Камера сгорания газовой турбины и способ уменьшения давления на нее



Камера сгорания газовой турбины и способ уменьшения давления на нее
Камера сгорания газовой турбины и способ уменьшения давления на нее
Камера сгорания газовой турбины и способ уменьшения давления на нее
Камера сгорания газовой турбины и способ уменьшения давления на нее

 


Владельцы патента RU 2495263:

АЛЬСТОМ Текнолоджи Лтд. (CH)

Камера сгорания газовой турбины с повышенной устойчивостью процесса горения содержит кожух, жаровую трубу, по меньшей мере, одну топливную форсунку для впрыскивания топлива для смешивания с воздухом в жаровой трубе и лопатки. Кожух выполнен с первым концом, вторым концом и первыми отверстиями, расположенными возле второго конца. Жаровая труба размещена радиально внутри кожуха, так что между ними формируется первый проход. Лопатки прикреплены к кожуху возле первых отверстий и отходят от него радиально в первый проход по направлению к жаровой трубе, так что лопатки подавляют большую часть тангенциальной составляющей скорости воздушного потока, поступающего в первый проход через первые отверстия, в результате чего воздух направляется по существу в аксиальном направлении к первому концу кожуха. При этом лопатки разнесены с одинаковым шагом по кольцу, охватывающему кожух, и имеют длину в продольном направлении, первую стенку и вторую стенку, которые определяют толщину лопатки. Первая и вторая стенки заканчиваются на краю, противолежащем кожуху. Края лопаток отстоят на некотором расстоянии но радиусу от жаровой трубы. Первые отверстия разнесены с некоторым шагом но кольцевым рядам, охватывающим кожух, и по его длине. Количество лопаток равно количеству первых отверстий в каждом из кольцевых рядов. Изобретение направлено на улучшение однородности потока в камере сгорания и уменьшение потерь давления. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение в целом относится к камерам сгорания газовых турбин и более конкретно к устройству и способу улучшения устойчивости процесса горения и снижения падения давления в системе сжигания топлива.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В системе сжигания топлива газовой турбины топливо и сжатый воздух смешиваются и воспламеняются для получения газообразных продуктов сгорания, которые вращают турбину и создают тягу или вращают вал, соединенный с генератором, для получения электричества. С целью снизить уровни загрязнения атмосферы государственные организации ввели новые требования к уровням выброса газотурбинными двигателями загрязняющих веществ, в том числе монооксида углерода (СО) и оксидов азота (NOx). Обычным типом сжигания топлива, используемого для выполнения этих новых требований, является сжигание с предварительным смешиванием, когда топливо и сжатый воздух смешиваются перед воспламенением для формирования как можно более однородной смеси, и полученная смесь сжигается для обеспечения сниженного уровня загрязняющих веществ. Хотя смешивание топлива и сжатого воздуха перед воспламенением имеет достоинства в плане снижения выброса загрязняющих веществ, однако у него имеются и недостатки, такие как неустойчивость процесса горения и более конкретно ухудшение динамики горения.

Для обеспечения минимально возможного уровня выбрасываемых загрязняющих веществ при сжигании топлива с использованием предварительного смешивания необходимо обеспечить подачу в камеру сгорания обедненной горючей смеси. Однако, чем выше содержание топлива в камере сгорания, тем более устойчиво пламя и весь процесс сгорания топлива. Поэтому обедненные смеси, как правило, отличаются повышенной нестабильностью при подаче меньшего количества топлива для определенного количества воздуха. В результате, при сгорании обедненных смесей отмечается тенденция к увеличению флуктуации давления из-за неустойчивости пламени. Показателем, определяющим нестабильность пламени, является весовое отношение топлива к воздуху или, более конкретно, количество воздуха, смешиваемого с известным количеством топлива. Количество воздуха, поступающего в камеру сгорания, может варьироваться в зависимости от того, как воздух направляется во впускной канал камеры сгорания. Если воздушный поток неоднороден и содержит вихри, то количество воздуха, поступающего в камеру сгорания, флуктуирует, в результате чего изменяется весовое отношение топлива к воздуху, и, соответственно, изменяется устойчивость процесса горения.

На фигуре 1 представлен вид поперечного сечения конструкции известной камеры сгорания газовой турбины (патент США 4090360), в которой используется сжигание топлива с предварительным смешиванием, характеризующимся значительным уровнем вихрей воздушного потока, что приводит к неустойчивости процесса горения и к повышенному падению давления на камере сгорания. Камера 10 сгорания газовой турбины содержит систему 11 впрыска топлива, жаровую трубу 12 камеры сгорания, переходную секцию 13, первый внешний кожух 14 и второй внешний кожух 15. Для камеры сгорания, показанной на фигуре 1, используемый для горения воздух, который показан стрелками, поступает в проход 16, имеющий в целом кольцевую форму, через отверстия в первом внешнем кожухе 14 и во втором внешнем кожухе 15. В такой известной конструкции воздух поступает в камеру сгорания в различных точках, разнесенных в продольном направлении, и под различными углами, в том числе перпендикулярно стенкам жаровой трубы 12 и переходной секции 13. В результате в воздушном потоке в кольцевом проходе 16 присутствуют вихри или потоки с тангенциальной составляющей скорости. Именно эти вихри приводят к неравномерности распределения воздушного потока в жаровой трубе 12 и, соответственно, к проблемам, связанным с неустойчивостью процесса горения, возникающим в результате флуктуации весового отношения топлива к воздуху в камере сгорания. В попытках механического снижения действия вихрей используют больший перепад давлений на кольцевом проходе 16 путем подбора соответствующего размера 16 и размеров отверстий в первом и втором внешних кожухах 14 и 15, соответственно. Дополнительное падение давления на камере сгорания влечет за собой общее снижение кпд, поскольку в процессе горения и для вращения турбины используется меньшее давление.

Поэтому имеется потребность в системе сжигания топлива для газовой турбины, в которой геометрическая форма и размеры камеры сгорания обеспечивают возможность существенного уменьшения тангенциальной составляющей скорости, или вихрей, воздуха, направляемого в камеру сгорания, в результате чего ослабляются проблемы, связанные с неустойчивостью процесса горения, и снижается общее необходимое падение давления на камере сгорания. В результате уменьшения падения давления увеличивается кпд камеры сгорания, улучшается эффективность работы турбины и снижаются эксплуатационные расходы.

СУЩНОСТЬ И ЦЕЛИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Предлагаются устройство и способ обеспечения камеры сгорания газовой турбины с улучшенной устойчивостью процесса горения и пониженным падением давления на камере сгорания. Камера сгорания газовой турбины содержит кожух, жаровую трубу, по меньшей мере одну топливную форсунку и лопатки, прикрепленные к кожуху и отходящие от него радиально в направлении жаровой трубы. Лопатки служат для механического направления воздушного потока, поступающего в проход между кожухом и жаровой трубой, по существу в аксиальном направлении, так что тангенциальные составляющие скорости потока подавляются, в результате чего улучшается однородность воздушного потока в камере сгорания, и уменьшается потеря давления, которая происходит в результате выпрямления воздушного потока только лишь за счет падения давления.

Одной из целей настоящего изобретения является создание камеры сгорания газовой турбины, имеющей улучшенную устойчивость процесса горения благодаря обеспечению в камере сгорания более однородного воздушного потока.

Другой целью настоящего изобретения является создание камеры сгорания газовой турбины с уменьшенным падением давления на камере сгорания за счет подачи в нее воздушного потока, имеющего более высокое давление, чем в известных конструкциях.

В соответствии с этими и другими целями, которые станут очевидными после ознакомления с описанием, настоящее изобретение описывается ниже с конкретными ссылками на прилагаемые чертежи.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фигура 1 - вид продольного сечения известной конструкции камеры сгорания газовой турбины.

Фигура 2 - вид продольного сечения конструкции камеры сгорания газовой турбины в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фигура 3 - детальный вид продольного сечения части конструкции камеры сгорания газовой турбины в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фигура 4 - вид поперечного сечения с торца части конструкции камеры сгорания газовой турбины в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Предпочтительный вариант осуществления настоящего изобретения описывается ниже подробно со ссылками на фигуры 2-4. На фигуре 2 представлен вид продольного сечения части газотурбинного двигателя 20. В предпочтительном варианте осуществления изобретения в конструкции газотурбинного двигателя смонтированы камеры 21 сгорания газовой турбины, одна из которых показана на фигуре 2. Камера 21 сгорания содержит кожух 22, имеющий первый конец 23, второй конец 24 и первые отверстия 25, расположенные возле второго конца 24. В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения первые отверстия 25 выполнены вдоль колец, охватывающих кожух 22 и разнесенных по длине кожуха 22, как показано на фигуре 4, причем диаметр первых отверстий предпочтительно не превышает 2,00 дюйма. Внутри кожуха 22 размещается жаровая труба 26, причем между кожухом 22 и жаровой трубой 26 формируется первый проход 27. На переднем конце жаровой трубы 26 установлена по меньшей мере одна топливная форсунка 28, предназначенная для впрыскивания топлива для смешивания с воздухом в жаровой трубе 26. В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения используется несколько топливных форсунок 28, смонтированных в торцевой крышке 29, через которую топливо подается в каждую из топливных форсунок 28.

Дополнительным признаком кожуха 22 являются лопатки 30, которые прикреплены к нему возле первых отверстий 25. Лопатки 30 отходят от кожуха 22 по радиусу в первый проход 27 в направлении жаровой трубы 26. Количество лопаток 30 предпочтительно точно соответствует количеству первых отверстий 25, как показано на фигуре 4. Кроме того, лопатки 30 ориентированы в целом аксиально вдоль кожуха 22, так что они подавляют большей частью тангенциальную составляющую скорости, или вихри, воздушного потока, поступающего в первый проход 27 через первые отверстия 25. Таким образом, лопатки 30 служат для направления воздушного потока по существу в продольном направлении кожуха 22 к его первому концу 23. Это лучше всего показано на фигуре 4, где лопатки 30 предпочтительно равномерно разнесены по кольцу, охватывающему кожух 22. Далее, каждая лопатка 30 имеет длину L в продольном направлении кожуха 22, как показано на фигуре 3, и первую стенку 31 и вторую стенку 32, как показано на фигуре 4, в результате чего формируется толщина Т лопатки, причем первая стенка 31 и вторая стенка 32 заканчиваются на краю, противолежащем кожуху 22. Лопатки 30 имеют такие размеры, чтобы обеспечивалось эффективное подавление вихрей в воздушном потоке, поступающем в первый проход 27. Поэтому длина L в продольном направлении и толщина Т могут изменяться в зависимости от конструкции конкретной камеры сгорания и характеристик воздушного потока. Для снижения падения давления в первом проходе 27 лопатки предпочтительно имеют закругленные края. Кроме того, важно отметить, что для минимизации вихрей воздушного потока желательно, чтобы лопатки проходили в направлении жаровой трубы 26, но при этом заканчивались на таком расстоянии, чтобы их края ни при каких условиях не касались жаровой трубы 26. Случайный контакт между лопатками 30 и жаровой трубой 26 может приводить к износу и к напряжениям как в лопатках 30, так и в жаровой трубе 26. Для предпочтительного варианта осуществления изобретения радиальное расстояние между краями лопаток и жаровой трубой 26 составляет порядка 0,35 дюйма, что обеспечивает минимальный зазор при всех возможных условиях работы,

Кроме вышеописанного устройства предлагается способ снижения падения давления на камере сгорания газовой турбины, который включает использование предлагаемого в изобретении устройства камеры сгорания. Способ снижения падения давления на камере сгорания содержит обеспечение камеры сгорания 21 газовой турбины, которая содержит кожух 22 с первым концом 23 и вторым концом 24 и первые отверстия 25, находящиеся возле второго конца 24. Камера сгорания 21 содержит также жаровую трубу 26, размещенную радиально внутри кожуха 22, причем между ними формируется первый проход 27, и по меньшей мере одну топливную форсунку 28 для впрыскивания топлива для смешивания с воздухом в жаровой трубе. Кроме того, камера сгорания 21 содержит лопатки 30, прикрепленные к кожуху 22 возле первых отверстий 25 и отходящие от него по радиусу внутрь первого прохода 27 в направлении жаровой трубы 26. Затем через первые отверстия 25 в первый проход 27 подают поток сжатого воздуха, который проходит между лопатками 30. В результате воздушный поток выпрямляется лопатками 30 для подавления практически всей тангенциальной составляющей скорости потока сжатого воздуха, в результате чего он становится более однородным, и направляется по существу в аксиальном направлении к первому концу 23 кожуха. Таким образом, в результате того, что первые отверстия 25 и лопатки 30 механически выпрямляют проходящий воздушный поток, уменьшается падение давления на камере 27 сгорания от второго конца 24 кожуха к его первому концу 23. Уменьшение падения давления при прохождении воздушным потоком кожуха 22 и первого прохода 27 приводит к тому, что в камере сгорания создается более высокое давление. В результате улучшается эффективность сжигания топлива, и турбина может отдавать большую мощность.

Хотя изобретение было описано на примере предпочтительного варианта его осуществления, необходимо понимать, что оно не ограничено описанным вариантом, а, напротив, охватывает различные модификации и эквивалентные конструкции в рамках объема формулы изобретения.

1. Камера сгорания газовой турбины с повышенной устойчивостью процесса горения, содержащая:
кожух с первым концом, вторым концом и первыми отверстиями, расположенными возле второго конца;
жаровую трубу, размещенную радиально внутри кожуха, так что между ними формируется первый проход;
по меньшей мере одну топливную форсунку для впрыскивания топлива для смешивания с воздухом в жаровой трубе, и
лопатки, прикрепленные к кожуху возле первых отверстий и отходящие от него радиально в первый проход по направлению к жаровой трубе, так что лопатки подавляют большую часть тангенциальной составляющей скорости воздушного потока, поступающего в первый проход через первые отверстия, в результате чего воздух направляется, по существу, в аксиальном направлении к первому концу кожуха, при этом лопатки разнесены с одинаковым шагом по кольцу, охватывающему кожух, и имеют длину в продольном направлении, первую стенку и вторую стенку, которые определяют толщину лопатки, причем первая и вторая стенки заканчиваются на краю, противолежащем кожуху, края лопаток отстоят на некотором расстоянии по радиусу от жаровой трубы, а первые отверстия разнесены с некоторым шагом по кольцевым рядам, охватывающим кожух, и по его длине, при этом количество лопаток равно количеству первых отверстий в каждом из кольцевых рядов.

2. Камера сгорания газовой турбины по п.1, в которой края лопаток закруглены.

3. Камера сгорания газовой турбины по п.1, в которой расстояние от жаровой трубы до края лопаток по радиусу составляет 0,350 дюйма (0,9 см).

4. Камера сгорания газовой турбины по п.1, в которой первые отверстия имеют диаметр, достигающий 2,00 дюйма (5 см).

5. Способ уменьшения падения давления на камере сгорания газовой турбины, содержащей:
кожух с первым концом, вторым концом и первым отверстием, расположенными возле второго конца, жаровую трубу, размещенную радиально внутри кожуха, так что между ними формируется первый проход, по меньшей мере одну топливную форсунку для впрыскивания топлива для смешивания с воздухом в жаровой трубе, и лопатки, прикрепленные к кожуху возле первых отверстий и отходящие от него радиально в первый проход по направлению к жаровой трубе, при этом лопатки разнесены с одинаковым шагом по кольцу, охватывающему кожух, и лопатки имеют длину в продольном направлении, первую стенку и вторую стенку, определяющие толщину лопатки, причем первая и вторая стенки заканчиваются на краю, противолежащем кожуху, и края лопаток отстоят на некотором расстоянии по радиусу от жаровой трубы, включающий следующие операции:
направление потока сжатого воздуха через первые отверстия в первый проход между лопатками;
выпрямление потока сжатого воздуха с помощью лопаток для подавления практически всей тангенциальной составляющей скорости потока сжатого воздуха и направление этого потока, по существу, аксиально в направлении первого конца кожуха, причем падение давления на камере сгорания от ее второго конца до ее первого конца снижается благодаря механическому выпрямлению потока сжатого воздуха с помощью лопаток.

6. Способ по п.5, в котором края лопаток закруглены.

7. Способ по п.5, в котором расстояние от жаровой трубы до края лопаток по радиусу составляет 0,350 дюйма (0,9 см).

8. Камера сгорания газовой турбины, которая содержит:
кожух с первым концом, вторым концом и первыми отверстиями, расположенными возле второго конца;
жаровую трубу, размещенную радиально внутри кожуха, так что между ними формируется первый проход;
по меньшей мере одну топливную форсунку для впрыскивания топлива для смешивания с воздухом в жаровой трубе, и
лопатки, прикрепленные к кожуху возле первых отверстий, и отходящие от него радиально в первый проход по направлению к жаровой трубе, и заканчивающиеся на некотором расстоянии по радиусу от жаровой трубы, так что лопатки подавляют большую часть тангенциальной составляющей скорости воздушного потока, поступающего в первый проход через первые отверстия, в результате чего воздух направляется в камеру сгорания, по существу, в аксиальном направлении к первому концу кожуха для улучшения однородности воздушного потока.

9. Камера сгорания газовой турбины по п.8, в которой лопатки разнесены с одинаковым шагом по кольцу, охватывающему кожух.

10. Камера сгорания газовой турбины по п.9, в которой лопатки имеют длину в продольном направлении, первую стенку и вторую стенку, определяющие толщину лопатки, причем первая и вторая стенки заканчиваются на краю, противолежащем кожуху.

11. Камера сгорания газовой турбины по п.10, в которой края лопаток закруглены.

12. Камера сгорания газовой турбины по п.8, в которой расстояние от жаровой трубы до края лопаток по радиусу составляет 0,350 дюйма (0,9 см).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбостроению. .

Изобретение относится к увеличению мощности газовых турбин. .

Изобретение относится к области рельсовых транспортных средств, содержащих силовую установку с атомным газотурбинным двигателем. .

Изобретение относится к энергетике, в частности к способам получения электроэнергии и синтетического жидкого топлива (метанола) в парогазовых установках. .

Изобретение относится к теплоэнергетике. .

Изобретение относится к приводным газотурбинным двигателям, в частности, применяемым для привода нагнетателя в газоперекачивающих агрегатах. .

Изобретение относится к теплоэнергетике, в частности к газотурбинным установкам с подводом тепла при постоянном объеме рабочего тела (пульсирующего типа) с регенерацией тепла уходящих газов, и может быть использовано на тепловых и атомных электростанциях, а также там, где применяется газовая турбина для преобразования тепловой энергии в механическую энергию.

Изобретение относится к области энергетики, в частности к установкам, использующим энергию давления природного газа, и может быть применено на электростанциях, работающих на природном газе, избыточное давление которого после распределительного газопровода снижается в дросселирующих агрегатах.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства ГТД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. После сборки производят испытания двигателя на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Испытания проведены с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ГТД, а именно тяги, экспериментально проверенным ресурсом, и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на этапе серийного промышленного производства. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области машиностроения и теплотехники и может быть использовано в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов для разогрева газоперекачивающих агрегатов. Газоперекачивающий агрегат содержит компрессор, газотурбинный привод, газомасляный теплообменник, контуры системы смазки и охлаждения подшипников газотурбинного привода и контур системы подачи топливного газа в камеру сгорания газотурбинного привода, маслобак с установленным в нем нагревателем масла и датчиками контроля температуры масла. Способ включает нагрев масла в маслобаке, подачу его в газомасляный теплообменник для нагрева топливного газа, который при запуске агрегата направляют в камеру сгорания газотурбинного привода, при этом предварительно осуществляют предпусковой нагрев до температур 30°C÷60°C газомасляного теплообменника с помощью установленных и неподвижно закрепленных на всей его внешней поверхности электрических нагревателей и с одновременным использованием нагретого в маслобаке масла, при этом в пусковом режиме в разогретый газомасляный теплообменник с циркулирующим горячим маслом поочередно для нагрева подают холодный пусковой газ, а при переходе на рабочий режим нагревают и основной поток холодного топливного газа, после чего нагретый топливный газ направляют в модуль редуцирования для придания ему необходимых для запуска агрегата температуры и давления и направления его далее в камеру сгорания газотурбинного привода. Изобретение позволяет сократить время запуска при низких температурах окружающей среды и снизить металлоемкость оборудования. 1 ил.
Наверх