Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина



Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина
Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина
Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина
Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина
Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина

 


Владельцы патента RU 2635422:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Изобретение касается газовой турбины, а также способа ее эксплуатации. Газовая турбина имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания с горелкой и турбину для сброса давления. Предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания. При этом поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно регулировать с помощью регулирующего органа, причем скорость изменения поперечного сечения отверстия выбирается таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания были постоянными. Изобретение позволяет опускать диапазон с частичной нагрузкой для создания более низких мощностей без превышения предельных значений выброса окиси углерода. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение касается способа работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой, которая имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания, предусмотренную с горелкой, и турбину для сброса давления, причем предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания. Также данное изобретение касается такой газовой турбины.

Уровень техники

Газовые турбины, в которых для создания более низкой мощности используется частичная нагрузка, обычно ограничены по мощности в силу требований, регламентирующих предельные значения выброса окиси углерода. При снижении частичной нагрузки, для создания более низких мощностей, температура в первичной зоне сгорания обычно значительно снижается. Если эта температура в первичной зоне в газовой турбине становится ниже обычных предельных значений температуры, количество выбросов окиси углерода увеличивается по экспоненте, поскольку при сгорании окиси углерода больше не образуется в достаточной мере двуокись углерода. Поэтому при достижении предварительно определенных предельных значений необходимо ограничивать режим с частичной нагрузкой для создания более низких значений мощности, чтобы не нарушались предельные значения выброса окиси углерода. Такое ограничение влияет также на работу соединенной с такой газовой турбиной паротурбинной установки- (аналогично газо-паровой энергетической установке, GuD), поскольку нельзя уменьшить мощность турбины, что, возможно, желает потребитель, если предельное значение температуры в первичной зоне стало ниже предварительно определенных предельных значений.

Таким образом, с целью соблюдения предварительно определенных предельных значений выброса окиси углерода, эксплуатирующее предприятие электростанции вынуждено периодически выключать газовую турбину, т.е. соединенную с этой газовой турбиной паротурбинную установку, или сохранять прежние параметры в диапазоне с частичной нагрузкой, который обеспечивает работоспособность установки при мощности, которая выше технически возможной минимальной мощности.

Раскрытие изобретения

Задача изобретения заключается в том, чтобы создать газовую турбину, т.е. способ работы такой газовой турбины, который позволяет, кроме того, опускать диапазон с частичной нагрузкой, без превышения предельных значений выброса окиси углерода. Другими словами, диапазон частичной нагрузки газовой турбины, таким образом, необходимо расширить с нижней стороны с соблюдением предельных значений выброса окиси углерода. Прежде всего, этот диапазон частичной нагрузки необходимо предусмотреть в рамках другого, технически доступного диапазона нагрузки, который можно создать посредством соответствующей регулировки направляющей лопатки (так называемого диапазона регулировки направляющей лопатки).

Такого типа техническая задача поставлена в публикациях US 2010/0175387 А1 и US 5,537,864. В этих документах предлагается посредством соответствующего блока управления регулировать количество воздуха, подаваемого из компрессора по байпасному проточному каналу таким образом, чтобы температура в первичной зоне менялась незначительно. Однако поскольку саму температуру в первичной зоне нельзя измерить напрямую, такие блоки управления всегда зависят от предварительно определенных приемок, т.е. оценок.

В этом месте следует внимание на то, что температура в первичной зоне (TRZ) - это рассчитанная по балансу энергии вокруг горелки и пламени средняя температура, которая описывает термодинамическое состояние горячего газа после завершения химической реакции. Поэтому TRZ соотносится с долей окиси углерода в отработанном газе.

Раскрытие изобретения

Таким образом, желательно создать способ, который сможет предотвратить вышеуказанные проблемы, и который одновременно сможет предусмотреть контролируемые величины, которые могут лучше определяться.

Задача данного изобретения решается в способе работы газовой турбины с признаками по п. 1 формулы изобретения, а также в газовой турбине признаками пункта 7 формулы изобретения.

В частности, положенные в основу изобретения задачи решаются посредством способа эксплуатации такой газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой, которая имеет компрессор для подготовки воздуха, предусмотренную вместе с горелкой камеру сгорания и турбину для сброса давления, причем, кроме того, предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания, и причем, кроме того, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно регулировать с помощью регулирующего органа, способ которого имеет следующие шаги:

- работа газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой;

- регулировка поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала таким образом, чтобы выбрать скорость изменения сечения отверстия таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания, главным образом, была постоянной, в частности, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания менялась не более, чем на 10%.

Кроме того, положенные в основу изобретения задачи решаются в газовой турбине, которая имеет компрессор для подготовки воздуха, предусмотренную с горелкой камеры сгорания и турбину для сброса давления, причем, кроме того, предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания, и причем, кроме того, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно регулировать с помощью регулирующего органа, причем, кроме того, содержится регулирующее устройство, которое выполнено для того, чтобы таким образом регулировать поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала, чтобы выбрать скорость изменения сечения отверстия таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания, главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания менялась не более, чем на 10%.

При этом регулирующее устройство предпочтительно выполнено в виде регулирующего элемента, однако, оно может быть выполнено в виде управляющего модуля. При этом регулирующее устройство обеспечивает автоматическую регулировку скорости изменения поперечного сечения отверстия, т.е. поперечного сечения отверстия.

Следует обратить внимание на то, что относительную потерю давления в камере сгорания можно рассчитать как отношение разности давлений в камере сгорания к конечному давлению компрессора. При этом дифференциальное давление в камере сгорания получается как разность двух статических давлений, которые определяются в различных точках измерения в камере сгорания. Обычно давление определяется перед горелкой, т.е. в зоне горелки, и величина давления внутри камеры сгорания, почти на конце зоны сгорания. Разность давлений, рассчитанная по двум значениям давления, делится на конечное давление компрессора, которое, как уже видно из названия, описывает статическое давление на конце компрессора и также может определяться с помощью измерений.

Также следует обратить внимание на то, что, согласно изобретению, температура материала камеры сгорания относится к температуре материала, которая измеряется непосредственно или также косвенно. Такой температурой, в частности, является температура стенки камеры сгорания, температура плитки камеры сгорания, или иногда температура узла с пламенной трубой, который содержит камера сгорания.

Наличие вышеописанного байпасного проточного канала в газовой турбине уже известно из уровня техники. Так, например, в документе DE 4339724 С1 описана газовая арматура, которая имеет общую стенку между выходом компрессора и входом турбины. Эта стенка имеет одну заслонку, которая закрывает соответствующий шлиц в этой стенке. При этом шлицы должны быть предусмотрены аналогично байпасному проточному каналу. Шлицы могут по-разному регулироваться относительно поперечного сечения отверстия посредством приведения в действия заслонки. В соответствии с теорией, изложенной в документе DE 4339724 С1, предусмотрена регулировка шлицов в соответствии с мощностью газовой турбины, чтобы, таким образом, удерживать массовый поток в турбине на соответствующем уровне. При сбросе нагрузки, для того, чтобы предотвратить самопроизвольное ускорение газовой турбины, шлицы могут перемещаться в конечное положение, посредством соответствующего приведения в действие, резко, чтобы, таким образом, предотвратить перекрытие (байпасе) горелки воздухом компрессора. Однако описанный в документе DE 4339724 С1 режим работы предусмотрен исключительно для регулировки мощности и не позволяет, тем самым, работать в режиме, который выполняется в соответствии с предельными значениями выброса окиси углерода.

В этом месте следует обратить внимание на то, что публикация документа DE 4339724 С1 возможна исключительно со ссылкой на данную заявку.

Регулировка поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала может теперь обеспечить возможность работы в соответствии с предельными значениями выброса окиси углерода в режиме с частичной нагрузкой можно было достичь режима. При этом поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно на время изменить, так, чтобы выбрать изменение скорости поперечного сечения отверстия таким образом, чтобы температура в первичной зоне, главным образом, была постоянной. При этом температура в первичной зоне остается, главным образом, постоянной внутри диапазона мощности газовой турбины, определенного посредством диапазона регулировки направляющей лопатки. При достижении минимального диапазона регулировки направляющей лопатки температура в первичной зоне обычно всегда выше температуры, начиная с которой следует рассчитывать на значительное увеличение выбросов окиси углерода. Соответствующие методы оценки такой температуры известны из уровня техники.

В результате таких методов оценки тепловых параметров, т.е. соответствующих расчетных методов, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно также рассчитать для трубопроводов, частичная нагрузка которых, в частности, лежат ниже диапазона мощности газовой турбины, определенного посредством диапазона регулировки направляющей лопатки, причем иногда в качестве краевого условия можно обеспечить, главным образом, постоянную температуру в первичной зоне. Такие методы оценки, т.е. расчетные методы, могут основываться также на пробных измерениях. Если теперь частичная нагрузка уменьшается, согласно изобретению, выполняется непрерывная регулировка поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала в сторону больших значений, так что в результате обеспечивается компенсации давления между расположенной на напорной стороне зоной байпасного проточного канала (камера сгорания) и расположенной на всасывающей стороне зоной байпасного проточного канала (сборная емкость для воздуха компрессора).

В результате этого также уменьшается перепад давления, который определяет скорость потока воздуха, направленного на горелку. Одновременно можно также -менять, в зависимости от варианта выполнения газовой турбины - мощность охлаждения для охлаждения камеры сгорания, и, в результате подачи воздуха компрессора в каналы охлаждения камеры сгорания, охлаждаются нагревающиеся под воздействием горячего газа детали в камере сгорания. В этом месте следует упомянуть, в частности, газовую турбину типа SGT Х-2000Е фирмы-заявителя, в которой предусмотрены такие каналы охлаждения для охлаждения колен пламенной трубы посредством резкого охлаждения (см. почти также DE 4339724 С1).

В результате снижения давления направленного на горелку потока воздуха компрессора происходит также снижение мощности охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания. Если, теперь тепловые нагрузки для нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания в результате уменьшения охлаждения становятся слишком большими, возможно повреждение материала, а также выход из строя отдельных деталей конструкции. Для того, чтобы предотвратить такое развитие событий, в данном случае, согласно изобретению, предлагается, изменить скорость изменения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала, а именно, таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания использовались как регулируемые величины. Посредством, главным образом, постоянной относительной потери давления в камере сгорания, скорость потока воздуха компрессора также удерживается, главным образом, постоянной для охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания. В результате обеспечивается, главным образом, постоянная скорость охлаждения, что позволяет предотвратить увеличение значений температур, воздействию которых подвергается нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания.

Согласно варианту выполнения, предлагается выполнить газовую турбину посредством способа для режима с частичной нагрузкой со следующими шагами:

- работа газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой;

- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%. Это должно выполняться, в частности, при уменьшении частичной нагрузки, а именно, прежде всего, до тех пор, пока тепловые нагрузки для нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания не станут слишком большими. Затем можно приводить в действие газовую турбину посредством способа согласно пункту 1 формулы изобретении, так чтобы результирующая мощность охлаждения в камере сгорания, т.е. нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания, главным образом, была постоянной. Согласно варианту выполнения, температура в первичной зоне, таким образом, прежде всего, используется как соответствующая регулируемая величина, причем после того, как температура достигла предельного значения, которое больше нельзя превышать, относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания используется как другая регулируемая величина. Посредством комбинирования режимов работы, т.е. посредством выбора соответствующих отдельных режимов работы, обеспечивается возможность поддержания величины выброса окиси углерода, главным образом, на постоянном уровне, т.е. в пределах предварительно определенных предельных значений.

Скорость изменения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала выбирается во время режима с частичной нагрузкой таким образом, чтобы было возможно снизить частичную нагрузку внутри предельных значений, специфических для данной установки (иногда определяется посредством диапазона регулировки направляющей лопатки).

Согласно изобретению, возможно выполнить изменение поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала в виде постоянного и/или пошагового изменения во времени, причем соответствующие изменения выполняются таким образом, чтобы положенные в основу регулирующие величины (иногда относительная потеря давления в камере сгорания, главным образом, оставались постоянными, в частности, менялись не более, чем на 10%. Соответствующим образом выполненные изменения, в случае дискретного изменения, могут быть положены в основу аналогично опорным точкам в регулирующем устройстве, которые затем, в случае необходимости, вызывают соответствующее изменение поперечного сечения отверстия. При этом под скоростью изменения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала следует понимать временные средние значения, определенные через отдельные дискретные опорные точки.

Согласно первому и, в частности, предпочтительному варианту выполнения предложенного в изобретении способа, предусмотрено, что во время первого интервала времени способ для работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой выполняется с помощью следующих шагов:

- работа газовой турбины (100) в режиме частичной нагрузкой;

- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%. Во время второго интервала времени способ выполняется по пункту 1 формулы изобретения, причем, в частности, второй интервал времени следует за первым интервалом времени. Как подробно пояснялось выше, можно обеспечить, таким образом, особенно эффективный режим работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой, который позволяет обеспечить работу с соответствующими значениями выброса окиси углерода даже при очень малых диапазонах частичной нагрузки. Согласно варианту выполнения, особенно предпочтительно, чтобы при этом частичная нагрузка уменьшалась через интервалы времени, в частности, уменьшалась через оба интервала времени.

Согласно другому варианту выполнения предложенного в изобретении способа предусмотрено, что способ для работы газовой турбины с частичной нагрузкой имеет следующие шаги:

- работа газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой;

- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10% во время первого интервала времени до тех пор, пока первый тепловой параметр не достигнет предварительно определенного первого предельного значения, причем, в этом случае, в частности, второй интервал времени, во время которого способ выполняется по пункту 1 формулы изобретения, следует за первым интервалом. Таким образом, первый тепловой параметр является, в частности, мерой для мощности охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания. Таким образом, при превышении теплового предельного значения (первого предельного значения) можно обеспечить более безопасную работу газовой турбины даже при еще более низкой мощности в режиме с частичной нагрузкой, чем во время первого интервала времени, не превышая предельные значения выброса окиси углерода.

Согласно другому, особенно предпочтительному способу, предусмотрено, что способ выполняется по пункту 1 формулы изобретения при уменьшении частичной нагрузки до тех пор, пока второй тепловой параметр не достигнет предварительно определенного второго предельного значения, причем, в этом случае, в частности, изменение поперечного сечения отверстия выбирается таким образом, что поперечное сечение отверстия уменьшается, в частности, уменьшается постепенно. Такое техническое мероприятие может иногда потребоваться, поскольку относительная потеря давления в камере сгорания зависит от условий окружающей среды, и, таким образом, не всегда можно обеспечить достаточную мощность охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания, если' значения температур окружающей среды очень высокие. Если теперь, несмотря на постоянное, т.е. постепенное увеличение поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала, достаточная мощность охлаждения не обеспечивается, может быть превышено второе предельное значение второго теплового параметра. Тепловым параметром является, в частности, соответствующая регулируемая величина, которая регистрирует температурную нагрузку в камере сгорания, и, таким образом, обеспечивает безопасную работу газовой турбины. Соответствующим параметром для такой температурной нагрузки может быть, например, измеренная температура материала (предпочтительно в камере сгорания), которая регистрируется непосредственно или косвенно с помощью термоэлемента, т.е. эквивалентный параметр, например, такой, как относительная потеря давления в камере сгорания или другая соответствующая тепловая величина.

Если теперь второе предельное значение достигается посредством второго теплового параметра, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала уменьшается. Такое уменьшение предпочтительно выполняется с шириной шага примерно 10% от всего диапазона перемещения. Вследствие этого массовый поток охлаждающего воздуха снова увеличивается, и нагревающиеся под воздействием горячего газа детали камеры сгорания усиленно охлаждаются. Согласно варианту выполнения, этот процесс при постепенном изменении можно повторять до тех пор, пока второй тепловой параметр не достигнет значения выше другого третьего теплового предельного значения.

В соответствии с другим вариантом выполнения способа предусмотрено, что при уменьшении поперечного сечения отверстия и при достижении третьего теплового предварительно определенного предельного значения изменение поперечного сечения отверстия выбирается посредством второго теплового параметра таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия снова увеличилось, в частности, снова увеличивалось постепенно. При этом постепенное увеличение можно предпочтительно выполнять с шагами примерно 10% от всего диапазона перемещения. Таким образом, посредством выполненного сначала уменьшения и посредством последующего за ним увеличения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала можно обеспечить стабильное регулирование газовой турбины.

Согласно особенно предпочтительному варианту выполнения предложенного в изобретении способа, предусмотрено, что способ выполняется внутри диапазона регулировки направляющих лопаток. Вследствие этого, как пояснялось выше, диапазон мощности с частичной нагрузкой, кроме того, может продолжать сокращаться, но предельные значения СО не должны нарушаться. Таким образом, можно значительно улучшить гибкость работы газовой турбины.

Согласно первому, особенно предпочтительному варианту выполнения предложенной в изобретении газовой турбины, предусмотрено, что, кроме того, содержатся одна схема регулирования и один измерительный зонд, причем измерительный зонд выполнен для регистрации теплового параметра, а схема регулирования выполнена для того, чтобы при уменьшении частичной нагрузки при достижении предварительного определенного предельного значения (второе предельное значение) теплового параметра (второй тепловой параметр) выбирать изменение поперечного сечения отверстия таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия снова уменьшалось, в частности, уменьшалось постепенно.

Как, кроме того, было описано выше, можно обеспечить стабильное регулирование газовой турбины, причем одновременно в расчете может учитываться зависимость относительной потери давления в камере сгорания от условий окружающей среды. Также одновременно можно обеспечить защиту нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания посредством достаточного охлаждения.

Согласно другому, особенно предпочтительному варианту выполнения предложенной в изобретении турбины, предусмотрено, что газовая турбина выполнена таким образом, что направленный на горелку воздух компрессора частично предусмотрен для охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания, в частности, колен пламенной трубы, с помощью трубопровода через каналы охлаждения в камере сгорания. Посредством наличия каналов охлаждения в камере сгорания можно обеспечить, в частности, при выполнении способа по пункту 1 формулы изобретения, достаточную мощность охлаждения. Таким образом, можно предотвратить перегрев и появление в результате него повреждений нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания.

Далее изобретение следует описать более подробно со ссылкой на отдельные фигуры. При этом следует отметить, что технические элементы, которые имеют одинаковые условные обозначения, имеют одинаковые технические функции.

Также следует обратить внимание на то, что на последующих фигурах изображения представлены лишь схематично, и таким образом, оснований для ограничения в отношении выполнимости изобретения нет.

Также следует отметить, что поясненные далее элементы функционируют друг с другом в любой комбинации, если эта комбинация может решить положенные в основу изобретения задачи.

Краткое описание чертежей

На них показаны:

Фиг. 1 - схематичное изображение изменения температуры в первичной зоне (TRZ) в зависимости от относительной мощности газовой турбины (ΔGTP) при полностью закрытом и открытом поперечном сечении отверстия байпасного проточного канала;

Фиг. 2 - изображение диаграммы относительного поперечного сечения отверстия (RQ) в зависимости от скорректированной температуры на выходе турбины (ОТС) внутри диапазона регулировки направляющих лопаток (LSVB) в соответствии с соответствующими вариантами выполнения предложенного в изобретении режима работы с частичной нагрузкой;

Фиг. 3 - функциональная зависимость второго теплового параметра (ТК2) в зависимости от времени (t) в режиме для уменьшения мощности частичной нагрузки при достижении второго предельного значения (GW2), а также третьего предельного значения (GW3);

Фиг. 4 - вариант выполнения предложенного в изобретении способа по пункту 1 формулы изобретения в виде диаграммы потока;

Фиг. 5 - вариант выполнения предложенной в изобретении газовой турбины на перспективном виде, в боковом сечении;

Фиг. 6 - упрощенный схематичный вид в сечении показанной на фиг. 5 газовой турбины.

Осуществление изобретения

На фиг. 1 показано изображение хода изменения температуры в первичной зоне TRZ (в °С) в зависимости от относительной мощности газовой турбины ΔGTP (в %). На ней изображены два принципиально отличающихся режима работы газовой турбины, а именно, один - при полностью закрытом байпасном проточном канале (режим работы 200), а также один - при полностью открытом байпасном проточном канале (режим работы 210). Можно хорошо видеть, что в обоих режимах работы 200 и 210 ход изменения имеет более плоский участок в области диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB, на котором газовую турбину можно приводить в действие при обычном режиме с частичной нагрузкой посредством соответствующей регулировки направляющих лопаток в диапазоне регулировки направляющей лопатки LSVB при различных мощностях частичной нагрузки. Однако больше невозможно поддерживать режим с частичной нагрузкой внутри этого диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB посредством регулировки направляющих лопаток. Доступные для изобретения диапазоны касаются предпочтительно этих лежащих между ними диапазонов. Они лежат, в результате, между диапазоном 200 при закрытом байпасным проточном канале и диапазоном 210, который представляет режим работы с открытым байпасным проточном каналом.

В качестве примера на фиг. 1 показаны две точки 220 и 230, которые служат для наглядного представления других рабочих точек. Рабочая точка 220 представляет собой рабочее состояние при минимальном диапазоне регулировки направляющей лопатки, в котором, при частично открытом байпасном проточным канале, достигается температура первичной зоны TRZ, имеющаяся при основной нагрузке. В отличие от нее, рабочая точка 230 представляет собой рабочее состояние, в котором также достигается температура первичной зоны TRZ при основной нагрузке, но при полностью открытом байпасном проточным канале. Однако рабочая точка 230, в отношении относительной мощности газовой турбины, предусмотрена значительно ниже технически возможного минимального диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB.

На фиг. 2 показана функция относительного поперечного сечения отверстия RQ в зависимости от скорректированной температуры на выходе турбины (ОТС). Относительное поперечное сечение отверстия RQ определяется как отношение представленного, то есть, отрегулированного поперечного сечения отверстия Q к максимально возможному поперечному сечению отверстия. При этом представленный режим работы ниже диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB имеет кривую, которая имеет несколько опорных точек. При уменьшении скорректированной температуры на выходе турбины ОТС, т.е. при уменьшении мощности частичной нагрузки, прежде всего, во время первого интервала времени ZA1, выбирается режим работы, в котором требуется, чтобы регулировка поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 была выбрана таким образом, чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбрать таким образом, чтобы температура в первичной зоне TRZ, главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%. Во время этого первого интервала времени ZA1, таким образом, можно обеспечить, главным образом, постоянную температура в первичной зоне TRZ, в результате чего значения выброса в атмосферу СО можно удерживать выше определенных предельных значений, которые нельзя превышать.

Во время второго интервала времени ZA2, который следует непосредственно за первым интервалом времени ZA1, режим работы меняется таким образом, как он выполняется согласно варианту выполнения по пункту 1 формулы изобретения. При этом регулировка поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 в газовой турбине выполняется таким образом, чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбрать таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания ΔBDV или температура материала МТ камеры сгорания 4, главным образом, была постоянной, в частности, таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания ΔBDV или температура материала МТ камеры сгорания 4 менялись не более, чем на 10%. Согласно такому режиму работы можно обеспечить, чтобы при поддержании предельных значений выбросов в атмосферу СО, кроме того, обеспечивалась достаточная мощность охлаждения для нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания, и, таким образом, можно было предотвратить термические повреждения этих деталей конструкции.

Другие, показанные на изображении опорные точки, т.е. рабочие состояния, касаются, соответственно, известных из уровня техники опорных точек, т.е. рабочих состояний, и далее не поясняются.

Приведенная на фиг. 2 скорректированная температура на выходе турбины ОТС соответствует температуре на выходе турбины, скорректированной по температуре воздуха, как подробно поясняется, например, в документе ЕР 1462633 А1.

На фиг. 3 показана временная зависимость изменения второго теплового параметра ТК2 при уменьшении частичной нагрузки. На этой фигуре, прежде всего, при малых значениях времени, показано, что уменьшение частичной нагрузки приводит также к уменьшению второго теплового параметра ТК2. Однако при превышении предварительно определенного второго предельного значения GW2 изменение поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 выбирается таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия Q теперь уменьшалось, в частности, уменьшалось постепенно. При этом постепенное уменьшение определяется посредством величины изменения ΔQ поперечного сечения отверстия Q. Таким образом, сначала выполняется уменьшение поперечного сечения отверстия Q на два шага, в результате чего ход изменения теплового параметра ТК2 снова поднимается над вторым предельным значением GW2. Ход изменения второго теплового параметра ТК2 после двух постепенных уменьшений поперечного сечения отверстия Q достигает третьего предварительно определенного предельного значения GW3, что означает, что следует снова увеличить поперечное сечения отверстия Q, в частности, снова его постепенно увеличить. Увеличение поперечного сечения отверстия Q, в свою очередь, выполняется в два шага, от сравнения значений до выполнения обоих шагов, так, что окончательное поперечное сечения отверстия Q соответствует поперечному сечению отверстия Q, которое было установлено до ввода" постепенных изменений. Таким образом, значительно сниженный тепловой параметр стабилизируется, и, таким образом, выполняется стабилизация работы газовой турбины 100 в режиме с частичной нагрузкой. Изменения поперечного сечения отверстия Q в соответствие с величиной изменения ΔQ выполняются регулирующим устройством 20, которое обеспечивает соответствующие настройки.

На фиг. 4 показан вариант выполнения предложенного в изобретении способа по пункту 1 формулы изобретения, который имеет следующие шаги:

- работа газовой турбины 100 в режиме с частичной нагрузкой (первая технологическая операция 400);

- регулировка поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 таким образом, чтобы выбрать скорость изменения V сечения отверстия Q таким образом, чтобы относительная потеря давления ΔBDV или температура материала МТ камеры сгорания 4, главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления ΔBDV в камере сгорания или температура материала МТ камеры сгорания 4 менялась не более, чем на 10% (вторая технологическая операция 410).

На фиг.5 показан перспективный вид сбоку в сечении предложенной в изобретении газовой турбины 100, которая, главным образом, соответствует продаваемой фирмой-заявителем модели SGT5-2000E. При этом газовая турбина 100 имеет, помимо компрессора 1 и турбины для сброса давления 5 камеру сгорания 4, предусмотренную с несколькими горелками 3. При работе газовой турбины 100 воздух 2 подается из компрессора 1 сбоку на внешнюю сторону камеры сгорания 4 к горелкам 3. В результате статического перепада давления между камерой сгорания 4 и давлением направленного на внешнюю сторону камеры сгорания 4 воздуха компрессора 2 охлаждающий воздух, отобранный из этого воздуха компрессора 2, проходит по каналам охлаждения 7 в камеру сгорания 4. Остальной воздух 2 направляется на горелки 3 и сгорает вместе с соответствующим топливом. Продукты сгорания в виде потока горячего газа 6 отводятся из камеры сгорания 4 и направляются в турбину для сброса давления 5 для создания механических сил.

Представленная газовая турбина 100 имеет не показанный далее более подробно байпасный проточный канал 10, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины 100 направлять воздух компрессора 2 на горелку 3 и на поток горячего газа 6, образовавшийся в камере сгорания 4, причем, кроме того, поперечное сечение отверстия Q байпасного проточного канала 10 регулируется с помощью регулирующего органа 11. Впрочем, этот регулирующий орган 11 подробно не показан.

На фиг.6 в схематичном виде, в сечении, показан изображенный на фиг.6 вариант выполнения газовой турбины 100; на этой фигуре изображены как байпасные проточные каналы 10, так и регулирующий орган 11 для регулировки поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10. При работе газовой турбины 100 воздух 2 сначала направляется из не показанного далее компрессора 1 камеры сгорания 4. При этом воздух 2 направляется по объему между камерой сгорания 4 и внешней стенкой 8 к горелкам 3. При этом воздух 2 проходит по байпасному проточному каналу 10, который имеет поперечного сечения отверстия Q и который соединяет зону между топочной камерой 4 и внешней стенкой 8 с топочной камерой 4. Поперечное сечение отверстия Q может регулироваться посредством выполненной в виде регулирующего органа 11 заслонки (более точные варианты выполнения к этой технологии можно взять из документа DE 4339724 С1). Далее поток воздуха компрессора 2 разделяется посредством поперечного сечения отверстия Q, причем одна часть, кроме того, поступает далее к горелкам 3 камеры сгорания 4, а другая часть поступает через поперечное сечение отверстия Q в камеру сгорания 4 для компенсации давления.

Направленный к горелкам 3 поток воздуха компрессора 2, кроме того, уменьшается посредством того, что часть этого воздуха компрессора 2 проходит в топочную камеру 4 по каналам охлаждения 7, которые также не показаны, и, при этом охлаждает не показанные далее нагревающиеся под воздействием горячего газа детали, в частности, колен пламенной трубы камеры сгорания 4. В этом случае мощность охлаждения пропорциональна статической разнице давления, образовавшейся в каналах охлаждения.

Кроме того, газовая турбина 100 имеет регулирующее устройство 20, которое содержит схему регулирования 30, которая выполнена для соответствующей регулировки поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10. Также газовая турбина 100 имеет измерительный зонд 40, который измеряет тепловые параметры (например, температуру на выходе турбины) и передает измеренные значения на регулирующее устройство 20, т.е. схему регулирования 30. Также газовая турбина 100 имеет расположенный в камере сгорания 4 второй измерительный зонд 50, который выполнен для того, чтобы измерять температуру материала МТ камеры сгорания 4 и передавать измеренные значения на регулирующее устройство 20, т.е. схему регулирования 30. Регулирующее устройство 20 обеспечивает регулировку поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 таким образом, чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбрать таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%, или чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбиралась таким образом, чтобы относительная потеря давления ΔBDV в камере сгорания и температура материала МТ камеры сгорания 4, главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления ΔBDV в камере сгорания и температура материала МТ камеры сгорания 4 менялись не более, чем на 10%.

Другие варианты выполнения приводятся далее в пунктах формулы изобретения.

1. Способ работы газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой, которая имеет компрессор (1) для подготовки воздуха (2), камеру сгорания (4), предусмотренную с горелкой (3), и турбину для сброса давления (5), причем, кроме того, предусмотрен байпасный проточный канал (10), который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины (100) направлять воздух (2) компрессора на горелку (3) и на поток горячего газа (6), образовавшийся в камере сгорания (4), при этом поперечное сечение отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) можно регулировать с помощью регулирующего органа (11), при котором предусмотрены следующие этапы:

- работа газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой;

- автоматическая регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость (V) изменения поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) в камере сгорания или температура материала (МТ) камеры сгорания (4), главным образом, была постоянной, в частности, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) в камере сгорания (4) или температура материала (МТ) камеры сгорания (4) менялась не более чем на 10%.

2. Способ по п. 1, при котором во время первого интервала времени (ZA1) первый способ для работы газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой выполняется следующими этапами:

- работа газовой турбины (100) в режиме частичной нагрузкой;

- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более чем на 10%, и чтобы во время второго интервала времени (ZA2) способ выполнялся по п. 1 формулы изобретения, причем, в частности, второй интервал времени (ZA2) следует непосредственно за первым интервалом времени (ZA1).

3. Способ по п. 1 или 2, при котором первый способ для работы газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой со следующими этапами:

- работа газовой турбины (100) в режиме частичной нагрузкой;

- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной и, в частности, менялась не более, чем на 10%, выполняется во время первого интервала времени до тех пор, пока первый тепловой параметр (ТК1) не достигнет предварительно определенного первого предельного значения (GW1), причем за ним следует, в частности, второй интервал времени (ZA2), во время которого способ выполняется по п. 1.

4. Способ по п. 1 или 2, при котором способ выполняется по пункту 1 при уменьшении частичной нагрузки до тех пор, пока второй тепловой параметр (ТК2) не достигнет предварительно определенного второго предельного значения (GW2), причем, в этом случае, в частности, изменение поперечного сечения отверстия (Q) выбирается таким образом, что поперечное сечение отверстия (Q) уменьшается, в частности уменьшается постепенно.

5. Способ по п. 4, при котором при уменьшении поперечного сечения отверстия (Q) и при достижении третьего теплового предварительно определенного предельного значения (GW3) изменение поперечного сечения отверстия (Q) выбирается посредством второго теплового параметра (ТК2) таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия (Q) снова увеличилось, в частности снова увеличивалось постепенно.

6. Способ по п. 1 или 2, при котором способ выполняется внутри диапазона регулировки направляющих лопаток (LSVB).

7. Газовая турбина (100) для осуществления способа по одному из пп. 1-6, содержащая компрессор (1) для подготовки воздуха (2), камеру сгорания (4), предусмотренную с горелкой (3), и турбину для сброса давления (5), причем предусмотрен байпасный проточный канал (10), который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины (100) направлять воздух (2) компрессора на горелку (3) и на поток горячего газа (6), образовавшийся в камере сгорания (4), при этом поперечное сечение отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) можно регулировать с помощью регулирующего органа (11), отличающаяся тем, что она содержит регулирующее устройство (20), которое выполнено для того, чтобы таким образом регулировать поперечное сечение отверстия (Q) байпасного проточного канала (10), чтобы выбрать скорость изменения сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) в камере сгорания или температура материала (МТ) камеры сгорания (4), главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) или температура материала (МТ) камеры сгорания (4) менялась не более чем на 10%.

8. Газовая турбина по п. 7, отличающаяся тем, что содержит одну схему регулирования (30) и один измерительный зонд (40), выполненный для регистрации теплового параметра (ТК2), а схема регулирования (30) выполнена для того, чтобы при уменьшении частичной нагрузки при достижении предварительного определенного предельного значения (GW2) теплового параметра (ТК2) выбирать изменение поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия (Q) снова уменьшалось, в частности уменьшалось постепенно.

9. Газовая турбина по п. 7 или 8, отличающаяся тем, что она выполнена таким образом, что направленный на горелку (3) воздух (2) компрессора, по меньшей мере, частично предусмотрен для охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания (4), в частности колен пламенной трубы, с помощью трубопровода через каналы охлаждения (7) в камере сгорания (4).



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей и может найти применение в авиационных и стационарных газотурбинных двигателях, в том числе на газоперекачивающих агрегатах.

Изобретение относится к энергетике. Предлагается камера смешения форсажной камеры, которая включает внешний кольцевой корпус, кок-стекатель и оболочку, на которой расположены радиально направленные пилоны-воздуховоды, закрепленные с противоположной стороны на общем разделителе, который делит внутренний контур на центральную и вешнюю части, а также обеспечивает подачу воздуха наружного контура, через полости пилонов, непосредственно в центральную часть внутреннего контура, тем самым обеспечивая равномерное распределение кислорода по радиусу камеры смешения, однородное температурное поле на выходе из камеры смешения и эффективное охлаждение узлов форсунок и стабилизаторов форсажной камеры.

Камера сгорания газотурбинного двигателя с регулируемым распределением воздуха содержит корпус, размещенную в ней жаровую трубу с форсунками и завихрителем с входным коническим участком, состоящую из двух телескопически соединенных между собой передней и задней частей.

Изобретение относится к способу управления воздушным потоком, подаваемым в камеру сгорания, и к камере сгорания. Камера сгорания газовой турбины содержит корпус с трубопроводом подачи топлива для подачи топлива в корпус и трубопроводом подачи воздуха-носителя для подачи воздуха в корпус.

Система сгорания содержит корпус, камеру сгорания, расположенную внутри корпуса, разделительную стенку, клапан, расположенный на корпусе. Внутренний объем корпуса определен как объем внутри корпуса, но снаружи камеры сгорания.

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, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе содержит наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потоков, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, расположенную в корпусе перфорированную жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха и устройство зажигания топливовоздушной смеси.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха, снабженную устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками камеры сгорания и жаровой трубы, и устройство зажигания топливовоздушной смеси.

Исполнительное устройство содержит: неподвижную часть, образующую корпус, содержащий вход для прохождения текучей среды, главный выход и второй выход отбора и возвратные средства, действующие механическим усилием на подвижную часть; подвижную часть, содержащую затвор, содержащий шток, перемещающийся между положением открывания и положением закрывания; термостатическое устройство, содержащее переворотный конусный диск, при этом переворот диска при значении сверх известной критической температуры приводит к перемещению затвора в его положение закрывания; устройство управления, обеспечивающее создание силы удержания затвора, при этом устройством управления управляют таким образом, чтобы при значении ниже критической температуры открывание или закрывание затвора происходило в результате равновесия сил между удерживающей силой и механическим усилием.

Предложен способ отслеживания КПД прямого вытеснения высоконапорного насоса в гидравлической системе регулирования турбомашины. Способ включает в себя следующие этапы, на которых: запускают двигатели упомянутой турбомашины на низкой скорости N0 двигателя, при этом упомянутый клапан закрыт; используют компьютер для осуществления движения исполнительного механизма; постепенно увеличивают скорость N двигателя, пока упомянутая производительность Q не достигает заранее определенного значения Q0, которое достаточно для открывания клапана; запоминают в компьютере, во-первых, положение исполнительного механизма, а во-вторых, скорость N двигателя, соответствующую открыванию клапана; повторяют предыдущие этапы в последовательные моменты времени t1, t2, …, tn в течение срока службы упомянутых двигателей турбомашины; и заменяют упомянутый высоконапорный поршневой насос прямого вытеснения, когда упомянутая скорость N двигателя превышает заранее определенное значение Nпредел.

Компрессор (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит решетку (2) неподвижных лопаток и систему для отбора воздуха на уровне проходов (5) между двумя лопатками (3) через щели (6), выполненные в упомянутой стенке (4).

Изобретение относится к энергетике. Способ управления заклиненным сопловым аппаратом, установленным между первой и второй турбинами, соединенными последовательно с компрессором.

Газотурбинный двигатель, например двухконтурный турбореактивный двигатель, включает промежуточный кожух, содержащий выполненную в виде тела вращения внутреннюю стенку, ограничивающую с наружной стороны канал течения первичного потока воздуха и средства отбора воздуха.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано в энергетических парогазовых установках с газотурбинными двигателями, паровыми турбинами и котлами-утилизаторами, снабженными блоками дожигающих устройств.

Изобретение относится к компрессору газотурбинного двигателя, оборудованного системой отбора воздуха, а также к газотурбинному двигателю, такому как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, оборудованному компрессором этого типа.
Наверх