調節弁を閉から開へ制御する手段、として機能させるためのプログラム。
  17. ガスタービンの燃料を加熱する燃料加熱装置を備え、前記燃料加熱装置によって加熱された燃料を、種火となる火炎を供給するパイロット系統の第１ノズル及び他の燃料系統の第２ノズルに供給する燃料供給流路と、前記パイロット系統に接続し、前記燃料供給流路を介さずに前記第１ノズルに前記燃料を供給するバイパス流路と、前記バイパス流路を流れる前記燃料の流量を調節するバイパス燃料流量調節弁と、を備え、前記燃料供給流路には、前記第１ノズルへ供給される燃料流量を調節する第１燃料流量調節弁が設けられた燃料供給システムの制御装置のコンピュータを、
    前記ガスタービンの負荷低下の時に前記負荷低下の時に前記第１燃料流量調節弁を所定の時間だけ全開とし、前記負荷低下の前は閉状態の前記バイパス燃料流量調節弁を前記負荷低下の時に所定の開度に開く制御を行う手段、
    として機能させるためのプログラム。
JP2018003422A 2018-01-12 2018-01-12 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム Active JP6963512B2 (ja)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2018003422A JP6963512B2 (ja) 2018-01-12 2018-01-12 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム
DE112018006836.6T DE112018006836T5 (de) 2018-01-12 2018-11-27 Treibstoffversorgungssystem, Gasturbine, Stromerzeugungsanlage, Steuerungsverfahren und -programm
PCT/JP2018/043574 WO2019138709A1 (ja) 2018-01-12 2018-11-27 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム
US16/772,972 US11181047B2 (en) 2018-01-12 2018-11-27 Fuel supply system, gas turbine, electricity generation plant, control method, and program
KR1020207018575A KR102338976B1 (ko) 2018-01-12 2018-11-27 연료 공급 시스템, 가스 터빈, 발전 플랜트, 제어 방법 및 프로그램
CN201880085059.1A CN111542689B (zh) 2018-01-12 2018-11-27 燃料供给系统、燃气轮机、发电设备、控制方法以及记录介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2018003422A JP6963512B2 (ja) 2018-01-12 2018-01-12 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム

Publications (3)

Publication Number Publication Date
JP2019124134A JP2019124134A (ja) 2019-07-25
JP2019124134A5 JP2019124134A5 (ja) 2021-02-04
JP6963512B2 true JP6963512B2 (ja) 2021-11-10

Family

ID=67218933

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2018003422A Active JP6963512B2 (ja) 2018-01-12 2018-01-12 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11181047B2 (ja)
JP (1) JP6963512B2 (ja)
KR (1) KR102338976B1 (ja)
CN (1) CN111542689B (ja)
DE (1) DE112018006836T5 (ja)
WO (1) WO2019138709A1 (ja)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20220106052A1 (en) * 2020-10-02 2022-04-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Aircraft with thermal energy storage system

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1151986B (de) * 1957-03-01 1963-07-25 Licentia Gmbh Mit Schweroel betriebene Gasturbinenanlage
DE4429539C2 (de) 1994-08-19 2002-10-24 Alstom Verfahren zur Drehzahlregelung einer Gasturbine bei Lastabwurf
AU730820B2 (en) * 1995-12-26 2001-03-15 Kabushiki Kaisha Toshiba Fuel supply apparatus for gas turbine and control unit for the same
JP3925985B2 (ja) * 1997-05-07 2007-06-06 株式会社東芝 コンバインドサイクル発電プラント
JPH11270850A (ja) * 1998-03-24 1999-10-05 Toshiba Corp ガスタービンプラントの燃料供給装置
JP3752568B2 (ja) * 1999-01-22 2006-03-08 株式会社日立製作所 ガスタービン燃料加熱システム
JP4568592B2 (ja) * 2004-12-07 2010-10-27 三菱重工業株式会社 燃料ガス加熱制御装置及びこの燃料ガス加熱制御装置を備えるガスタービン発電施設
JP4119909B2 (ja) * 2005-09-14 2008-07-16 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃焼制御装置
US8572975B2 (en) 2009-06-08 2013-11-05 General Electric Company Systems relating to turbine engine control and operation
US20100307157A1 (en) * 2009-06-08 2010-12-09 General Electric Company Methods relating to turbine engine control and operation
EP2458181A1 (de) 2010-11-30 2012-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine, Vorrichtung zum Regeln des Betriebs einer Gasturbine und Kraftwerk
JP5725913B2 (ja) * 2011-03-07 2015-05-27 三菱日立パワーシステムズ株式会社 複合サイクルプラント
JP5868671B2 (ja) 2011-11-28 2016-02-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 弁制御装置、ガスタービン、及び弁制御方法
JP5804918B2 (ja) * 2011-12-01 2015-11-04 三菱重工業株式会社 シミュレーションシステム、シミュレーション実行方法およびプログラム
JP5984435B2 (ja) * 2012-03-06 2016-09-06 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン制御装置及び制御方法
GB201217332D0 (en) * 2012-09-28 2012-11-14 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
JP6057775B2 (ja) * 2013-02-26 2017-01-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービンプラント及びその制御方法
US9303564B2 (en) 2013-02-27 2016-04-05 General Electric Company Combustor can temperature control system
GB2523324A (en) * 2014-02-19 2015-08-26 Combined Cycle Enhancements Ltd Improved fuel supply system for a gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
CN111542689A (zh) 2020-08-14
US11181047B2 (en) 2021-11-23
WO2019138709A1 (ja) 2019-07-18
JP2019124134A (ja) 2019-07-25
KR102338976B1 (ko) 2021-12-13
US20210172385A1 (en) 2021-06-10
KR20200085349A (ko) 2020-07-14
CN111542689B (zh) 2023-02-21
DE112018006836T5 (de) 2020-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9903231B2 (en) System and method for warming up a steam turbine
US7937928B2 (en) Systems and methods for channeling steam into turbines
RU2665773C2 (ru) Способ работы газотурбинной установки со ступенчатым и/или последовательным сгоранием
US7124591B2 (en) Method for operating a gas turbine
US9394808B2 (en) Method for operating a combined cycle power plant and plant to carry out such a method
JP5868671B2 (ja) 弁制御装置、ガスタービン、及び弁制御方法
US20140150438A1 (en) System and method for operating a gas turbine in a turndown mode
US10161317B2 (en) Gas-turbine control device, gas turbine, and gas-turbine control method
JP2015511684A (ja) 制御可能な冷却空気系統を備えたガスタービン
US11208959B2 (en) System and method for flexible fuel usage for gas turbines
ITCO20090054A1 (it) Metodo di controllo di modo basato su temperatura di scarico per turbina a gas e turbina a gas
Kunitomi et al. Modeling combined-cycle power plant for simulation of frequency excursions
WO2019130976A1 (ja) 制御装置、ガスタービン、制御方法及びプログラム
US20180058320A1 (en) Hybrid gas turbine power generation system
US10196942B2 (en) Multi-shaft combined cycle plant, and control device and operation method thereof
JP6963512B2 (ja) 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム
US20150047366A1 (en) Operation of gas turbine power plant with carbon dioxide separation
JP6807638B2 (ja) 燃焼制御システム、ガスタービン、燃焼制御方法及びプログラム
JP2013036357A (ja) ガスタービン、ガスタービン制御装置、および発電システム
JP5400850B2 (ja) 排熱ボイラシステムの制御方法および制御装置
JPH0835435A (ja) 燃料加熱ガスタービンプラント
WO2011152840A1 (en) Method for increasing an emissions compliant load range for a combined-cycle system
EP3929419A1 (en) System and method for controlling temperature in an air intake

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20201216

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20201216

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20210803

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20210906

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

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20211005

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20211015

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6963512

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150