JPH0370825A - Starting method for gas turbine - Google Patents
Starting method for gas turbineInfo
- Publication number
- JPH0370825A JPH0370825A JP20679789A JP20679789A JPH0370825A JP H0370825 A JPH0370825 A JP H0370825A JP 20679789 A JP20679789 A JP 20679789A JP 20679789 A JP20679789 A JP 20679789A JP H0370825 A JPH0370825 A JP H0370825A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gas turbine
- starting
- inverter
- generator
- gas
- 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.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 11
- 238000010248 power generation Methods 0.000 claims abstract description 10
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 5
- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract description 2
- 239000007858 starting material Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 53
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 11
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 10
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 208000025599 Heat Stress disease Diseases 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 239000013256 coordination polymer Substances 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 150000002927 oxygen compounds Chemical class 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 1
- 230000003685 thermal hair damage Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
Abstract
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、スタティックスタートと呼ばれるガスタービ
ン起動法に係り、特に、ガスタービンホットガスパスへ
の熱損傷を最小とするのに好適なガスタービン起動時の
燃料と空気流量比の決定法に関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [Industrial Application Field] The present invention relates to a gas turbine starting method called static start, and particularly to a gas turbine suitable for minimizing thermal damage to a gas turbine hot gas path. Concerning a method for determining the fuel and air flow ratio during startup.
ガスタービンは、燃焼器内で、燃料と空気を燃焼させ、
ホットガスを作り、その運動エネルギーによりタービン
を回転させ、機械的なエネルギーに変換する原動機であ
る。A gas turbine burns fuel and air in a combustor.
It is a prime mover that creates hot gas, uses its kinetic energy to rotate a turbine, and converts it into mechanical energy.
現在技術では、ホットガスの最高温度は、１２００〜１
４００℃に達しており、タービンの動静翼メタルの温度
は、空気により強制冷却されて、最高約８００〜８５０
℃が許容されている。With current technology, the maximum temperature of hot gas is 1200~1
The temperature of the rotor and stationary blade metal of the turbine reaches a maximum of about 800-850℃ due to forced cooling by air.
°C is allowed.
ガスタービンを連続的に運転する場合、ガスパス部品（
動静翼、シラウド）のメタル温度は、大きく変化しない
ため、熱伸び差から発生する応力（熱応力）は小さく、
ホットガスパス部品に与えるダメージは少ない。When operating a gas turbine continuously, gas path components (
The metal temperature of the moving and stationary blades, shroud) does not change significantly, so the stress generated from the difference in thermal expansion (thermal stress) is small.
There is little damage to hot gas pass parts.
しかし、近年、特に、蒸気タービンと組み合された複合
発電設備で、ガスタービンが使用され、これらは、電力
系統中、いわゆる中間負荷を背負わされ、日々起動・停
止が繰り返される。However, in recent years, gas turbines have been used particularly in combined power generation facilities combined with steam turbines, and these gas turbines are burdened with so-called intermediate loads in the power system, and are repeatedly started and stopped on a daily basis.
従って、例えば、タービン初段静翼の場合、停止中と、
負荷運転時、そのメタル温度差は、約８５０−２０＝８
３０℃となり、この熱負荷の繰返しにより、初期静翼は
、確実に熱疲労を受ける。Therefore, for example, in the case of a turbine first-stage stationary blade, when it is stopped,
During load operation, the metal temperature difference is approximately 850-20=8
The temperature reaches 30° C., and by repeating this heat load, the initial stationary blades will surely undergo thermal fatigue.
熱疲労の繰返し回数が、あるしきい値を越えると、例え
ば、初段静翼にクランクが発生し、更に、起動停止回数
が増えると、クラックは、徐々に成長して大きくなる。When the number of repetitions of thermal fatigue exceeds a certain threshold, for example, a crank occurs in the first stage stationary blade, and further, as the number of starts and stops increases, the crack gradually grows and becomes larger.
ガスタービン・発動機において、ガスタービンを起動す
る場合、他の発電系統から電力を受け、発電機を電動機
として用いる起動法を、スタティックスタートと言う。When starting a gas turbine/engine, the method of starting the gas turbine by receiving power from another power generation system and using the generator as an electric motor is called static start.
ガスタービンは、急激に、他の発電系統の周波数に合せ
て、回転させられないため、他の発電系統から受けた電
力を、インバータ（周波数変換器）により、周波数零（
直流）から、所定の周波数まで、漸時、変化させること
が必要である。本方法は、既に、外国のメーカにより実
施されており、文献ブラウンボーベリレビュウ３−８５
（Ｂｒｏｗｎ Ｂｏｖｅｒｉ Ｒｅｖｉｅｗ ３−８
５ Ｔｙｐｅ１３Ｅ−Ａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ ｗ
ｉｔｈ ｈｉｇｈ Ｒａｔｉｎｇ ａｎｄ ＨｉｇｈＥ
ｆｆｉｃｉｅｎｃｙ）に記述されている。Gas turbines cannot be suddenly rotated to match the frequency of other power generation systems, so an inverter (frequency converter) converts the power received from other power generation systems to zero frequency (
It is necessary to gradually change the frequency from direct current) to a predetermined frequency. This method has already been implemented by a foreign manufacturer and is described in the literature Brown-Bowberg Review 3-85.
(Brown Boveri Review 3-8
5 Type13E-A Gas Turbine w
ith high Rating and HighE
efficiency).
従来技術のスタティックスタートでは、ガスタービンの
起動を、ガスタービン自立スピードの約６６％まで補助
する容量のインバータが使用されていた。この方法では
、ガスタービンの起動を、モード分解すると、第３図に
破線で示すように点火、暖機、温度制限、加速制限、速
度制御の順となる。特に、温度制限モードにおいて、ガ
スタービンを自立させるため燃料が、空気量と比較し、
多量にガスタービンに供給されるため、燃焼温度が上昇
し、この結果は、排気温度の上昇に如実に呪われる。す
なわち、ガスタービンホットパーツは大きな熱疲労を受
け、ホットパーツにクラック等が生じる。Prior art static starts used inverters with a capacity to assist in starting the gas turbine up to about 66% of the gas turbine's stand-alone speed. In this method, when the startup of the gas turbine is broken down into modes, the order is ignition, warm-up, temperature restriction, acceleration restriction, and speed control, as shown by the broken line in FIG. In particular, in temperature-limited mode, in order to make the gas turbine self-sustaining, the amount of fuel compared to the amount of air is
Since a large amount is supplied to the gas turbine, the combustion temperature increases, and this result is clearly cursed by the increase in exhaust temperature. That is, the gas turbine hot parts are subjected to large thermal fatigue, and cracks and the like occur in the hot parts.
上記従来技術は、ガスタービン起動時の熱疲労を軽減す
る点について考慮がされておらず、ガスタービンガスパ
ス部品の表面、および、内部にクラックが発生、成長す
るという問題点があった。The above-mentioned conventional technology does not take into consideration the reduction of thermal fatigue during startup of the gas turbine, and has the problem that cracks occur and grow on the surface and inside of the gas turbine gas path components.
本発明の目的は、ガスタービンを起動する場合、そのガ
スパス部品が受ける熱疲労を最小限にするガスタービン
の起動法を提供することにある。SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is to provide a method for starting a gas turbine that minimizes thermal fatigue experienced by gas path components when starting the gas turbine.
上記目的は、ガスタービンの起動用インバータの容量を
従来よりも大きくし、発電機単独のパワーでガスタービ
ンの定格スピードまで上昇を可とすることにより遠戚さ
れる。The above object is distantly related by increasing the capacity of the inverter for starting the gas turbine compared to the conventional one, and making it possible to increase the gas turbine's rated speed using the power of the generator alone.
従来のガスタービン起動は、インバータで定格スピード
まで回転数を上昇させることが不可能であったため、温
度、加速制限モード中、燃料投入を増加する必要があっ
た。しかし、本発明では、インバータを使って、発電機
単独によりガスタービンを定格スピードまで上昇させる
ことができる。Conventional gas turbine startup required increased fuel input during temperature and acceleration limited modes because it was impossible to increase the rotational speed to the rated speed with the inverter. However, with the present invention, the gas turbine can be brought up to rated speed by the generator alone using an inverter.
従って、ガスタービンの起動モードは、温度、加速制限
モードが不要となり、第３図の実線に示すように点火、
暖機、速度制御の三種に減じる。更に、暖機と速度制御
モード゛では、例えば、燃料と空気の割合（燃空比）を
常に一定に保っておけば、ガスタービンのホットパーツ
の熱疲労は、大きく軽減される。Therefore, the starting mode of the gas turbine eliminates the need for temperature and acceleration limiting modes, and as shown by the solid line in Figure 3, the ignition,
Reduced to three types: warm-up and speed control. Furthermore, in the warm-up and speed control mode, for example, if the ratio of fuel to air (fuel-air ratio) is always kept constant, thermal fatigue of the hot parts of the gas turbine can be greatly reduced.
以下、本発明の一実施例により説明する。圧縮機、燃焼
器、タービンから構成される原動機をガスタービン４と
呼ぶ。大気は、矢印５より圧縮機に吸入され、圧縮され
た後、燃焼器に入り、そこでホットガスとなり、更に、
タービンに入り、仕事をした後、排気ガスとなり、矢印
８により大気放出される。本実施例では、発電機９は、
排気ガス８側にカップリングＩＯを介して接続されてい
る。発電機９は一度所内負荷系統１０７に変圧器５３に
減圧されインバータ１１を介して発電系統１０５と接続
されている回線１０１と、インバータ１↓をバイパスし
て発電系統１．０５と接続されている回線１０３をもち
、これらは遮断器１２ａ。An embodiment of the present invention will be explained below. A prime mover composed of a compressor, a combustor, and a turbine is called a gas turbine 4. Atmospheric air is drawn into the compressor from arrow 5, compressed, and then enters the combustor where it becomes hot gas.
After entering the turbine and doing work, it becomes exhaust gas and is released into the atmosphere as indicated by arrow 8. In this embodiment, the generator 9 is
It is connected to the exhaust gas 8 side via a coupling IO. The generator 9 is once connected to the power generation system 1.05 by bypassing the inverter 1↓ and the line 101 which is once depressurized by the transformer 53 to the in-house load system 107 and connected to the power generation system 105 via the inverter 11. It has a line 103, which is a circuit breaker 12a.
Ｃにより切換えられる。ガスタービン４の起動時は、イ
ンバータ１１を定格回転数無負荷の速度制御モードまで
用いる。負荷を取るとき、インバータ１１を遮断器１２
ｃにより外し、直接、遮断器１２ａを介してガスタービ
ン発電機９は、発電系統１０５とつながる。It can be switched by C. When starting up the gas turbine 4, the inverter 11 is used up to the speed control mode with no load at the rated rotation speed. When taking a load, the inverter 11 is connected to the circuit breaker 12.
c, and the gas turbine generator 9 is directly connected to the power generation system 105 via the circuit breaker 12a.
ガスタービン４の燃料供給は、下記のように、初段静翼
の熱衝撃を最小化するように行なう。初段静翼の外面熱
応力を、急変させないために、回転数上昇中、燃焼温度
一定の運転を行なえば良い。Fuel supply to the gas turbine 4 is carried out in such a way as to minimize thermal shock to the first stage stationary blades, as described below. In order to prevent sudden changes in the external thermal stress of the first-stage stator vane, it is sufficient to operate at a constant combustion temperature while the rotational speed is increasing.
しかし、初段静翼の内面は、回転数と共に変わる圧縮機
吐出空気により衝突冷却されており、初段静翼・断面の
熱応力を、１００％回転数（無負荷）の場合から急変さ
せないためには、燃空比一定の運転を、行なえば良い。However, the inner surface of the first-stage stator vane is impingement-cooled by compressor discharge air that changes with the rotation speed, and in order to prevent the thermal stress on the first-stage stator blade/cross section from suddenly changing from the case of 100% rotation speed (no load). , it is sufficient to perform operation with a constant fuel/air ratio.
燃空比と燃焼温度には、次の関係がある。The following relationship exists between the fuel-air ratio and combustion temperature.
Ｑ／Ｃｐ
但し、ｆ：燃空比
Ｔ：３＝燃燃焼度
Ｔ２：圧縮機吐出温度
Ｑ：燃料の低位発熱量
ＣＰ：燃焼ガスの比熱
従って、燃空比ｆ＝一定の制御の場合、燃焼温度Ｔ３は
徐々に増加する。また、燃焼温度Ｔ３ ＝一定の場合、
燃空比ｆは、徐々に減少する。Q/Cp However, f: Fuel-air ratio T: 3 = Fuel burn-up T2: Compressor discharge temperature Q: Lower calorific value of fuel CP: Specific heat of combustion gas Therefore, in the case of fuel-air ratio f = constant control, combustion Temperature T3 gradually increases. In addition, when the combustion temperature T3 = constant,
The fuel-air ratio f gradually decreases.
初段静翼外面熱心カー窓および、断面熱心カー窓の両者
を同時に満足させることはできず、妥協点は、両者の中
間の燃焼温度で、ガスタービンの回転数を上昇させるこ
とである。It is not possible to simultaneously satisfy both the first-stage stationary blade outer surface hard Kerr window and the cross-sectional hard Kerr window, and the compromise is to increase the rotational speed of the gas turbine at a combustion temperature intermediate between the two.
この場合は、燃焼温度Ｔ３も燃空比ｆも変化させること
が必要である。In this case, it is necessary to change both the combustion temperature T3 and the fuel-air ratio f.
第２図に示すように、本実施例は、この考え方により、
燃空比制御を行なった。As shown in FIG. 2, this embodiment uses this idea to
Fuel-air ratio control was performed.
また、定格速度無負荷条件に達したとき、燃焼温度がバ
ンプレスに、定格速度無負荷条件の値につなぐことが、
必要であり、暖機から燃焼温度。In addition, when the rated speed no-load condition is reached, the combustion temperature bumplessly connects to the value of the rated speed no-load condition.
Required and warm-up to combustion temperature.
燃空比は、連続的に、定格速度無負荷の条件へ変ること
が必要である。第４図は空気流量とガスタービン回転数
の関係を示し、非線形である。従って、燃料流量は、第
２図における制御の考え方に従い、この空気流量の関数
として変化させることが必要である。The fuel/air ratio needs to change continuously to the rated speed no load condition. FIG. 4 shows the relationship between air flow rate and gas turbine rotation speed, which is nonlinear. Therefore, the fuel flow rate needs to be varied as a function of this air flow rate, according to the control concept in FIG.
発電機９を、起動装置として用いる本発明のスタティッ
クスタートにおいて、ガスタービン４が速度制御に達す
るまで、発電機９は、ガスタービン起動の温度制限加速
制限モード範囲で、ガスターン４を補助する必要がある
。従って、起動装置としての発電機の出力は、従来法よ
り大きい。概略従来値の四倍となる。たとえば、８０Ｍ
Ｗのガスタービンにおいて、通常必要な起動電動機の出
力は、約ＩＭＷである。発電機９を起動装置として用い
る場合、約４ＭＷの出力、すなわち、容量４ＭＷのイン
バータ１１を準備する必要がある。In the static start of the present invention using the generator 9 as a starting device, the generator 9 is required to assist the gas turn 4 in the temperature limited acceleration limited mode range of gas turbine startup until the gas turbine 4 reaches speed control. be. Therefore, the output of the generator as a starting device is greater than in the conventional method. This is approximately four times the conventional value. For example, 80M
In a W gas turbine, the normally required starting motor power is approximately IMW. When using the generator 9 as a starting device, it is necessary to prepare an inverter 11 with an output of about 4 MW, that is, a capacity of 4 MW.
本発明によれば、ガスタービンの起動時、点火後、無負
荷定格スピードの速度制御モードまで、暖機運転が可能
であるため、ガスタービンのホットパーツ、特に、初段
静翼のメタル温度変化は小さく、熱疲労は少ない。According to the present invention, warm-up operation is possible at the time of starting the gas turbine, after ignition, and up to the speed control mode of the no-load rated speed, so that the temperature change of the hot parts of the gas turbine, especially the metal of the first stage stationary blade, is reduced. It is small and causes little heat fatigue.
本発明によれば、また、ガスタービン排気温度は１点火
後、約２５０℃に保つことができる。ガスタービンの燃
焼平均ガス温度は、排気温度の約二倍、５００℃である
ため、空気中の窒素と酸素の化合物の発生が非常に少な
い。すなわち、環境保護に効果的である。According to the present invention, the gas turbine exhaust temperature can also be maintained at about 250° C. after one ignition. Since the average combustion gas temperature of a gas turbine is 500° C., which is about twice the exhaust temperature, the generation of nitrogen and oxygen compounds in the air is extremely small. In other words, it is effective for environmental protection.
第１図は、スタティックスタートを用いるガスタ−ビン
発電機の回路図、第２図は、本発明のガスタービン起動
方法による燃焼温度変化図、第３図は、本発明と従来例
の起動モードの差を示す図、第４図は、ガスタービン圧
縮機の回転数と空第
１
図
第３図
第
図
低重云散（／ン
第
図
固
転放（％）Fig. 1 is a circuit diagram of a gas turbine generator using static start, Fig. 2 is a combustion temperature change diagram according to the gas turbine starting method of the present invention, and Fig. 3 is a diagram of starting modes of the present invention and the conventional example. A diagram showing the difference, Figure 4, shows the rotational speed of the gas turbine compressor and the air pressure (%).
Claims (1)
前記発電機を電動機として用いるガスタービン起動法に
おいて、 前記ガスタービンが定格回転数へ到達するまで、前記発
電機を電動機として用いるガスタービンの起動法。 ２、ガスタービンの起動モードが点火、暖機、速度制御
であることを特徴とする請求項１のガスタービンの起動
法。[Claims] 1. A power generation plant combining a gas turbine and a generator,
A gas turbine starting method using the generator as an electric motor, wherein the gas turbine starting method uses the generator as an electric motor until the gas turbine reaches a rated rotational speed. 2. The method for starting a gas turbine according to claim 1, wherein the starting modes of the gas turbine are ignition, warm-up, and speed control.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20679789A JPH0370825A (en) | 1989-08-11 | 1989-08-11 | Starting method for gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20679789A JPH0370825A (en) | 1989-08-11 | 1989-08-11 | Starting method for gas turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0370825A true JPH0370825A (en) | 1991-03-26 |
Family
ID=16529259
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20679789A Pending JPH0370825A (en) | 1989-08-11 | 1989-08-11 | Starting method for gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0370825A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20040051794A (en) * | 2002-12-13 | 2004-06-19 | 주식회사 포스코 | A Method for Controlling Turbine Speed on Turbine Start |
| JP2013221423A (en) * | 2012-04-13 | 2013-10-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Control device for gas turbine, gas turbine, and control method for gas turbine |
-
1989
- 1989-08-11 JP JP20679789A patent/JPH0370825A/en active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20040051794A (en) * | 2002-12-13 | 2004-06-19 | 주식회사 포스코 | A Method for Controlling Turbine Speed on Turbine Start |
| JP2013221423A (en) * | 2012-04-13 | 2013-10-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Control device for gas turbine, gas turbine, and control method for gas turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6952034B2 (en) | Systems, methods, and computer programs for operating terrestrial or marine-based multi-spool gas turbines | |
| JP6334547B2 (en) | Gas turbine for machine drive application and method of operation | |
| EP1044321B1 (en) | Gas turbine engines connected in series | |
| JP2593578B2 (en) | Combined cycle power plant | |
| US5044152A (en) | Method of operating a combined plant | |
| WO1998046871A1 (en) | Dual turbogenerator auxiliary power system | |
| US7980052B1 (en) | Industrial gas turbine engine | |
| Nakhamkin et al. | AEC 110 MW CAES plant: status of project | |
| MX2013003433A (en) | Gas turbine start with frequency convertor. | |
| US6792760B2 (en) | Method for operating a turbine | |
| JP3677536B2 (en) | Gas turbine power generation control device | |
| WO2022093414A1 (en) | A power generaton system | |
| JPS6018816B2 (en) | Control device for power generation prime mover | |
| EP2568127B1 (en) | Method for operating a power plant | |
| US20100275608A1 (en) | Systems and Methods for Rapid Turbine Deceleration | |
| JP3672339B2 (en) | Starting method and starting apparatus for single-shaft combined cycle plant | |
| JPH0370825A (en) | Starting method for gas turbine | |
| JPH11200895A (en) | Revolution speed control method in gas turbine stopping process | |
| JP3675880B2 (en) | Method and apparatus for controlling single-shaft combined cycle power generation facility | |
| EP3061919B1 (en) | A gas turbine arrangement and a method for operating the gas turbine arrangement | |
| JPH108999A (en) | Control device for gas turbine power plant | |
| RU101096U1 (en) | GAS-TURBINE POWER PLANT | |
| JPH1018809A (en) | Starting/stopping method for combined power plant | |
| JPH0454227A (en) | Method of starting gas turbine | |
| CN214506566U (en) | Black start power supply system |