RU2170358C2 - Способ ограничения температуры газов на выхлопе газотурбинной установки и устройство для его осуществления - Google Patents

Способ ограничения температуры газов на выхлопе газотурбинной установки и устройство для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
RU2170358C2
RU2170358C2 RU96104358/06A RU96104358A RU2170358C2 RU 2170358 C2 RU2170358 C2 RU 2170358C2 RU 96104358/06 A RU96104358/06 A RU 96104358/06A RU 96104358 A RU96104358 A RU 96104358A RU 2170358 C2 RU2170358 C2 RU 2170358C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
temperature
exhaust
exhaust gases
signal
gases
Prior art date
Application number
RU96104358/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU96104358A (ru
Inventor
Сол Мирский
Ном Старосельский
Original Assignee
Компрессор Контролз Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Компрессор Контролз Корпорейшн filed Critical Компрессор Контролз Корпорейшн
Publication of RU96104358A publication Critical patent/RU96104358A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2170358C2 publication Critical patent/RU2170358C2/ru

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
    • 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
    • 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
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
    • F05D2270/112—Purpose of the control system to prolong engine life by limiting temperatures

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
  • Blast Furnaces (AREA)

Abstract

Способ и устройство предназначены для защиты газотурбинной установки (двух- и трехвальной) от повреждения и разрушения во время опасных отклонений параметров в переходных процессах. В этой ситуации расход топлива должен быть уменьшен, как это необходимо, чтобы удержать температуру уходящих газов ниже максимально допустимого значения и таким образом избежать повреждения облопачивания первой ступени турбины. Быстро протекающее изменение температуры на выходе из камеры сгорания может быть оценено и таким образом использовано для корректировки температуры, измеренной термопарами. Для приближения измеренной температуры к действительной турбина оснащается преобразователем давления на входе и преобразователем температуры на выходе. Способ обеспечивает быстродействующее определение температуры на выходе из камеры сгорания и уменьшение величины расхода топлива, если определенное таким образом значение температуры приближается к максимально допустимому. Существующие средства измерения температуры продуктов сгорания на выходе (EGT) с помощью термопар используются совместно со средствами измерения давления воздуха на выходе компрессора (CDP) перед камерой сгорания. При использовании динамического звена первого порядка и статического коэффициента усиления измеренное CDP используется для предсказания коррекции сигнала по EGT, давая в результате откорректированное значение EGT. Как только откорректированная EGT вычислена, ее первая производная по времени используется для корректировки величины зоны безопасности между максимально допустимым значением температуры и более низкой уставкой ограничения по температуре, вычисленной с использованием заранее вычисляемой поправки. Такие способ и устройство позволяют повысить КПД газотурбинной установки. 2 с. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится в основном к способам и устройствам управления, предназначенным для защиты газотурбинных установок (двух- и трехвальных) от повреждения или разрушения при опасных отклонениях параметров в переходных процессах благодаря быстродействующему определению температур на выходе из камеры сгорания и уменьшению расхода топлива, если определенная таким образом температура приближается к допустимому пределу.
Современное состояние проблемы.
В газотурбинной установке (ГТУ) критической температурой, оказывающей наибольшее влияние, является температура на выходе из камеры сгорания, где недопустимо высокие значения температуры могут привести к повреждению и разрушению лопаток первой ступени турбины.
Следовательно, эта температура должна быть ограничена путем уменьшения расхода топлива, поступающего в камеру сгорания, если эта температура становится опасно высокой.
По причине неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания измерение температуры в этой зоне в большинстве случаев не является точным измерением температуры входных кромок лопаток первой ступени.
Кроме того, трудно обеспечить быстродействующее измерение температуры близко по ходу газа к зоне входа в первую ступень.
Одной из основных причин невозможности расположения первичных преобразователей температуры вблизи входа в первую ступень является теснота расположения элементов конструкции, связывающих секции камеры сгорания со входом в первую ступень.
Кроме того, по причине тяжелых условий работы первичные преобразователи температуры, выполненные на базе термопар, требуют защитных гильз и металлических чехлов, снижающих их точность и быстродействие.
Предлагаемая в настоящей заявке стратегия управления использует измерение температуры на выходе турбины газогенератора, где оно более надежно благодаря более низким температурам.
Основанные на эмпирических данных, эмпирических зависимостях и результатах испытаний значения температуры уходящих газов, при которых наступает повреждение лопаток, представляются в табличном виде как функция условий работы ГТУ.
В большинстве случаев ограничивающие нагрузку значения температуры уходящих газов представляются в табличном виде как функция давления на выходе воздушного компрессора.
В системе управления топливом граница допустимых значений расхода определяется так, чтобы поддерживать температуру уходящих газов на обеспечивающем безопасность расстоянии ниже ограничивающего нагрузку значения, заданного для данного типа ГТУ.
В результате действия перечисленных выше факторов ограничиваемое значение расхода топлива (для поддержания безопасного значения температуры уходящих газов, предотвращающего повреждение лопаток) выбирается с большим запасом (very conservative).
Это сопровождается ограничением мощности ГТУ, приводящим к потере производительности и неспособности обеспечить работу ГТУ при высоких температурах на входе в первую ступень для достижения высокого КПД.
Существующие способы часто не обеспечивают надежного измерения температуры в месте ее наиболее существенного влияния - на входе в первую ступень турбины (на выходе камеры сгорания). Эту температуру не только трудно измерить, но сами попытки измерения температуры в столь тяжелых условиях редко встречаются при промышленном использовании ГТУ.
На основании сказанного выше становится очевидной потребность в точном управлении расходом подводимого топлива во время опасных отклонений параметров в переходных процессах для двух- и трехвальных ГТУ.
В авторском свидетельстве SU 698348, F 02 C 9/46, F 04 D 27/02, 20.02.95, описаны способ и устройство для ограничения температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки, содержащей турбину высокого давления с воздушным компрессором и камерой сгорания. В этом документе для регулирования расхода топлива в камеру сгорания, то есть для выработки управляющего сигнала на исполнительный механизм, используют комбинацию двух величин - давления воздуха за компрессором и температуры газа на выхлопе из турбины, при этом вычисляют первые производные этих величин по времени, каждую из которых сравнивают с соответствующими пороговыми величинами. Сигнал на исполнительный механизм вырабатывается при условии превышения обеими производными своих пороговых величин.
Сущность изобретения
Задачей настоящего изобретения является выявление быстро протекающего изменения температуры на выходе камеры сгорания ГТУ и предотвращение температурных повреждений частей газовой турбины во время опасных отклонений параметров в переходных процессах путем ограничения расхода топлива в камеру сгорания.
Решение поставленной задачи обеспечено благодаря созданию способа ограничения температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки, содержащей газогенератор или турбину высокого давления с воздушным компрессором и камерой сгорания, включающего выбор уставки по температуре, ниже максимально допустимой температуры газов на выхлопе, и изменение температуры газов на выхлопе в направлении уставки, если скорректированная температура газов на выхлопе выше уставки, при этом выбор уставки и изменение регулируемой температуры осуществляют на основе вычисленной скорректированной температуры.
Благодаря выбору уставки и изменению регулируемой температуры на основе вычисленной скорректированной температуры введена зона безопасности между максимально допустимой величиной температуры газов на выхлопе и выбранной уставкой по температуре, используемая для ограничения расхода топлива в камеру сгорания при переходных процессах для предотвращения температурных повреждений частей газовой турбины во время опасных отклонений параметров при этих процессах. При этом выявляется быстро протекающее изменение температуры на выходе камеры сгорания, которое может быть использовано для корректировки выходного сигнала термопар, измеряющих эту температуру.
Вычисление скорректированной температуры может включать определение температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки и вычисление скорректированной температуры на выхлопе из газотурбинной установки.
Вычисление температуры газов на выхлопе может включать определение давления воздуха на нагнетании воздушного компрессора, вычисление коэффициента усиления для установившегося режима как функции давления нагнетания компрессора и температуры выхлопных газов, извлечение быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора благодаря более высокой скорости изменения, чем скорость изменения сигнала по температуре, умножение быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора на коэффициент усиления для установившегося режима для предсказания быстрого изменения температуры газов на выхлопе, и прибавление предсказанного быстрого изменения температуры газов на выхлопе к измеренной температуре газов на выхлопе для вычисления скорректированной температуры газов на выхлопе. Таким образом, выявление быстро протекающего изменения базируется на давлении воздуха, выходящего из компрессора перед камерой сгорания и обозначенного в настоящей заявке давлением CDP на выходе компрессора (Compressor Discharge Pressure). Сигнал по CDP пропускается через динамическое звено и используется для получения откорректированного значения температуры уходящих газов (EGTcorrected - Exhaust Gas Temperature, corrected), используемого для ограничения системой управления расхода, топлива при опасных отклонениях параметров в переходных процессах.
Извлечение быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора может включать прохождение сигнала по давлению на нагнетании компрессора через инерционный элемент, который имитирует влияния турбины и системы измерения на температуру газов на выхлопе, и вычитание выходного сигнала инерционного элемента, описываемого дифференциальным оператором первого порядка, из измеренного сигнала по давлению для определения его быстроизменяющейся части.
Корректирование расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой может включать восприятие изменения состояния температуры газов на выхлопе, вычисление производной скорректированной температуры газов на выхлопе по времени, формирование сигнала, пропорционального первой производной по времени, и корректирование расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой в соответствии с положительной производной.
Предложенный способ может также включать уменьшение до минимума расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в зависимости от скорости изменения температуры, поддержание расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в регулируемых пределах и управление расходом топлива в соответствии со значением скорректированной температуры газов на выхлопе.
Решение поставленной задачи обеспечено также благодаря созданию устройства для ограничения температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки, содержащей газогенератор или турбину высокого давления с воздушным компрессором и камерой сгорания, включающего средства выбора уставки по температуре, ниже максимально допустимой температуры газов на выхлопе, и средства изменения температуры газов на выхлопе в направлении уставки, если скорректированная температура газов на выхлопе выше уставки, при этом средства выбора уставки содержат средства вычисления скорректированной температуры газов на выхлопе.
Благодаря наличию средств вычисления скорректированной температуры газов на выхлопе в средствах выбора уставки и средств изменения регулируемой температуры на основе вычисленной скорректированной температуры введена зона безопасности между максимально допустимой величиной температуры газов на выхлопе и выбранной уставкой по температуре, используемой для ограничения расхода топлива в камере сгорания при переходных процессах для предотвращения температурных повреждений частей газовой турбины во время опасных отклонений параметров при этих процессах.
Средства вычисления скорректированной температуры могут содержать средства определения температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки и средства вычисления скорректированной температуры на выхлопе из газотурбинной установки.
Средства вычисления температуры газов на выхлопе могут содержать средства определения давления воздуха на нагнетании воздушного компрессора, средства вычисления коэффициента усиления для установившегося режима как функции давления нагнетания компрессора и температуры выхлопных газов, средства извлечения быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора благодаря более высокой скорости изменения, чем скорость изменения сигнала по температуре, средства умножения быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора на коэффициент усиления для установившегося режима для предсказания быстрого изменения температуры газов на выхлопе, и средства прибавления предсказанного быстрого изменения температуры газов на выхлопе к измеренной температуре газов на выхлопе для вычисления скорректированной температуры газов на выхлопе.
Средства извлечения быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора могут содержать инерционный элемент, который имитирует влияние турбины и системы измерения на температуру газов на выхлопе для преобразования сигнала по давлению на нагнетании компрессора, и средства вычитания выходного сигнала инерционного элемента, описываемого дифференциальным оператором первого порядка, из измеренного сигнала, по давлению для определения его быстроизменяющейся части.
Средства корректирования расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой могут содержать средства восприятия изменения состояния температуры газов на выхлопе, средства вычисления производной скорректированной температуры газов на выхлопе по времени, средства формирования сигнала, пропорционального первой производной по времени, и средства корректирования расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой в соответствии с положительной производной.
Предложенное устройство может также содержать средства уменьшения до минимума расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в зависимости от скорости изменения температуры, средства поддержания расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в регулируемых пределах и средства управления расходом топлива в соответствии со значением скорректированной температуры газов на выхлопе.
В отличие от способа и устройства, описанных в указанном выше авторском свидетельстве, в настоящем изобретении для вычисления откорректированного значения температуры уходящих газов используют вместе с величиной этой температуры быстро изменяющуюся составляющую давления воздуха на выходе из компрессора, которую соответственно преобразуют и суммируют с величиной температуры уходящих газов. Для определения модифицированной зоны безопасности, обеспечивающей дополнительную защиту турбоустановки во время опасных отклонений параметров при переходных процессах вычисляют первую производную по времени откорректированного значения температуры уходящих газов. В настоящем изобретении в отличие от известного способа, где эту производную непосредственно используют для выработки управляющего сигнала на исполнительный механизм, ограничивают расход топлива системой управления в соответствии с откорректированной зоной безопасности только при превышении этой производной ноля.
Преимущество настоящего изобретения состоит в том, что оно использует существующие термопары, однако меньше подвержено влиянию присущей им инерционности преобразования входного сигнала. Кроме того, предлагаемый способ управления использует давление воздуха на выходе из компрессора (CDP), которое легко измеряется в промышленных ГТУ.
Это изобретение, кроме того, обеспечивает существенный экономический эффект благодаря присущему ему пути уменьшения как нарушений технологического процесса, так и повреждения турбины. Дополнительное преимущество состоит в повышении КПД ГТУ, удлинении интервалов между плановыми остановами и увеличении финансовых накоплений.
Краткое описание чертежей
Фиг. 1 изображает функциональную схему для реализации предлагаемого способа.
Фиг. 2 изображает блок-схему алгоритма, используемого для определения зоны безопасности между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой.
Наилучший путь реализации изобретения
Чтобы защитить технологический процесс от необоснованных нарушений и предотвратить повреждение или разрушение ГТУ (двух- или трехвальной), расход топлива должен быть не только легко и точно управляем, он должен быть ограничен при опасных отклонениях параметров в переходных процессах во избежание повреждения облопачивания первой ступени турбины.
В этих процессах регулятор расхода топлива уменьшает расход топлива, чтобы удержать температуру уходящих газов (ЕСТ) ниже максимально допустимого значения, являющегося функцией давления на выходе компрессора (CDP).
Способ по настоящему изобретению определяет температуру на выходе камеры сгорания благодаря использованию измерения температуры существующими термопарами и благодаря использованию давления воздуха на выходе компрессора (CDP) перед камерой сгорания.
Эти измерения температуры и давления анализируются и дают в результате откорректированное значение температуры ЕСТ, используемое в системе управления.
После вычисления откорректированного значения температуры ее первая производная по времени используется для корректировки величины зоны безопасности (разности) между максимально допустимым значением температуры и более низкой, предсказанной таким образом уставкой ограничения.
На фиг. 1 показана функциональная схема для предлагаемого способа управления газовой турбиной 101, где давление CDP измеряется преобразователем давления 102, а температура ЕСТ измеряется преобразователем температуры 103.
Сигнал по измеренной температуре ЕСТ подается в блок суммирования 107, одновременно сигнал по измеренному давлению CDP подается в блок суммирования 104 (этот сигнал не подвергается динамическому преобразованию) и в динамическое звено первого порядка 105, которое представлено передаточной функцией
Figure 00000002

где Tf - постоянная времени;
S - комплексная переменная функции, которая является изображением по Лапласу функции во временной области.
Следует обратить внимание, что динамическое звено первого порядка выбирается для обеспечения динамической связи между измеренными значениями CDPmeasured и EGTmeasured и может быть заменено передаточной функцией более высокого порядка, включающей элемент чистого запаздывания.
CDP' отнимается от измеренного сигнала CDPmeasured, а полученная разность CDP'' (быстро изменяющаяся составляющая)
CDP'' = CDPmeasured - CDP'
умножается на статический коэффициент усиления (106), равный
K = [d(EGT)/d(CDP)],
для предсказания корректирующего значения EGTcorrec tion.
Статический коэффициент усиления вычисляется во время ввода ГТУ в эксплуатацию и характеризуется как функция частоты вращения ротора газогенератора (NGG для двухвальных ГТУ) или ротора высокого давления (МНР для трехвальных ГТУ).
Корректирующий сигнал EGTcorrec tion прибавляется потом к измеренному сигналу EGTmeasured и таким образом вычисляется откорректированный сигнал EGTcorrected.
На фиг. 2 изображена блок-схема алгоритма, используемого для определения зоны безопасности - расстояния между максимально допустимой температурой газа на выхлопе и выбранной уставкой. Первую производную по времени откорректированного сигнала EGTcorrected 110 (вычисляемого в соответствии с фиг. 1) вычисляют в блоке 200 дифференцирования. Определение знака этой производной осуществляют в блоке 210, выходы которого разветвляются в зависимости от ее знака. Если первая производная по времени откорректированного сигнала EGTcorrected больше ноля, в блоке 220 проверяют, достигла ли зона безопасности максимального значения SMmax *. Если в блоке 210 выяснилось, что указанная производная меньше ноля, или если в блоке 220 выяснилось, что зона безопасности достигла максимального значения SMmax *, в блоке 250 умножения первой производной по времени откорректированного сигнала EGTcorrected в качестве множителя используют ноль (блок 230). Если зона SM* безопасности меньше максимального значения SMmax *, то в качестве множителя в блоке 250 умножения используют конфигурируемую константу C (блок 240). Результат умножения из блока 250 подают в блок 260 суммирования, в котором этот результат добавляют к текущей зоне SM* безопасности. Результатом суммирования в блоке 260 является предварительная величина новой зоны SM0 * безопасности. В блоке 270 проверяют, превысила ли новая зона SM0 * безопасности минимальную зону SM безопасности. Если величина зоны SM0 * не превысила величину SM, новая зона безопасности, вычисленная в соответствии с блок-схемой на фиг. 2, равна SM, как показано в блоке 290. Если величина SM0 * больше величины SM, используют блок 280, где также вычисляют величину SM* путем вычитания конфигурируемой константы Δ DR из величины SM0 *.
Таким образом благодаря использованию первой производной по времени откорректированного сигнала EGTcorrec tion может быть уточнена величина зоны безопасности.
Ограничение области допустимых значений EGT устанавливается путем выбора уставки по температуре, которая ниже предельно допустимой (исходной уставки ограничения).
Далее определяют откорректированный сигнал EGT, и по величине его производной уточняется зона безопасности между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой ограничения по температуре.
Это мгновенное значение границы области допустимых значений температуры определяют из зависимости
Figure 00000003

где SM* - мгновенное значение зоны безопасности,
SM - начальная зона безопасности,
DR - смещение зоны безопасности, вычисленное по производной,
C - константа.
Зону безопасности можно сохранять в пределах регулирования путем ограничения величины DR сверху или снизу. Минимальная величина DR должна быть равна нулю, а максимальная величина является регулируемой для каждого конкретного случая. Кроме того, величину DR постоянно уменьшают, так что в течение периодов времени, когда давление на нагнетании компрессора существенно не увеличивается, зона безопасности возвращается к своей минимальной величине. Это уменьшение величины DR может осуществляться с регулируемой непрерывной скоростью изменения. С использованием этой скорости при каждом анализе контура регулирования из величины DR вычитают небольшую постоянную величину Δ DR.
Очевидно, что многие модификации и варианты настоящего изобретения легко осуществимы по изложенному выше описанию.

Claims (12)

1. Способ ограничения температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки, содержащей газогенератор или турбину высокого давления с воздушным компрессором и камерой сгорания, включающий выбор уставки по температуре ниже максимально допустимой температуры газов на выхлопе и изменение температуры газов на выхлопе в направлении уставки, если скорректированная температура газов на выхлопе выше уставки, отличающийся тем, что выбор уставки и изменение регулируемой температуры осуществляют на основе вычисленной скорректированной температуры.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что операция вычисления скорректированной температуры включает следующие операции: a) определение температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки и b) вычисление скорректированной температуры на выхлопе из газотурбинной установки.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что операция вычисления температуры газов на выхлопе включает следующие операции: a) определение давления воздуха на нагнетании воздушного компрессора, b) вычисление коэффициента усиления для установившегося режима как функции давления нагнетания компрессора и температуры выхлопных газов, c) извлечение быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора, благодаря более высокой скорости изменения, чем скорость изменения сигнала по температуре, d) умножение быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора на коэффициент усиления для установившегося режима для предсказания быстрого изменения температуры газов на выхлопе и е) прибавление предсказанного быстрого изменения температуры газов на выхлопе к измеренной температуре газов на выхлопе для вычисления скорректированной температуры газов на выхлопе.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что операция извлечения быстроизменяющейся части сигнала по делению на нагнетании компрессора включает следующие операции: a) прохождение сигнала по давлению на нагнетании компрессора через инерционный элемент, который имитирует влияния турбины и системы измерения на температуру газов на выхлопе, и b) вычитание выходного сигнала инерционного элемента, описываемого дифференциальным оператором первого порядка, из измеренного сигнала по давлению для определения его быстроизменяющейся части.
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что операция корректирования расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой включает следующие операции: a) восприятие изменения состояния температуры газов на выхлопе, b) вычисление производной скорректированной температуры газов на выхлопе по времени, c) формирование сигнала, пропорционального первой производной по времени, и d) корректирование расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой в соответствии с положительной производной.
6. Способ по п.2, отличающийся тем, что он включает следующие операции: а) уменьшение до минимума расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в зависимости от скорости изменения температуры, b) поддержание расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в регулируемых пределах и с) управление расходом топлива в соответствии со значением скорректированной температуры газов на выхлопе.
7. Устройство для ограничения температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки, содержащей газогенератор или турбину высокого давления с воздушным компрессором и камерой сгорания, включающее средства выбора уставки по температуре ниже максимально допустимой температуры газов на выхлопе и средства изменения температуры газов на выхлопе в направлении уставки, если скорректированная температура газов на выхлопе выше уставки, отличающееся тем, что средства выбора уставки содержат средства вычисления скорректированной температуры газов на выхлопе.
8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что средства вычисления скорректированной температуры содержат: a) средства определения температуры газов на выхлопе из газотурбинной установки и b) средства вычисления скорректированной температуры на выхлопе из газотурбинной установки.
9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что средства вычисления температуры газов на выхлопе содержат: а) средства определения давления воздуха на нагнетании воздушного компрессора, b) средства вычисления коэффициента усиления для установившегося режима как функции давления нагнетания компрессора и температуры выхлопных газов, с) средства извлечения быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора благодаря более высокой скорости изменения, чем скорость изменения сигнала по температуре, d) средства умножения быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора на коэффициент усиления для установившегося режима для предсказания быстрого изменения температуры газов на выхлопе и е) средства прибавления предсказанного быстрого изменения температуры газов на выхлопе к измеренной температуре газов на выхлопе для вычисления скорректированной температуры газов на выхлопе.
10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что средства извлечения быстроизменяющейся части сигнала по давлению на нагнетании компрессора содержат: а) инерционный элемент, который имитирует влияние турбины и системы измерения на температуру газов на выхлопе для преобразования сигнала по давлению на нагнетании компрессора, b) средства вычитания выходного сигнала инерционного элемента, описываемого дифференциальным оператором первого порядка, из измеренного сигнала по давлению для определения его быстроизменяющейся части.
11. Устройство по п.7, отличающееся тем, что средства корректирования расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой содержат: а) средства восприятия изменения состояния температуры газов на выхлопе, b) средства вычисления производной скорректированной температуры газов на выхлопе по времени, с) средства формирования сигнала, пропорционального первой производной по времени, и d) средства корректирования расстояния между максимально допустимым значением и выбранной уставкой в соответствии с положительной производной.
12. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно содержит: a) средства уменьшения до минимума расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в зависимости от скорости изменения температуры, b) средства поддержания расстояния между максимально допустимым значением температуры и выбранной уставкой в регулируемых пределах и с) средства управления расходом топлива в соответствии со значением скорректированной температуры газов на выхлопе.
RU96104358/06A 1995-02-27 1996-02-27 Способ ограничения температуры газов на выхлопе газотурбинной установки и устройство для его осуществления RU2170358C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/395,599 US5622042A (en) 1995-02-27 1995-02-27 Method for predicting and using the exhaust gas temperatures for control of two and three shaft gas turbines
US08/395,599 1995-02-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU96104358A RU96104358A (ru) 1998-04-27
RU2170358C2 true RU2170358C2 (ru) 2001-07-10

Family

ID=23563702

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU96104358/06A RU2170358C2 (ru) 1995-02-27 1996-02-27 Способ ограничения температуры газов на выхлопе газотурбинной установки и устройство для его осуществления

Country Status (7)

Country Link
US (1) US5622042A (ru)
EP (1) EP0728919B1 (ru)
AT (1) ATE196342T1 (ru)
CA (1) CA2168422A1 (ru)
DE (1) DE69610233T2 (ru)
NO (1) NO960279L (ru)
RU (1) RU2170358C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2444640C2 (ru) * 2007-08-01 2012-03-10 Ансальдо Энергия С.П.А. Устройство и способ регулирования температуры выхлопа газовой турбины
RU2592360C2 (ru) * 2014-11-27 2016-07-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0890888B1 (de) * 1997-07-11 2003-01-15 ALSTOM (Switzerland) Ltd Regelsystem zur Regelung wenigstens einer Variablen eines Prozesses sowie Anwendung eines solchen Regelsystems
US6633828B2 (en) 2001-03-21 2003-10-14 Honeywell International Inc. Speed signal variance detection fault system and method
JP2002309963A (ja) * 2001-04-17 2002-10-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンプラント
US6952639B2 (en) * 2002-11-12 2005-10-04 General Electric Company Method and system for temperature estimation of gas turbine combustion cans
US20040114666A1 (en) * 2002-12-17 2004-06-17 Hardwicke Canan Uslu Temperature sensing structure, method of making the structure, gas turbine engine and method of controlling temperature
ITMI20022660A1 (it) * 2002-12-17 2004-06-18 Nuovo Pignone Spa Metodo di controllo a parametri per una turbina a gas a doppio albero.
US6912856B2 (en) * 2003-06-23 2005-07-05 General Electric Company Method and system for controlling gas turbine by adjusting target exhaust temperature
US7246002B2 (en) * 2003-11-20 2007-07-17 General Electric Company Method for controlling fuel splits to gas turbine combustor
EP1655590B1 (de) 2004-11-09 2016-02-03 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Bestimmung einer über einen Strömungsquerschnitt massengemittelten Temperatur einer Gasströmung in einer Gasturbine
EP2562369B1 (de) * 2011-08-22 2015-01-14 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens
GB201219815D0 (en) * 2012-11-05 2012-12-19 Rolls Royce Plc Engine control parameter trimming
EP2840245A1 (en) * 2013-08-20 2015-02-25 Alstom Technology Ltd Method for controlling a gas turbine group

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2809492A (en) * 1952-12-23 1957-10-15 Simmonds Aerocessories Inc Apparatus for measuring and/or controlling fuel/air ratio of gas turbines without direct gravimetric fuel metering
US3379584A (en) * 1964-09-04 1968-04-23 Texas Instruments Inc Semiconductor wafer with at least one epitaxial layer and methods of making same
US3377848A (en) * 1966-08-22 1968-04-16 Gen Electric Temperature indicating means for gas turbine engines
US3667218A (en) * 1970-03-27 1972-06-06 Gen Electric Gas turbine temperature adaptive control
US3789665A (en) * 1972-02-22 1974-02-05 Avco Corp Inferred measurement of the turbine inlet temperature of a gas turbine engine
US3902315A (en) * 1974-06-12 1975-09-02 United Aircraft Corp Starting fuel control system for gas turbine engines
US3956883A (en) * 1974-08-08 1976-05-18 Westinghouse Electric Corporation Smooth and highly responsive gas turbine temperature limit control especially useful in combined cycle electric power plants
US4055997A (en) * 1976-09-15 1977-11-01 United Technologies Corporation Means for calculating turbine inlet temperature of a gas turbine engine
US4117670A (en) * 1976-12-23 1978-10-03 Bell Telephone Laboratories Incorporated Dual slope temperature differential shutdown control for gas turbines
GB2011091B (en) * 1977-12-22 1982-04-28 Gen Electric Method and apparatus for calculating turbine inlet temperature
JPS55114853A (en) * 1979-02-26 1980-09-04 Hitachi Ltd Gas turbine controlling system
US4350008A (en) * 1979-12-26 1982-09-21 United Technologies Corporation Method of starting turbine engines
US4307451A (en) * 1980-03-07 1981-12-22 Chandler Evans Inc. Backup control
US4627234A (en) * 1983-06-15 1986-12-09 Sundstrand Corporation Gas turbine engine/load compressor power plants
US4748804A (en) * 1986-12-08 1988-06-07 United Technologies Corporation Inlet total temperature synthesis for gas turbine engines
US5212943A (en) * 1991-10-08 1993-05-25 Sundstrand Corporation Reduced thermal stress turbine starting strategy
US5379584A (en) * 1992-08-18 1995-01-10 Alliedsignal Inc. Synthesis of critical temperature of a turbine engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2444640C2 (ru) * 2007-08-01 2012-03-10 Ансальдо Энергия С.П.А. Устройство и способ регулирования температуры выхлопа газовой турбины
RU2592360C2 (ru) * 2014-11-27 2016-07-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
ATE196342T1 (de) 2000-09-15
CA2168422A1 (en) 1996-08-28
NO960279D0 (no) 1996-01-24
NO960279L (no) 1996-08-28
US5622042A (en) 1997-04-22
DE69610233T2 (de) 2001-01-25
DE69610233D1 (de) 2000-10-19
EP0728919B1 (en) 2000-09-13
EP0728919A1 (en) 1996-08-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2170358C2 (ru) Способ ограничения температуры газов на выхлопе газотурбинной установки и устройство для его осуществления
EP2660511B1 (en) Condensate flow rate control device for power-plant, and control method
CN103946516B (zh) 阀控制装置、燃气涡轮机以及阀控制方法
US7343744B2 (en) Method and system for controlling a reheat turbine-generator
EP2357339A1 (en) Method of determining a combustor exit temperature and method of controlling a gas turbine
JP2010133701A (ja) 容器内の液位制御のためのシステムおよび方法
US20210310409A1 (en) State determining device, operation controlling device, gas turbine, and state determining method
EP3263985B1 (en) System and method for drum level control with transient compensation
KR20180110063A (ko) 가스 터빈의 제어 장치 및 가스 터빈의 제어 방법
US7155897B2 (en) Combustion temperature high speed detection device
EP2647811B1 (en) Gas turbine control device and power generation system
RU96104358A (ru) Способ и устройство для предсказания и использования температур уходящих газов для управления двух- и трехвальными газотурбинными установками
JP6684453B2 (ja) 蒸気タービン発電機の抽気制御方法及びその制御装置
EP2469098A1 (en) Method and device for predicting the instability of an axial compressor
US11519340B2 (en) System and method for controlling a speed of rotation of an aircraft turbine engine with fault management
EP3165741A1 (en) System and method for determining fuel splits for a gas turbine
JP2013160154A (ja) ガスタービン制御装置及び方法並びにプログラム、それを用いた発電プラント
JP2000130750A (ja) 燃焼監視装置
KR20160007430A (ko) 가스 터빈의 제어 및 보호 방법 및 이러한 방법을 사용하는 가스 터빈
US20240151186A1 (en) Delay time calculation method and gas turbine control method, and delay time calculation apparatus and control apparatus for gas turbine
WO2018164675A1 (en) Fluid flow measurement in gas turbine engines
JPH0335922Y2 (ru)
JPH08326508A (ja) 脱硝制御装置
JP2965607B2 (ja) 蒸気タービン制御装置
JP2003120217A (ja) ガスタービンコンバインドサイクル蒸気温度制御装置及び方法