JPH0650068B2 - ガスタービンの起動方法 - Google Patents
ガスタービンの起動方法Info
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- JPH0650068B2 JPH0650068B2 JP63310033A JP31003388A JPH0650068B2 JP H0650068 B2 JPH0650068 B2 JP H0650068B2 JP 63310033 A JP63310033 A JP 63310033A JP 31003388 A JP31003388 A JP 31003388A JP H0650068 B2 JPH0650068 B2 JP H0650068B2
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- JP
- Japan
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- temperature
- turbine
- gas
- flow rate
- steam
- Prior art date
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- Expired - Lifetime
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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
- 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
- F02C7/26—Starting; Ignition
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
- F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
-
- 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
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
- F02C7/27—Fluid drives
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- 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)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はガスタービンの起動方法に係り、特に起動時の
燃焼ガス温度の急激な変化を抑えてガスパス部品の熱応
力及び表面酸化を低減し、部品の寿命を大巾に延長させ
得るガスタービンの起動方法に関する。
燃焼ガス温度の急激な変化を抑えてガスパス部品の熱応
力及び表面酸化を低減し、部品の寿命を大巾に延長させ
得るガスタービンの起動方法に関する。
従来一般に採用されているガスタービンの起動方法とし
ては、クランキングモータにてタービン暖気後、燃焼器
内へ所定量の燃料を投入して、着火し、その後燃料流量
を次第に増大させタービンの加速を行うようにしてい
る。
ては、クランキングモータにてタービン暖気後、燃焼器
内へ所定量の燃料を投入して、着火し、その後燃料流量
を次第に増大させタービンの加速を行うようにしてい
る。
このときの燃料流量と加速時間との関係及びタービン入
口の温度の関係が第２図（ａ），（ｂ）に示されてい
る。
口の温度の関係が第２図（ａ），（ｂ）に示されてい
る。
すなわちタービン暖気後、ある回転数に達した時点（Ａ
点）で、燃焼器内に、燃料の投入が行なわれ着火され
る。着火時は着火燃空比大のため、タービン入口ガス温
度ＴＧは、図からもわかるように急激な変化をする。勿
論翼のメタル温度ＴＭも急激な変化を示す。
点）で、燃焼器内に、燃料の投入が行なわれ着火され
る。着火時は着火燃空比大のため、タービン入口ガス温
度ＴＧは、図からもわかるように急激な変化をする。勿
論翼のメタル温度ＴＭも急激な変化を示す。
Ａ点からＢ点の間では、タービンガスパス部の暖気のた
め、燃料流量は一定となるが、その後は増大、すなわち
Ｂ点からＤ点では、燃料流量変化率はほぼ一定に増大し
て、加速され、回転数Ｎは上昇してゆく、この時、燃焼
器に空気を送り込むコンプレツサの吸入流量は、コンプ
レツサとタービンのマツチングから変化するため、ガス
温度ＴＧは、図に示すように急激な温度上昇と温度減少
を示す。それに伴い翼を含めたガスパス構成部品のメタ
ル温度の変化等も急激な変化を示すこのＢ点〜Ｃ点の加
速上昇時を過ぎ回転数が、定格回転数（Ｔ点）に達した
後、タービン回転数を保持し得るだけの燃料が投入され
る。
め、燃料流量は一定となるが、その後は増大、すなわち
Ｂ点からＤ点では、燃料流量変化率はほぼ一定に増大し
て、加速され、回転数Ｎは上昇してゆく、この時、燃焼
器に空気を送り込むコンプレツサの吸入流量は、コンプ
レツサとタービンのマツチングから変化するため、ガス
温度ＴＧは、図に示すように急激な温度上昇と温度減少
を示す。それに伴い翼を含めたガスパス構成部品のメタ
ル温度の変化等も急激な変化を示すこのＢ点〜Ｃ点の加
速上昇時を過ぎ回転数が、定格回転数（Ｔ点）に達した
後、タービン回転数を保持し得るだけの燃料が投入され
る。
この昇速時のある瞬間でのメタル温度分布が第３図に示
されている。
されている。
この図は静翼１と動翼２を断面で示したもので、静翼１
にて加速された高温ガスＨＧは、動翼２に流入し、その
ときのガスの衝動により動翼２は点線矢印方向に回転す
る。ガスタービンの静翼１，動翼２は高温状態でもその
材料強度が弱まらないように、内部から冷却しているの
が普通で、このため静翼や動翼においては、翼前縁と後
縁との温度差は６０〜８０℃にもなる。又、翼内外表面
の温度差も大きくなる。このように翼の大部分にて熱応
力が発生し、加速途中では、この温度差が時間に対して
より大となり、熱応力が非定常的に大きなものとなつて
しまい、またガスパス部品の表面酸化も生ずる嫌いがあ
つた。
にて加速された高温ガスＨＧは、動翼２に流入し、その
ときのガスの衝動により動翼２は点線矢印方向に回転す
る。ガスタービンの静翼１，動翼２は高温状態でもその
材料強度が弱まらないように、内部から冷却しているの
が普通で、このため静翼や動翼においては、翼前縁と後
縁との温度差は６０〜８０℃にもなる。又、翼内外表面
の温度差も大きくなる。このように翼の大部分にて熱応
力が発生し、加速途中では、この温度差が時間に対して
より大となり、熱応力が非定常的に大きなものとなつて
しまい、またガスパス部品の表面酸化も生ずる嫌いがあ
つた。
勿論この対策として燃焼器への燃料投入量をわずかずつ
増やすようになし、すなわちタービンの回転数をゆるや
かに上昇させるようにすれば、ガスパス部品の温度変化
率も少ないので、ある程度のガスパス部品の応力緩和は
はかれるが、これではタービンの起動時間が増大してし
まう嫌いがある。
増やすようになし、すなわちタービンの回転数をゆるや
かに上昇させるようにすれば、ガスパス部品の温度変化
率も少ないので、ある程度のガスパス部品の応力緩和は
はかれるが、これではタービンの起動時間が増大してし
まう嫌いがある。
本発明はこれにかんがみなされたもので、その目的とす
るところは、起動時間を長くすることなく応力が小で、
かつガスパス部品の表面酸化が少ないこの種ガスタービ
ンの起動方法を提供するにある。
るところは、起動時間を長くすることなく応力が小で、
かつガスパス部品の表面酸化が少ないこの種ガスタービ
ンの起動方法を提供するにある。
すなわち本発明は、ガスタービンの起動時より、燃焼器
内、若しくはガスパス通路内へ所定量の水分を投入しつ
つ起動するとともに、その水分量を燃料供給量あるいは
燃焼ガス等の温度を関数となして変化させ、燃焼器内の
燃焼温度、若しくはガスパス部品の表面温度の変化率が
ほぼ一定となるようにして所期の目的を達成するように
したものである。本発明のガスタービンの起動方法は、
燃焼ガスにて駆動され、静翼と動翼との段落構造を有す
るタービンと、前記タービンへ燃焼ガスを供給する燃焼
器とを備え、前記燃焼ガス中へ水分を投入しつつガスタ
ービンの起動を行うものであって、静翼の表面温度に基
づいて温度変化率を演算し、熱応力を低減するために設
定された変化率と比較判定し、静翼の温度変化率が前記
設定変化率とほぼ等しくなるように、水分投入量を制御
しつつ起動することを特徴とするものである。
内、若しくはガスパス通路内へ所定量の水分を投入しつ
つ起動するとともに、その水分量を燃料供給量あるいは
燃焼ガス等の温度を関数となして変化させ、燃焼器内の
燃焼温度、若しくはガスパス部品の表面温度の変化率が
ほぼ一定となるようにして所期の目的を達成するように
したものである。本発明のガスタービンの起動方法は、
燃焼ガスにて駆動され、静翼と動翼との段落構造を有す
るタービンと、前記タービンへ燃焼ガスを供給する燃焼
器とを備え、前記燃焼ガス中へ水分を投入しつつガスタ
ービンの起動を行うものであって、静翼の表面温度に基
づいて温度変化率を演算し、熱応力を低減するために設
定された変化率と比較判定し、静翼の温度変化率が前記
設定変化率とほぼ等しくなるように、水分投入量を制御
しつつ起動することを特徴とするものである。
すなわちこのような起動方法であると、ガスタービン起
動時に、燃焼器あるいはそれ以降のタービンガスパス部
品の部分に投入される、蒸気等の水分流量により、燃焼
器の出口または、タービン入口温度を大幅に、下げるこ
とができるとともにその温度変化率をほぼ一定に保つこ
とができ、それにより、ガスパス構成部品のガスタービ
ン起動時における急激な温度変化量を少なくすることが
できるのである。
動時に、燃焼器あるいはそれ以降のタービンガスパス部
品の部分に投入される、蒸気等の水分流量により、燃焼
器の出口または、タービン入口温度を大幅に、下げるこ
とができるとともにその温度変化率をほぼ一定に保つこ
とができ、それにより、ガスパス構成部品のガスタービ
ン起動時における急激な温度変化量を少なくすることが
できるのである。
すなわち一般にガスタービン起動時においては、たとえ
ば冷却翼の外側のメタル温度は、ガス側の温度変化に対
して、瞬時に反応しメタル温度の変化が激しく、それに
対し冷却空気にて冷却されている内周側メタル温度のガ
ス温度に対する変化は鈍であるため、内外メタル温度差
が大となるが、この方法により、外側のガス温度の変化
率を低下することにより、起動時のガスにさられる冷却
翼外側メタル温度の変化量を少なくし、又外側・内側メ
タル温度差を小さくすることにより起動時の熱応力、及
び表面酸化を大幅に低減することができるのである。
ば冷却翼の外側のメタル温度は、ガス側の温度変化に対
して、瞬時に反応しメタル温度の変化が激しく、それに
対し冷却空気にて冷却されている内周側メタル温度のガ
ス温度に対する変化は鈍であるため、内外メタル温度差
が大となるが、この方法により、外側のガス温度の変化
率を低下することにより、起動時のガスにさられる冷却
翼外側メタル温度の変化量を少なくし、又外側・内側メ
タル温度差を小さくすることにより起動時の熱応力、及
び表面酸化を大幅に低減することができるのである。
以下図示した実施例に基づいて本発明を詳細に説明す
る。第１図はその全体の系統を示すもので、ガスタービ
ンＧ、スチームタービンＳ、排熱回収ボイラＢが示され
ている。
る。第１図はその全体の系統を示すもので、ガスタービ
ンＧ、スチームタービンＳ、排熱回収ボイラＢが示され
ている。
図において、空気Ａi は圧縮機３に吸込まれ、この圧縮
機にて高圧に圧縮された後、燃焼器５に導かれる。そし
て燃料供給装置Ｆs より投入された燃料Ｆとともに燃焼
し、高温ガスとなる。そしてこの高温ガスはやがてガス
タービン４に流入してタービンロータを回転させる。こ
のタービンにて得られる駆動力にて、発電機６を回転さ
せ発電する。
機にて高圧に圧縮された後、燃焼器５に導かれる。そし
て燃料供給装置Ｆs より投入された燃料Ｆとともに燃焼
し、高温ガスとなる。そしてこの高温ガスはやがてガス
タービン４に流入してタービンロータを回転させる。こ
のタービンにて得られる駆動力にて、発電機６を回転さ
せ発電する。
ガスタービン内の圧縮機吐出圧力，温度，排気温度，回
転数の信号は主演算器１５に取込められる。また、燃料
流量計１２からの信号は、燃料流量調整器１３に入り、
その信号は、主演算器１５にて所定の処理がなされた
後、また燃料流量調整器１３に戻り、この燃料流量調整
器にて流量調整バルブ１１の弁開度を決定する、ガスタ
ービン後方には、排熱回収ボイラ７が有り、コンバイン
ドプラントに、ガスタービンを使用する場合には、排熱
回収ボイラ７の後方には、蒸気タービン８が配置されて
いる。ガスタービン起動時に、大気温度、圧力及び起動
前タービン内メタル温度、さらに起動時にタービンに投
入する蒸気の圧力、温度を検出し、主演算器１５内に
て、起動時の燃料流量及び、蒸気投入流量を設定し、各
々燃料流量調整器１３，蒸気流量調整器１４に信号を送
る、燃料流量調整器１３と蒸気流量調整器１４は各々、
燃料流量調整バルブ１１，蒸気流量調整バルブ１０のバ
ルブ開度を設定し信号を送る。該設定の流量になつてい
るかは、それぞれ燃料流量計１２，蒸気流量計１３にて
測定され、各々の調整器にフイードバツクされる。一
方、投入蒸気は非熱回収ボイラ７またはプラント内の他
部所から導かれてタービン燃焼器５以後に投入される。
タービン起動時に瞬時に変化するガス温度，メタル温度
に対応可能なように燃料流量，蒸気流量は主演算器１５
とフイードバツク回路にて、瞬時に判定、流量変化が可
能とし、起動時のガスパス構成部品の急激な温度変化を
生じさせない。
転数の信号は主演算器１５に取込められる。また、燃料
流量計１２からの信号は、燃料流量調整器１３に入り、
その信号は、主演算器１５にて所定の処理がなされた
後、また燃料流量調整器１３に戻り、この燃料流量調整
器にて流量調整バルブ１１の弁開度を決定する、ガスタ
ービン後方には、排熱回収ボイラ７が有り、コンバイン
ドプラントに、ガスタービンを使用する場合には、排熱
回収ボイラ７の後方には、蒸気タービン８が配置されて
いる。ガスタービン起動時に、大気温度、圧力及び起動
前タービン内メタル温度、さらに起動時にタービンに投
入する蒸気の圧力、温度を検出し、主演算器１５内に
て、起動時の燃料流量及び、蒸気投入流量を設定し、各
々燃料流量調整器１３，蒸気流量調整器１４に信号を送
る、燃料流量調整器１３と蒸気流量調整器１４は各々、
燃料流量調整バルブ１１，蒸気流量調整バルブ１０のバ
ルブ開度を設定し信号を送る。該設定の流量になつてい
るかは、それぞれ燃料流量計１２，蒸気流量計１３にて
測定され、各々の調整器にフイードバツクされる。一
方、投入蒸気は非熱回収ボイラ７またはプラント内の他
部所から導かれてタービン燃焼器５以後に投入される。
タービン起動時に瞬時に変化するガス温度，メタル温度
に対応可能なように燃料流量，蒸気流量は主演算器１５
とフイードバツク回路にて、瞬時に判定、流量変化が可
能とし、起動時のガスパス構成部品の急激な温度変化を
生じさせない。
第４図は、起動時の燃料流量設定と蒸気流量設定を行な
う主演算器の計算フローチヤートである。起動信号４１
により、起動モータ、または起動エンジンによりクラン
ク運転の信号が入る、クランク運転中に、大気温度，圧
力，回転数，蒸気温度，圧力等の検出器４６からの信号
から、着火燃料流量及び着火後投入する蒸気流量を設定
する、着火信号(45)により、着火された後、ΔＴime ≒
１〜２sec 後、各種検出装置からの信号を主演算器に取
り込み、タービン回転昇速率（ΔＮ／Δｔ）に対する、
メタル温度上昇率（ΔＴm／Δｔ）、燃料流量率（ΔＦ
ue／Δｔ）、蒸気流量率（ΔＧSTeam／Δｔ）が所定の
熱応力低減するために設定された変化率（４７）と比較
判定する。メタル温度Ｔm 又は、燃焼器出口ガス温度Ｔ
g の変化率が大の時は、タービン加速トルクを出すに必
要な燃料流量まで絞りかつ蒸気流量を増加させる。メタ
ル温度Ｔm 、燃焼器出口ガス温度Ｔg の変化率が設定値
より小の場合、加速トルクを得るに充分であるか判定
し、必要な場合、燃料流量又は蒸気流量を増加させる。
これにより、起動時間を大幅に変化させることなく、ガ
スパス構成部品の熱応力を低減するガス温度，メタル温
度変化率設定値にて起動可能となる。
う主演算器の計算フローチヤートである。起動信号４１
により、起動モータ、または起動エンジンによりクラン
ク運転の信号が入る、クランク運転中に、大気温度，圧
力，回転数，蒸気温度，圧力等の検出器４６からの信号
から、着火燃料流量及び着火後投入する蒸気流量を設定
する、着火信号(45)により、着火された後、ΔＴime ≒
１〜２sec 後、各種検出装置からの信号を主演算器に取
り込み、タービン回転昇速率（ΔＮ／Δｔ）に対する、
メタル温度上昇率（ΔＴm／Δｔ）、燃料流量率（ΔＦ
ue／Δｔ）、蒸気流量率（ΔＧSTeam／Δｔ）が所定の
熱応力低減するために設定された変化率（４７）と比較
判定する。メタル温度Ｔm 又は、燃焼器出口ガス温度Ｔ
g の変化率が大の時は、タービン加速トルクを出すに必
要な燃料流量まで絞りかつ蒸気流量を増加させる。メタ
ル温度Ｔm 、燃焼器出口ガス温度Ｔg の変化率が設定値
より小の場合、加速トルクを得るに充分であるか判定
し、必要な場合、燃料流量又は蒸気流量を増加させる。
これにより、起動時間を大幅に変化させることなく、ガ
スパス構成部品の熱応力を低減するガス温度，メタル温
度変化率設定値にて起動可能となる。
第５図は、ガスタービンのタービン部での蒸気投入位置
とメタル温度測定位置を示したものであるが、まずター
ビン部の構成についてのべると、このタービン部は、燃
焼器１８の後方に配置され、そしてそのケーシング１９
内には静翼１がシユラウド２１を介して取付けられてい
る。又この静翼１間に動翼２が配置されている。タービ
ン動翼２はタービンデイスク２０に取り付けられてお
り、静翼１にて加速された高温、高速な主流ガスのエネ
ルギーを動翼２にてタービンを駆動するトルクに変換さ
れ、このトルクがデイスク２０を通して発電機側へ伝え
られる。本発明の起動時に投入される蒸気は、蒸気投入
器（水分投入装置）１６より投入され、この投入は燃焼
器１８のトラジシヨンピース入口部に位置し、火災が失
火しないことが重要である。起動時の燃焼ガス温度の急
激な変化がトラジシヨンピースにかかり、熱応力が発生
せぬよう、トラジシヨンピース入口にて蒸気を投入し、
ガス温度を低下させ、トラジシヨンピース以後のガスタ
ービンタービン部のガスパス構成部品の熱応力を低減さ
せるものである。また、とくに起動時熱応力により、部
品の寿命が最も大きく影響する初段静翼１のメタル温度
を検出する熱電対１７が初段静翼前縁に取付けられてお
り、この温度の起動時のメタル温度変化率が前述の熱応
力低減設定変化率となるよう蒸気投入器１６から起動時
に蒸気が投入される。
とメタル温度測定位置を示したものであるが、まずター
ビン部の構成についてのべると、このタービン部は、燃
焼器１８の後方に配置され、そしてそのケーシング１９
内には静翼１がシユラウド２１を介して取付けられてい
る。又この静翼１間に動翼２が配置されている。タービ
ン動翼２はタービンデイスク２０に取り付けられてお
り、静翼１にて加速された高温、高速な主流ガスのエネ
ルギーを動翼２にてタービンを駆動するトルクに変換さ
れ、このトルクがデイスク２０を通して発電機側へ伝え
られる。本発明の起動時に投入される蒸気は、蒸気投入
器（水分投入装置）１６より投入され、この投入は燃焼
器１８のトラジシヨンピース入口部に位置し、火災が失
火しないことが重要である。起動時の燃焼ガス温度の急
激な変化がトラジシヨンピースにかかり、熱応力が発生
せぬよう、トラジシヨンピース入口にて蒸気を投入し、
ガス温度を低下させ、トラジシヨンピース以後のガスタ
ービンタービン部のガスパス構成部品の熱応力を低減さ
せるものである。また、とくに起動時熱応力により、部
品の寿命が最も大きく影響する初段静翼１のメタル温度
を検出する熱電対１７が初段静翼前縁に取付けられてお
り、この温度の起動時のメタル温度変化率が前述の熱応
力低減設定変化率となるよう蒸気投入器１６から起動時
に蒸気が投入される。
第６図（ａ）はもう一つの例でタービンへの蒸気噴射位
置は前述した第５図と同一であるが、燃焼器まわりに噴
霧蒸気管１６ａを全周まわし、燃焼器孔（Ｈ）から全体
に投入する。メタル温度測定位置は、燃焼器１８トラジ
シヨンピースの熱負荷の最も掛り易いマウントベース付
近のメタル温度を検出するようにしたものであり、ガス
温度変化に対して敏感である。
置は前述した第５図と同一であるが、燃焼器まわりに噴
霧蒸気管１６ａを全周まわし、燃焼器孔（Ｈ）から全体
に投入する。メタル温度測定位置は、燃焼器１８トラジ
シヨンピースの熱負荷の最も掛り易いマウントベース付
近のメタル温度を検出するようにしたものであり、ガス
温度変化に対して敏感である。
尚第６図（ｂ）はその噴霧蒸気管単品を示すものであ
る。
る。
第７図は、さらに他の例を示すもので、タービンへの蒸
気噴射位置は第５図と同一で、ガスパス構成部品のメタ
ル温度測定位置が、回転体で常に遠心応力が掛り、熱的
に最も負荷の掛り易いすなわち起動時熱応力の高い初段
動翼前のメタル温度を、検出するものである。検出方法
は、動翼の前側外周に熱電対又は光学的メタル温度計を
取りつけて、回転中の動翼又はその入口のガス又はメタ
ル温度を検出し、主演算器（第１図の１５）に送信して
動翼の起動時メタル温度変化率に対して所定の温度変化
率となるよう起動時蒸気流量を設定することが可能とな
るものである。
気噴射位置は第５図と同一で、ガスパス構成部品のメタ
ル温度測定位置が、回転体で常に遠心応力が掛り、熱的
に最も負荷の掛り易いすなわち起動時熱応力の高い初段
動翼前のメタル温度を、検出するものである。検出方法
は、動翼の前側外周に熱電対又は光学的メタル温度計を
取りつけて、回転中の動翼又はその入口のガス又はメタ
ル温度を検出し、主演算器（第１図の１５）に送信して
動翼の起動時メタル温度変化率に対して所定の温度変化
率となるよう起動時蒸気流量を設定することが可能とな
るものである。
第８図はさらに他の例で、蒸気投入位置を初段静翼１の
入口、すなわちトラジシヨンピースの出口の部分にし、
タービン部のガスパス構成部品の起動時メタル温度変化
を低減させるものである。
入口、すなわちトラジシヨンピースの出口の部分にし、
タービン部のガスパス構成部品の起動時メタル温度変化
を低減させるものである。
第９図は、さらに他の例でコンバインドプラントにガス
タービンを使用した時、ガスタービン後方に位置する排
熱回収ボイラ７（第１図参照）のガスタービン起動時、
排ガス温度の急激な温度によるボイラ内壁の熱応力を低
減させるため、タービン出口部に蒸気を大量に流入し、
ボイラの寿命をより延長させるものである。
タービンを使用した時、ガスタービン後方に位置する排
熱回収ボイラ７（第１図参照）のガスタービン起動時、
排ガス温度の急激な温度によるボイラ内壁の熱応力を低
減させるため、タービン出口部に蒸気を大量に流入し、
ボイラの寿命をより延長させるものである。
以上説明の温度検出器は耐熱耐食合金でカバーされてい
て、かつ外部から取替できる方がよい。
て、かつ外部から取替できる方がよい。
第１１図（ａ），（ｂ）は、起動時間に対する、初段静
翼１入口ガス温度Ｔg と初段静翼入口ガス側（外側）、
冷却空気側（内側）メタル温度の変化及び初段静翼入口
に発生する、起動時、熱応力の変化の１例を示したもの
である。図中実線に示したように、起動時にはガス側の
メタル温度は燃焼ガスの変化に対して時間的な反応が良
く、冷却空気側メタル温度の変化がそれに追従しないた
め、着火時Ａ点、加速時Ｂ点に大きなメタル温度差が生
じかつ、時間的なメタル温度変化率が大きいため、初段
静翼入口部には、第１１図の下図の実線に示すように、
スパン方向に４０kg／mm2 以上の圧縮応力の極大値をＡ
点，Ｂ′点にもち、ガスタービン起動回数に対する翼の
寿命を決定する重大な要因であつた。本発明を用いて、
起動を行なつた場合の燃焼ガス、初段静翼のガス側、冷
却空気側メタル温度の変化を図中破線に示す。本発明に
よる起動を実施した場合、起動時に蒸気を投入すること
により、静翼入口ガス温度を着火時Ａ点及び加速時Ｂ点
での急激なガス温度が無くなるよう制御可能なため、ガ
ス温度変化率が緩やかでかつ一定に近いため、その時に
発生する静翼入口での熱応力は、起動蒸気噴射しないも
のに比較し、約１／２となり、大巾に熱応力を低減可能
であることがわかる。投入する蒸気量は、計算により決
める他、前もつて試験により確認を行なつて設定すると
更に精度が向上する。
翼１入口ガス温度Ｔg と初段静翼入口ガス側（外側）、
冷却空気側（内側）メタル温度の変化及び初段静翼入口
に発生する、起動時、熱応力の変化の１例を示したもの
である。図中実線に示したように、起動時にはガス側の
メタル温度は燃焼ガスの変化に対して時間的な反応が良
く、冷却空気側メタル温度の変化がそれに追従しないた
め、着火時Ａ点、加速時Ｂ点に大きなメタル温度差が生
じかつ、時間的なメタル温度変化率が大きいため、初段
静翼入口部には、第１１図の下図の実線に示すように、
スパン方向に４０kg／mm2 以上の圧縮応力の極大値をＡ
点，Ｂ′点にもち、ガスタービン起動回数に対する翼の
寿命を決定する重大な要因であつた。本発明を用いて、
起動を行なつた場合の燃焼ガス、初段静翼のガス側、冷
却空気側メタル温度の変化を図中破線に示す。本発明に
よる起動を実施した場合、起動時に蒸気を投入すること
により、静翼入口ガス温度を着火時Ａ点及び加速時Ｂ点
での急激なガス温度が無くなるよう制御可能なため、ガ
ス温度変化率が緩やかでかつ一定に近いため、その時に
発生する静翼入口での熱応力は、起動蒸気噴射しないも
のに比較し、約１／２となり、大巾に熱応力を低減可能
であることがわかる。投入する蒸気量は、計算により決
める他、前もつて試験により確認を行なつて設定すると
更に精度が向上する。
第１０図は、ガスパス構成部品の主要部品である冷却翼
の起動時に加わる。ひずみ振巾に対する破損繰返し数Ｎ
を示す。従来技術を用いた場合には、ガスタービンの起
動回数約１０4 程度であつた。それに対して本発明を採
用した場合、起動時に冷却翼にかかるひずみ振巾が約１
／２程度まで下がり、それによる破損繰返し数は、従来
技術に対して１０倍以上となり、製品の寿命は大巾に延
長可能となる。
の起動時に加わる。ひずみ振巾に対する破損繰返し数Ｎ
を示す。従来技術を用いた場合には、ガスタービンの起
動回数約１０4 程度であつた。それに対して本発明を採
用した場合、起動時に冷却翼にかかるひずみ振巾が約１
／２程度まで下がり、それによる破損繰返し数は、従来
技術に対して１０倍以上となり、製品の寿命は大巾に延
長可能となる。
以上説明してきたように、本発明はガスタービンの起動
時より、ガスパス通路内へ所定量の水分を投入しつつ起
動加速するとともに、その水分量を燃料の供給量あるい
は燃焼ガス等の温度を関数となして変化させ、燃焼器内
の燃焼温度あるいはガスパス部品の表面温度の変化率が
ほぼ一定となるようにしたから、ガスタービンの起動時
にガスパス部品に生ずる熱応力を充分低減することがで
き、またガスパス部品の表面温度の変化が急激に変化す
ることがなく、かつ表面温度自体も低く押えられるので
ガスパス部品の表面酸化を防止することができ、ガスパ
ス部品の寿命を大巾に延長することができる。
時より、ガスパス通路内へ所定量の水分を投入しつつ起
動加速するとともに、その水分量を燃料の供給量あるい
は燃焼ガス等の温度を関数となして変化させ、燃焼器内
の燃焼温度あるいはガスパス部品の表面温度の変化率が
ほぼ一定となるようにしたから、ガスタービンの起動時
にガスパス部品に生ずる熱応力を充分低減することがで
き、またガスパス部品の表面温度の変化が急激に変化す
ることがなく、かつ表面温度自体も低く押えられるので
ガスパス部品の表面酸化を防止することができ、ガスパ
ス部品の寿命を大巾に延長することができる。
第１図は本発明の起動方法を説明するための制御系統
図、第２図は起動時間と燃焼ガス温度との関係を示す曲
線図、第３図は翼の起動時における温度分布図、第４図
は本発明の主演算器内のフローチヤート図、第５図〜第
９図は本発明の起動方法を説明するためのガスタービン
の要部断面図、第１０図はガスパス部品の寿命曲線図、
第１１図（ａ）は起動時間と各部の温度との関係を示す
曲線図、第１１図（ｂ）は起動時間と熱応力の変化を示
す曲線図である。 Ｆｓ……燃料供給装置、Ｇ……ガスタービン、Ｂ……ボ
イラ、１……静翼、２……動翼、３……圧縮機、６……
発電機、１６……水分投入装置。
図、第２図は起動時間と燃焼ガス温度との関係を示す曲
線図、第３図は翼の起動時における温度分布図、第４図
は本発明の主演算器内のフローチヤート図、第５図〜第
９図は本発明の起動方法を説明するためのガスタービン
の要部断面図、第１０図はガスパス部品の寿命曲線図、
第１１図（ａ）は起動時間と各部の温度との関係を示す
曲線図、第１１図（ｂ）は起動時間と熱応力の変化を示
す曲線図である。 Ｆｓ……燃料供給装置、Ｇ……ガスタービン、Ｂ……ボ
イラ、１……静翼、２……動翼、３……圧縮機、６……
発電機、１６……水分投入装置。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 鳥谷 初 茨城県日立市幸町３丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (56)参考文献 特開 昭62−75028（ＪＰ，Ａ) 特開 昭52−54824（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−38808（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−40238（ＪＰ，Ａ) 特開 昭50−135414（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−122232（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−75731（ＪＰ，Ａ) 特公 昭61−39496（ＪＰ，Ｂ２)
Claims (1)
- 【請求項１】燃焼ガスにて駆動され、静翼と動翼との段
落構造を有するタービンと、前記タービンへ燃焼ガスを
供給する燃焼器とを備え、前記燃焼ガス中へ水分を投入
しつつガスタービンの起動を行うガスタービンの起動方
法において、 前記静翼の表面温度に基づいて温度変化率を演算し、熱
応力を低減するために設定された変化率と比較判定し、
前記静翼の温度変化率が前記設定変化率とほぼ等しくな
るように、前記水分投入量を制御しつつ起動することを
特徴とするガスタービンの起動方法。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63310033A JPH0650068B2 (ja) | 1988-12-09 | 1988-12-09 | ガスタービンの起動方法 |
| EP89122378A EP0372472B1 (en) | 1988-12-09 | 1989-12-05 | Method and device for starting a gas turbine |
| US07/446,317 US5121596A (en) | 1988-12-09 | 1989-12-05 | Method of starting gas turbine |
| DE8989122378T DE68903746T2 (de) | 1988-12-09 | 1989-12-05 | Startmethode und -vorrichtung fuer eine gasturbine. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63310033A JPH0650068B2 (ja) | 1988-12-09 | 1988-12-09 | ガスタービンの起動方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02157427A JPH02157427A (ja) | 1990-06-18 |
| JPH0650068B2 true JPH0650068B2 (ja) | 1994-06-29 |
Family
ID=18000351
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63310033A Expired - Lifetime JPH0650068B2 (ja) | 1988-12-09 | 1988-12-09 | ガスタービンの起動方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5121596A (ja) |
| EP (1) | EP0372472B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0650068B2 (ja) |
| DE (1) | DE68903746T2 (ja) |
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| DE19518093A1 (de) * | 1995-05-17 | 1996-11-21 | Abb Patent Gmbh | Verfahren und Anordnung zum Anfahren einer Gasturbine |
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| US20250251129A1 (en) * | 2024-02-01 | 2025-08-07 | General Electric Company | Gas turbine engine having a steam generating system providing steam to a combustor |
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| FR57688E (fr) * | 1947-09-30 | 1953-05-04 | Turbine à combustion interne | |
| CH297952A (de) * | 1951-12-27 | 1954-04-15 | Inconex Handelsgesellschaft M | Einrichtung zur Startschuberhöhung von Turbostrahltriebwerken, insbesondere zum Antrieb von Flugzeugen. |
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| GB840624A (en) * | 1957-01-30 | 1960-07-06 | Rolls Royce | Improvements relating to gas-turbine engines |
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| FR2404738A1 (fr) * | 1977-09-30 | 1979-04-27 | Mitsui Shipbuilding Eng | Dispositif de protection pour turbine a gaz d'echappement de haut fourneau |
| JPS5540238A (en) * | 1978-09-13 | 1980-03-21 | Toshiba Corp | Steam or water injection controller for gas turbine combustor |
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| US4969324A (en) * | 1988-07-13 | 1990-11-13 | Gas Research Institute | Control method for use with steam injected gas turbine |
-
1988
- 1988-12-09 JP JP63310033A patent/JPH0650068B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1989
- 1989-12-05 US US07/446,317 patent/US5121596A/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-12-05 EP EP89122378A patent/EP0372472B1/en not_active Expired
- 1989-12-05 DE DE8989122378T patent/DE68903746T2/de not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02157427A (ja) | 1990-06-18 |
| DE68903746T2 (de) | 1993-04-08 |
| EP0372472B1 (en) | 1992-12-02 |
| US5121596A (en) | 1992-06-16 |
| EP0372472A1 (en) | 1990-06-13 |
| DE68903746D1 (de) | 1993-01-14 |
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