Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина

Авторы патента:


Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина
Способ управления режимом работы газовой турбины на основе температуры выхлопного газа и газовая турбина

 


Владельцы патента RU 2539930:

Нуово Пиньоне С.п.А. (IT)

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, включающий определение коэффициента давления турбины, вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, определение в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах. Также представлен контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины согласно способу. Изобретение позволяет обеспечить более точное управление газовой турбиной. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 табл., 15 ил.

 

Область техники

Варианты осуществления настоящего изобретения в общем относятся к способам и системам и, в частности, к устройствам и способам управления газовой турбиной.

Уровень техники

Турбомашины, используемые, например, на электростанциях или в реактивных двигателях, постоянно развиваются на основе новых открытий и улучшенных материалов. Кроме того, производители таких машин находятся под давлением возрастающих требований, касающихся производства более экологически чистых машин, то есть требований снижения объема загрязнения окружающей среды в процессе эксплуатации машин.

Соответственно, ведутся исследования по уменьшению выбросов выхлопного газа из турбомашин с учетом желания использовать широкий ассортимент газового топлива. Выполнение этих требований становится все более трудной задачей, особенно принимая во внимание широкий диапазон эксплуатации таких устройств. В этих условиях точное управление температурой выхлопного газа турбомашины становится важным фактором для разработки успешных применений.

Один из подходов по снижению загрязнения, создаваемого турбомашиной, базируется на принципе зависимости температуры выхлопного газа от коэффициента давления в компрессоре. В заявке на патент США 2008/0243352, содержание которой в полном объеме включено в настоящую заявку путем ссылки, описано, что известные системы управления могут выполнять алгоритмы планирования, которые управляют скоростью потока топлива, входным направляющим аппаратом (inlet guide vanes, IGV) и другими входными сигналами управления для обеспечения безопасной и эффективной работы газовой турбины. Системы управления газовой турбиной могут получать на входе эксплуатационные параметры и установочные параметры, которые в сочетании с алгоритмами планирования определяют настроечные параметры управления турбиной для достижения заданного функционирования. Измеряемые эксплуатационные параметры могут включать давление и температуру на входе в компрессор, давление и температуру на выходе компрессора, температуру выхлопного газа турбины и выходную мощность генератора. Требуемые эксплуатационные установочные параметры могут включать выходную мощность генератора и энергию выхлопного газа. Графики (например, температуры выхлопного газа от коэффициента давления в компрессоре, распределения топлива от эталонной температуры горения, теплоты, отобранной на вход (inlet bleed heat, IBH) от IGV, предельной границы работы компрессора от скорректированной скорости вращения и входного направляющего аппарата и т.д.) задаются для предохранения турбины от выхода за пределы известных эксплуатационных границ (например, по выбросам, динамике, разрыву из-за давления, помпажу компрессора, обледенению компрессора, зазорам компрессора, по аэромеханическим параметрам и т.п.) на основе автономных полевых испытаний или лабораторных данных. Затем по выходным данным графиков определяют соответствующие корректировки входных данных системы управления. Типичные входные данные управления, обрабатываемые системой управления, могут включать скорость потока топлива, распределение топлива в камере сгорания (которое может в дальнейшем называться «распределением топлива»), положение входного направляющего аппарата и теплоту, отобранную на вход.

На фиг.1, которая аналогична фиг.1 заявки на патент США 2008/0243352, приведен пример газовой турбины 10, содержащей компрессор 12, камеру 14 сгорания, турбину 16, соединенную с компрессором 12, и компьютерную систему (контроллер) 18 управления. Впускной канал 20 к компрессору 12 может обеспечить подачу воздуха из окружающей среды в компрессор 12. Впускной канал 20 может содержать каналы, фильтры, экраны и устройства уменьшения шума, которые обеспечивают снижение давления окружающего воздуха, поступающего через впускной канал 20 во входной направляющий аппарат 21 компрессора 12. Выхлопной канал 22 для турбины направляет газообразные продукты горения с выхода турбины 10 с помощью, например, устройств управления выбросами и уменьшения шума. Величина потери входного давления и противодавления может изменяться во времени из-за добавления элементов, а также из-за засорения пылью и грязью впускного канала 20 и выхлопного канала 22. Турбина 10 может приводить в движение генератор 24, который вырабатывает электроэнергию.

Как описано в заявке на патент США 2008/0243352, работа газовой турбины 10 может контролироваться несколькими датчиками 26, выполненными с возможностью измерения различных характеристик турбины 10, генератора и окружающей среды, влияющих на эффективность эксплуатации. Например, группы дополнительных датчиков 26 температуры могут контролировать температуру окружающей среды вокруг газовой турбины 10, температуру на выходе компрессора, температуру выхлопного газа турбины и производить другие измерения температуры потока газа через газовую турбину 10. Аналогичным образом, группы дополнительных датчиков 26 давления могут контролировать давление окружающей среды, а также уровни статического и динамического давления на входе в компрессор и на выходе выхлопного газа из турбины, в других местоположениях в потоке газа через газовую турбину 10. Группы дополнительных датчиков 26 влажности, например психрометров, могут измерять влажность окружающей среды во впускном канале компрессора 12. Группы дополнительных датчиков 26 могут также включать датчики скорости потока, датчики скорости, датчики обнаружения возгорания, датчики положения клапана, датчики угла направляющих лопаток или подобные датчики, которые измеряют различные параметры, имеющие отношение к работе газовой турбины 10. В настоящем описании термин «параметры» относится к наименованиям, которые могут использоваться для задания условий эксплуатации турбины, таких как, не ограничиваясь этим, температура, давление и скорость потока газа в определенных местоположениях в турбине.

Описанная в заявке на патент США 2008/0243352 А система 28 управления топливом управляет подачей топлива от топливоподачи в камеру 14 сгорания: одно или более распределений топлива, протекающего в первичные и вторичные топливные форсунки, а также количество топлива, смешанного с вторичным воздухом, поступающим в камеру сгорания. Система 28 управления топливом может также выбирать вид топлива для камеры сгорания. Система 28 управления топливом может быть отдельным блоком или может быть компонентом главного контроллера 18. Контроллер 18 может быть компьютерной системой, содержащей по меньшей мере один процессор, который выполняет программы и операции для управления работой газовой турбины с использованием входных данных от датчиков и команд человека-оператора. Программы и операции, исполняемые контроллером 18, могут включать, помимо прочего, измерение или моделирование эксплуатационных параметров, моделирование эксплуатационных границ, применение эксплуатационных граничных моделей, применение алгоритмов планирования и применение логики граничного управления для замыкания контура на границах. Команды, сформированные контроллером 18, могут побуждать приводы на газовой турбине, например управлять клапанами (привод 27) между топливоподачей и камерами сгорания, которые регулируют поток, распределение топлива и вид топлива, поступающего в камеры сгорания, управлять входным направляющим аппаратом (приводом 29) на компрессоре, регулировать тепло, отбираемое на вход, а также активировать другие управляющие установки на газовой турбине.

В заявках на патент США №2002/0106001 и №2004/0076218, содержание которых включено в настоящую заявку путем ссылки, описаны способ и система настройки алгоритмов управления турбиной для выполнения точного расчета температуры горения и эталонной температуры горения в газовой турбине, поскольку содержание водяных паров в рабочей текучей среде существенно отличается от значения, рассчитанного при проектировании. Указанные заявки раскрывают использование температуры выхлопного газа турбины и давления в турбине для регулирования температуры горения.

Однако известные способы и системы имеют ограниченные возможности управления газовой турбиной, и, соответственно, было бы желательно создать системы и способы, которые обеспечивают более точное управление температурой горения, и/или более точное управление параметрами горения, и/или более точное управление выбросом выхлопного газа.

Сущность изобретения

В соответствии с примером осуществления изобретения предлагается способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере турбину. Способ включает определение падения давления выхлопного газа на выходе турбины, измерение давления на выходе компрессора, определение коэффициента давления турбины на основе падения давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне (primary mode) в режим горения в первичной и вторичной зонах (lean-lean mode) как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах, определение в первый момент времени, когда температура, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах.

В соответствии с другим примером осуществления изобретения предлагается контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере турбину. Контроллер содержит датчик давления, выполненный с возможностью измерения давления на выходе компрессора, и процессор, соединенный с датчиком давления. Процессор выполнен с возможностью определения падения давления выхлопного газа на выходе турбины, определения коэффициента давления турбины на основе падения давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах, определения в первый момент времени, когда температура, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменения, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах.

В соответствии с еще одним примером осуществления изобретения предлагается машиночитаемый носитель, содержащий исполняемые компьютером команды, которые при их исполнении реализуют способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере турбину. Способ включает определение падения давления выхлопного газа на выходе турбины, измерение давления на выходе компрессора, определение коэффициента давления турбины на основе падения давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах, определение в первый момент времени, когда температура, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах.

Краткое описание чертежей

Прилагаемые чертежи, которые составляют часть настоящего описания, иллюстрируют один или более вариантов осуществления изобретения и вместе с описанием служат для объяснения данных вариантов.

На фиг.1 приведена структурная схема известной газовой турбины.

На фиг.2 приведена структурная схема газовой турбины, представленной в варианте осуществления настоящего изобретения.

На фиг.3 приведен график, иллюстрирующий изменение температуры выхлопного газа в зависимости от коэффициента давления турбины в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.4 приведено схематическое изображение зависимости между рабочими точками и оптимальными рабочими точками для газовой турбины в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.5 приведена схематическая диаграмма плоскости зависимости температуры выхлопного газа от коэффициента давления турбины в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.6 приведено схематическое изображение эталонной кривой температуры выхлопного газа в плоскости на фиг.5 в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.7 приведена блок-схема, иллюстрирующая шаги вычисления контрольной точки температуры выхлопного газа турбины в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.8-10 схематически проиллюстрированы различные режимы работы газовой турбины в соответствии с примерами осуществления изобретения.

На фиг.11 приведена блок-схема, иллюстрирующая шаги вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.12 представлен график, иллюстрирующий зависимость распределения топлива от времени для перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.13 приведен график, иллюстрирующий траекторию рабочей точки турбины в плоскости, заданной зависимостью температуры выхлопного газа от коэффициента давления турбины, в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.14 приведена блок-схема, иллюстрирующая шаги способа вычисления перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах в соответствии с примером осуществления изобретения.

На фиг.15 приведена структурная схема контроллера, используемого для управления турбиной.

Подробное описание изобретения

В последующем описании примеров осуществления изобретения сделаны ссылки на приложенные чертежи. Одинаковые цифровые обозначения на разных чертежах обозначают одни и те же или аналогичные элементы. Последующее подробное описание не ограничивает изобретение. Объем изобретения определяется формулой изобретения. Последующие варианты осуществления изобретения для простоты обсуждаются с точки зрения терминологии и структуры газотурбинной системы с одним валом. Однако варианты осуществления изобретения не ограничиваются данными системами и могут быть применены к другим системам, например газовым турбинам с множеством валов.

Ссылка в пределах описания на «один вариант» или «вариант» означает, что конкретная особенность, структура или характеристика, описанные в связи с вариантом осуществления изобретения, включены по меньшей мере в один вариант осуществления изобретения. Таким образом, использование фразы «в одном варианте» или «в варианте» в различных местах описания необязательно относится к одному и тому же варианту осуществления изобретения. Более того, конкретные особенности, структуры или характеристики могут быть объединены любым подходящим образом в одном или более вариантах осуществления изобретения.

Как было указано выше в связи с фиг.1, различные параметры турбины 10 могут быть измерены и/или вычислены для определения необходимой величины, подлежащей контролю. Такой величиной является температура горения в турбине. Работа турбины считается надежной и контролируемой, если температура горения в турбине поддерживается в оптимальном диапазоне. При выходе температуры горения в турбине за пределы оптимального диапазона контроллер 18 позволяет изменять, например, скорость воздушного потока компрессора и, следовательно, коэффициент давления в компрессоре для регулирования температуры горения. Событиями, которые могут вызвать выход температуры горения за пределы оптимального диапазона, являются, например, изменение нагрузки газовой турбины или изменение состава газового топлива.

Однако предлагаемые варианты осуществления изобретения базируются не на традиционном подходе для управления газовой турбиной, а на новом подходе, например, заключающемся в управлении температурой выхлопного газа турбины на основе коэффициента давления турбины. Этот новый подход обеспечивает более точную оценку состояния газовой турбины, которая также является более чувствительной к изменениям в работе газовой турбины, например, при изменении нагрузки.

Определение температуры выхлопного газа как функции от коэффициента давления турбины.

В соответствии с примером осуществления изобретения температура выхлопного газа определяется как функция от коэффициента давления турбины, и данная температура контролируется и поддерживается в определенных границах для обеспечения эффективной работы газовой турбины, например, при согласовании с базовой нагрузкой, низкой нагрузкой, высокой нагрузкой и т.п. Подробнее об определении температуры выхлопного газа и коэффициента давления турбины говорится ниже со ссылкой на фиг.2. На фиг.2 показана газовая турбина 30, имеющая компрессор 32, выполненный с возможностью приема текучей среды (например, воздуха) через впускной канал 36. На впускном канале 36 могут быть расположены датчики 34 для измерения по меньшей мере одного из следующего: давление, температура, влажность и т.д.

Текучая среда сжимается компрессором 32, и сжатая текучая среда поступает в камеру сгорания 40 по каналу 42 для смешивания с топливом (например, природным газом), поступающим по питающему каналу 44. Дополнительные датчики 34 могут быть размещены в камере 40 сгорания или вокруг нее для измерения характеристик сжатой текучей среды и/или топлива. В камере 40 сгорания происходит горение, при котором повышается температура смеси сжатой текучей среды и топлива до температуры горения. Топливо подается по питающему каналу 44 в первичные и вторичные горелки, как описано ниже. Клапаны 45a и 45b используются для подачи топлива в первичные и вторичные горелки. Блок 70 управления также выполнен с возможностью управления клапанами 45a и 45b для обеспечения необходимого процентного содержания топлива в первичные и вторичные клапаны. Поток газообразных продуктов горения, имеющих высокую энергию, поступает по каналам 52 в турбину 50, которая может быть механически соединена с помощью вала 56 с генератором 54. Генератор 54 может вырабатывать электроэнергию. Турбина 50 также механически соединена через вал 58 с компрессором 30, обеспечивая необходимой движущей силой компрессор 30. Отработанные газы выводятся из турбины 50 через выходной канал 60. Как входной канал 52, так и выходной канал 60 могут контролироваться датчиками 34.

Данные от датчиков 34 поступают в блок 70 управления. Блок 70 управления может получать дополнительные данные через входной порт 72. На основе процессов, вычисленных блоком 70 управления, различные команды подаются через выходной порт 74 в различные части газовой турбины 30, например команды для поворота лопаток, для изменения скорости вращения вала и т.д. Подробная структура устройства 70 управления описывается ниже.

В соответствии с примером осуществления изобретения предлагается способ управления газовой турбиной на основе зависимости температуры выхлопного газа турбины (ttx), которая измеряется/определяется на выходе 60, от коэффициента давления турбины (tpr), который измеряется/определяется как отношение давления на выходе компрессора 32 к давлению выхлопного газа турбины 50. В соответствии с фиг.2 давление на выходе компрессора 32 измеряется в точке 80, а давление выхлопного газа турбины 50 измеряется в точке 60. Однако в соответствии с примером осуществления изобретения давление выхлопного газа может измеряться/оцениваться внутри камеры 40 сгорания, на входе в турбину 50 или внутри турбины 50. Эти давления подробно рассматриваются ниже. Следует отметить, что подробности, которые обсуждаются ниже, для определения ttx, используются только для иллюстрации, а не для ограничения изобретения.

На фиг.3 изображена плоскость (ttx, tpr). Каждая точка на этой плоскости может рассматриваться как принадлежащая множеству А, показанному на фиг.4. Множество А задано таким образом, что оно содержит рабочие точки для газовой турбины 30 на основе модели горения. Множество А содержит подмножество В точек. Эти точки описаны ниже и определяются как оптимальные рабочие точки для газовой турбины 30.

Точки на плоскости (ttx, tpr), то есть точки из множества А, которые соответствуют условиям постоянной температуры горения, постоянной скорости вращения, постоянному углу IGV, постоянной удельной влажности воздуха и постоянному отбору воздуха, могут быть представлены кривой 90, которая может иметь вогнутую сверху форму. Коэффициент tpr давления турбины может меняться в зависимости от температуры на входе в компрессор. Ошибка, возникающая при аппроксимации кривой 90 параболой с прямой касательной линией 92 при tpr=tpr0, мала, и ею можно пренебречь для значений tpr, близких к tpr0. Специалисту очевидно, что могут использоваться и другие аппроксимирующие функции.

При постепенном изменении температуры на входе в компрессор, скорости компрессора и угла IGV, кривая 90 изменяется постепенно, например, при сохранении непрерывности ее первой производной. Следовательно, геометрическое место точек постоянной температуры горения, которое может быть вычислено на основе ttx, может быть аппроксимировано с помощью линейной интерполяции касательной прямой 92.

На основе точек из упомянутого множества В функция f, которая будет обсуждаться ниже, применяется для определения точек, принадлежащих множеству С.Точки из множества С являются контрольными точками для работы газовой турбины в соответствии с управляющей логикой. Другими словами, точки, принадлежащие множеству С, вычисляются, как обсуждается ниже, и оператор газовой турбины 30 регулирует некоторые параметры для удержания газовой турбины в пределах множества С. Фиг.4 иллюстрирует данную концепцию.

В соответствии с примером осуществления изобретения функция f может быть определена как f=g·h·l, где g, h и l являются математическими функциями или операторами. Например, g может быть линейной интерполяцией подходящей топливной характеристики, h может быть билинейной интерполяцией углов IGV и скорости вращения газовой турбины, а 1 может быть политропической коррекцией, заданной выражением p·T((1-y)/y)=constant. Если задана область В, то область значений С полностью определена через функцию f. Локальные возмущения в области В производят локальные возмущения в области С. В зависимости от применения для задания функции f могут использоваться больше или меньше функций или другие функции. Другими словами, вместо упомянутых функций g, h и l могут использоваться другие функции или другое количество функций.

Теперь обсудим определение множества температур их, которые желательно поддерживать для эффективной работы газовой турбины 30. Предположим, что газовая турбина может работать в следующих диапазонах: для температуры окружающей среды tamb в диапазоне tambi-1≤tamb≤tambi, для IGV-угла igv в диапазоне igvj-1≤igv≤igvj и для скорости вращения газовой турбины в диапазоне tnhk-1≤tnh≤tnhk. Также предположим, что газовая турбина управляется при оптимальной температуре горения. Исходя из вышеуказанных диапазонов, рабочие точки для газовой турбины могут быть представлены в пространстве (ttx, tpr), как показано на фиг.5, кривыми, заданными следующими точками. Имеются четыре точки A1-A4 для бедного топлива и самой низкой температуры окружающей среды, имеются четыре точки B1-B4 для бедного топлива и самой высокой температуры окружающей среды, имеются четыре точки C1-C4 для богатого топлива и самой низкой температуры окружающей среды, и имеются четыре точки D1-D4 для богатого топлива и самой высокой температуры окружающей среды. Число точек может меняться в зависимости от характера интерполирующей функции.

Бедное топливо и богатое топливо определяются следующим образом. Газовые турбины для промышленных применений используют природный газ, который содержит CH4 более 90%. Природный газ считается богатым газовым топливом. При смешивании природного газа с инертными газами, например азотом, углекислым газом и аргоном, получаются более бедные газовые топлива, то есть с более низким значением LHV (LHV - низшая теплота сгорания (low heating value) газа, представляющая собой количество энергии, которое может быть получено из единицы массы газа при его сгорании). Богатое топливо может быть получено при смешивании природного газа с более тяжелыми углеводородами, такими как этан, пропан и/или бутан.

Для каждого из вышеописанных множеств точек центральная точка (A5, B5, C5 и D5) определяется с помощью двух билинейных интерполяций (упомянутой функции g). Билинейная интерполяция является расширением линейной интерполяции для интерполирующих функций от двух переменных на регулярной сетке. При билинейной интерполяции выполняется линейная интерполяция сначала в одном направлении, а затем в другом направлении. Точки A5 и B5 задают кривую 100 регулирования температуры для бедного газа, а точки C5 и D5 задают кривую 102 регулирования температуры для богатого газа. Как было указано выше, может использоваться другая функция, отличная от билинейной интерполяции.

Точка ttxset point определяется с помощью линейной интерполяции (упомянутой функции h или, в другом применении, других функций) двух ординат, соответствующих фактическим коэффициентам давления на двух кривых 100 и 102 регулирования, основанных на значениях LHVactual gas, LHVrich gas и LHVlean gas.

Если вычисляется большее число точек для других условий и/или значений рассматриваемых параметров, то может определяться больше точек ttxset point. Нанося эти точки в зависимости от коэффициента tpr давления, получают эталонную кривую 104 температуры выхлопного газа, показанную на фиг.6. Следует отметить, что эталонная кривая 104 температуры выхлопного газа лежит между двумя кривыми 100 и 102 регулирования. В соответствии с примером осуществления изобретения (не показан) кривая 104 параллельна кривым 100 и 102.

Шаги вычисления точки ttxset point могут быть представлены на блок-схеме, показанной на фиг.7. В соответствии с фиг.7 блок 110 селектора данных получает в качестве входных данных температуру окружающей среды tamb, угол поворота лопаток IGV, скорость tnh вращения вала и матричные данные для богатого газа. Пример матричных данных для богатого газа:

ttxr

ttxri,j,k tambi
igv1 igv2 igv5 igv6
tnh1 ttxri,1,1 ttxri,2,1 ttxri,5,1 ttxri,6,1
tnh2 ttxri,1,2
tnh3 ttxri,1,3
tnh4 ttxri,1,4 ttxri,6,4

а матрица коэффициентов давления турбины для богатого газа задается в виде:

tprr

tprri,j,k tambi
igv1 igv2 igv3 igv5 igv6
tnh1 tprri,1,1 tprri,2,1 tprri,3,1 tprri,5,1 tprri,6,1
tnh2 tprri,1,2
tnh3 tprri,1,3
tnh4 tprri,1,4 tprri,6,4

Восемь точек C1-C4 и D1-D4 (показаны на фиг.5) являются выходом блока 110 селектора данных. Эти выходные данные подаются на вход блока 112 интерполятора. Тот же процесс повторяется блоком 114 селектора данных для тех же параметров, за исключением того, что вместо матричных данных для богатого газа используется матричные данные для бедного газа. Выходные данные интерполяторов 112 и 116, то есть зависимость ttx от tpr в виде фактической кривой регулирования для богатого газа и зависимость ttx от tpr в виде фактической кривой регулирования для бедного газа, подаются на вход блока 118 вычислений для вычисления двух контрольных точек ttx. Линейный интерполятор 120 получает две контрольные точки ttx и интерполирует их для получения конечной точки ttxset point. На основе выходных данных линейного интерполятора 120 блок 122 горения может вычислять изменение ttxset point газовой турбины. Следует отметить, что линейный интерполятор 120 и блок 122 горения могут получать непосредственно информацию о значении LHV топливного газа.

Имея ttxset point, контроллер 70 может быть запрограммирован для контроля этого значения и для регулирования различных параметров газовой турбины 30 (например, угла IGV, количества топлива и т.д.) для удержания ttxset point в заранее заданном диапазоне для обеспечения эффективной работы газовой турбины. В одном примере осуществления изобретения, в котором используется газовая турбина с одним валом, ttxset point может корректироваться путем регулирования угла IGV. Теперь рассчитывается эталонная кривая ttxh 104 температуры выхлопного газа, которой должна следовать газовая турбина.

Рассмотрим три вектора, которые определяют эксплуатационные параметры газовой турбины. Этими векторами являются tamb, igv и tnh, которые соответствуют температуре окружающей среды, углу IGV и скорости вращения вала. Математические выражения для этих трех векторов следующие:

tamb=[tambi]=[tamb1, tamb2, …, tamb7]

с индексом i, равным

2, если tamb<tamb2,

3, если tamb2≤tamb<tamb3,

4, если tamb3≤tamb<tamb4,

5, если tamb4≤tamb<tamb5,

6, если tamb5≤tamb<tamb5,

7, если tamb6≤tamb,

где tamb является фактической температурой окружающей среды.

Вектор угла igv определяется следующим образом:

igv=[igvj]=[igv1, igv2, …, igv6] с индексом j, равным:

2, если igv<igv2,

3, если igv2≤igv<igv3,

4, если igv3≤igv<igv4,

5, если igv4≤igv<igv5,

6, если igv5≤igv,

где igv является фактическим углом igv.

Вектор скорости вращения вала tnh определяется следующим образом:

tnh=[tnhk]=[tnh1, tnh2, tnh3, tnh4] с индексом k, равным:

2, если tnh<tnh2,

3, если tnh2≤tnh<tnh3,

4, если tnh3≤tnh,

где tnh является процентной фактической скоростью вращения вала. Значения i, j и k меняются в зависимости от применения и могут принимать различные значения.

Четыре трехмерные матрицы вводятся для расчета эталонной кривой ttxh температуры выхлопного газа, то есть эталонной кривой, используемой оператором для управления газовой турбиной. В соответствии с одним из примеров осуществления изобретения кривую ttxh можно рассматривать как геометрическое место точек, в которых турбина работает при оптимальных значениях ttx и tpr. Четыре матрицы представляют матрицу ttxl температуры выхлопного газа для бедного топлива, матрицу tprl коэффициентов давления для бедного топлива, матрицу ttxr температуры выхлопного газа для богатого топлива и матрицу tprr коэффициентов давления для богатого топлива. Элементы этих матриц приведены ниже:

ttxl=[ttxli,j,k] для бедного топлива,

tprl=[tprli,j,k] для бедного топлива,

ttxr=[ttxri,j,k] для богатого топлива, и

tprr=[tprri,j,k] для богатого топлива.

Предполагая, что фактические условия эксплуатации tamb, igv и tnh находятся в пределах диапазонов tambni-1≤tamb<tambi, igvj-1≤igv<igvj и tnhk-1≤tnh<tnhk, фактическая эталонная кривая ttxh имеет вид

ttxh=ttxha+Δttxh,

где ttxha - эталонная кривая для работы газовой турбины в оптимальных точках ttx и tpr, но с учетом давления на входе в компрессор и падения давления выхлопного газа газовой турбины, a Δttxh - поправка к ttxha, используемая для поддержания оптимальных значений температуры горения в турбине, в то время как меняются падение давления на входе и падение давления выхлопного газа турбины.

Эталонная кривая ttxha определяется как

ttxha=ttxhr·(LHV-LHVl)/(LHVr-LHVl)+ttxhl·(LHVr-LHV)/(LHVr-LHVl),

где параметры, задающие ttxha, определяются следующим образом:

ttxhr=ttxri-1+(ttxri-ttxri-1)/(tprri-tprri-1)·(tpr-tprri-1),

ttxhl=ttxli-1+(ttxli-ttxli-1)/(tprli-tprli-1)·(tpr-tprli-1),

LHV - низшая теплота сгорания фактического топлива,

LHVl - низшая теплота сгорания бедного топлива,

LHVr - низшая теплота сгорания богатого топлива.

Применяются следующие билинейные интерполяции:

ttxli-1=Bilinearlnterpolation(ttxli-1,j-1,k-1, ttxli-1,j,k-1, ttxli-1,j,k, ttxli-1,j-1,k, igv, tnh)=

ttxli-1,j-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxli-1j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxli-1,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxli-1,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1),

ttxli=Bilinearlnterpolation(ttxli,j-1,k-1, ttxli,j,k-1, ttxli,j,k, ttxli,j-1,k, igv, tnh)=

ttxli,j-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxlij,k-1·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxli,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxli,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1),

tprli-1=Bilinearlnterpolation(tprli-1,j-1,k-1, tprli-1,j,k-1, tprli-1,j,k, tprli-1,j-1,k, igv, tnh)=

tprli-1,j-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprli-1,j,k-1·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprli-1,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

tprli-1,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1),

tprli=Bilinearlnterpolation(tprli,j-1,k-1, tprli,j,k-1, tprli,j,k, tprli,j-1,k, igv, tnh)=

tprli,j-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprli,j,k-1·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprli,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

tprli,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1),

ttxri-1=Bilinearlnterpolation(ttxri-1,j-1,k-1, ttxri-1,j,k-1, ttxri-1,j,k, ttxri-1,j-1,k, igv, tnh)=

=ttxri-1,j-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxri-1,j,k-1·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxri-1,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxri-1,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1),

ttxri=Bilinearlnterpolation(ttxri,j-1,k-1, ttxri,j,k-1, ttxri,j,k, ttxri,j-1,k, igv, tnh)=

ttxri,j-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxri,j,k-1·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxri,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

ttxri,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1),

tprri-1=Bilinearlnterpolation(tprri-1,j-1,k-1, tprri-1,j,k-1, tprri-1,j,k, tprri-1,j-1,k, igv, tnh)=

tprri-1,j-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprri-1,j,k-1·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprri-1,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

tprri-1,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1), and

tprri=Bilinearlnterpolation(tprri,j-1,k-1, tprri,j,k-1, tprri,j,k, tprri,j-1,k, igv, tnh)=

tprrij-1,k-1·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprri,j,k-1·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnhk-tnh)/(tnhk-tnhk-1)+

tprri,j,k·(igv-igvj-1)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1)+

tprri,j-1,k·(igvj-igv)/(igvj-igvj-1)·(tnh-tnhk-1)/(tnhk-tnhk-1).

Поправка Δttxh имеет вид

Δttxh=ttxh·((pambactual+Δpexhaust ref)/(pambactual+Δpexhaust))(y/(1-y))-1+

((pambactual-Δpinlet ref)/(pambactual-Δpinlet))(y/(1-y))-1),

где y=a·tpr+b, а и b являются константами, и у устанавливается так, чтобы соблюдалось политропическое расширение газа в газовой турбине (p·t((1-y)/y=constant).

Поправка Δttxh учитывает, среди прочего, фактическое падение давления выхлопного газа газовой турбины и фактическое падение давления на входе. Поскольку кривая регулирования температуры газовой турбины (например, ttxh) зависит от эталонного падения Δpexhaust ref давления выхлопного газа и эталонного падения Δpinlet ref давления на входе, имеется возможность корректировать эти кривые для различных падений давления выхлопного газа и давления на входе, используя, например, функцию Δttxh.

Значение фактического падения Δpinlet act давления на входе может измеряться вместо того, чтобы оцениваться в зависимости от величины загрязнения на входе в компрессор. Другими словами, падение давления во входной системе компрессора зависит от условий газового потока и загрязненности входного фильтра, и периодическое осаждение и удаление загрязнения может вызвать непредсказуемую изменчивость падения входного давления во времени. В одном применении, если LHV-сигнал недоступен, например, из-за неисправности калориметра или проблем с калибровкой, контроллер 70 может быть выполнен с возможностью использования значения LHVdefault вместо фактического значения LHV.

Вышеуказанные билинейные интерполяции, линейная интерполяция и политропическое расширение, примененные, как показано выше, в отношении параметров газовой турбины, например углов IGV и скорости вращения вала в различных точках i, j и k разрешенных диапазонов, формируют ttxset point на эталонной кривой ttxh. В одном примере осуществления изобретения множество ttxset point вычисляется для газовой турбины в различных условиях, и все эти точки ttxset point являются частью кривой ttxh. Другие эталонные кривые могут быть определены из ttxh, как будет описано ниже. Эти дополнительные эталонные кривые также могут использоваться для управления работой газовой турбины.

В соответствии с примером осуществления изобретения для управления газовой турбиной можно использовать эталонную зависимость температуры выхлопного газа от коэффициента давления компрессора TTRX. Кривая TTRX может быть определена как TTRX=Min(lsothermNO, ttxh), где IsothermNO определяется как изотерма газовой турбины в нормальных условиях эксплуатации. В одном применении IsothermNO представляет собой максимальную температуру, которой может быть подвергнут ротор турбины. Кривая регулирования для зависимости температуры выхлопного газа от IGV может быть определена как TTRXGV=TTRX. Кривая регулирования для температуры выхлопного газа от топлива может быть определена как TTRXB=TTRXBNO, если режим пиковой нагрузки отключен, и как TTRXB=TTRXBPK, если режим пиковой нагрузки включен. Режим пиковой нагрузки определяется как работа газовой турбины в постоянных условиях эксплуатации (температура окружающей среды, давление, скорость вращения вала, положение IGV и состав топливного газа) и обеспечивает мощность выше номинальной. Это состояние возникает, когда рабочая температура горения в газовой турбине становится выше номинальной температуры. TTRXBNO задается как TTRX+Min((IGVmax-IGVset point)·Δ1, Δ2), где Δ2 является значением, которое ограничивает значение функции Min, a TTRXBPK задается как Min(IsothermPK, ttxh+ΔPK).

ΔPK задается выражением

ΔPK=Δttxr·(LHV-LHVl)/(LHVr-LHVl)+Δttxl·(LHVr-LHV)/(LHVr-LHVl), где LHV - низшая теплота сгорания фактического топлива,

LHVl - низшая теплота сгорания бедного топлива,

LHVr - низшая теплота сгорания богатого топлива,

Δttxl=Δttxli-1+(Δttxli-Δttxli-1)·(tamb-tambi-1)/(tambi-tambi-1), и

Δttxr=Δttxri-1+(Δttxri-1-Δttxri-1)·(tamb-tambi-1)/(tambi-tambi-1).

Указанное выше управление температурой выхлопного газа посредством IGV и управление температурой выхлопного газа с помощью кривых топлива могут быть использованы для управления газовой турбиной следующим образом. Газовой турбиной можно управлять, изменяя, например, скорость вращения вала турбины, угол IGV (который напрямую регулирует объем воздуха, подаваемого в компрессор), количество топлива, подаваемого в камеру сгорания, соотношение топливо-воздух, подаваемое в камеру сгорания и т.д. В соответствии с примером осуществления изобретения для газовой турбины с одним валом угол IGV используется в первую очередь для управления работой газовой турбины, то есть для удержания ttxact point на кривой ttxh, вычисленной выше (в плоскости зависимости ttx от tpr). Другими словами, когда фактическая точка ttxact point отклоняется от кривой ttxh в силу различных состояний газовой турбины (например, изменения нагрузки), первое управляющее воздействие регулирует угол IGV для подведения ttxact point газовой турбины к ttxset point. Однако это управляющее воздействие может достичь точки насыщения, то есть точки, для которой угол IGV дальше не может быть изменен или если дальнейшее изменение производить нежелательно. В данной точке можно изменять объем топлива, подаваемого в газовую турбину, до тех пор, пока ttxact point не совпадет с ttxset point. Если данное управляющее воздействие достигает насыщения, можно изменить зависимость между текучей средой, предоставляемой компрессором, и топливом, инжектируемым в камеру сгорания, тем самым ограничивая скорость потока топлива и в дальнейшем регулируя ttxact point.

Чтобы полностью определить кривую ttxh на плоскости зависимости ttx от tpr, ниже обсуждается определение давления tpr в турбине. Давление выхлопного газа газовой турбины гораздо легче оценить, чем измерить. Хотя давления, участвующие в определении давления в турбине tpr, могут быть измерены, предпочтительно рассчитать tpr, поскольку расчетное значение является более точным по сравнению с измеренным значением tpr. В этой связи следует отметить, что в местоположениях 80 и 60 в газовой турбине могут появляться вихри, что делает измеренные значения давления менее точными, так как они могут изменяться в пределах небольшого расстояния. Оценка может быть произведена на основе характеристик падения давления в воздуховоде, данных по выхлопным газам и давления окружающей среды. В соответствии с примером осуществления изобретения коэффициент tpr давления турбины определяется на основе расчетного падения давления выхлопного газа и абсолютного давления на выходе компрессора. В одном варианте осуществления изобретения падение давления выхлопного газа определяется в точке 60 (см. фиг.2), в то время как абсолютное давление на выходе компрессора определяется в точке 80 (см. фиг.2). В другом варианте для компрессора, имеющего несколько ступеней, абсолютное давление на выходе компрессора определяется после выходного диффузора, который расположен по потоку после последней ступени. В соответствии с данным примером осуществления изобретения производится измерение абсолютного давления на выходе компрессора.

В соответствии с примером осуществления изобретения падение давления выхлопного газа складывается из двух составляющих: падения давления, обусловленного протеканием массы в воздуховоде турбины 50, и восстановления давления вследствие образования тяги. Тяга может возникать из-за разницы высот между выходом газовой турбины и выходом воздуховода в атмосферу. Первая составляющая определяется как a a·ρexhaust·v2, а вторая составляющая определяется как (ρair-pexhaust)·Δh. Значение каждой константы, параметра и переменной, использованных в данных расчетах, приводятся ниже. Таким образом, общее падение давления выхлопного газа, обусловленное протеканием массы в воздуховоде, может быть выражено в виде:

Δpexhaust=a a·pexhaust·v2-(ρair-pexhaust)·Δh, или

a a·ρexhaust·v2=a a·ρexhaust·(Wexhaust/(ρexhaust·a b))2=

a a·(Wexhaust/a b)/ρexhaust=aexhaust·Wexhaust2.

Чтобы упростить данное выражение, предположим, что плотность р газа в воздуховоде не зависит от фактического падения давления выхлопного газа и зависит только от давления на выходе, которое здесь является давлением окружающей среды, поскольку предполагается, что падение давления выхлопного газа составляет только малую долю давления окружающей среды. Таким образом, можно пренебречь ошибкой, вызванной таким упрощением. Плотность ρexhaust выхлопного газа может быть выражена следующим образом:

ρexhaustexhaust ref·ttxref/ttxact·pambact/pambref.

Плотность окружающего воздуха может быть выражена следующим образом:

ρairair ref·tambref/tambact·pambact/pambref.

где

ρexhaust - плотность выхлопного газа при температуре ttxact и давлении pambact окружающей среды,

ρexhaust ref - плотность выхлопного газа при температуре ttxref и давлении pambref окружающей среды,

ρair - плотность окружающего воздуха при фактическом давлении и фактической температуре,

ρair ref - плотность окружающего воздуха при эталонном давлении и эталонной температуре,

Δh - разница высот между выходом газовой турбины и выходом воздуховода в атмосферу,

v - скорость на выходе внутри воздуховода,

ttxref - эталонная температура выхлопного газа,

ttxact - фактическая температура выхлопного газа,

pambref - эталонное давление окружающей среды,

pambact - фактическое давление окружающей среды,

Wexhaustact - фактическая массовая скорость потока выхлопного газа,

а - константа, характерная для конкретного выхлопного канала.

В данном примере осуществления изобретения предполагается, что состав выхлопного газа является по существу постоянным для режима работы с предварительным смешиванием (premixed mode), и, таким образом, его плотность является по существу постоянной при данной температуре.

Массовая скорость потока выхлопного газа может быть оценена следующим образом. Предположим, что массовая скорость потока воздуха компрессора не зависит от коэффициента давления в компрессоре, поскольку ошибкой, вносимой данным предположением, можно пренебречь для оценки падения давления выхлопного газа. Массовая скорость потока воздуха осевого компрессора газовой турбины может быть оценена с помощью следующей передаточной функции:

Wairact=SGha·pinletact/pinletref·(f3·x3+f2·x2+f1·x+f0)·f4·Wairref·k, где

f0=a 0·y3+b0·y2+c0·y,

f1=a 1·y3+b1·y2+c1·y,

f2=a 2·y3+b1·y2+c2·y,

f3=a 3·y3+b1·y2+c3·y,

f4=a 41·z3+b41·z2+c41·z+d41 если tnhact/tnhref<tnhthreshold,

a 42·z3+b42·z2+c42·z+d42 если tnhact/tnhref≥tnhthreshold,

x=igvact/igvref,

y=tnhact/tnhref·(tinletref/tinletact)0 5,

z=tnhact/tnhref·(tinletref/tinletact),

a i и a y - константы для конкретного применения.

Поскольку газовая турбина оборудована IBH-системой, в некоторых условиях эксплуатации с частичной нагрузкой часть воздушного потока компрессора рециркулирует и не попадает в выхлопной канал. Более того, поток топливного газа проходит полностью через выхлопной канал. Следовательно, Wexhaustact=Wairact·(1-IBHfraction)+Wfuelact. В данном примере осуществления изобретения предполагалось, что воздух для подшипников компенсирует воздух из охлаждающих вентиляторов.

Учитывая то, что при управлении газовой турбиной в отношении температуры выхлопного газа массовое отношение топливо-воздух является по существу константой для конкретного состава топливного газа, массовое отношение топливо-воздух может быть рассчитано следующим образом:

faratio=Wfuelact/Wairact=Wfuelref/Wairref·LHVref/LHVact=faratio ref

·LHVref/LHVact.

IBHfraction является контрольной точкой, которая формируется панелью управления и контролируется, пока система работоспособна. Затем массовая скорость потока выхлопного газа может быть оценена следующим образом:

Wexhaustact=Wairact·(1-IBHfraction)·(1+faratio ref·LHVref/LHVact).

Удельная масса влажного воздуха SGha может быть оценена на основе удельной влажности следующим образом:

SGhahada,

mha=mda+mwv,

mda=mha·(1-sh),

mwv=mha·sh, и

vha=mhaha=mdada+mwvwv.

Умножая последнее выражение на ρha, можно получить следующее уравнение:

mha=mda·ρhada+mwv·ρhawv, где

ρhada=SGha and ρhawvha·ρdada·ρwv=SGha/SGwv.

Таким образом,

mha=mda·ρhada+mwv·ρhawv=mda·SGha+mwv·SGha/SGwv, или

mha=(1-sh)·mha·SGha+sh·mha·SGha/SGwv.

Разделив это последнее выражение на mha

1=(1-sh)·SGha+sh·SGha/SGwv, или

SGwv=SGha·((1-sh)·SGwv+sh).

Наконец,

SGha=SGwv/((1-sh)·SGwv+sh).

Если сигнал удельной влажности недоступен, или если отказал передатчик, сигнал удельной влажности может быть заменен кривой зависимости удельной влажности от температуры окружающей среды, полученной интерполяцией данных, представленных в Таблице 1:

Таблица 1
Средняя удельная влажность воздуха в зависимости от температуры окружающей среды
tamb tamb1 tamb2 tamb6 tamb7
shi sh1 sh2 sh6 sh7

В приведенных выше расчетах были использованы следующие обозначения:

pinletact - фактическое давление воздуха на входе в компрессор,

pinletref - эталонное давление воздуха на входе в компрессор,

tamb - температура окружающей среды,

tinletact - фактическая температура воздуха на входе в компрессор, которая может быть измерена с помощью по меньшей мере двух термопар таким образом, что максимальное показание термопар считается равным tinletact, или в случае, если одна термопара неисправна и/или разница в показаниях слишком велика (например, 10 F), tamb считается равной tinletact,

tinletref - эталонная температура воздуха на входе в компрессор,

tnhact - фактическая скорость вращения компрессора,

tnhref - эталонная скорость вращения компрессора,

igvact - фактический угол igv,

igvref - эталонный угол igv,

Wairact - фактическая массовая скорость потока воздуха на входе в компрессор,

Wairref - эталонная массовая скорость потока воздуха на входе в компрессор,

Wexhaustact - фактическая массовая скорость потока выхлопного газа,

Wfuelact - массовая скорость потока топлива,

IBHfraction - часть воздуха, отбираемого на выходе компрессора,

faratio ref - эталонное массовое отношение топливо-воздух,

LHVref - эталонное значение LHV газового топлива,

LHVact - фактическое значение LHV газового топлива,

sh - удельная влажность воздуха,

SGxx - удельная масса хх (см. список индексов ниже),

ρхх - плотность хх (см. список индексов ниже),

mxx - масса хх (см. список индексов ниже),

Vxx - объем хх (см. список индексов ниже),

ha - влажный воздух,

wv - водяной пар,

da - сухой воздух.

После расчета удельной массы, массовой скорости потока через компрессор и других параметров, как описано выше, можно рассчитать коэффициент давления турбины tpr. Алгоритм расчета tpr можно представить следующим образом:

- вычисляют SGha как SGwv/((1-sh)·SGwv+sh), если сигнал sh является действительным и доступным, и shdefault, если сигнал передатчика sh ошибочный;

- принимают x=igvact/igvref, y=tnhact/tnhref·(tinletref/tinletact)0 5, и z=tnhact/tnhref·(tinletref/tinletact);

- f0=a 0·y3+b0·y2+c0·y,

- f1=a 1·y3+b1·y2+c1·y,

- f2=a 2·y3+b1·y2+c2·y,

- f3=a 3·y3+b1·y2+c3·y,

- f4=a 41·z3+b41·z2+c41·z+d41 if tnhact/tnhref<tnhthreshold, и

- a 42·z3+b42·z2+c42·z+d42 if tnhact/tnhref≥tnhthreshold;

- задают Wairact=SGha·pinletact/pinletref·(f3·x3+f2·x2+f1·x+f0)·f4·Wairref·k,

- оценивают WexhaUStact=Wairact·(1-IBHfraction)·(1+faratio ref·LHVref/LHVact),

- вычисляют ρairair ref·tambref/tambact·pambact/pambref,

- вычисляют ρexhaustexhaust ref·ttxref/ttxact·pambact/pambref,

- вычисляют Δpexhaust=a a·ρexhaust·v2-(ρairexhaust)·Δh и

- оценивают tpr=cpd/(pambact+Δpexhaust), где cpd - абсолютное давление на выходе компрессора, которое измеряется в этом применении.

Таким образом, кривая ttxh 104 (см. фиг.6) полностью определяется на этом этапе. Если кривые регулирования температуры для газовой турбины были установлены для эталонного падения давления выхлопного газа Δpexhaust ref и эталонного падения давления на входе Δpinlet ref, можно скорректировать кривые регулирования температуры для другого падения давления выхлопного газа и давления на входе, например фактического, с помощью поправки Δttxh, как было указано выше.

Теперь обсудим одно или более преимуществ логики регулирования температуры, описанной выше. Поскольку вся описанная выше процедура для управления газовой турбиной базируется на матричных вычислениях, данная процедура является гибкой и обеспечивает легкую настройку по месту эксплуатации. Эта процедура может сместить контролируемую температуру выхлопного газа при нормальной или пиковой нагрузке в зависимости от значения LHV фактического топлива (или другой топливной характеристики, если оговорено иное). На основе этого смещения можно лучше регулировать выбросы загрязняющих веществ, динамику горения и пределы диапазона регулирования для камеры сгорания.

Когда разрешена работа в пиковом режиме, газовая турбина может находиться при нормальной температуре горения, если мощность базовой нагрузки достаточна, чтобы покрыть требуемую мощность ведомой машины, и газовая турбина может находиться при повышенной температуре горения, если мощность базовой нагрузки не покрывает требуемую мощность ведомой машины. Показатель пикового горения может быть смещен из-за топливных характеристик. На основе этого «интеллектуального» поведения, сохраняющего пиковый режим постоянно включенным, можно настроить газовую турбину таким образом, чтобы она была более чувствительной в случае изменения базовой нагрузки с модифицированным числом Воббе (modified Wobbe index) (MWI) и/или могла гарантировать работу при более высокой нагрузке, начиная с любой рабочей точки (самый большой резерв вращения).

Индекс MWI выражается как LHVgas/(SGgas·Tgas)0.5, где LHVgas - низшая теплота сгорания газа, SGgas - удельная масса газа и Tgas - температура топливного газа.

Вычисление порога для определения изменения режима работы

В указанных выше примерах осуществления изобретения описано управление газовой турбиной на основе эталонной кривой температуры выхлопного газа. Однако для улучшенного управления газовой турбиной могут быть вычислены другие параметры и кривые. Например, может использоваться пороговая кривая ttxth перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах.

Перед описанием вычисления кривой ttxth рассмотрим режимы работы газовой турбины. Для лучшего понимания режимов работы газовой турбины приведем следующее описание. В соответствии с примером осуществления изобретения камера 40 сгорания, показанная на фиг.2, может иметь конструкцию, показанную на фиг.8. Более конкретно, камера 40 сгорания может иметь стенку 110, которая окружает первичные горелки 112 и по меньшей мере вторичную горелку 114. Могут использоваться одна или более вторичных горелок 114. Как первичные, так и вторичные горелки 112 и 114 могут быть соединены посредством соответствующих каналов 116 и 118 для подвода топлива с одним или более источниками топлива (не показаны). Первичная горелка 112 вводит топливо в первичную зону 120, где топливо в контакте с текучей средой (например, воздухом, кислородом и т.д.), поступающей от компрессора 32, воспламеняется, образуя пламя 124 в первичной зоне 120. Вторичная горелка 114 вводит топливо во вторичную зону 126, где может быть получено дополнительное пламя при воспламенении дополнительного топлива из вторичной горелки 114 при наличии текучей среды из компрессора.

Режимы работы газовой турбины могут быть сгруппированы по основным режимам или подрежимам. Основные режимы характеризуются количеством топлива, поступающим в первичные и/или вторичные горелки, и зонами, где происходит воспламенение. Основными режимами являются режим горения в первичной зоне (primary mode), режим горения в первичной и вторичной зонах (lean-lean mode) и режим с предварительным смешиванием (premixed mode). Могут быть определены и использованы другие режимы в зависимости от применения, типа турбины и т.д. Режим горения в первичной зоне представлен на фиг.8 и характеризуется тем, что более половины топлива подается в первичные горелки 112, и большая часть пламени присутствует в первичной зоне 120. Во вторичную горелку 114 подается небольшое количество топлива или топливо вообще не подается. В одном применении все топливо подается в первичные горелки, а во вторичную горелку топливо не подается. Режим горения в первичной зоне используется, когда происходит запуск газовой турбины, или когда она нагружается до первого заранее заданного значения в процентах от базовой нагрузки. В одном из примеров первое заранее заданное значение составляет приблизительно 20% от базовой нагрузки. Режим горения в первичной зоне является режимом диффузионного пламени, то есть топливо не смешивается предварительно с окислителем (например, воздухом) перед воспламенением. Напротив, в режиме с предварительным смешиванием топливо предварительно смешивается с окислителем перед воспламенением. В режиме горения в первичной и вторичной зонах могут быть задействованы горелки, работающие в режиме диффузионного пламени, и горелки, работающие в режиме с предварительным смешиванием.

Режим работы газовой турбины изменяется на режим горения в первичной и вторичной зонах, когда нагрузка возрастает выше первого заранее заданного процентного значения и находится между первым заранее заданным процентным значением и вторым заранее заданным процентным значением. В одном из примеров осуществления изобретения второе заранее заданное процентное значение составляет 75%, но может иметь различные значения в зависимости от применения. Кроме того, в режиме горения в первичной и вторичной зонах активируется вторичная горелка 114, как показано на фиг.9, при этом около 60% топлива подается в первичные горелки и около 40% топлива подается во вторичную горелку. Тем не менее, данное процентное соотношение представлено в качестве примера и может изменяться в зависимости от применения. Для данного режима работы пламя присутствует как в первичной зоне 120, так и во вторичной зоне 126.

Режим работы газовой турбины изменяется на режим с предварительным смешиванием, когда нагрузка возрастает до третьего заранее заданного процентного значения, которое может составлять, например, приблизительно от 80% до 100%. На этой стадии большая часть топлива подается в первичные горелки 112, в то время как оставшаяся часть топлива подается во вторичную горелку 114. Однако следует отметить, что пламя перемещается из первичной зоны 120 во вторичную зону 126, как показано на фиг.10. В данном режиме газовая турбина работает с самым низким уровнем выбросов загрязняющих веществ, то есть NOx/CO.

Соответствующими подрежимами для указанных основных режимов являются следующие: (1) подрежим горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением (lean-lean pre-fill), (2) временный подрежим горения в первичной и вторичной зонах (lean-lean transient) и (3) подрежим горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием (lean-lean steady state) для режима горения в первичной и вторичной зонах и (1) подрежим горения во вторичной зоне с предварительным смешиванием (premixed secondary), (2) временный подрежим с предварительным смешиванием (premixed transient), (3) подрежим с устойчивым состоянием с предварительным смешиванием (premixed steady state) для режима с предварительным смешиванием. Для каждого режима и подрежима имеются конкретные условия, которые запускают их в действие. В каждый момент времени активным может быть только один режим работы.

Теперь обсудим, как рассчитать пороговую кривую ttxth перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах. Порог перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах базируется на кривых ttxh, рассчитанных в соответствии с описанием фиг.5 и 6. Пороговая кривая ttxth рассчитывается подобно тому, как рассчитываются эталонные кривые ttxh, то есть задаются векторы tamb, igv и tnh на основе различных диапазонов этих параметров, формируются трехмерные матрицы ttxtl, tprti, ttxtr и tprtr, определяющие температуры выхлопного газа турбины и коэффициенты давления турбины, и вычисляется фактическая пороговая кривая ttxth с помощью уравнения ttxth=ttxtha+Attxth. Следует отметить, что в математических выражениях разница между вычислением ttxh и ttxth заключается в дополнительном символе «t». Поэтому весь алгоритм для вычисления ttxth вновь не повторяется, а предполагается, что таким алгоритмом является алгоритм, использованный для вычисления ttxh. Хотя алгоритм, используемый для вычисления кривых ttxh и ttxth, один и тот же, различия в значениях этих двух кривых определяются конкретными значениями трехмерных матриц ttxtl, tprtl, ttxtr и tprtr, то есть

ttxtl=[ttxtli,j,k] для бедного топлива,

tprtl=[tprtli,j,k] для бедного топлива,

ttxtr=[ttxtli,j,k] для богатого топлива,

tprtr=[tprtli,j,k] для богатого топлива.

Кроме того, как обсуждалось выше в отношении ttxh, могут использоваться другие функции f для вычисления кривых ttxth.

Подобно поправке Δttxh, поправка Attxth учитывает фактическое падение давления выхлопного газа газовой турбины и фактическое падение давления на входе в газовую турбину. Кривые регулирования температуры газовой турбины относятся к эталонному падению давления выхлопного газа Δpexhaust ref и эталонному падению давления на входе Δpiniet ref. Подобно эталонной кривой ttxh можно скорректировать пороговую кривую ttxth для различных значений падения давления выхлопного газа и падения давления на входе, используя поправку Δttxth.

В соответствии с примером осуществления изобретения блок-схема, объединяющая вычисления для определения Δttxth, представлена на фиг.11. Блок 140 селектора данных получает в качестве входных данных температуру окружающей среды tamb, угол поворота лопаток IGV, скорость вращения tnh вала и матрицу данных для богатого газа (определенную выше для ttxh). Восемь точек, подобных точкам C1-C4 и D1-D4 (показанным на фиг.5), являются выходными данными блока 140 селектора данных. В зависимости от выбранной функции может использоваться большее или меньшее число точек. Эти выходные данные подаются на вход блока 142 билинейного интерполятора. Такой же процесс осуществляется блоком 144 селектора данных для тех же самых параметров, за исключением того, что вместо матрицы данных для богатого газа используется матрица данных для бедного газа. Выходные данные блока 144 селектора данных подаются на вход блока интерполятора 146. Выходные данные интерполяторов 142 и 146, то есть фактическая кривая регулирования в виде зависимости ttxth от tprt для богатого газа и фактическая кривая регулирования в виде зависимости ttxth от tprt для бедного газа подаются в качестве входных данных в блок 148 вычислений для вычисления двух контрольных точек ttxth. Линейный интерполятор 150 получает две контрольные точки ttxt и вычисляет порог ttxth для газовой турбины. Следует отметить, что линейный интерполятор 150 может напрямую получать информацию о значении LHV топливного газа, в то время как блоки 142 и 146 интерполяторов могут напрямую получать данные о значениях igv и tnh.

Имея вычисленную эталонную кривую ttxh температуры выхлопного газа как функцию от коэффициента tpr давления турбины и эталонную пороговую кривую ttxth перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функцию от коэффициента tpr давления турбины, можно определить изменение режима газовой турбины на основе этих кривых и другой информации, как будет показано ниже. Следует отметить, что плоскость (ttx, tpr) была использована для определения как кривой ttxh, так и кривой ttxth, таким образом, управление газовой турбиной может быть основано на этой плоскости.

Переходы из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и из режима горения в первичной и вторичной зонах в режим горения в первичной зоне

Переходы из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и из режима горения в первичной и вторичной зонах в режим горения в первичной зоне запускаются при пересечении рабочей точкой газовой турбины кривой ttxth в плоскости (ttx, tpr), что было описано выше со ссылкой на фиг.5 и 6. В соответствии с примером осуществления изобретения последовательности переходов из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и из режима горения в первичной и вторичной зонах в режим горения в первичной зоне обсуждаются со ссылкой на фиг.12. На фиг.12 показана зависимость распределения S по оси Y от времени t по оси X. Распределение S указывает на количество топлива в процентах от общего количества топлива, поступившего в камеру сгорания 40 (см. фиг.2), которое подается в первичную горелку (см.112 на фиг.8), и количество топлива в процентах от общего количества топлива, которое подается во вторичные горелки (см.114 на фиг.8). Это процентное отношение называется распределением S. Например, распределение S может быть 40/60, то есть 40% от общего количества топлива подается в первичную горелку и 60% от общего количества топлива подается во вторичные горелки.

На фиг.12 показано, что контроллер обеспечивает для газовой турбины распределение 81 в момент t1 времени. Предположим, что в момент t1 времени температура ttx (фактической рабочей точки) достигает пороговой кривой ttxth 220 перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, изображенной на фиг.13, и остается на ней или выше нее. Предполагается, что фактическая рабочая точка перемещается по кривой 222 до тех пор, пока не достигнет пороговой кривой ttxth 220. Через заранее заданный интервал времени, равный At-i секунд, от начала (t1) данного состояния, если это состояние сохраняется, то есть фактическое рабочее время остается на пороговой кривой ttxth перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах или выше этой кривой, контроллер позволяет осуществить изменение распределения топлива с S1 на S2. Это изменение происходит постепенно, как показано на фиг.12. В соответствии с примером осуществления изобретения изменение с S1 на S2 может происходить с постоянной скоростью. Распределение топлива сохраняется с данным значением S2 в течение некоторого интервала времени до второго момента t2 времени. В соответствии с примером временная разница t2-t1 вычисляется заранее.

Когда распределение топлива изменяется с S1 на S2, газовая турбина переходит из режима горения в первичной зоне (200) в режим горения в первичной и вторичной зонах (202, 204 и 206). Другими словами, режим 200 горения в первичной зоне характеризуется значением S1, в то время как режим горения в первичной и вторичной зонах характеризуется, наряду с другими значениями, значением S2. Однако следует отметить, что режим горения в первичной и вторичной зонах имеет несколько подрежимов, каждый из которых имеет свое собственное распределение Si топлива. Распределение S2 топлива характеризует подрежим 202 горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением. Для простоты подрежимы будут называться режимами. Целью этого режима является удаление воздуха, находящегося внутри трубопровода (камеры сгорания) и гибких шлангов, с использованием топливного газа для того, чтобы сделать более стабильной последовательность перехода между режимами.

В момент t2 времени режим с предварительным заполнением завершается, и контроллер позволяет изменить распределение топлива с S2 на S3. Значение S3 характеризует временный режим 204 горения в первичной и вторичной зонах. Временный режим 204 горения в первичной и вторичной зонах устанавливается для интервала времени t3-t4 для стабилизации пламени во вторичной зоне, изображенной на фиг.8. Интервал времени t3-t4 также рассчитывается заранее. В момент t4 времени контроллер изменяет распределение топлива на S4, значение распределения в устойчивом состоянии, которое характеризует режим 206 горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием. В одном применении распределение S3 может быть определено как S3=S4+ΔS1, где ΔS1 является небольшим отклонением, то есть в диапазоне примерно от 1 до 10%.

В момент t5 времени, когда температура ttx рабочей точки 226 падает ниже пороговой кривой ttxth+Δttx1 224, как показано на фиг.13, запускается переход из режима горения в первичной и вторичной зонах в режим горения в первичной зоне, и распределение изменяется контроллером с S4 на S1. Зона Δttx1 является мертвой зоной для температуры выхлопного газа для порога перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах. Эта зона, задаваемая кривыми от ttxth до ttxth+Δttx1, используется для предотвращения быстрого перехода газовой турбины между двумя режимами туда и обратно, поскольку температура выхлопного газа рабочей точки может слегка изменяться со временем выше и/или ниже кривой 220. Временный режим 204 горения в первичной и вторичной зонах и режим 206 горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием (но не режим 202 горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением) могут быть прерваны в любой момент времени, когда температура ttx упадет ниже пороговой кривой ttxth+Δttx1 224.

Как показано на фиг.12, когда распределение изменяется с Si на Sj, при Si>Sj, средняя скорость изменения распределения равна R1, а когда распределение изменяется с Sk на Sh, при Sk<Sh, средняя скорость изменения распределения равна R2 и отличается от R1. Эти скорости изменения могут быть постоянными и/или могут зависеть от конечных и начальных значений Si и Sj. В соответствии с примером осуществления изобретения, когда начинается переход из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, допустимый разброс температуры выхлопного газа возрастает на ΔSP1 (разброс температуры выхлопного газа увеличивается при переходе из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах) в течение Δtpr->II секунд, где «pr» обозначает режим горения в первичной зоне, «II» обозначает режим горения в первичной и вторичной зонах и Δtpr->II обозначает продолжительность уменьшения разброса температуры во время перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах. Значения скоростей R1 и R2 изменения, значения распределений S2 и S4 и смещение ΔS1 могут быть подобраны в ходе настройки газовой турбины на заводе или на месте эксплуатации.

В соответствии с примером осуществления изобретения, который не предполагает ограничение других примеров осуществления, могут быть использованы следующие значения для параметров, которые обсуждались выше. Распределение S1 в режиме горения в первичной зоне может иметь значение, по существу равное 100%, распределение S2 в режиме горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением может иметь значение, по существу равное 90%, распределение S4 в режиме горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием может иметь значение, по существу равное 65%, изменение ΔS1 распределения может иметь значение, по существу равное -3%, ΔSP1 может иметь значение, по существу равное 200 F, Δt1 может быть порядка 3 с, Δtpr->II может быть порядка 60 с и Δttx1 может быть порядка -25 F. Термин «по существу» используется здесь для указания на то, что фактические значения могут отличаться от указанных значений в зависимости от применения, в пределах сущности изобретения.

Таким образом, на основе описанных выше примеров осуществления изобретения, которые относятся к переходам из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и из режима горения в первичной и вторичной зонах в режим горения в первичной зоне, можно управлять рабочей точкой газовой турбины, так что обеспечивается управление и режимом работы, и распределением топлива. В частности, в соответствии с примером осуществления изобретения, показанным на фиг.14, предлагается способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере турбину. Способ включает шаг 1400 определения падения давления выхлопного газа на выходе турбины, шаг 1402 измерения давления на выходе компрессора, шаг 1404 определения коэффициента давления турбины на основе падения давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, шаг 1406 вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа газовой турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах, шаг 1408 определения в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и шаг 1410 изменения, через заранее заданный промежуток времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах.

Режим горения в первичной зоне определяется в настоящем варианте осуществления изобретения как обеспечивающий подачу большей части топлива в первичные горелки и подачу оставшегося топлива или отсутствие подачи топлива во вторичную горелку камеры сгорания, а также воспламенение поданного топлива в первичной зоне камеры сгорания, при этом первичная зона расположена рядом с вторичной зоной, а режим горения в первичной и вторичной зонах определяется как обеспечивающий подачу топлива как в первичные горелки, так и во вторичную горелку, и горение поданного топлива как в первичной зоне, так и во вторичной зоне. Параметр распределения топлива представляет первое количество топлива в процентах от общего количества топлива, которое принимается первичными горелками, и второе количество топлива в процентах от общего количества топлива, которое принимается вторичной горелкой.

Второе значение параметра распределения топлива может быть меньше, чем первое значение, при этом первое значение характеризует режим горения в первичной зоне, а второе значение характеризует режим горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением, который является частью режима горения в первичной и вторичной зонах. Опционально, способ может включать шаг изменения в заранее заданный второй момент времени второго значения параметра распределения топлива на третье значение, которое характеризует временный режим горения в первичной и вторичной зонах, который является частью режима горения в первичной и вторичной зонах, шаг изменения в заранее заданный третий момент времени третьего значения параметра распределения топлива на четвертое значение, которое характеризует режим горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием, который является частью режима горения в первичной и вторичной зонах, шаг вычисления до начала работы газовой турбины длительных временных интервалов для режима горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением и временного режима горения в первичной и вторичной зонах, в то время как режим горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием не имеет длительного временного интервала, шаг определения пятого момента времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, меньше разницы между (i) температурой выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и (ii) заранее заданным порогом температуры выхлопного газа, при этом оба значения берут для одного и того же коэффициента давления турбины, шаг изменения параметра распределения топлива с четвертого значения на пятое значение, шаг прерывания временного режима горения в первичной и вторичной зонах и режима горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием в любой момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, меньше разницы между (i) температурой выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и (ii) заранее заданным порогом температуры выхлопного газа, при этом оба значения берут для одного и того же коэффициента давления турбины, шаг изменения параметра распределения топлива с заранее заданной крутизной или их комбинацию.

Газовая турбина может иметь процессор, выполненный с возможностью изменения в заранее заданный второй момент времени второго значения параметра распределения топлива на третье значение, которое характеризует временный режим горения в первичной и вторичной зонах, являющийся частью режима горения в первичной и вторичной зонах, при этом второе значение параметра распределения топлива меньше, чем первое значение, причем первое значение характеризует режим горения в первичной и вторичной зонах, а второе значение характеризует режим горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением, являющийся частью режима горения в первичной и вторичной зонах, или изменения в заранее заданный третий момент времени третьего значения параметра распределения топлива на четвертое значение, которое характеризует режим горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием, являющийся частью режима горения в первичной и вторичной зонах, или определения в пятый момент времени, что температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, меньше разницы между (i) температурой выхлопного газа эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и (ii) заранее заданным значением температуры выхлопного газа, при этом оба значения берутся для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменения параметра распределения топлива с четверного значения на первое значение, или использования параметра, указывающего на характеристику топлива, для определения эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, при этом в качестве параметра выступает одно из следующего: низшая теплота сгорания топлива, уровень NOx топлива, отношение верхнего предела воспламеняемости топлива к нижнему или их комбинация.

В соответствии с примером осуществления изобретения машиночитаемый носитель содержит исполняемые компьютером команды, которые при их исполнении реализуют способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере турбину.

В соответствии с примером осуществления изобретения эталонная кривая ttxh температуры выхлопного газа, кривая ttxth пороговой температуры выхлопного газа и другие кривые, отображенные в плоскости (ttx, tpr), могут быть вычислены на основе других характеризующих топливо параметров, вместо низшей теплоты сгорания (LHV). Такими параметрами могут быть, например, уровень NOx (оксидов азота), отношение верхнего предела воспламеняемости к нижнему (нижний предел воспламеняемости представляет собой наименьший процент горючего вещества в данном объеме смеси топлива и воздуха (или другого окислителя), которое поддерживает самораспространение огня, а верхний предел воспламеняемости представляет собой наибольший процент горючего вещества в данном объеме смеси топлива и воздуха, которое поддерживает самораспространение огня) и т.д. Другими словами, кривая ttxh была рассчитана в рассматриваемом примере осуществления изобретения как ttxh=ttxha+Δttxh, где ttxha=ttxhr·(LHV-LHVl)/(LHVr-LHVl)+ttxhl·(LHVr-LHV)/(LHVr-LHVl). Однако ttxha зависит от низшей теплоты сгорания LHV топлива, а не от уровня NOx, отношения верхнего предела воспламеняемости к нижнему и т.д.

Таким образом, если газовая турбина питается последовательно первым и вторым видами топлива, имеющими одинаковый индекс MWI, но разные уровни NOx, алгоритм, описанный выше для расчета ttxh, не чувствителен к уровню NOx, так как этот уровень не является частью функции ttxha. Поскольку число MWI зависит от LHV, которая отражается в формуле для ttxha, то ttxha и неявно кривая ttxha зависят от изменения числа MWI топлива. Однако, поскольку первый и второй виды топлива имеют похожие индексы MWI, кривая ttxh и другие кривые на основе LHV-переменной не могут «видеть», что в газовой турбине используются разные виды топлива.

По этой причине в соответствии с примером осуществления изобретения ttxh, ttxth и другие кривые могут быть рассчитаны как функции от уровня NOx, отношения верхнего предела воспламеняемости к нижнему или других параметров, характерных для топлива. В одном применении одни и те же математические функции и алгоритм могут использоваться для расчета новых кривых ttxh, ttxth, но с LHV-параметром, замененным на новый параметр. Однако другие функции и/или алгоритмы могут использоваться для расчета ttxh, ttxth и других кривых на основе уровня NOx, отношения верхнего предела воспламеняемости к нижнему и т.д. Другими словами, контроллер 70 может быть выполнен с возможностью вычисления требуемых кривых в множестве плоскостей (ttx, tpr), каждая из которых соответствует данному параметру топлива.

В соответствии с примером осуществления изобретения контроллер может быть выполнен с возможностью использования параметра, указывающего на характеристику топлива, для определения эталонной кривой температуры выхлопного газа. В качестве параметра, как описано выше, может выступать одно из следующего: низшая теплота сгорания топлива, уровень NOx топлива, отношение верхнего предела воспламеняемости топлива к нижнему или их комбинация. Кроме того, контроллер может быть выполнен с возможностью вычисления эталонных кривых температуры выхлопного газа на основе соответствующего параметра, например трех эталонных кривых для трех отмеченных параметров, выбора одной из вычисленных эталонных кривых температуры выхлопного газа и управления газовой турбиной на основе выбранной эталонной кривой температуры выхлопного газа (эталонной кривой на основе уровня NOx для примера, рассмотренного выше).

Для иллюстрации, но не для ограничения изобретения, пример типичного контроллера 1500, способного выполнять операции в соответствии с примерами осуществления изобретения, приведен на фиг.15. Контроллер 70, описанный выше со ссылкой на фиг.2, может иметь структуру контроллера 1500. Однако следует понимать, что принципы настоящего изобретения в равной мере могут быть применимы к процессору, компьютерной системе и т.п.

Пример контроллера 1500 может содержать блок 1502 обработки/управления, такой как микроконтроллер, компьютер с сокращенным набором команд (reduced instruction set computer) (RISC) или другой центральный модуль обработки. Блок 1502 обработки не обязательно является отдельным устройством и может включать один или более процессоров. Например, блок 1502 обработки может содержать главный процессор и связанные с ним подчиненные процессоры, соединенные для коммуникации с главным процессором.

Блок 1502 обработки может управлять основными функциями системы, как предписано программами, доступными в запоминающем устройстве/памяти 1504. Таким образом, блок 1502 обработки может выполнять функции, описанные на фиг.14. В частности, запоминающее устройство/память 1504 может включать операционную систему и программные модули для выполнения функций и приложений на контроллере. Например, запоминающее устройство программ может включать одно или более из следующего: постоянное запоминающее устройство (read-only memory) (ПЗУ, ROM), флэш-память, программируемое и/или стираемое ПЗУ, оперативное запоминающее устройство (random access memory) (ОЗУ, RAM), интерфейсный модуль абонента (subscriber interface module) (SIM), беспроводной интерфейсный модуль (wireless interface module) (WIM), смарт-карту или другое съемное запоминающее устройство и т.д. Программные модули и связанные с ними особенности также могут передаваться контроллеру 1500 с помощью сигналов данных, например, загружаемых в электронном виде через сеть, такую как Интернет.

Одна из программ, которая может храниться в запоминающем устройстве/памяти 1504, является конкретным приложением 1506. Как описано ранее, конкретное приложение 1506 может хранить соответствующие параметры газовой турбины и также может содержать команды для вычисления пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и передачи команд на закрытие или открытие IGV и т.д. Программа 1506 и связанные с ней особенности могут быть реализованы в программном обеспечении и/или встроенном программном обеспечении, выполняемом процессором 1502. Запоминающее устройство/память 1504 программ может также использоваться для хранения данных 1508, таких как соответствующие параметры газовой турбины, или других данных, связанных с примерами осуществления настоящего изобретения. В одном примере программы 1506 и данные 1508 хранятся в энергонезависимом электрически стираемом программируемом ПЗУ (non-volatile electrically-erasable, programmable ROM) (EEPROM), флэш-памяти и т.д., так что информация не теряется после отключения питания контроллера 1500.

Процессор 1502 может также быть соединен с элементами пользовательского интерфейса 1510, связанными с диспетчерским пунктом электростанции. Пользовательский интерфейс 1510 электростанции может содержать, например, дисплей 1512, такой как жидкокристаллический дисплей, клавиатуру 1514, динамик 1516 и микрофон 1518. Эти и другие компоненты пользовательского интерфейса связаны с процессором 1502, как известно из области техники. Клавиатура 1514 может содержать буквенно-цифровые клавиши для выполнения различных функций, включая набор номеров и выполнение операций, назначенных для одной или более клавиш. В альтернативном варианте могут быть задействованы другие механизмы пользовательского интерфейса, такие как голосовые команды, переключатели, сенсорная панель/экран, графический дисплей пользователя с применением указательного устройства, трекбола (шарового указателя), джойстика и другого механизма пользовательского интерфейса.

Контроллер 1500 может также включать цифровой сигнальный процессор (digital signal processor) (DSP) 1520. Процессор DSP 1520 может выполнять множество функций, включая аналого-цифровое (A/D) преобразование, цифроаналоговое (D/A) преобразование, речевое кодирование/декодирование, шифрование/дешифрование, обнаружение ошибок и коррекцию, преобразование битового потока, фильтрацию и т.д. Приемопередатчик 1522, обычно связанный с антенной 1524, может передавать и принимать радиосигналы, связанные с беспроводным устройством.

Контроллер 1500 на фиг.15 представлен в качестве примера вычислительной среды, в которой могут быть применены принципы примеров осуществления настоящего изобретения. Из данного описания, специалистам понятно, что настоящее изобретение в равной мере применимо в множестве других известных в настоящее время и будущих мобильных и стационарных вычислительных средах. Например, конкретное приложение 1506 и связанные с ним особенности и данные 1508 могут храниться различным образом, могут выполняться на различных обрабатывающих устройствах, могут функционировать в мобильных устройствах, имеющих большее или меньшее количество схем поддержки и механизмов пользовательского интерфейса или другие схемы поддержки и механизмы пользовательского интерфейса. Следует отметить, что принципы примеров осуществления настоящего изобретения в равной мере применимы не только к мобильным терминалам, но и к вычислительным системам с наземной линией связи.

В соответствии с описанными примерами осуществления изобретения предлагается газовая турбина, компьютерные команды и способ управления газовой турбиной на основе нового подхода и порога. Следует понимать, что данное описание не предназначено для ограничения изобретения. Напротив, примеры осуществления изобретения охватывают другие варианты, модификации или эквиваленты, которые находятся в пределах сущности изобретения, определяемой формулой изобретения. Кроме того, в подробном описании примеров осуществления изобретения многочисленные конкретные детали представлены для обеспечения полного понимания заявленного изобретения. Однако специалисту понятно, что различные варианты осуществления изобретения могут быть реализованы без указанных конкретных деталей.

Хотя особенности и элементы примеров осуществления настоящего изобретения описаны в конкретных комбинациях, каждая особенность или каждый элемент могут быть использованы отдельно без других особенностей или элементов вариантов осуществления изобретения или в различных комбинациях с описанными особенностями и элементами или без них.

В настоящем описании приводятся варианты осуществления изобретения, включая предпочтительный вариант, для раскрытия изобретения и для обеспечения возможности специалисту реализовать изобретение на практике, включая изготовление и использование любых устройств или систем и выполнение любых соответствующих способов. Объем правовой охраны изобретения определяется формулой изобретения и охватывает другие примеры, понятные специалистам. Такие другие примеры охватываются формулой изобретения, если они содержат структурные элементы, которые не отличаются от указанных в пунктах формулы, или если они содержат эквивалентные структурные элементы.

1. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере турбину, включающий:
определение падения давления выхлопного газа на выходе турбины;
измерение давления на выходе компрессора;
определение коэффициента давления турбины на основе падения давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора;
вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне (primary mode) в режим горения в первичной и вторичной зонах (lean-lean mode) как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа газовой турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах;
определение в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и
изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах,
при этом режим горения в первичной зоне определяется как обеспечивающий подачу более половины топлива в первичные горелки и подачу оставшегося топлива или отсутствие подачи топлива во вторичную горелку камеры сгорания, а также воспламенение поданного топлива в первичной зоне камеры сгорания, причем первичная зона расположена рядом с вторичной зоной,
а режим горения в первичной и вторичной зонах определяется как обеспечивающий подачу топлива как в первичные горелки, так и во вторичную горелку и горение поданного топлива в первичной зоне и вторичной зоне,
при этом параметр распределения топлива характеризует первое количество топлива в процентах от общего количества топлива, которое получает первичная горелка, и второе количество топлива в процентах от общего количества топлива, которое получают вторичные горелки.

2. Способ по п.1, в котором второе значение параметра распределения топлива меньше, чем первое значение, при этом первое значение характеризует режим горения в первичной зоне, а второе значение характеризует режим горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением, являющийся частью режима горения в первичной и вторичной зонах.

3. Способ по п.1 или 2, также включающий
изменение в заранее заданный второй момент времени второго значения параметра распределения топлива на третье значение, которое характеризует временный режим горения в первичной и вторичной зонах, являющийся частью режима горения в первичной и вторичной зонах.

4. Способ по п.3, также включающий
изменение в заранее заданный третий момент времени третьего значения параметра распределения топлива на четвертое значение, которое характеризует режим горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием, являющийся частью режима горения в первичной и вторичной зонах.

5. Способ по п.3, в котором третье значение параметра распределения топлива меньше второго значения, а четвертое значение находится между вторым значением и третьим значением.

6. Способ по п.1 или 2, также включающий
вычисление, до начала работы газовой турбины, длительных временных интервалов для режима горения в первичной и вторичной зонах с предварительным заполнением и временного режима горения в первичной и вторичной зонах, в то время как режим горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием не имеет заранее вычисленного длительного временного интервала.

7. Способ по п.4, также включающий:
определение в пятый момент времени, что температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, меньше разницы между (i) температурой выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и (ii) заранее заданным значением температуры выхлопного газа, при этом оба значения берут для одного и того же коэффициента давления турбины, и
изменение параметра распределения топлива с четвертого значения на первое значение.

8. Способ по п.4, также включающий
прерывание временного режима горения в первичной и вторичной зонах и режима горения в первичной и вторичной зонах с устойчивым состоянием в любой момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, меньше разницы между (i) температурой выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах и (ii) заранее заданным значением температуры выхлопного газа, при этом оба значения берут для одного и того же коэффициента давления турбины.

9. Способ по п.1 или 2, в котором шаг вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах включает использование параметра, указывающего на характеристику топлива, для определения эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, при этом в качестве параметра выступает одно из следующего: низшая теплота сгорания топлива, уровень NOx топлива, отношение верхнего предела воспламеняемости топлива к нижнему или их комбинация.

10. Контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере турбину, который содержит:
датчик давления, выполненный с возможностью измерения давления на выходе компрессора, и
процессор, соединенный с датчиком давления и выполненный с возможностью
определения падения давления выхлопного газа на выходе турбины,
определения коэффициента давления турбины на основе падения давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора,
вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом эталонная пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа газовой турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах,
определения в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и
изменения, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах,
при этом режим горения в первичной зоне определяется как обеспечивающий подачу более половины топлива в первичные горелки и подачу оставшегося топлива или отсутствие подачи топлива во вторичную горелку, а также воспламенение поданного топлива в первичной зоне камеры сгорания, причем первичная зона расположена рядом с вторичной зоной,
а режим горения в первичной и вторичной зонах определяется как обеспечивающий подачу топлива как в первичные горелки, так и во вторичную горелку и горение поданного топлива как в первичной зоне, так и во вторичной зоне, при этом
параметр распределения топлива характеризует первое количество топлива в процентах от общего количества топлива, получаемое первичной горелкой, и второе количество топлива в процентах от общего количества топлива, получаемое вторичными горелками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТУ.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано для осуществления перевода маневренной энергетической газотурбинной установки (ГТУ), в том числе в составе парогазовой установки (ПГУ), на предельно допустимую минимальную мощность при снижении электрической нагрузки энергосети.

Изобретение относится к энергетике. В способе эксплуатации комбинированной электростанции, включающей в себя газовую турбину и паровую турбину, соответственно посредством подключенного электрогенератора вырабатывают переменное напряжение соответствующей частоты и отдают его сети переменного напряжения, причем отходящий газ газовой турбины используется для вырабатывания пара для паровой турбины.

Изобретение относится к области позиционного управления газовой турбиной. Технический результат изобретения - обеспечение позиционного управления газовой турбиной с получением необходимой динамики и точности позиционирования.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Устройство гашения крутильных колебаний содержит датчик крутящего момента, гаситель крутильных колебаний, соединенный с указанным датчиком крутящего момента, контроллер частотно-регулируемого привода, соединенный с указанным гасителем крутильных колебаний, и преобразователь частотно-регулируемого привода, соединенный с указанным контроллером и выполненный с возможностью управления электрической мощностью, подаваемой к электродвигателю, на основе сигналов частотно-регулируемого привода, которые генерируются контроллером и преобразуются сигналом, корректирующим крутящий момент и предназначенным для гашения крутильных колебаний на собственной частоте цепи сжатия.

Изобретение относится к области реактивной техники, в частности к области диагнострирования и эксплуатации реактивных двигателей на жидких углеводородных горючих.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления расходом топлива при запуске газотурбинной установки включает управление подачей топлива к указанной установке путем управления давлением подаваемого топлива и модулирования подачи топлива к установке, если температура выхлопных газов установки приближается к заданной температуре выхлопных газов, чтобы понизить температуру выхлопных газов установки до уровня ниже заданной температуры выхлопных газов.

Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, контроль которых в процессе работы двигателя осуществляется по нескольким параметрам, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину. Способ включает вычисление эталонной кривой температуры выхлопного газа турбины как функции от коэффициента давления турбины, управление параметром распределения топлива. Также представлен контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины. Изобретение позволяет обеспечить более точное управление температурой горения, более точное управление параметрами горения, более точное управление выбросом выхлопного газа. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 21 ил., 1 табл.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину, включающий шаг определения давления выхлопного газа на выходе турбины, шаг измерения давления на выходе компрессора, шаг определения коэффициента давления турбины на основе давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, шаг вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа газовой турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, и шаг управления газовой турбиной для перехода между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах. Также представлена газовая турбина, содержащая контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины согласно способу. Изобретение позволяет обеспечить более точное управление газовой турбиной. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Способ в соответствии с изобретением позволяет производить коррекцию текущего измерения давления газового потока, выдаваемого в ходе полета датчиком, установленным в двигателе. Способ включает в себя: оценку (Е50) погрешности смещения нуля, влияющей на датчик, на основании разности между: калибровочным измерением давления газового потока, выдаваемым датчиком, установленным в двигателе, и измерением атмосферного давления, выдаваемым датчиком летательного аппарата, обладающим точностью измерения, превышающей точность датчика, установленного в двигателе; эти измерения производят, когда на датчик, установленный в двигателе, и на датчик летательного аппарата действует одинаковое окружающее атмосферное давление; и вычитание погрешности смещения нуля из текущего измерения. Технический результат изобретения - повышение точности измерения газового потока, циркулирующего в двигателе летательного аппарата. 5 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора. Корпус турбины выполнен состоящим из внешнего корпуса и внутренней оболочки с по меньшей мере одной кольцевой вставкой, установленной между ними. Системы охлаждения ротора и статора каждой ступени турбины выполнены независимыми, содержащими магистрали отбора охлаждающего воздуха и регуляторы расхода, но все магистрали отбора охлаждающего воздуха соединены с полостью за компрессором. Газотурбинный двигатель может содержать бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора над каждым рабочим колесом всех охлаждаемых ступеней турбины, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Каждая кольцевая вставка может быть выполнена пустотелой. Внутренняя полость каждой кольцевой вставки может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ для защиты газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину, от высокодинамических параметров, в частности, при пульсациях пламени в камере сгорания, при котором измеряют пульсации камеры сгорания, делят спектр частот измеренного сигнала пульсаций на заданные отрезки полосы пропускания, рассчитывают среднеквадратичное значение сигнала для каждой полосы, определяют взвешенные расчетные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона, используя заданные весовые коэффициенты, накапливают взвешенные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона для получения значения критерия предела пульсации, и сравнивают это значение с одним реперным значением, и обеспечивают работу газотурбинного двигателя в соответствии с результатом упомянутого сравнения. Также представлен газотурбинный двигатель для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет обеспечить связь между пульсациями двигателя и сроком службы конструкции. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх