Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины



Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2562132:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором. Горячие газы из первой камеры сгорания впускают в одну промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания, при этом горячие газы из второй камеры сгорания впускают в дополнительную турбину или непосредственно в систему регенерации энергии. Способ включает в себя этап, на котором осуществляют соосное введение охлаждающего воздуха жаровой трубы первой камеры сгорания с охлаждающим воздухом жаровой трубы второй камеры сгорания. Также представлены смеситель разбавляющего воздуха, а также варианты камеры сгорания для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет увеличить эффективность работы газовой турбины. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Изобретение относится к способу смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины. Изобретение дополнительно относится к смесителю разбавляющего воздуха для осуществления вышеуказанного способа. Более того, изобретение относится к смешиванию разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в «CPSC» (последовательное сгорание при постоянном давлении, Constant Pressure Sequential Combustion) для конструкции трубчатой, а также кольцевой камеры сгорания надежным и равномерным способом при наименьшем возможном падении давления. Более того, изобретение относится к различным горелкам предварительного смешивания для управления камерами сгорания системы последовательного сгорания газовой турбины.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Прежде всего, несколько общих соображений, которые способствуют лучшему пониманию изобретения.

Выделения CO газотурбинных двигателей должны быть снижены ради сохранения окружающей среды. Известно, что такие выделения появляются, когда нет достаточного времени в камере сгорания, чтобы гарантировать окисление CO в CO2, и/или это окисление локально гасится из-за контакта с холодными областями в камере сгорания. Так как температуры горения меньше в условиях частичной нагрузки CO, и окисление CO в CO2 происходит медленнее, такие выделения CO обычно имеют тенденцию увеличиваться в таких условиях.

Уменьшение выделений CO в свою очередь может быть вложено в снижение нагрузки газовой турбины в точке остановки газовой турбины. Это снижает влияние на окружающую среду благодаря сниженным выделениям CO2, и общую стоимость электричества благодаря меньшему потреблению топлива во время остановки двигателя. Наконец, снижение выделения CO может быть вложено в снижение себестоимости благодаря экономии на катализаторе CO. В этом случае катализатор CO может быть исключен (или по меньшей мере уменьшен). В то же время потери, которые возникают из-за катализатора, будут удалены (или по меньшей мере снижены), и, следовательно, общая эффективность электростанции увеличится.

Согласно US 2012/0017601 A1, основой этого уровня техники является способ управления газовой турбиной, который поддерживает воздушный коэффициент λ работающей горелки второй камеры сгорания ниже максимального воздушного коэффициента λmax при работе с частичной нагрузкой. Этот способ по существу отличается тремя новыми элементами, а также дополнительными мерами, которые могут быть реализованы отдельно или совместно.

Максимальный воздушный коэффициент λmax в данном случае зависит от пределов выделений CO, которые должны наблюдаться, от конструкции горелки камеры сгорания, а также от рабочих условий, иными словами, особенно входной температуры горелки.

Первый элемент состоит в изменении принципа работы ряда входных направляющих лопастей изменяемого компрессора, которое позволяет второй камере сгорания вводиться в действие только при более высокой частичной нагрузке. Начиная с работы без нагрузки, ряд входных направляющих лопастей изменяемого компрессора уже открыт, в то время как только первая камера сгорания работает. Это позволяет нагружаться до более высокой относительной нагрузки перед тем, как вторая камера сгорания должна вводиться в действие. Если ряд входных направляющих лопастей изменяемого компрессора открыт, и температура горячего газа или входная температура турбины высокого давления достигает предела, во вторую камеру сгорания подается топливо.

Кроме того, ряд входных направляющих лопастей изменяемого компрессора быстро закрывается. Закрывание ряда входных направляющих лопастей изменяемого компрессора при постоянной входной температуре турбины (TIT) турбины высокого давления без мер противодействия привел бы к значительному снижению относительной мощности.

Чтобы избежать этого снижения мощности, массовый расход топлива, которое вводится во вторую камеру сгорания, может быть увеличен. Минимальная нагрузка, при которой вторая камера сгорания вводится в действие, и минимальный расход топлива во вторую камеру сгорания, таким образом, значительно увеличиваются.

В результате, минимальная температура горячего газа второй камеры сгорания также увеличивается, что снижает воздушный коэффициент λ и, следовательно, снижает выделения CO.

Второй элемент для снижения воздушного коэффициента λ является изменением в принципе работы посредством увеличения температуры выхлопных газов турбины высокого давления TAT1 и/или температуры выхлопных газов турбины низкого давления TAT2 при работе с частичной нагрузкой. Это увеличение позволяет открыванию ряда входных направляющих лопастей изменяемого компрессора быть смещенным к точке более высокой нагрузки.

Условно, максимальная температура выхлопных газов турбины второй турбины определяется для случая полной нагрузки, и газовая турбина, и, возможно, котел-утилизатор избыточного тепла ниже по потоку выполнены в соответствии с этой температурой. Это приводит к тому, что максимальная температура горячего газа второй турбины ограничивается не TIT2 (входной температурой турбины второй турбины) при работе с частичной нагрузкой с закрытым рядом входных направляющих лопастей изменяемого компрессора, но TAT2 (температурой выхлопных газов турбины второй турбины). Так как при частичной нагрузке с по меньшей мере одним закрытым рядом входных направляющих лопастей изменяемого компрессора массовый расход, и, следовательно, отношение давления по турбине снижается, отношение входной температуры турбины к температуре выхлопных газов турбины также снижается.

Соответственно, с постоянным TAT2, TIT2 также снижается, и в большинстве случаев лежит значительно ниже значения полной нагрузки. Предлагаемое небольшое увеличение TAT2 за предел полной нагрузки, типично составляет значения от 10°C до 30°C, по общему признанию приводит к увеличению TIT2, но она остается ниже значения полной нагрузки, и может быть достигнута на практике без потерь срока службы, или без значительных потерь срока службы. Приспособления в конструкции или в выборе материала не становятся необходимыми, или типично могут ограничиваться стороной выхлопных газов. Для увеличения TIT2 увеличивается температура горячего газа, что осуществляется посредством увеличения массового расхода топлива и уменьшения воздушного коэффициента λ, которое связано с ним. Выделения CO, соответственно, снижаются.

Дополнительной возможностью для снижения уменьшения воздушного коэффициента λ горелки при функционировании является деактивация отдельных горелок и перераспределение топлива при постоянной TIT2.

Чтобы поддерживать постоянную TIT2 при среднем значении, работающая горелка должна управляться при более высокой температуре в пропорции к количеству деактивированных горелок. Для этого подача топлива увеличивается, и, следовательно, локальный воздушный коэффициент λ уменьшается.

Для работы, которая оптимизирована для выделений CO, в газовой турбине с линией раздела, горелка (например, для второй камеры сгорания), которая находится рядом с линией раздела, типично деактивируется в первую очередь. В этом случае плоскость, в которой корпус типично разделяется на верхнюю и нижнюю половины, указывается ссылкой как линия раздела. Соответствующие половины корпуса соединяются по линии раздела посредством фланца, например.

Затем последовательно деактивируются соседние горелки или горелка, которая находится рядом с поверхностью раздела на противоположной стороне камеры сгорания, деактивируется, и в чередующейся последовательности деактивируются соседние горелки, которые чередуются с двух сторон камеры сгорания, начиная от поверхности раздела.

Горелка, которая находится рядом с линией раздела, предпочтительно деактивируется в первую очередь, так как линия раздела газовой турбины типично не является абсолютно герметичной, и в большинстве случаев просачивающийся поток приводит к легкому охлаждению и разбавлению (см. указанные ниже соображения) горючих газов, и, следовательно, к локально увеличенным выделениям CO. В результате деактивации горелок, которые находятся рядом с линией раздела эти локальные выделения CO исключаются.

Нестабильности сгорания, которые должны исключаться посредством разделения на этапы, типично больше не появляются при низкой нагрузке, или являются пренебрежимо малыми. В одном примерном варианте осуществления предлагается, следовательно, выполнять ограничение не посредством физического ограничителя, но посредством по меньшей мере одного регулировочного клапана. Указанный по меньшей мере один регулировочный клапан открывается при низкой нагрузке с тем, чтобы все действующие горелки могли управляться фактически однородно с низким воздушным коэффициентом λ. При высокой нагрузке по меньшей мере один регулировочный клапан сужается, чтобы осуществить разделение на этапы.

Со ссылкой на настоящий процесс, охлаждающий воздух из камеры сгорания повторного нагрева и любой оставшийся воздух из камеры сгорания предварительного смешивания, или свежий воздух из приточной вентиляции подаются, как разбавляющий воздух, в камеру(ы) сгорания по отдельности, как показано на фиг. 2.

Чтобы иметь достаточный запас противотока, оба потока разбавляющего воздуха должны вводиться с избыточным давлением около 1,5%. Но проблема в том, что не все пути потока имеют одинаковый уровень давления из-за различных характеристик падения давления последовательного охлаждения и охлаждения жаровой трубы предварительного смешивания, как изображено на фиг. 3.

Конфигурация, как показано на фиг. 2-3, приводит к падению давления камеры сгорания по меньшей мере на 8%, как результат вышеуказанного требования запаса противотока и различий среди всех трех путей потока. Падение давления должно быть искусственно увеличено в контурах жаровой трубы предварительного смешивания и горелки предварительного смешивания, чтобы соответствовать контуру охлаждения последовательной жаровой трубы.

Также в уровне техники известны различные способы смешивания разбавляющего воздуха с основным потоком горячих газов, смеситель разбавляющего воздуха для осуществления такого смешивания и различные конструкции камер сгорания для работы системы последовательного сгорания газовой турбины, описанные в документах ЕР 0321 809 А1, ЕР 0 704 657 А2; ЕР 0 620 362 A1; DE 103 12 971 А1; ЕР 0 646 705 А1 и В1; ЕР 0 646 704 А1 и В1; ЕР 0 718 470 А2 и В1.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение основано на задаче предложения способа управления газовой турбиной с последовательным сгоранием для конструкции трубчатой, а также кольцевой камеры сгорания, и основано на соосном введении охлаждающего воздуха жаровой трубы предварительного смешивания с последовательным охлаждающим воздухом.

Дополнительно, настоящее изобретение основано на концепции системы последовательного сгорания при постоянном давлении. В этой концепции, продукты горячего сгорания из камеры сгорания предварительного смешивания охлаждаются посредством смесителя разбавляющего воздуха и последовательно входят в камеру сгорания повторного нагрева.

Смеситель разбавляющего воздуха отвечает за смешивание охлаждающего воздуха предварительного смешивания и повторного нагрева с продуктами горячего сгорания из камеры сгорания предварительного смешивания. Первичными требованиями для этого смесителя являются однородное распределение температуры во входном отверстии в горелку повторного нагрева, а также низкое падение давления по причинам производительности.

Настоящее изобретение относится к смешиванию разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания при постоянном давлении для конструкции трубчатой, а также кольцевой камеры сгорания надежным и равномерным способом при наименьшем возможном падении давления.

Изобретение, описанное ниже, нацелено на пониженное падение давления камеры сгорания, дополнительно, при простых пристеночных струях и однородном смешивании, для газовых турбин, которые используют по меньшей мере одну камеру сгорания, включающую кольцевую или трубчатую архитектуру с последовательным сгоранием, и включающую работу в условиях частичной нагрузки. Характерная схема такой газовой турбины показана, например, на фиг. 1. В ней за компрессором следует секция камеры сгорания, которая может состоять из множества жаровых труб. В пределах этих жаровых труб за первой камерой сгорания следует вторая камера сгорания. Между этими двумя камерами сгорания может вводиться разбавляющий воздух, чтобы контролировать входную температуру второй камеры сгорания и, следовательно, время самовозгорания топлива, впрыскиваемого в нее. Наконец, газы горячего сгорания подаются в турбину.

Также дана трубчатая архитектура, когда кольцевая первая и/или вторая камера сгорания, имеющая или содержащая для каждой горелки в направлении потока независимую жаровую трубу, или область сгорания разделяющего потока, которые изолированы стенками друг от друга, соседних областей сгорания или горелок.

Базовая идея настоящего изобретения основана на соосном введении охлаждающего воздуха жаровой трубы предварительного смешивания с охлаждающим воздухом последовательной жаровой трубы. Преимущественно могло бы быть множество рядов отверстий различных диаметров, чтобы достигнуть оптимального смешивания.

Таким образом, возможно иметь достаточный запас противотока даже с охлаждающим воздухом последовательной жаровой трубы при избыточном давлении 0,5% благодаря экранирующему эффекту внешнего более высокого давления от охлаждения жаровой трубы предварительного смешивания.

Другой преимущественный вариант состоит из смесителя разбавляющего воздуха, основанного на соосном введении разбавляющего воздуха с двумя рядами, рукавами и дополнительной воздушной поддержке из приточной вентиляции.

Другой преимущественный вариант состоит из смесителя разбавляющего воздуха, основанного на соосном введении разбавляющего воздуха с дополнительным воздухом из приточной вентиляции, поддерживающим воздух последовательной жаровой трубы.

Другой преимущественный вариант состоит из смесителя разбавляющего воздуха, основанного на соосном введении разбавляющего воздуха с охлаждающим воздухом жаровой трубы предварительного смешивания, поддерживающим воздух

последовательной жаровой трубы.

Другой преимущественный вариант состоит из смесителя разбавляющего воздуха, основанного на соосном введении разбавляющего воздуха с охлаждающим воздухом жаровой трубы предварительного смешивания и воздухом приточной вентиляции, поддерживающим воздух последовательной жаровой трубы.

Чтобы гарантировать эту конечную цель, также предпочтительно, чтобы геометрии и/или коэффициенты потока различных компонентов измерялись, и компоненты с высокими скоростями потока и компоненты с низкими скоростями потока объединялись внутри жаровых труб камеры сгорания или кольцевой камере сгорания.

Газовая турбина по существу содержит по меньшей мере один компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором. Горячие газы из первой камеры сгорания допускаются по меньшей мере в одну промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания. Горячие газы из второй камеры сгорания допускаются в дальнейшую турбину или непосредственно или косвенно в систему регенерации энергии, например, в генератор пара.

Преимущества, связанные с настоящим изобретением, состоят в следующем:

Сниженное общее падение давления камеры сгорания, таким образом, увеличенная термодинамическая эффективность.

Простая конструкция смесителя разбавляющего воздуха с пристеночными струями.

Однородное распределение температуры на входном отверстии горелки повторного нагрева, таким образом, однородный процесс сгорания может влиять на пульсации в камере сгорания, и может влиять на более чем пропорциональное увеличение производства СО горелки повторного нагрева.

Надежная работа без локального противотока или перегрева.

На основании этих данных можно ожидать, что концепция будет работать для двигателя, который работает при последовательном сгорании (с или без турбины высокого давления) в трубчатой архитектуре, но не только.

Со ссылкой на последовательное сгорание, комбинация камер сгорания может быть расположена следующим образом:

По меньшей мере одна камера сгорания выполнена в виде трубчатой архитектуры, с по меньшей мере одной работающей турбиной.

Как первая, так и вторая камеры сгорания выполнены в виде последовательной трубчатой архитектуры, с по меньшей мере одной работающей турбиной.

Первая камера сгорания выполнена в виде кольцевой камеры сгорания, а вторая камера сгорания встроена в виде трубчатой конфигурации, с по меньшей мере одной работающей турбиной.

Первая камера сгорания выполнена в виде трубчатой архитектуры, а вторая камера выполнена в виде трубчатой камеры сгорания, с по меньшей мере одной работающей турбиной.

Как первая, так и вторая камеры сгорания выполнены в виде кольцевых камер сгорания, с по меньшей мере одной работающей турбиной.

Как первая, так и вторая камеры сгорания выполнены в виде кольцевых камер сгорания, с по меньшей мере одной промежуточной работающей турбиной.

Соответственно, в терминах смесителя разбавляющего воздуха для трубчатой архитектуры взаимодействие между отдельными жаровыми трубами является минимальным или не существующим. Следовательно, для трубчатого варианта описанная концепция будет даже более эффективной, чем для кольцевой архитектуры двигателя.

В дополнение к способу, газовая турбина для осуществления способа является объектом изобретения. В зависимости от концепции смесителя разбавляющего воздуха, конструкция газовой турбины должна быть выполнена, и/или система распределения топлива и/или система охлаждающего воздуха должна быть выполнена для обеспечения возможности, в зависимости от используемого смесителя разбавляющего воздуха, снижения локального падения давления камеры сгорания. Все компоненты газовой турбины лежат в пределах диапазона допустимых отклонений. Эти допустимые отклонения приводят немного разным геометриям и характеристикам для каждого компонента и для используемого смесителя разбавляющего воздуха.

Это, главным образом, также приводит к разным потерям давления и скоростям потока при работе. Допустимые отклонения выбираются с тем, чтобы они не имели практически никакого влияния на рабочее поведение в течение нормальной работы, особенно при высокой частичной нагрузке и полной нагрузке. Для этого геометрия и/или коэффициенты потока различных смесителей разбавляющего воздуха измеряются с помощью существующих скоростей потока в соединении со смесителем разбавляющего воздуха.

Дополнительные преимущества, связанные с данным изобретением, состоят в следующем:

Выделения СО снижаются, особенно в условиях низкой частичной нагрузки. Следовательно, газовая турбина может останавливаться при меньших значениях во время периодов, когда низкая выходная мощность вызывается оператором электростанции.

Таким образом, оператор электростанции может экономить топливо, и, следовательно, снижать общую стоимость электричества.

Выгода для окружающей среды благодаря сниженным выделениям СО, более низкой точке остановки (таким образом, меньшее потребление топлива и производство CO2), или комбинации обоих преимуществ.

Возможность исключения дорогого катализатора СО. Следовательно, себестоимости снижаются.

При использовании установки, включающей в себя смеситель разбавляющего воздуха между последовательно работающими камерами сгорания, возникают дополнительные преимущества:

Дополнительное снижение СО, со всеми преимуществами, описанными выше, благодаря увеличенному объему окисления СО с происхождением в первой камере сгорания.

Снижение периферических температурных градиентов между различными трубчатыми камерами сгорания. Следовательно, входной профиль турбины улучшается, и срок службы частей турбины увеличивается.

В дополнительном аспекте изобретения предложена камера сгорания, которая содержит горелку, содержащую полые частично конические корпуса, составляющие целый корпус, имеющий тангенциальные воздушные впускные щели и питающие каналы для газообразных и жидких топлив, при этом центральные оси полых частично конических корпусов имеют угол конусности, увеличивающийся в направлении потока, и проходят в продольном направлении с взаимным смещением, причем топливное сопло, впрыск топлива которого расположен в середине соединительной линии взаимно смещенных центральных осей частично конических корпусов, расположено на головке горелки в конической внутренней части, образованной частично коническими корпусами.

В кроме того еще дополнительном аспекте изобретения предложена камера сгорания, которая содержит горелку для воздушного потока сгорания и средство для впрыска топлива, по существу состоящее из вихревого генератора, который по существу состоит из полых частично конических корпусов, составляющих целый корпус, имеющий тангенциальные воздушные впускные щели и питающие каналы для газообразных и жидких топлив, при этом центральные оси полых частично конических корпусов имеют угол конусности, увеличивающийся в направлении потока, и проходят в продольном направлении с взаимным смещением, причем топливное сопло, впрыск топлива которого расположен в середине соединительной линии взаимно смещенных центральных осей частично конических корпусов, расположено на головке горелки в конической внутренней части, образованной частично коническими корпусами, а также из смешивающего пути, обеспеченного ниже по потоку от указанного вихревого генератора, при этом указанный смешивающий путь содержит переходные каналы, продолжающиеся внутри первой части пути в направлении потока для переноса потока, образованного в указанном вихревом генераторе, в поперечное сечение потока указанного смешивающего пути, который соединяется ниже по потоку от указанных переходных каналов.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение показано схематично на фиг. 1-10 на основании примерных вариантов осуществления.

НА ЧЕРТЕЖАХ:

ФИГ. 1 показывает характерную газовую турбину, использующую последовательное сгорание в трубчатой архитектуре;

Фиг. 2 показывает геометрию смешивания разбавляющего воздуха;

Фиг. 3 показывает графическую схему рабочих элементов с подробностями падений давления;

Фиг. 4 показывает соосное введение разбавляющего воздуха со сниженным падением давления;

Фиг. 5 показывает графическую схему рабочих элементов с подробностями падений давления;

Фиг. 6 показывает соосное введение разбавляющего воздуха с множеством рядов отверстий и дополнительным воздухом из приточной вентиляции газовой турбины.

Фиг. 7 показывает соосное введение разбавляющего воздуха с дополнительным воздухом из приточной вентиляции, поддерживающим воздух последовательной жаровой трубы;

Фиг. 8 показывает графическую схему рабочих элементов с подробностями падений давления;

Фиг. 9 показывает соосное введение разбавляющего воздуха с охлаждающим воздухом жаровой трубы предварительного смешивания, поддерживающим воздух последовательной жаровой трубы;

Фиг. 10 показывает соосное введение разбавляющего воздуха с охлаждающим воздухом жаровой трубы предварительного смешивания и воздухом приточной вентиляции, поддерживающим воздух последовательной жаровой трубы.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фиг. 1 показывает газовую турбину 100 с последовательным сгоранием для осуществления способа согласно изобретению. Она содержит компрессор (не показан, первую трубчатую камеру сгорания 101, вторую трубчатую камеру сгорания 102 с горелкой повторного нагрева и турбиной (не показано). Типично, она включает в себя генератор (не показан), который в холодном конце газовой турбины, иными словами, компрессоре, соединен с валом газовой турбины.

Фиг. 1 показывает характерную газовую турбину 100, использующую последовательное сгорание в трубчатой архитектуре, следовательно, добавлен смеситель 110 разбавляющего воздуха разбавляющего воздуха.

Дополнительно, газовая турбина содержит жаровую трубу 104 камеры сгорания и жаровую трубу 105 последовательной камеры сгорания, при этом поток воздуха вдоль жаровых труб направлен на расположенный посередине смеситель 110 разбавляющего воздуха между первой 101 и второй 102 камерой сгорания. Точное расположение смесителя 110 разбавленного воздуха не должно пониматься строго симметричным, и оно зависит от конкретной конструкции камер сгорания.

Со ссылкой на другую концепцию, газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, первую турбину, вторую камеру сгорания и вторую турбину. Типично, она включает в себя генератор, который в холодном конце газовой турбины, иными словами, компрессоре, соединен с валом газовой турбины. Первая камера сгорания и вторая камера сгорания работают в кольцевой концепции, или в трубчатой архитектуре, в то время как первая турбина ниже по потоку от первой камеры сгорания не обязательна.

Трубчатая архитектура содержит множество жаровых труб, расположенных в кольцевом массиве вокруг окружности вала турбины, что допускает отдельную работу сгорания каждой жаровой трубы, и благодаря чему не будет опасных взаимодействий между отдельными жаровыми трубами во время процесса сгорания.

Также могут быть предусмотрены горелки 106 предварительного смешивания для сгорания в жаровых трубах или кольцевой концепции. В частности, указанные горелки 106 предварительного смешивания могут использоваться с жидкими и/или газообразными топливами всех типов. Таким образом, возможно просто обеспечивать различные топлива внутри отдельных жаровых труб. Это также означает, что горелка предварительного смешивания также может одновременно использоваться с различными топливами.

Горелка может представлять собой горелку, состоящую из полых частично конических корпусов, составляющих целый корпус, имеющий тангенциальные воздушные впускные щели и питающие каналы для газообразных и жидких топлив, при этом центральные оси полых частично конических корпусов имеют угол конусности, увеличивающийся в направлении потока, и проходят в продольном направлении со взаимным смещением. Топливное сопло, впрыск топлива которого расположен в середине соединительной линии взаимно смещенных центральных осей частично конических корпусов, расположена на головке горелки в конической внутренней части, образованной частично коническими корпусами.

Расположение горелки может соответствовать расположению горелки для теплового генератора, по существу состоящей из вихревого генератора для воздушного потока сгорания и средства для впрыска топлива, а также из смешивающего пути, обеспеченного ниже по потоку от указанного вихревого генератора, при этом указанный смешивающий путь содержит переходные каналы, продолжающиеся внутри первой части пути в направлении потока для переноса потока, образованного в указанном вихревом генераторе, в поперечное сечение потока указанного смешивающего пути, который соединяется ниже по потоку от указанных переходных каналов.

Более того, предлагается топливная форсунка для использования в камере сгорания повторного нагрева газовой турбины, использующей самовозгорание топлива, чтобы улучшить смешивание топлива и воздуха для заданного времени пребывания. Конкретные варианты осуществления этой форсунки предусмотрены:

Газообразное топливо впрыскивается перпендикулярно потоку окислителя в смысле конфигурации поперечного потока.

Газообразное топливо впрыскивается параллельно потоку окислителя в смысле линейной конфигурации.

Газообразное топливо впрыскивается под острым углом, между 0° и 90° к потоку окислителя.

Фиг. 2 показывает геометрию смешивания разбавляющего воздуха в смысле смесителя 110 разбавляющего воздуха, имеющего внешнюю стенку 201, внутреннюю стенку 202 относительно охлаждения 204 жаровой трубы предварительного смешивания, внутреннюю стенку 203 относительно охлаждения 205 последовательной жаровой трубы и промежуточного разделения 206 двух потоков 204, 205 воздуха вдоль относительных каналов. Охлаждающий воздух 205 из камеры сгорания повторного нагрева (см. фиг. 1) и любой оставшийся воздух 204 из камеры сгорания предварительного смешивания (см. фиг. 1) подаются в смеситель 110 разбавляющего воздуха отдельно и последовательно в поток 209 горячего газа из горелки предварительного смешивания (см. фиг. 1).

Фиг. 3 показывает графическую схему рабочих элементов с подробностями давлений. Чтобы иметь достаточный запас противотока, оба потока разбавляющего воздуха должны вводиться с избыточным давлением около 1,5%. Но в данном случае имеется тот факт, что не все пути потока имеют одинаковый уровень давления из-за различных характеристик падения давления последовательного охлаждения и охлаждения жаровой трубы предварительного смешивания (см. фиг. 2, позиции 204, 205), как изображено на фиг. 3.

Эта конфигурация приводит к падению давления камеры сгорания по меньшей мере на 8%, как результат вышеуказанного требования запаса противотока и различий среди всех трех путей 210, 211, 212 потока.

Соответственно, падение или уменьшение давления должно быть искусственно увеличено в контурах жаровой трубы предварительного смешивания 211 и горелки предварительного смешивания 212, чтобы соответствовать контуру 210 охлаждения последовательной жаровой трубы.

Фиг. 4 соосное введение разбавляющего воздуха в смысле смесителя 300 разбавляющего воздуха, имеющего внешнюю стенку 301, внутреннюю стенку 302 относительно охлаждения 204 жаровой трубы предварительного смешивания, и промежуточного закрытия 308 относительно охлаждения 204 жаровой трубы предварительного смешивания. Наложенная стенка 303 образует канал 309 для воздушного потока 306, 307 из охлаждения последовательной жаровой трубы. Эта конфигурация основана на соосном введении охлаждающего воздуха 204 жаровой трубы предварительного смешивания с охлаждающим воздухом 306, 307 последовательной жаровой трубы. Могут присутствовать множество рядов отверстий 305 с одинаковыми, схожими или различными диаметрами в любой совместной конфигурации, чтобы достигнуть оптимального смешивания относительно горячего газа из горелки 209 предварительного смешивания.

Дополнительно, и в соединении с вариантом, смеситель 300 разбавляющего воздуха обеспечивается отверстиями в виде пластинообразных отверстий 304 для введения несущественного или излишнего воздушного потока ниже по потоку от множества рядов отверстий 302 в направлении потока горячего газа из горелки 209 предварительного смешивания и в перпендикулярном направлении.

Фиг. 5 показывает графическую схему рабочих элементов с подробностями давлений. Таким образом, благодаря варианту осуществления фиг. 4, возможно иметь достаточный запас противотока даже с контуром 210 охлаждающего воздуха последовательной жаровой трубы при избыточном давлении 0,5%, за счет экранирующего эффекта внешнего воздуха более высокого давления от контура 211, 212 охлаждения жаровой трубы предварительного смешивания.

Смеситель 400 разбавляющего воздуха согласно фиг. 6 основан на смесителе 300 разбавляющего воздуха согласно фиг. 4 с дополнительным воздушным потоком 401 из приточной вентиляции газовой турбины. Таким образом, возможно иметь достаточный запас противотока даже с контуром 210 охлаждающего воздуха последовательной жаровой трубы (см. фиг. 4) при менее, чем 0,5% избыточном давлении.

Смеситель 500 разбавляющего воздуха согласно фиг. 7 основан на смесителе 300 разбавляющего воздуха согласно фиг. 2 (см. также фиг. 2, элемент 110) с дополнительным воздушным потоком 501 из приточной вентиляции газовой турбины, поддерживающим воздух 205 последовательной жаровой трубы. Таким образом, возможно иметь достаточный запас противотока даже с контуром 210 охлаждающего воздуха последовательной жаровой трубы, соответствующим фиг. 8 при 1% избыточном давлении.

Фиг. 9 показывает соосное введение разбавляющего воздуха с охлаждающим воздухом 601 жаровой трубы предварительного смешивания, поддерживающим непосредственно воздух 602 последовательной жаровой трубы через обход промежуточного разделения 206. Таким образом, возможно иметь достаточный запас противотока даже с контуром 210 охлаждающего воздуха последовательной жаровой трубы (см. фиг. 5) при 1% избыточном давлении.

Фиг. 10 показывает соосное введение разбавляющего воздуха с охлаждающим воздухом 601 жаровой трубы предварительного смешивания и воздухом 701 приточной вентиляции, поддерживающим непосредственно охлаждающий воздух 602 последовательной жаровой трубы через обход промежуточного разделения 206. Таким образом, возможно иметь достаточный запас противотока даже с контуром 210 охлаждающего воздуха последовательной жаровой трубы (см. фиг. 5 и фиг. 8) при 1% избыточном давлении.

1. Способ смешивания разбавляющего воздуха с основным потоком горячих газов в системе последовательного сгорания газовой турбины (100), при этом газовая турбина по существу содержит по меньшей мере один компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, причем горячие газы первой камеры сгорания впускают по меньшей мере в одну промежуточную турбину или в по меньшей мере одну вторую камеру сгорания, а горячие газы второй камеры сгорания впускают в дополнительную турбину или в систему регенерации энергии, при этом способ включает в себя этап, на котором осуществляют соосное введение охлаждающего воздуха (104) жаровой трубы первой камеры сгорания с охлаждающим воздухом (105) жаровой трубы второй камеры сгорания, имеющего достаточный запас избыточного давления относительно охлаждающего воздуха жаровой трубы второй камеры сгорания.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере одна камера сгорания имеет трубчатую архитектуру (101).

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что первая и вторая камеры сгорания имеют трубчатую архитектуру.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что первая камера сгорания имеет кольцевую архитектуру, а вторая камера сгорания имеет трубчатую архитектуру.

5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что первая камера сгорания имеет трубчатую архитектуру, а вторая камера сгорания имеет кольцевую архитектуру.

6. Способ по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере одна камера сгорания имеет кольцевую архитектуру.

7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что первая и вторая камеры сгорания имеют кольцевую архитектуру.

8. Способ по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что соосное введение охлаждающего воздуха жаровой трубы первой камеры сгорания с охлаждающим воздухом жаровой трубы второй камеры сгорания основано на дополнительном воздухе из приточной вентиляции газовой турбины, поддерживающем охлаждающий воздух жаровой трубы второй камеры сгорания.

9. Способ по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что первая камера сгорания работает как область сгорания предварительного смешивания, а вторая камера сгорания работает как область последовательного сгорания или повторного нагрева.

10. Смеситель (110) разбавляющего воздуха для осуществления способа смешивания разбавляющего воздуха с основным потоком горячих газов в системе последовательного сгорания газовой турбины по любому из пп. 1-9, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере одну внешнюю стенку (201), внутреннюю стенку (202) относительно жаровой трубы первой камеры сгорания, внутреннюю стенку (203) относительно жаровой трубы второй камеры сгорания, промежуточное разделение (206) воздушных потоков (204, 205) вдоль относительных каналов, образованных внешней и внутренней стенками.

11. Смеситель разбавляющего воздуха по п. 10, отличающийся тем, что наложенная внешняя стенка (303) образует канал (309) для по меньшей мере одного воздушного потока (306, 307), выходящего из жаровой трубы второй камеры сгорания, или для по меньшей мере одного воздушного потока (601), выходящего из первой камеры сгорания.

12. Смеситель разбавляющего воздуха по п. 11, отличающийся тем, что каналы работают автономно или, относительно друг друга, во взаимозависимом соединении.

13. Смеситель разбавляющего воздуха по любому из пп. 10-12, отличающийся тем, что расположен посередине между первой и второй камерой сгорания.

14. Смеситель разбавляющего воздуха по любому из пп. 10-12, отличающийся тем, что содержит дополнительную подачу дополнительного воздуха из приточной вентиляции газовой турбины, поддерживающего охлаждающий воздух жаровой трубы второй камеры сгорания.

15. Смеситель разбавляющего воздуха по любому из пп. 10-12, отличающийся тем, что выполнен с отверстиями в виде пластинообразных отверстий для введения несущественного или излишнего воздушного потока ниже по потоку от множества рядов отверстий в направлении потока горячего газа из камеры сгорания и/или в периферическом направлении.

16. Камера сгорания для работы системы последовательного сгорания газовой турбины по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна камера сгорания содержит горелку, содержащую полые частично конические корпуса, составляющие целый корпус, имеющий тангенциальные воздушные впускные щели и питающие каналы для газообразных и жидких топлив, при этом центральные оси полых частично конических корпусов имеют угол конусности, увеличивающийся в направлении потока, и проходят в продольном направлении с взаимным смещением, причем топливное сопло, впрыск топлива которого расположен в середине соединительной линии взаимно смещенных центральных осей частично конических корпусов, расположено на головке горелки в конической внутренней части, образованной частично коническими корпусами.

17. Камера сгорания для работы системы последовательного сгорания газовой турбины по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна камера сгорания содержит горелку для воздушного потока сгорания и средство для впрыска топлива, по существу состоящее из вихревого генератора, который по существу состоит из полых частично конических корпусов, составляющих целый корпус, имеющий тангенциальные воздушные впускные щели и питающие каналы для газообразных и жидких топлив, при этом центральные оси полых частично конических корпусов имеют угол конусности, увеличивающийся в направлении потока, и проходят в продольном направлении с взаимным смещением, причем топливное сопло, впрыск топлива которого расположен в середине соединительной линии взаимно смещенных центральных осей частично конических корпусов, расположено на головке горелки в конической внутренней части, образованной частично коническими корпусами, а также из смешивающего пути, обеспеченного ниже по потоку от указанного вихревого генератора, при этом указанный смешивающий путь содержит переходные каналы, продолжающиеся внутри первой части пути в направлении потока для переноса потока, образованного в указанном вихревом генераторе, в поперечное сечение потока указанного смешивающего пути, который соединяется ниже по потоку от указанных переходных каналов.



 

Похожие патенты:

Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо.

Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания газовой турбины, содержащий жаровую трубу и обсадную трубу, которая охватывает жаровую трубу и которая в своей стенке имеет множество сквозных отверстий, через которые натекающий снаружи на обсадную трубу воздух может проникать радиально в образованное между обсадной трубой и жаровой трубой промежуточное пространство.

Изобретение относится к способам и устройствам, которые вызывают движение текучей среды. Устройство, выполненное с возможностью приводить в движение газ, содержащее: по меньшей мере, первый слой и второй слой, скомпонованные в стопку, и средство для нагрева и/или охлаждения первого и второго слоев для образования горячего слоя и холодного слоя, в котором холодный слой имеет более низкую температуру, чем горячий слой; и по меньшей мере, одно сквозное отверстие в стопке, в котором: поверхность каждого горячего слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и поверхность каждого холодного слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и в котором: общая длина сквозного отверстия составляет до 10-ти средних длин свободного пробега газа, в которое погружено устройство, и/или не больше, чем 1500 нм.

Изобретение относится к области энергетического, транспортного, химического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ). .

Изобретение относится к способам и устройствам для воспламенения топлива и может быть использовано для зажигания скоростных потоков горючих смесей в различных технологических устройствах и энергетических установках, в частности в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.

Изобретение относится к области сжигания топлива и может найти применение в воздушно-реактивных двигателях, газотурбинных, топочных и теплоэнергетических установках, в установках по переработке и утилизации бытовых и промышленных отходов.

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и технологичность конструкции.

Газотурбинный двигатель содержит корпус двигателя с поворотно-закрепленным блоком вала на блоке подшипника, камеру сгорания, заключенную в корпус двигателя, компрессор, присоединенный к блоку для вращения вокруг продольной оси, турбину, присоединенную к блоку вала для вращения вокруг упомянутой продольной оси, систему подачи топлива для доставки топливовоздушной смеси в камеру сгорания.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система сгорания, при этом газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания для выработки рабочего газа, соединенную для приема сжатого воздуха из компрессора, турбину, соединенную для приема рабочего газа из камеры сгорания.

Система для поддержания непрерывной детонационной волны содержит кольцевую камеру сгорания и систему получения нестационарной плазмы. Система получения нестационарной плазмы расположена по отношению к камере сгорания таким образом, чтобы поддерживать вращающуюся детонационную волну путем генерирования высоковольтных импульсов низкой энергии в кольцевой камере сгорания.

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор.

Газотурбинная установка содержит компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, турбину. Камера сгорания выполнена с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и топлива и с возможностью сжигания смеси сжатой рабочей текучей среды и топлива с образованием выхлопного газа.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство.

Изобретение относится к газотуроинным энергетическим установкам и транспортным двигателям наземного, морского и воздушного назначения. .

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано на водном транспорте. .

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .
Наверх