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WO1999035384A1 - Revolution speed control method in gas turbine shutdown process - Google Patents

Revolution speed control method in gas turbine shutdown process Download PDF

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WO1999035384A1
WO1999035384A1 PCT/JP1998/005988 JP9805988W WO9935384A1 WO 1999035384 A1 WO1999035384 A1 WO 1999035384A1 JP 9805988 W JP9805988 W JP 9805988W WO 9935384 A1 WO9935384 A1 WO 9935384A1
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WO
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time
load
stress
fuel
decrease
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PCT/JP1998/005988
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English (en)
French (fr)
Inventor
Kiyoshi Suenaga
Yukihiro Hashimoto
Yasuoki Tomita
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 Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Publication date
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Priority to US09/380,460 priority patent/US6253537B1/en
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    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/06—Shutting-down
    • 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
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • 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
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/091—Purpose of the control system to cope with emergencies in particular sudden load loss
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a method of controlling the number of revolutions in a gas turbine stop process, and more particularly to an operation method in which the number of revolutions is controlled in a stop process to avoid excessive stress in the stop process.
  • FIG. 3 is a perspective view of the rotor blade of the gas bin, 11 is a rotor blade and 12 is its platform, and the rotor blade 11 rotates in the R direction due to the hot combustion gas G.
  • the blades of such gas turbines have no load at the rated speed, and when the fuel is shut off, excessive thermal stress and centrifugal force are applied during the shutdown process as described later, and in some cases, blades crack.
  • FIG. 2 is a diagram for explaining the generation of stress applied to the blade during the stop process described above.
  • (A) is a load
  • (b) is a rotation speed
  • (c) is a metal temperature
  • (d) is a graph in FIG. The transition of the stress in the bucket A is shown.
  • T load of Oite gas turbine (a) is the time axis, until 4 Bruno 4 Load Load between is operated by (full load), in the beginning stop the fuel until 1 2 0/4 ( reduced to no load), operated by rotating the rotor in no load state until t 3 point, blocking the fuel t 3 time, then rapidly load becomes "0" state.
  • the rotation speed is normally changed at the rated rotation speed from the time t2 when the load becomes 0 Z4 to the time t3 when the fuel is shut off in accordance with the load transition in the above (a). I'm driving like that. t speed and to cut off the fuel in 3 point decreases rapidly, leading to stop.
  • Fig. 2 (c) the metal temperature is shown at point A on the blade 11 and point B on the platform 12, but when the load is 4Z4 and the rotational speed is at the rated t, the hot gas is As it passes at a fixed rate, it changes in a high temperature state Remained, t, the load begins to decrease at time, because squeezing the fuel from this point 0 4 temperature to t 2 loads Yuki down, the fixed state of the load 0 Z 4 is up continues Ku t 3 time points I do.
  • the t towards platforms Tofo over arm 1 2 in until 3 towards the heat capacity is larger point B than the moving blade 1 1 is changed in the same way in a state slightly temperature is higher than the point A.
  • FIG. 2 (d) shows the state of stress at the point A of the moving blade 1 1, until a constant stress load is reduced, 0/4 load becomes t 2 time point to a little declined, then also reduced slightly in the unloaded condition of t 3 from t 2, t 4 to the time point than a maximum temperature difference delta t is generated as shown in (c), excessive thermal stress is generated at this time, the heat Since some number of rotations remain in addition to the stress, centrifugal force proportional to the square of the number of rotations is also applied, and a large force is applied to point A, and in some cases cracks may occur and the wing may be destroyed .
  • the rotational speed is controlled, and among the large blade stresses generated during the stop process, the rotational speed is reduced.
  • Reduce centrifugal force by number An object of the present invention was to provide a method of controlling the number of revolutions in a gas turbine shutting down process in which a total stress including a thermal stress due to a decrease in a difference in degree is reduced and a rotor blade is not destroyed.
  • the present invention provides the following means for solving the above-mentioned problems.
  • the load is reduced, and when there is no load, in the process of shutting off the fuel and stopping the operation, the load is reduced to reduce the load to no load.
  • control is performed so that the number of revolutions drops at a predetermined rate from the point in time when the power supply from the gas turbine becomes zero; the aforementioned number of revolutions becomes approximately 60% of the rated number of revolutions when the fuel is cut off.
  • the method for controlling the number of revolutions in the gas stoppage bin stopping process characterized by allowing the gas to fall freely.
  • the power is reduced in the process of reducing the load to reach no load, for example, when the generator stops supplying power, the rotation speed of the gas bin is decreased at a predetermined rate from the rated rotation speed.
  • the rotation speed of the gas bin is decreased at a predetermined rate from the rated rotation speed.
  • the fuel is cut off after controlling the rotational speed to drop to about 60%, so the subsequent rotational speed is lower than before, and the centrifugal force proportional to the square of the subsequent rotational speed is also reduced. It can be reduced than before.
  • the metal temperature at the time of fuel cut-off can be lower than before, and the rotor blade stress generated after fuel cut-off reduces the effect of centrifugal force and reduces heat.
  • the overall stress with the reduction of stress is greatly reduced, and the life is greatly improved without destruction of the moving blade. Be improved.
  • FIG. 1 is a diagram illustrating the operation of a rotation speed control method in a gas turbine shutdown process according to an embodiment of the present invention.
  • A is a load
  • (b) is a rotation speed
  • (c) is a metal temperature
  • ( d) shows the transition of the stress generated in the rotor blade, respectively.
  • Fig. 2 is an explanatory diagram of the operation when the conventional gas turbine is stopped.
  • (A) is the load
  • (b) is the rotation speed
  • (c) is the metal temperature
  • (d) is the transition of the stress generated in the rotor blade. Show.
  • Fig. 3 is a general perspective view showing the blades and the bratform of a gas turbine.
  • FIG. 1 is a diagram for explaining the operation of the method for controlling the number of revolutions in the process of stopping the gas turbine according to one embodiment of the present invention.
  • (a) shows the state of the load from the operation of the gas turbine to the stop process
  • (b) shows the number of rotations, which shows the state of rotation number control which is a feature of the present invention.
  • (C) shows the transition of the metal temperature between the blade and the platform, and (d) shows the state of the stress generated in the blade.
  • the load shown in Fig. 1 (a) is the same as the load state of the slave * shown in Fig. 2 (a), so its explanation is omitted. stop fuel from, until a state of 0 4 load t 2 point load, i.e. generator makes remained constant rotating speed of the rated because the operating state.
  • the present invention actively controls the rotation speed from the t 2 time to reduce the fuel cutoff time of t 3 Then, it is reduced to about 60% of the rated speed. After that, the fuel is cut off, the rotation speed drops sharply, and the engine stops.
  • the metal temperature of point B is slightly higher than that of point A because the heat capacity of platform 12 is larger than that of bucket 11 as described in the conventional example. higher have remained, first during 4 Z 4 load operation up to the point remained constant, t, the aperture of the fuel begins when the load until the t 2 time points 0 Z 4 is also temperature prior Gradually decreases.
  • t has been operated from two points in time to t 3 time a slight fuel 0/4 Load (no load), so that the rotational speed is described in (b), so as to decrease gradually 6 about 0 during this period is controlled to, therefore, because during this time the fuel even fewer than conventionally, 0 Zeta 4 between the t 2 when it reaches the load until t 3 time to shut off the fuel metal temperature be slightly lower than the conventional I do.
  • the temperature drop at this point has a great effect because it leads to the temperature drop in the next step.
  • the method of controlling the number of revolutions in the process of stopping the gas turbine of the present invention can significantly reduce both the centrifugal force generated in the moving blade and the thermal stress in the stopping process, so that the moving blade can be prevented from being destroyed. As a result, the service life is greatly improved.

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Description

明 細 書
ガス夕一ビン停止過程における回転数制御方法 技術分野
本発明はガスタービン停止過程における回転数制御方法に関し、 特に 停止過程で回転数を制御し、 停止過程の過大な応力を避けるようにした 運転方法である。 背景技術
図 3はガス夕一ビンの動翼の斜視図であり、 1 1は動翼で 1 2はその プラッ トフオームであり、 動翼 1 1には高温の燃焼ガス Gにより R方向 に回転する。 このようなガスタービンの動翼は定格回転数で負荷を無負 荷とし、 燃料を遮断すると後述するように停止過程において過大な熱応 力及び遠心力が加わり、 場合によっては翼に亀裂を生ずることがある。 図 2は上記に説明の停止過程に翼に加わる応力の発生を説明する図で あり、 （a ) は負荷、 （b ) は回転数、 （c ) はメタル温度、 （d ) は 図 3における動翼 A部での応力の推移をそれぞれ示している。 （a ) に おいてガスタービンの負荷は時間軸で t , までは 4ノ4負荷 （全負荷） で運転しており、 で燃料を絞り始めてから 1 2 までの間で負荷が 0 / 4 (無負荷） まで減少し、 t 3 時点まで無負荷状態でロータを回転し て運転し、 t 3 時点で燃料を遮断すると、 その後は急激に負荷が 「0」 状態になる。
図 2 ( b ) において、 上記 （a ) の負荷の推移に応じて回転数は、 負 荷 0 Z 4となる t 2 時点から燃料を遮断する t 3 時点までは通常は定格 回転数で推移させるように運転している。 t 3 時点で燃料を遮断すると 回転数は急激に減少し、 停止に至る。
図 2 ( c ) において、 メタル温度は動翼 1 1の A点とプラッ トフォー ム 1 2の B点について示すが、 負荷が 4 Z 4負荷で回転数が定格の t , 時点までは高温ガスが一定の割合で通過しているので高温の状態で推移 し、 t , 時点において負荷が減少し始めると、 この時点より燃料を絞る ので 0 4負荷の t 2 まで温度は下がってゆき、 負荷 0 Z 4の状態が続 く t 3 時点までは一定に推移する。 この t 3 までの間ではプラッ トフォ ーム 1 2の方が動翼 1 1よりも熱容量が大きいので B点の方が A点より もやや温度が高い状態で同じように変化する。
t 3 時点において燃料が遮断されると A, B点共、 燃料が零となり、 温度は急激に下がつてゆく。 この過程で回転数も徐々に低下してゆく力、 あまり下がらない t 4 時点で A点と B点との温度差が最大となり、 以降 両者は漸次同一温度へと低下してゆく。
図 2 ( d ) は動翼 1 1の A点での応力の状態を示し、 までは一定 の応力であり、 負荷が減少し、 0 / 4負荷となる t 2 時点までは少し減 少し、 その後 t 2 から t 3 の無負荷状態でもわずかに減少し、 t 4 時点 までは （c ) で示すような最大の温度差 Δ Τが生ずるので、 この時点で 過大な熱応力が発生し、 この熱応力に加えて回転数もある程度残つてい るので、 回転数の 2乗に比例する遠心力も加えられ、 A点に大きな力が 加わり、 場合によっては亀裂が生じ、 翼が破壊されることがある。
前述のようにガスタービンにおいて、 全負荷で運転中に、 負荷を減少 させて無負荷運転を行い、 その後、 燃料を遮断すると回転数が減少して ゆく過程にぉレ、て回転数があまり低下しないうちに動翼とプラッ トフォ ームに大きな温度差が付き、 この温度差により動翼に大きな熱応力が発 生し、 この熱応力に加えて更に回転数の 2乗に比例した遠心力も加わり、 このような過程がくり返されると動翼を破壊する恐れがある。 従来はこ の停止過程における動翼への大きな力を防止する対策がなく、 安全対策 上からも何んらかの対応が強く望まれていた。 発明の開示
そこで本発明は、 ガス夕一ビンの定格運転中に負荷を減少して無負荷 として燃料を遮断する停止過程において、 回転数を制御して停止過程に 発生する動翼の大きな応力のうち、 回転数による遠心力を低下させ、 温 度差の減少による熱応力との総合的な応力を低下させ、 動翼の破壊を起 こさないようにするガスタービン停止過程における回転数制御方法を提 供することを課題としてなされたものである。
本発明は前述の課題を解決するために次の手段を提供する。
ガスタービンの負荷を全負荷として定格回転数で運転中に、 負荷を減 少させてゆき、 無負荷となると燃料を遮断して運転を停止させる過程に おいて、 負荷を減少させて無負荷となる間でガスタービンからの動力供 給が零となる時点から回転数を所定の割合で降下するように制御し；前 記燃料遮断時に前記回転数が定格回転数のほぼ 6 0 %となるように降下 させ；その後自由降下させることを特徴とするガス夕一ビン停止過程に おける回転数制御方法。
ガスタービンを定格回転数で運転中に燃料を絞り、 負荷を全負荷から 無負荷として燃料を遮断すると、 停止過程で回転数の降下が少ない時に 動翼とプラットフオーム間の温度差が大きくなり、 このために過大な熱 応力が発生する。 この熱応力に回転数の 2乗に比例する遠心力が加わり
、 動翼には大きな力が発生し、 場合によっては動翼を破壊する恐れがあ る σ
そこで本発明では、 負荷を減少させて無負荷に至る過程で動力、 例え ば発電機が電力を供給しなくなった時点においてガス夕一ビンの回転数 を定格回転数から所定の割合で降下させるように制御し、 燃料を完全に 遮断する時点で定格回転数のほぼ 6 0 %程度になるように制御する。 こ れは、 軸、 翼振動及びコンプレッサーのサージの危険回転数の制約から 考えて約 6 0 %とした。 このように回転数を制御して 6 0 %程度に降下 させてから燃料が遮断されるのでそれ以降の回転数が従来よりも低くな り、 それ以降の回転数の 2乗に比例する遠心力も従来より低減すること ができる。 又、 回転数の低下に伴い燃料も少くて良いので燃料遮断時の メタル温度も従来よりは低くすることができ、 燃料遮断以降に発生する 動翼の応力は、 遠心力による影響の低減と熱応力の低減との総合的な応 力が大きく緩和され、 動翼の破壊等に至ることなく、 寿命でも大きく改 善される。 図面の簡単な説明
図 1は本発明の実施の一形態に係るガスタービンの停止過程における 回転数制御方法の作用の説明図で、 （a) は負荷、 （b) は回転数、 (c) はメタル温度、 （d) は動翼に発生する応力の推移をそれぞれ示 す。
図 2は従来のガスタービン停止時における作用の説明図で、 （a) は 負荷、 （b) は回転数、 （c) はメタル温度、 （d) は動翼に発生する 応力の推移をそれぞれ示す。
図 3はガスタービンの動翼とブラッ トフオームを示す一般的な斜視図 である。 発明を実施するための最良の形態
以下、 本発明の実施の形態について図面に基づいて具体的に説明する。 図 1は本発明の実施の一形態に係るガスタービンの停止過程における 回転数制御方法の作用を説明する図である。 図において （a) はガスタ —ビンの運転中から停止過程における負荷の状態を、 （b) は回転数で あり、 本発明の特徴である回転数制御の状態を示している。 （c) は動 翼とプラットフオームのメタル温度、 推移を、 （d) は動翼に発生する 応力の状態をそれぞれ示している。
図 1 (a) に示す負荷は、 図 2 (a) に示す従 *の負荷状態と同じで あるので説明は省略するが、 （b) の回転数においては、 の時点の 4 4負荷の状態から燃料を絞り、 t 2 時点で 0 4負荷の状態になる までは負荷、 即ち発電機は運転状態にあるので回転数一定の定格で推移 させる。
t 2 時点において 0 4負荷となり、 t 3 時点まで無負荷運転を行う 力、 この間は従来では回転数一定で推移させていたが、 本発明ではこの t 2 時点から回転数を積極的に制御して減少させ、 t3 の燃料遮断時点 では定格回転数の 6 0 %程度まで低下させる。 その後は燃料が遮断され るので回転数は急激に減少し、 停止に至る。
図 1 ( c ) において、 メタル温度は従来例でも述べたようにプラッ ト フォーム 1 2の方が動翼 1 1よりも熱容量が大きいので、 B点の温度の 方が A点より全体的にやや高く推移しており、 まず 時点までの 4 Z 4負荷運転中は一定に推移し、 t , 時点で燃料の絞りを開始し、 負荷が 0 Z 4の t 2 時点になるまでは従来と同じく温度は徐々に低下してゆく。 t 2 時点から t 3 時点まではわずかの燃料で 0 / 4負荷 （無負荷） で 運転しており、 回転数は （b ) で説明したように、 この間は徐々に 6 0 程度まで低下するように制御しており、 従って、 この間の燃料も従来 よりは少くてすむので、 0 Ζ 4負荷に到達した t 2 時点から燃料を遮断 する t 3 時点までの間はメタル温度も従来よりは若干低下する。 この時 点での温度低下は次のスッテプの温度低下につながるので大きな影響を 持つ。
t 時点で燃料を遮断すると動翼 1 1の A点、 プラッ トフォーム 1 2 の B点共温度は急激に低下してゆき、 途中の t 4 時点で両者の温度差△ tは最大となるが、 t 3 時点でのメタル温度は従来よりは若干低下して いるので、 その後の 1 4 での温度差厶 tも従来よりは小さくなる。 その 後両温度は徐々に低下してゆく。
図 1 ( d ) において、 動翼 1 1の A点での応力は、 時点までと t！ から t 2 時点での 0ノ 4負荷となるまでのメタル温度は従来と同じ に推移するが、 t 2 時点からは回転数を低下するように制御し、 力、っメ 夕ル温度も低下してレ、るので、 遠心力の影響及び熱応力共従来より相当 に低下してゆく。
t 時点で燃料を遮断し、 t 3 時点から回転数、 温度共低下する過程 において、 t 4 時点で A点と B点との温度差が最大となるので、 この時 点では A点の遠心力と熱応力による応力は最大となり、 以降、 回転数と 温度の低下に従って応力も徐々に低減してゆく。 この場合の 1 4 時点に おける最大応力は、 従来より、 回転数、 温度共低下しているので、 従来 よりもかなり小さな応力とすることができ、 動翼が破壊するようなこと がなくなる。
上記の回転数の低下は、 サージを起こりにくい定格回転数の 6 0 %程 度になるように回転数を燃料遮断時点 t 3 において降下するように制御 しており、 この場合、 遠心力は回転数の 2乗に比例するので、 遠心力の 影響は、 従来と比べて （0 . 6 ) 2 = 0 . 3 6程度にまで大きく低減さ れ、 更に、 メタル温度も若干低下しているので動翼 1 1の A点の応力は 相当に大きく低下させることができる。
以上説明の本発明の実施の形態に係るガスタービン停止過程における 回転数制御方法によれば、 ガス夕一ビンの 0 Z 4負荷到達の t 2 時点か ら回転数を降下させるように制御し、 燃料遮断の t 3 時点において定格 回転数の 6 0 %程度にまで徐々に回転数を降下させるとともに燃料も徐 々に少なくしてゆくので、 燃料遮断の t 3 時点から回転数が低下して停 止するまでの過程において発生する動翼 1 1の A点の応力を、 遠心力の 影響と熱応力の両方共で通常約 4 0 %程度も低減させることができ、 動 翼 1 〖が破壊に至ることなく、 応力緩和によって寿命が延長されるもの こあ o 産業上の利用可能性
本発明のガスタービン停止過程における回転数制御方法は、 停止過程 において動翼に発生する遠心力による応力と熱応力の両方を従来より著 しく緩和することができるので動翼の破壊を防ぎ、 その、 結果寿命が大 きく改善される。

Claims

請 求 の 範 囲
1 . ガスタービンの負荷を全負荷として定格回転数で運転中に、 負荷を 減少させてゆき、 無負荷となると燃料を遮断して運転を停止させる過程 において、 負荷を減少させて無負荷となる間でガスタービンからの動力 供給が零となる時点から回転数を所定の割合で降下するように制御し； 前記燃料遮断時に前記回転数が定格回転数のほぼ 6 0 %となるように降 下させ；その後自由降下させることを特徴とするガス夕一ビン停止過程 における回転数制御方法。
PCT/JP1998/005988 1998-01-05 1998-12-28 Revolution speed control method in gas turbine shutdown process Ceased WO1999035384A1 (en)

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Application Number Priority Date Filing Date Title
CA002283862A CA2283862C (en) 1998-01-05 1998-12-28 Rotational speed control method in gas turbine stopping process
US09/380,460 US6253537B1 (en) 1998-01-05 1998-12-28 Revolution speed control method in gas turbine shutdown process
EP98961628A EP0979933B1 (en) 1998-01-05 1998-12-28 Revolution speed control method in gas turbine shutdown process
DE69825983T DE69825983T2 (de) 1998-01-05 1998-12-28 Drehzahlkontrolle beim abschalten einer gasturbine

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JP10000186A JPH11200895A (ja) 1998-01-05 1998-01-05 ガスタービン停止過程における回転数制御方法
JP10/186 1998-01-05

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WO1999035384A1 true WO1999035384A1 (en) 1999-07-15

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CA (1) CA2283862C (ja)
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