Verfahren zum Betrieb einer Ver brennungstnrbinenanlage. Die Erfindung bezieht sich auf ein Ver fahren zum Betrieb einer Verbrennungstur- binenanlage, wobei in einer Strahldüse Luft und zerstäubter Brennstoff unter Überdruck zusammengebracht werden.
Solche Verbrennungsturbinen, bei denen gleichzeitig erstrebt wird, die Expansion teilweise isothermisch verlaufen zu lassen. haben den Nachteil: 1. dass die Brennstoffmenge pro kg ver dichteter Luft durch .die Wärmemenge be schränkt ist, die zugeführt werden muss, um die Expansion teilweise isothermisch ver laufen zu lassen, wobei die obere Tempera turgrenze durch die Temperatur bestimmt wird, welche der Werkstoff der Strahldüse vertragen kann; II. dass .der Brennstoff der Luft an Stel <B>2</B> len der Strahldüse zugeführt wird, an denen die Gasgeschwindigkeiten in der Strahldüse so gross sind, dass eine gute -Mischung nicht möglich ist.
Um diese Nachteile zu beheben, werden erfindungsgemäss die gesamte Menge des Brennstoffes und die Luft in einem Raum zusammengebracht, der sich vor dem engsten Querschnitt der Düse befindet, und wird mittels eines Zerstäubers der Brennstoff in einer solchen Entfernung von dem engsten Querschnitt der Düse mit der Luft gemischt, dass die Verbrennung des Teils des Brenn stoffes, der zwischen dem Zerstäuber und dem engsten Querschnitt der Düse verbrennt, die Temperatur so erhöht, dass sie vor dem eng sten Querschnitt der Düse über die Zünd- temperatÜi- des Brennstoffes steigt,
während der Rest .des Brennstoffes in dem sich er weiternden Teil der Düse zur Verbrennung gelangt. Die Turbinenanlage kann dabei so ausgeführt werden, dass die Strahldüse einen Teil einer Strahlvorriehtung bildet, die die Gase am Auslass der Turbine ansaugt, und dass eine gleichbleibende CTasmenge, die aus einem Teil der angesaugten Gase und einem Teil der- Verbrennungsgase aus der Strahl- düse gebildet wird, im Kreislauf durch die Turbine, einen Kühler und die Strahlvor- richtung hindurchgeführt wird.
Es sind bereits Turbinen bekannt, bei denen in dem Raum, der sich vor der Kehle der Strahldüse befindet, .die ganze zuge führte Brennstoffmenge restlos verbrennt. Bei diesen Einrichtungen ist die Brennstoff menge pro kg Luft -wieder durch die Tempe ratur bestimmt, welcher der Werkstoff aus gesetzt werden kann.
Wenn jedoch, wie es gemäss der Erfin dung geschieht, die Verbrennung teilweise in dem sich erweiternden Teil der Strahldüse erfolgt, so wird der Temperaturerhöhung entgegengearbeitet, und zwar dadurch, dass die in dem sich erweiternden Teil der Strahl düse erfolgende Expansion Wärme ver braucht. Es wird dann möglich, ohne Beein trächtigung des Werkstoffes der Strahldüse den Brennstoff mit einem Mindestüberschuss an Luft zu verbrennen, was zur Erlangung eines günstigen Nutzeffektes der Verbren nungsturbine von der grössten Bedeutung ist. Die Expansion braucht dabei nicht isother- misch zu verlaufen; dieses würde sogar, wie nachstehend nachgewiesen wird, schädlich sein.
Aus dem ersten Hauptsatz der Thermo dynamik ist herzuleiten, dass das Endergeb nis der Wärmezufuhr in den beiden nach stehenden Fällen das gleiche sein kann: cz) Die Wärmezufuhr erfolgt bevor die Umwandlung von Druckenergie in kinetische Energie anfängt (also unter gleichbleibendem Druck), wonach die Expansion adiabatisch verläuft.
b) Die Wärmezufuhr erfolgt während der Umwandlung von Druckenergie in ki netische Energie. Es ist hierbei nur Bedin gung, .dass während dieser Energieumwand lung keine äussere Arbeit durch das Gas ge leistet -wird und alle erhaltene kinetische Energie im Gas erhalten bleibt; es kann dieses durch die Wahl einer richtigen Form der Strahldüse erzielt werden.
In beiden Fällen sind kinetische Energie und Endtemperatur des sich ergebenden Strahls gleich.
In beiden Fällen ist die pro kg Luft zu verbrennende Brennstoffmenge nur durch die Möglichkeit einer vollkommenen Verbren nung begrenzt, im Gegensatz zu einem Ver fahren, bei dem die Expansion teilweise iso- thermisch verläuft.
Während jedoch im Falle a bei Verbrennung mit einem Mindest- überschuss an Luft die Temperatur so hoch ansteigen würde, dass zum Schutz des Werk stoffes des Verbrennungsraumes ein grosser Teil der Wärme durch Kühlung abgeführt werden müsste, kann im Fall b durch richtige Formgebung der ,Strahldüse die Temperatur so niedrig gehalten werden, dass keine Wärme durch Kühlung abgeführt zu werden braucht.
Der thermische Nutzeffekt für die Fälle a und b ist der gleiche. Wiewohl demnach der Vorgang b innerhalb verhältnismässig enger Temperaturgrenzen zustande kommt, ist der Nutzeffekt demjenigen des Vorganges gleich, bei welchem die obere Temperatur grenze viel zu hoch liegt, um praktisch aus führbar zu sein.
Eine Ausführungsform des Gegenstandes der Erfindung ist als Beispiel auf der Zeich nung dargestellt, und zwar zeigt diese sche matisch eine vollständige, nach dem vorlie genden Verfahren arbeitende Turbinenanlage.
Der Kompressor c fördert die Dr^uekluft in die Verbrennungsstrahldüse s, in welcher der durch die Brennstoffpumpe o zugeführte Brennstoff mittels eines Zerstäubers z zer stäubt und in einer solchen Entfernung von dem engsten Querschnitt der .Strahldiise s mit der Luft gemischt -wird, dass die Ver brennung des zwischen dem Zerstäuber und dem engsten Querschnitt der Strahldüse verbrennenden Teils des Brennstoffes die Temperatur so erhöht, dass sie vor dem eng sten Querschnitt der Strahldüse über die Zündtemperatur des Brennstoffes steigt,
während der Rest des Brennstoffes in dem sich erweiternden Teil der Strahldiise s zur Verbrennung gelangt. Die Strahldüse j, bil det einen Teil einer Strahlvorrichtung g. Bei dem in der Zeichnung dargestellten Beispiel besitzt diese Vorrichtung einen umlaufenden, mit schraubenförmig verlaufenden Kanälen versehenen Rotor, in welchem das in den Ka nälen befindliche Gas durch den aus der Düse s kommenden Gasstrahl verdichtet und aus den Kanälen ausgestossen wird. Zufolge der schraubenförmigen Gestalt der Kanäle wird der die Kanäle enthaltende Rotor durch das durchströmende Gas in Umdrehung ver setzt und bedarf demnach keines besonderen Antriebes.
Die Strahlvorrichtung saugt die aus dem Auslass der Turbine t ausströmen den Gase über eine Kühlvorrichtung 1e an und das andere Ende der Strahlvorrichtung steht mit dem Einlass der Turbine in Ver bindung. Die angesaugte Gasmenge wird in der Strahlvorrichtung mit den Verbrennungs gasen des in der Strahldüse s gebildeten Brennstoffluftgemisches gemischt, so dass die aus der Strahlvorrichtung ausströmende Gasmenge grösser ist als die angesaugte. Der Überschu3 entweicht als Auspuffgas bei et in die Aussenluft.
Die Anordnung des Aus- lasses für die Auspuffgase hängt von der Ausführungsart des Verfahrens ab. Bei der Anordnung, wie sie in der Zeichnung darge stellt ist, ist angenommen, dass die Strahl vorrichtung am Auslass der Turbine einen Unterdruck erzeugt und der Gasdruck hinter der Strahlvorriehtung, bei u, dem atmosphä rischen Druck entspricht.
Wird dem an gesaugten Gas in der Strahlvorrichtung je doch ein Überschuss an Energie zugeführt, sei es in Form einer grossen Geschwindigkeit, oller als Überdruck über den Atmosphären druck, so kann die durch .die Strahlvorrich- tung gelieferte Gasmenge diesen Überschuss an Energie vorerst an den ersten Teil der Turbine abgeben, worauf die für den Kreis lauf überflüssige Gasmenge unter atmo sphärischem Druck und mit kleiner Ge- sehwindigkeit entweicht.
Während der Mischung der aus der Tur bine angesaugten Gase mit den Verbren nungsgasen in der Strahlvorrichtung findet auch eine Wärmeübertragung von den heissen Verbrennungsgasen auf die gekühlten ange- saugten Gase statt. Wenn die Arbeitsgase, wie bei dem dargestellten Beispiel, den Kreislauf durch die Turbine, den Kühler und die Strahlvorrichtung ausführen, wird der Nutzeffekt der ,ganzen Anordnung ver bessert, im Vergleich zu einer Arbeitsweise, bei der die Gase nach Durchströmung der Turbine als Auspuffgase entweichen.
Die Expansion in der Turbine bei hoher Temperatur liefert nämlich eine grössere Energiemenge als die Verdichtung der glei chen Menge in der Strahlvorrichtung bei gleichem Druckgefälle erfordert, jedoch aus gehend von einer Anfangstemperatur, die niedriger ist als die Endtemperatur der Ex pansion.
Die Turbine selbst kann beliebig, zum Beispiel als Druckturbine, Überdruckturbine usw. ausgeführt werden.
Es ist nicht erforderlich, dass die Energie für eine Maschine nur durch eine einzige Strahlvorrichtung geliefert wird; besonders für hohe Leistungen wird es sich empfehlen, mehrere Strahlvorrichtungen anzuwenden, die entweder parallel oder in Reihe arbeiten können. Der Kompressor kann unmittelbar durch die Hauptturbine oder durch eine be sondere Turbine oder irgend eine andere Kraftmaschine angetrieben werden.
Auch können mehrere Kompressoren zusammen die für eine Hauptmaschine erforderliche Ver brennungsluft liefern. Bei nur teilweiser Be lastung kann dann ein Teil der Kompres soren und gegebenenfalls ein Teil der Strahl vorrichtungen ausser Betrieb gesetzt werden.
Als Brennstoff kann flüssiger, gasförmi ger oder fester Brennstoff, zum Beispiel Kohlenstaub, Verwendung finden.
Procedure for operating an incineration plant. The invention relates to a method for operating a combustion turbine system, air and atomized fuel being brought together under excess pressure in a jet nozzle.
Combustion turbines of this type, in which at the same time the aim is to allow the expansion to proceed partially isothermally. have the disadvantage: 1. that the amount of fuel per kg of compressed air is limited by the amount of heat that has to be added to allow the expansion to run partially isothermally, with the upper temperature limit being determined by the temperature at which the Material of the jet nozzle can tolerate; II. That .the fuel is fed to the air at point 2 of the jet nozzle at which the gas velocities in the jet nozzle are so great that good mixing is not possible.
In order to overcome these disadvantages, according to the invention, the entire amount of fuel and the air are brought together in a space which is located in front of the narrowest cross section of the nozzle, and the fuel at such a distance from the narrowest cross section of the nozzle with the Air mixed so that the combustion of the part of the fuel that burns between the atomizer and the narrowest cross-section of the nozzle increases the temperature so that it rises above the ignition temperature of the fuel in front of the narrowest cross-section of the nozzle,
while the rest of the fuel comes to combustion in the widening part of the nozzle. The turbine system can be designed in such a way that the jet nozzle forms part of a jet device that sucks in the gases at the outlet of the turbine, and that a constant amount of C gas, which consists of part of the sucked in gases and part of the combustion gases from the jet nozzle is formed, is passed in the circuit through the turbine, a cooler and the jet device.
Turbines are already known in which the entire amount of fuel supplied burns completely in the space in front of the throat of the jet nozzle. With these facilities, the amount of fuel per kg of air is again determined by the temperature to which the material can be exposed.
However, if, as it happens according to the invention, the combustion takes place partially in the expanding part of the jet nozzle, the temperature increase is counteracted by the fact that the expansion occurring in the expanding part of the jet nozzle consumes heat. It is then possible to burn the fuel with a minimum excess of air without adversely affecting the material of the jet nozzle, which is of the greatest importance for obtaining a favorable efficiency of the combustion turbine. The expansion need not be isothermal; this would even be harmful, as will be demonstrated below.
From the first law of thermodynamics it can be deduced that the final result of the heat supply can be the same in both of the following cases: cz) The heat supply takes place before the conversion of pressure energy into kinetic energy begins (i.e. under constant pressure), after which the Expansion is adiabatic.
b) The heat is supplied during the conversion of pressure energy into kinetic energy. The only condition here is that no external work is done by the gas during this energy conversion and that all kinetic energy obtained is retained in the gas; this can be achieved by choosing the correct shape of the jet nozzle.
In both cases the kinetic energy and final temperature of the resulting jet are the same.
In both cases, the amount of fuel to be burned per kg of air is only limited by the possibility of complete combustion, in contrast to a process in which the expansion is partially isothermal.
However, while in case a with combustion with a minimum excess of air the temperature would rise so high that a large part of the heat would have to be removed by cooling to protect the material of the combustion chamber, in case b the jet nozzle can be shaped correctly the temperature can be kept so low that no heat needs to be dissipated by cooling.
The thermal efficiency for cases a and b is the same. Although process b thus comes about within relatively narrow temperature limits, the efficiency is the same as that of the process in which the upper temperature limit is much too high to be practically feasible.
An embodiment of the subject matter of the invention is shown as an example on the drawing voltage, namely this shows cal cally a complete turbine system operating according to the present method.
The compressor c conveys the compressed air into the combustion jet nozzle s, in which the fuel supplied by the fuel pump o is atomized by means of an atomizer z and is mixed with the air at such a distance from the narrowest cross section of the .Strahldiise s that the Combustion of the part of the fuel burning between the atomizer and the narrowest cross section of the jet nozzle increases the temperature so that it rises above the ignition temperature of the fuel in front of the narrowest cross section of the jet nozzle,
while the rest of the fuel is burned in the widening part of the jet. The jet nozzle j forms part of a jet device g. In the example shown in the drawing, this device has a revolving rotor provided with helically extending channels, in which the gas located in the channels is compressed by the gas jet coming from the nozzle and ejected from the channels. As a result of the helical shape of the channels, the rotor containing the channels is rotated by the gas flowing through it and therefore does not require any special drive.
The jet device sucks in the gases flowing out of the outlet of the turbine t via a cooling device 1e and the other end of the jet device is connected to the inlet of the turbine. The amount of gas sucked in is mixed in the jet device with the combustion gases of the fuel-air mixture formed in the jet nozzle, so that the amount of gas flowing out of the jet device is greater than that sucked in. The excess escapes into the outside air as exhaust gas at et.
The arrangement of the outlet for the exhaust gases depends on the type of implementation of the method. In the arrangement, as it is Darge in the drawing, it is assumed that the jet device generates a negative pressure at the outlet of the turbine and the gas pressure behind the jet device, at u, corresponds to the atmospheric pressure.
If, however, an excess of energy is supplied to the gas sucked in in the jet device, be it in the form of a high speed or as excess pressure above atmospheric pressure, the amount of gas delivered by the jet device can initially use this excess energy release the first part of the turbine, whereupon the excess amount of gas for the cycle escapes under atmospheric pressure and at low speed.
During the mixing of the gases sucked in from the turbine with the combustion gases in the jet device, there is also a transfer of heat from the hot combustion gases to the cooled, sucked in gases. If the working gases, as in the example shown, perform the cycle through the turbine, the cooler and the jet device, the efficiency of the whole arrangement is improved compared to a mode of operation in which the gases escape as exhaust gases after flowing through the turbine .
The expansion in the turbine at high temperature delivers a greater amount of energy than the compression of the same amount in the jet device with the same pressure gradient requires, but starting from an initial temperature that is lower than the end temperature of the expansion.
The turbine itself can be designed as desired, for example as a pressure turbine, overpressure turbine, etc.
It is not necessary that the energy for a machine is only supplied by a single jet device; Especially for high powers it is recommended to use several jet devices that can work either in parallel or in series. The compressor can be driven directly by the main turbine or by a special turbine or any other prime mover.
Several compressors together can also supply the combustion air required for a main engine. If the load is only partial, some of the compressors and possibly some of the jet devices can then be put out of operation.
Liquid, gaseous or solid fuel, for example coal dust, can be used as fuel.