CN103443542A - 燃气涡轮组件和对应的操作方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及燃气涡轮组件，其大致由至少一个压缩机、至少一个第一燃烧器(8,201)、连接在第一燃烧器下游的至少一个第二燃烧器(9,202)以及连接在第二燃烧器下游的至少一个涡轮(5)。至少第一和第二燃烧器(8,9)在所述燃烧器的燃烧路径的流动方向上形成管状或准管状燃烧室元件(100,200,300)的构件，所述燃烧室元件封闭或准封闭且在压缩机(2)和涡轮(5)之间延伸。燃烧室元件围绕燃气涡轮组件的转子以环形布置。

Description

燃气涡轮组件和对应的操作方法
技术领域
本发明涉及根据权利要求1的前序部分的燃气涡轮组件。本发明还涉及根据权利要求21的前序部分的方法。
背景技术
EP 0 620 362 B1公开了一种此前所提类型的燃气涡轮组件，该公开构成本说明书的组成部分。该组件包括至少一个压缩机、布置在压缩机下游的第一燃烧室、布置在第一燃烧室下游的第一涡轮、布置在第一涡轮下游的第二燃烧室以及布置在第二燃烧室下游的第二涡轮。因此，借助于已知的燃气涡轮组件，可实现利用经由两个燃烧室的顺序燃烧且利用两个涡轮操作的燃气涡轮过程。借助于顺序燃烧可极大地改善排放值。
另一种燃气涡轮组件从构成本说明书的组成部分的DE 103 12 971 A1变得已知，并且基于在不插入涡轮(即高压涡轮)的情况下在燃气涡轮组件中实现两级燃烧的总体思想。这里，该燃气涡轮组件将以下认识付诸实践：在贫燃燃烧室中，在燃烧排气中通常存在如此多的氧化剂，以至于对于后续的附加燃烧阶段来说，本质上只有燃料必须继续被提供，在这种情况下，仅存在贫的燃料/氧化剂混合物。然而，亦如EP 0 620 362 B1中的情况那样，在两个燃烧级或燃烧室之间不存在涡轮的情况下，在第一燃烧室的下游出现相对高的排气温度，并且当燃料被掺混时，将导致立即点燃，也就是说在混合不充分的情况下，导致非结构化的燃烧反应，在该反应期间不良的高排放值升高。
为了避免这个问题，所提及的公开DE 103 12 971 A1提出在将更多的燃料引入燃烧排气中之前冷却第一燃烧室的热燃烧排气，以便由此形成用于第二燃烧室的燃料/氧化剂混合物。通过冷却第一燃烧室或第一燃烧级的燃烧排气，排气温度可以降低至一定程度，使得引入的燃料的点燃被延迟到可发生足够的混合物形成为止，以便在第一燃烧室的燃烧排气和额外供应的燃料之间形成期望的贫的燃料/氧化剂混合物。
在这种情况下尤其重要的是，在第二燃烧级起作用的燃料可直接引入到第一燃烧级的冷却的排气中，也就是说，不形成预混物。就这一点而言，对于在第二燃烧级中的燃料供应来说，特别地，将采用从EP 0 620 362 B1中获得的成熟技术。
借助于两级贫/贫燃烧，在不插入涡轮的情况下，如可从DE 103 12 971 A1中了解的那样，可在燃气涡轮组件的标称操作点处达到尤其有利的排放值。而且，提供了对于瞬时操作状态的相当大的优点。例如，在部分负载操作中，第二燃烧室可被停用，同时第一燃烧室如此前那样在其正常操作状态下操作。第一燃烧级可由此就排放值和效率而言最佳地操作，作为这样的结果，在这些瞬时操作状态下，燃气涡轮组件具有对排放和效率来说总体有利的值。此外，特别是在燃气涡轮组件在升负荷或朝峰值负荷运行时，可使用第二燃烧级作为“增压器”，因为相应地增加的燃料量被供应至第二燃烧级。
在这种情况下，第一燃烧室的燃烧气体可借助于热传递冷却。热量因此从燃烧气体中被提取并传递到另一种介质，以便可在别处使用已从燃气涡轮过程中提取的热量。例如，提取的热量可用于为蒸汽涡轮生成蒸汽。
备选地，第一燃烧室的燃烧气体的冷却也可实现，因为合适的冷却介质被引入燃烧气体中。在该过程中，由于与冷却器冷却介质混合而发生燃烧气体的温度的降低。然而，在这样的冷却过程中，质量流量由于冷却而增加，并且这可同时导致燃气涡轮组件的输出的增加。通过冷却介质的可控引入或注入进行的冷却也可相应地被用作“增压器”，以便调节燃气涡轮和组件的输出，特别是在短时间内。
然而仍然希望在此前提及的类型的燃气涡轮组件中更进一步地改善排放值和燃烧室设计。在燃烧室设计中，特别重要的是主动地影响两个顺序布置的燃烧室的相对长的轴向长度，这因此决定了在轴承之间的距离。特别地，将避免可见于连续的环形燃烧室的情况中且发生在具有高输出的燃气涡轮组件中的那些与燃烧有关的瓶颈和干涉。概括地说，可认为，具有整个燃气涡轮组件的改善的紧凑性也是此类顺序燃烧系统的设计中的主要益处。
此外，下面的公开同样构成本说明书的组成部分：
- EP 0 321 809 A和B
- EP 0 704 657 A和B
- EP 0 646 705 A和B
- EP 0 646 704 A和B
- EP 0 718 470 A和B
包含所提及的公开之一的一个或多个发展的相关公开同样构成本说明书的组成部分。
发明内容
这正是本发明的目的所在。在权利要求中所表征的本发明所基于的目的是在此前所提及的类型的燃气涡轮组件中或对于用于操作这样的燃气涡轮组件的对应操作方法来说提出一种更紧凑的燃气涡轮组件设计，该设计确保燃烧潜能(potential)的改善，特别是在具有更高输出并且其中排放值可因此被最小化的那些燃气涡轮组件的操作中。
为此，根据本发明的燃气涡轮组件主要由压缩机、设计有允许顺序燃烧的两个顺序布置的燃烧器(burner)或燃烧器组的燃烧室以及在燃烧室之后的涡轮组成。
第一和第二燃烧器或第一和第二燃烧器组在每种情况中在其燃烧路径的流动方向上为管状导管的一体部分，该导管在压缩机和涡轮之间延伸，设计成紧凑型且被封闭或实际上自行封闭，并且执行燃烧室元件的功能。如果提供多个燃烧室元件，则这些元件布置成围绕燃气涡轮组件的转子的环的形式。
这些导管具有各式的通流横截面，例如圆形、卵形、椭圆形、多边形等，在这种情况下，相应的横截面形状可不具有连续地一致的构型，也就是说，在第二燃烧器或第二燃烧器组的区域中的横截面形状可具有与在第一燃烧器或第一燃烧器组的区域中的具体横截面形状不同的形式。
在燃烧路径的流动方向上，各个导管可具有形成公共的环形区域的中间部分。这样的环形中间部分可以与第一和/或第二燃烧器的燃烧区域和在所述燃烧器之间的流动路径两者有关。
概括地说，燃烧室元件可具有以下构型，此处图示的类型不构成完全齐备的列表，上述管状性也不必理解为在压缩机和涡轮之间的管线的一致单调性的意义。这些燃烧器元件的不同横截面已在上文中得到处理。
根据本发明，燃气涡轮组件具有在第一和第二燃烧器或第一和第二燃烧器组之间的过渡导管，其形成上游导管或中间环形过渡导管的直接延续，然后将各个导管引入其中。
特别地，最后提及的过渡导管的设计使得可有利地将压缩机空气和/或蒸汽量和/或另一种气体的一部分引入到所述过渡导管中。而且，这样的一致的环形过渡导管可有利地设计为混合器。此外，这样的过渡导管也可有利地设计为热交换器。
在这种情况下，所述燃烧器或燃烧器组可设计为预混燃烧器，但不一必然意味着这样的设计，可容易地提供例如扩散燃烧器或混合燃烧器。也可容易地将不同类型的燃烧器彼此组合在燃烧器组中。
如果提供预混燃烧器，则这些燃烧器优选地根据公开EP 0 321 809 A1和/或EP 0 704 657 A1中的主题和燃烧方法设计，这些公开构成本说明书的组成部分。
特别地，所述预混燃烧器可用所有类型的液体和/或气体燃料操作。因此可在各个燃烧器组或燃烧器内容易地提供不同的燃料。也就是说，预混燃烧器也可同时用不同的燃料操作。
就第二燃烧器而言，该燃烧器优选地根据EP 0 620 362 A1或DE 103 12 971 A1构造，这些公开也构成本说明书的组成部分。
然而，这样的结构不是强制性的，因此也可完全有根据地存在用于使燃烧火焰在燃烧器导管中起作用的装置。
在以上陈述的背景下，环形中间部分可据此出现在流动路径内，如果需要，传送导管将通至第二燃烧器或第二燃烧器组的下游侧上的涡轮，各个导管会聚到所述传送导管中，从而确保必要的流作用在涡轮上。
在该燃气涡轮组件中，存在作为设计变型的装置，其中压缩机和涡轮的旋转部件布置在公共转子上。诸如已从现有技术中变得已知的多轴燃气涡轮组件也可以是本发明的主题的基础。最后，这样的燃气涡轮组件也可提供为燃气/蒸汽联合循环发电设备的一体部分，也就是说，来自燃气涡轮组件的排气接着用于产生蒸汽以操作蒸汽涡轮，蒸汽涡轮又联接到另外的发电机。相反，蒸汽回路接着也可输送用来冷却燃气涡轮组件的热负载部件的该蒸汽量。
根据本发明，此处还关注的是用于操作具有与上文所述大致相同布置的这样的燃气涡轮组件的方法，也就是说，实现第一和第二燃烧器或第一和第二燃烧器组在其在管状燃烧室元件内的燃烧气体路径的流动方向上顺序操作，该燃烧室元件在压缩机和涡轮之间延伸且被设计为导管。来自这样的燃烧室的排气的潜热可被恢复以用于操作蒸汽回路。
然而，在该燃气涡轮组件中至关重要的是其布置，该布置优选地由许多管状燃烧室元件组成，这些元件布置在转子周围并且在操作期间相对于彼此保持独立(autonomous)或准独立顺序燃烧。甚至在各个导管的流动路径在压缩机和涡轮之间不具有连续的独立性，而是存在具有如例如关于到涡轮的传送导管的情况那样一致的环形设计的中间部分时，关于第一和第二燃烧器或第一和第二燃烧器组的这种顺序燃烧也是可能的。
首先，对第一燃烧器下游和第二燃烧器上游的自行封闭且具有环形设计的中间过渡导管中的燃烧气体采取进一步的措施。这里的第一种可能性在于，来自第一燃烧器的这些燃烧气体可借助于热交换器冷却。这是因为在第一燃烧器中的燃烧可在相对高的排气温度下操作，以使得混合燃料将导致中间反应，也就是说，在混合不充分的情况下，因而具有存在自发且因此不可控的燃烧过程的风险，在该过程中，高排放值必然是预料中的。惰性流体，特别是水、水蒸气、新鲜空气、旁路空气或冷却空气，被用作用于操作这样的热交换器的冷却剂。
每个管状燃烧室元件的两个顺序布置的燃烧器或燃烧器组单独地用燃料操作，用于第二燃烧室的燃料直接经由在这里操作的燃料喷嘴引入。如果此处的气体温度在900°和1100℃之间，则会发生喷射的燃料的自燃。
为了确保在管状燃烧室元件中普遍存在的温度的最佳协调，对于第一和/或第二燃烧器或第一和第二燃烧器组来说，可使用导致受控的燃烧的贫混合物，从而避免形成NOx的风险。也可存在用于在第一和第二燃烧器之间的中间过渡导管中喷射更多燃料的装置，从而导致在第二燃烧器上游的抢先预混合(proactive premixing)。这样的燃料可以是贫混合物，但也可引入或混合高度活性的气体。
本发明的有利实施例涉及其在从属权利要求的主题中的目的。
附图说明
在下列一个或多个附图中更详细地示出和描述了本发明的优选示例性实施例。对于直接理解本发明非必要的所有元件均已被省略。在各个附图中赋予相同的元件相同的附图标记。在附图中：
图1示出穿过其中插入过渡导管的根据本发明的燃气涡轮组件的高度简化的纵向剖视图；
图2示出穿过燃气涡轮组件的剖视图；
图3示出一致的燃烧器元件的另一个构型；
图4示出一致的燃烧器元件的另一个构型。
部件列表
1   燃气涡轮组件
2   压缩机
3   第一反应区
4   第二反应区
5   涡轮
6   第一燃料供应装置
7   燃料喷枪
8   第一燃烧器
9   第二燃烧器
10   第二燃料供应装置
11   过渡导管
12   转子
13   外壳
14   冷却空气包层(envelop)
15   燃烧路径
16   喷射装置
17   环形传送导管
18   冷却空气支路
100, 200, 300   燃烧室元件。
具体实施方式
图1示出燃气涡轮组件1，其由压缩机2、第一燃烧器8、第二燃烧器9和至少一个涡轮5组成，涡轮5在属于第二燃烧器9的反应区4的下游工作。第一燃烧器8布置在压缩机2的下游且由在压缩机中压缩的空气作用。第二燃烧器9布置在属于第一燃烧器8的反应区3的下游。第一燃烧器8具有第一燃料供应装置6，该装置将气体和/或液体燃料经由燃料喷枪7供应至所述第一燃烧器8。第二燃烧器9具有独立的第二燃料供应装置10，该装置同样确保气体和/或液体燃料的供应。在紧邻第一燃烧器8的下游处，相关联的反应区3起作用，并且在反应区3的下游布置有过渡导管11，过渡导管11根据其构型可设计用于各种目的。下文将更详细地对此进行说明。第一燃烧器8和第二燃烧器9以及相关联的反应区3、4和连接在它们之间的过渡导管11形成自行封闭的燃烧室元件100，该元件独立操作，如各个燃料源6和10所示。因此，在这里，顺序燃烧不通过如例如在WO 03/038253中也描述的公共的均匀环形燃烧室发生，而是通过围绕燃气涡轮组件1的转子12单独地布置的多个燃烧室元件100发生(在这一点上参见图2)。
这样布置的燃烧室元件100的数量取决于燃气涡轮组件1的尺寸和将达到的输出功率。燃烧室元件100被容纳在燃气涡轮组件1的外壳13中，同时被空气包层14包围，压缩空气经由空气包层14流至第一燃烧器8。
过渡导管11包含此处由箭头表示的燃烧气体路径15，且当燃气涡轮组件1运转时，第一燃烧器8的燃烧气体流过燃烧气体路径15。
可操作地连接到过渡导管11的该燃烧路径15在其功能方面可被单独地构造。
在图1中，过渡导管11可操作地连接到喷射装置16，喷射装置16经由受控的管线18连接到压缩空气14，并且可将冷却空气经由喷射装置16引入或喷入由箭头表示的燃烧气体路径15中。喷射装置16也可用外部进料的冷却介质操作。外部供应的冷却介质可适宜地为对燃烧反应具有惰性的流体，例如水或水蒸气。同样可使用新鲜空气、旁路空气或冷却空气作为外部冷却介质。
在过渡导管11的另一个实施例中，过渡导管可设计为热交换器。这样的热交换器同样具有已描述的燃烧气体路径15，第一燃烧器8的燃烧气体也流过燃烧气体路径15。这样构造的这种燃烧气体路径15提供了冷却介质路径，该路径从第一燃烧器8的高度加热的燃烧气体提取热量。利用过渡导管11的这样的实施例，可因此认为，燃烧室元件100直接联接到热传递部。当燃气涡轮组件1操作时，冷却介质例如水或水蒸气流过冷却介质路径，以便进料到设计为热交换器的过渡导管11。在这样的热交换器中，热量被从燃烧气体提取并传递到在那里使用的冷却介质，结果导致由第一燃烧器8的操作产生的燃烧气体被冷却，而冷却介质实际上被加热。受热的冷却介质可接着在热交换器的下游用于其它过程。例如，冷却介质在其为水蒸气的情况下可供应至蒸汽涡轮。
过渡导管11也可设计用于另一类型的操作，其中喷射装置16被构造为内部喷射装置，其将相应的冷却介质在内部(即从内部)供应至燃烧气体路径15。内部供应的冷却介质适宜地为可在合适的位置从燃气涡轮组件1的冷却空气系统抽取的冷却空气。例如，在燃烧室元件100外壳13被由压缩空气组成的空气包层14包围之后，可容易地实现这一目的。
如果均匀转子12的长度被最小化，则可提供这样的构型：其中燃烧室元件100不再基本上水平地运行，而是在竖直方向上大致从中间倾斜，这样，使得各个燃料喷枪7基本上倾斜地至竖直地或准竖直地在顶侧刺穿外壳。转子13的长度可因此借助于这样的方式而显著地减小。
不论燃烧器元件100的路线如何，根据本发明的燃气涡轮组件1均适宜地操作如下：
压缩机2生成供应至第一燃烧器8的压缩空气。在这种情况下，压缩空气的支流可用作冷却气体或冷却空气并用于冷却燃气涡轮组件1的各种部件。第一燃料供应装置6将燃料直接喷入每个燃烧室元件100的各个燃烧器中，所述燃烧器由压缩空气作用且被设计为预混燃烧器8。燃料喷射和相应的预混燃烧器8在这种情况下彼此协调，以便形成在第一反应区3内燃烧的具有对于污染物排放和效率来说有利的值的贫燃料/氧化剂混合物。在这种情况下出现的燃烧气体经由已描述的过渡导管11供应至第二燃烧器9。
如果该过渡导管11设计为热交换器，则来自第一反应区3的燃烧气体被冷却至一定程度，即使得经由第二燃料供应装置10发生的进入燃烧气体的燃料喷射不导致在第二反应区4以外不期望的过早自燃。例如，燃烧气体借助于这样的热交换器被冷却至约1100℃或以下。
燃料接着再次在燃烧器9中借助于第二燃料供应装置10供应至这里也以这种方式冷却的燃烧气体，燃烧器和燃料源被构造成以便从它们形成贫燃料/氧化剂混合物，该混合物在第二反应区4中以就污染物排放和效率而言有利的值燃烧。
在第二反应区4中形成的燃烧气体接着作用于后面的涡轮5。在此上下文中，可存在使所有独立操作的燃烧室元件100形成公共环形传送导管17的装置，以使得直接作用于下游的涡轮5可被均匀地作用。
在第二燃料供应装置9喷射燃料之前冷却第一反应区3内的燃烧气体和排气的结果是：在借助于第二燃料供应装置10喷射的燃料自燃之前，在燃烧器9的区域中可发生充分的混合物形成。该措施确保可发生期望的贫燃烧。
作为第一反应区3的燃烧排气冷却的结果，因此可借助于第二燃料供应装置10将燃料直接喷入接着冷却的燃烧气体中。这是特别有利的，因为可因此采用用于直接燃料喷射的实践中证明有效的常规技术。(例如，相关的具体公开可在此处被引用并然后形成本说明书的组成部分。)
由此实现的贫/贫燃烧的基本优点是，一方面就燃气涡轮组件1的污染物排放和效率而言改善的值。另一方面，当燃气涡轮组件1超出标称操作状态操作时出现优点。例如，燃气涡轮组件1(也就是说，各个燃烧室元件100)也可仅用一个燃烧器8、9操作，适宜地用第一燃烧器8，例如以便允许部分负载操作。在燃气涡轮组件1的这种部分负载操作中，第一燃烧器8可在其标称操作点处操作，结果导致甚至在部分负载情况下也可实现对于污染物排放和效率来说有利的值。而且，为在启动期间和/或在峰值负载时简单地增加燃气涡轮组件1的功率输出提供了可能性，例如因为增加的燃料量被供应至第二燃烧器9。
特别地因为作为本发明基础的燃气涡轮组件利用多个独立操作的燃烧室元件100运行，所以也可存在用于部分负载操作的装置，从而不必减小第一燃烧器8的操作负载，但可减少满负载操作的燃烧室元件100的数量。灵活性、效率增益和根据本发明的燃气涡轮组件1中的污染物排放的最小化可因此在任何操作状态下被最大化。
此外，应当指出，在顺序燃烧中，基本上不必供应额外的新鲜气体(空气量)，以便为第一燃烧器8和第二燃烧器9提供贫的燃料/氧化剂混合物。为此，为供应至第一燃烧器8的燃料/氧化剂混合物选择的燃料/空气比如此低，使得在第二反应区4中的燃烧反应所需的燃料量仍可被供应至发生在第一燃烧器8中的贫燃烧气体，并且由此形成的用于第二反应区4的燃料/氧化剂混合物仍然足够稀薄以实现期望的低污染物和高效燃烧。
同时在借助于上述热交换器的燃烧气体的冷却中，从第一反应区3到第二反应区4的质量流量基本上保持恒定，可提供至第二反应区4的质量流量可借助于根据图1的喷射装置16而增加。
因此可同时实现随后的涡轮5的功率增加。用喷射装置16操作的过渡导管11的冷却装置是有用的，特别是在冷却介质的喷射将用于简单地增加燃气涡轮组件1的功率时，例如以便跨过峰值负载时间和/或加速燃气涡轮组件1的启动时。
如上文在“发明内容”部分已详细阐述的，即使在各个燃烧器元件100的流动路径在压缩机2与涡轮5之间不具有连续的独立性，而是具有如例如结合到涡轮的传送导管的情况那样具有环形一致形式的中间部分，结合第一燃烧器8和第二燃烧器9提出的顺序燃烧也是可能的。这样的部分也可直接称为过渡导管11。基本上，也不排除反应区3、4中的一个具有一致的环形设计时的情况。因此，每个燃烧器元件100就流动而言独立的部分也有可能仅指燃烧器8、9周围的区域。
图2构成图1的截面II-II。此处可清楚地看出以围绕转子12的环的形式布置的燃烧器元件100的构型。
图3示出在流动方向上具有多个变化的横截面轮廓的燃烧器元件200。在头部侧上，燃烧器元件200的第一部分不再配备有单个燃烧器，而是具有本身可由一致或不同的燃烧器构成的燃烧器组201。此处也可使用预混燃烧器、扩散燃烧器、混合燃烧器等，并且在这种情况下也可采用所述燃烧器的组合。第一反应区3跟在该第一燃烧器组的下游并且大致相当于图1中的第一反应区。在该反应区3的下游侧上，初始的横截面合并成收缩部。该构造形成新的高度收缩的横截面203，其中使用SEV燃烧器202(此处也将提及具体的相关公开)。该SEV燃烧器202具有第二燃烧器的功能并且实现了完成热气体的热处理的另一任务。当然，此处不但可提供单独的燃烧器，而且此处也可操作整个燃烧器组。就SEV燃烧器202的操作模式而言，对所提及的形成本说明书的组成部分的公开进行引用。然后紧接着第二反应区4，该反应区4至少初始地具有第一反应区3的大致圆形的横截面。然而，随后的延伸然后合并成大致矩形的横截面轮廓204，该轮廓为将作用于的随后的涡轮5形成最佳流动条件。
关于当根据本发明的燃气涡轮组件操作时的燃料分隔，做出如下声明。

Claims (33)

1. 一种燃气涡轮组件，其基本上由至少一个压缩机、至少一个第一燃烧器(8, 201)、在所述第一燃烧器之后的至少一个第二燃烧器(9, 202)、在所述第二燃烧器之后的至少一个涡轮(5)、至少一个转子组成，至少所述第一和/或所述第二燃烧器(8, 9)在由所述燃烧器形成的燃烧路径的流动方向上形成至少一个燃烧室元件(100, 200, 300)的一体部分，所述至少一个燃烧室元件(100, 200, 300)在所述压缩机(2)和涡轮(5)之间延伸且封闭或实际上自行封闭，所述燃烧室元件具有管状或准管状或形状变化的横截面，并且所述燃烧室元件在距所述燃气涡轮组件的转子的径向距离处延伸。
2. 根据权利要求1所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述燃烧路径具有布置在所述燃烧器下游的至少一个反应区(3, 4)。
3. 根据权利要求1所述的燃气涡轮组件，其特征在于，至少两个燃烧室元件在其燃烧路径的流动方向上具有至少一个中间互相连通的通流区。
4. 根据权利要求1至3中的一项所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述燃烧室元件在其流动路线中具有至少一个公共环形通流区。
5. 根据权利要求1至4中的一项所述的燃气涡轮组件，其特征在于，过渡导管(11)布置在所述第一反应区(3)的下游和所述第二燃烧器(9)的上游。
6. 根据权利要求5所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述过渡导管(11)设计为扩散器。
7. 根据权利要求5所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述压缩机空气和/或蒸汽量和/或另一种气体的一部分可被引入所述过渡导管中。
8. 根据权利要求5所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述过渡导管设计为热交换器。
9. 根据权利要求1所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述第一燃烧器(8)为预混燃烧器。
10. 根据权利要求9所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述预混燃烧器根据依照EP 0 321 809 A的一个或多个权利要求构造。
11. 根据权利要求10所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述预混燃烧器可至少用富H2燃料操作。
12. 根据权利要求9所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述预混燃烧器根据依照EP 0 704 657 A的一个或多个权利要求构造。
13. 根据权利要求12所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述预混燃烧器可至少用富H2燃料操作。
14. 根据权利要求1所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述第二燃烧器(9)根据依照EP 0 620 362 A和DE 103 12 971的一个或多个权利要求构造。
15. 根据权利要求14所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述燃烧器可至少用富H2燃料操作。
16. 根据权利要求1至15中的一项所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述燃烧室元件在所述第二反应区(4)的下游和所述涡轮(5)的上游会聚成环形传送导管(17)。
17. 根据权利要求16所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述传送导管(17)在涡轮(5)的上游可操作地流动连接到从那里发出的所述管状燃烧室元件。
18. 根据权利要求16所述的燃气涡轮组件，其特征在于，到所述涡轮(5)的所述传送导管(17)具有一致的环形通流横截面。
19. 根据权利要求1至18中的一项或多项所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述压缩机(2)和涡轮(5)的旋转部件布置在公共转子(12)上。
20. 根据权利要求1至19中的一项所述的燃气涡轮组件，其特征在于，所述燃气涡轮组件为气体/蒸汽联合循环发电设备的一体部分。
21. 一种用于操作燃气涡轮组件的方法，所述燃气涡轮组件基本上由至少一个压缩机、至少一个第一燃烧器(8, 201)、在所述第一燃烧器之后的至少一个第二燃烧器(9, 202)、在所述第二燃烧器之后的至少一个涡轮(5)组成，至少所述第一和所述第二燃烧器(8, 9)在其燃烧路径的流动方向上形成管状或准管状燃烧室元件(100, 200, 300)的一体部分，所述燃烧室元件(100, 200, 300)在所述压缩机(2)和涡轮(5)之间延伸且封闭或实际上自行封闭，所述燃烧室元件以围绕所述燃气涡轮组件的转子(12)的形式布置，并且燃烧室元件通过顺序燃烧操作。
22. 根据权利要求21所述的方法，其特征在于，来自所述燃气涡轮组件的排气的潜热被用于操作蒸汽回路。
23. 根据权利要求21和22所述的方法，其特征在于，燃气涡轮组件用多个管状燃烧室元件操作，所述多个管状燃烧室元件围绕所述转子布置并且在操作期间相对于彼此产生另一种独立、准独立或连通的燃烧。
24. 根据权利要求21至23中的一项所述的方法，其特征在于，来自第一燃烧的所述燃烧气体在属于所述第一燃烧器(8)的反应区(3)的下游和所述第二燃烧器(9)的上游的中间过渡导管(11)中冷却。
25. 根据权利要求24所述的方法，其特征在于，来自第一燃烧的所述燃烧气体借助于在属于所述第一燃烧器(8)的反应区(3)下游和所述第二燃烧器(9)上游的中间过渡导管(11)中的热交换器中冷却。
26. 根据权利要求24和25中的一项所述的方法，其特征在于，惰性流体，特别是水、水蒸气、新鲜空气、旁路空气或冷却空气，被用于冷却所述燃烧气体。
27. 根据权利要求21至26中的一项所述的方法，其特征在于，第一燃料供应至所述第一燃烧器(8)，第二燃料供应至所述第二燃烧器(9)，并且所述第二燃料被直接喷入来自第一燃烧的所述燃烧气体中。
28. 根据权利要求21至27中的一项所述的方法，其特征在于，用于所述第一和/或所述第二燃烧器的燃料由贫混合物形成。
29. 根据权利要求21至28中的一项所述的方法，其特征在于，另一种燃料被喷入所述中间过渡导管(11)中。
30. 根据权利要求29所述的方法，其特征在于，贫混合物和/或高度活性的气体被用作燃料。
31. 根据权利要求21至30中的一项所述的方法，其特征在于，燃气涡轮组件的部分负载操作根据依照EP 0 646 705的标准执行。
32. 根据权利要求21至31中的一项所述的方法，其特征在于，燃气涡轮组件的部分负载操作根据依照EP 0 646 704的标准执行。
33. 根据权利要求21至32中的一项所述的方法，其特征在于，燃气涡轮组件的部分负载操作根据依照EP 0 718 470的标准执行。
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RU (1) RU2563446C2 (zh)
WO (1) WO2012136787A1 (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104061595A (zh) * 2013-03-18 2014-09-24 通用电气公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的连续燃烧衬套
CN104776450A (zh) * 2014-01-10 2015-07-15 阿尔斯通技术有限公司 具有稀释气体的顺序燃烧组件
CN105423341A (zh) * 2015-12-30 2016-03-23 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 有值班火焰的预混式低排放燃气轮机燃烧室
CN105715378A (zh) * 2014-12-22 2016-06-29 通用电器技术有限公司 冷却和稀释空气的分开供给
CN107917441A (zh) * 2016-10-06 2018-04-17 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃烧器装置和包括所述燃烧器装置的燃气涡轮发动机
CN108204603A (zh) * 2016-12-16 2018-06-26 安萨尔多能源公司 燃烧器组件、包括其的燃气涡轮设备和操作此设备的方法
CN111623373A (zh) * 2019-02-28 2020-09-04 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的顺序燃烧器、其运行方法和其整修方法

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014029512A2 (en) * 2012-08-24 2014-02-27 Alstom Technology Ltd Sequential combustion with dilution gas mixer
CA2829613C (en) 2012-10-22 2016-02-23 Alstom Technology Ltd. Method for operating a gas turbine with sequential combustion and gas turbine for conducting said method
CA2830031C (en) 2012-10-23 2016-03-15 Alstom Technology Ltd. Burner for a can combustor
EP2725197A1 (en) 2012-10-24 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Combustor transition
CA2887454A1 (en) 2012-10-24 2014-05-01 Alstom Technology Ltd. Sequential combustion with dilution gas mixer
EP2725196A1 (en) 2012-10-24 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Combustor transition
US9360217B2 (en) 2013-03-18 2016-06-07 General Electric Company Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine
US10436445B2 (en) 2013-03-18 2019-10-08 General Electric Company Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US9322556B2 (en) 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US9316396B2 (en) * 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine
US9631812B2 (en) 2013-03-18 2017-04-25 General Electric Company Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine
US9400114B2 (en) 2013-03-18 2016-07-26 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine
CN105121962B (zh) * 2013-04-25 2018-06-22 安萨尔多能源瑞士股份公司 具有稀释气体的连续燃烧
EP2796789B1 (en) 2013-04-26 2017-03-01 General Electric Technology GmbH Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine
US10400674B2 (en) * 2014-05-09 2019-09-03 United Technologies Corporation Cooled fuel injector system for a gas turbine engine and method for operating the same
US9869250B2 (en) * 2014-05-20 2018-01-16 United Technologies Corporation Particle tolerant turboshaft engine
EP2993404B1 (en) * 2014-09-08 2019-03-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Dilution gas or air mixer for a combustor of a gas turbine
EP3015661A1 (en) 2014-10-28 2016-05-04 Alstom Technology Ltd Combined cycle power plant
EP3015771B1 (en) 2014-10-31 2020-01-01 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor arrangement for a gas turbine
EP3015772B1 (en) 2014-10-31 2020-01-08 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor arrangement for a gas turbine
EP3023696B1 (en) 2014-11-20 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Lobe lance for a gas turbine combustor
EP3026219B1 (en) 2014-11-27 2017-07-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Support segment for a transition piece between combustor and turbine
EP3026218B1 (en) 2014-11-27 2017-06-14 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement
EP3037728B1 (en) * 2014-12-22 2020-04-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Axially staged mixer with dilution air injection
EP3124749B1 (en) 2015-07-28 2018-12-19 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement
US20180258778A1 (en) * 2015-08-28 2018-09-13 Siemens Aktiengesellschaft Non-axially symmetric transition ducts for combustors
JP6895182B2 (ja) 2016-02-18 2021-06-30 ユーアール２４ テクノロジー，エルエルシー 体液の自動的採取および分析
DE102017121841A1 (de) * 2017-09-20 2019-03-21 Kaefer Isoliertechnik Gmbh & Co. Kg Verfahren und Vorrichtung zur Umsetzung von Brennstoffen
EP3517759A1 (en) * 2018-01-25 2019-07-31 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine plant and method for operating a gas turbine plant
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
USD969308S1 (en) 2020-05-28 2022-11-08 Ur24Technology, Inc. Fluid collection apparatus
US11371709B2 (en) 2020-06-30 2022-06-28 General Electric Company Combustor air flow path
CN114508425B (zh) * 2021-12-06 2023-06-06 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于换热、射流及补氧的发动机进口空气冷却方法
US11828469B2 (en) 2022-03-03 2023-11-28 General Electric Company Adaptive trapped vortex combustor
US11747019B1 (en) * 2022-09-02 2023-09-05 General Electric Company Aerodynamic combustor liner design for emissions reductions
US11788724B1 (en) * 2022-09-02 2023-10-17 General Electric Company Acoustic damper for combustor
US12078353B2 (en) 2022-11-24 2024-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft power plant with interburner

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0314112A1 (en) * 1987-10-27 1989-05-03 Kabushiki Kaisha Toshiba Combustor for gas turbine
WO2003038253A1 (de) * 2001-10-31 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Sequentiell befeuerte gasturbogruppe
DE10312971A1 (de) * 2003-03-24 2004-12-02 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren
EP2206959A2 (en) * 2009-01-09 2010-07-14 General Electric Company Premixed partial oxidation syngas generation and gas turbine system

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1309873C (en) * 1987-04-01 1992-11-10 Graham P. Butt Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling
CH674561A5 (zh) 1987-12-21 1990-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
CH687269A5 (de) 1993-04-08 1996-10-31 Abb Management Ag Gasturbogruppe.
CH687831A5 (de) * 1993-04-08 1997-02-28 Asea Brown Boveri Vormischbrenner.
EP0646705B1 (de) 1993-09-06 1999-06-09 Asea Brown Boveri Ag Verfahren zur Erstellung eines Teillastbetriebes bei einer Gasturbogruppe
EP0646704B1 (de) 1993-09-06 1997-11-26 Asea Brown Boveri Ag Verfahren zur Regelung einer mit zwei Brennkammern bestückten Gasturbogruppe
CA2141066A1 (en) * 1994-02-18 1995-08-19 Urs Benz Process for the cooling of an auto-ignition combustion chamber
DE4426351B4 (de) * 1994-07-25 2006-04-06 Alstom Brennkammer für eine Gasturbine
DE4435266A1 (de) 1994-10-01 1996-04-04 Abb Management Ag Brenner
DE4446610A1 (de) 1994-12-24 1996-06-27 Abb Management Ag Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe
US5974781A (en) * 1995-12-26 1999-11-02 General Electric Company Hybrid can-annular combustor for axial staging in low NOx combustors
US20020157400A1 (en) * 2001-04-27 2002-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine with combined can-type and annular combustor and method of operating a gas turbine
US20030221409A1 (en) * 2002-05-29 2003-12-04 Mcgowan Thomas F. Pollution reduction fuel efficient combustion turbine
WO2003038242A1 (de) * 2001-10-30 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Turbomaschine
DE10233113A1 (de) * 2001-10-30 2003-05-15 Alstom Switzerland Ltd Turbomaschine
US6568187B1 (en) * 2001-12-10 2003-05-27 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
US6792763B2 (en) * 2002-08-15 2004-09-21 Power Systems Mfg., Llc Coated seal article with multiple coatings
US6868676B1 (en) * 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
US8015818B2 (en) * 2005-02-22 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Cooled transition duct for a gas turbine engine
US20070033945A1 (en) * 2005-08-10 2007-02-15 Goldmeer Jeffrey S Gas turbine system and method of operation
US8387398B2 (en) * 2007-09-14 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel
EP2072899B1 (en) * 2007-12-19 2016-03-30 Alstom Technology Ltd Fuel injection method
US8166764B2 (en) * 2008-07-21 2012-05-01 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
US8549859B2 (en) * 2008-07-28 2013-10-08 Siemens Energy, Inc. Combustor apparatus in a gas turbine engine
US8661779B2 (en) * 2008-09-26 2014-03-04 Siemens Energy, Inc. Flex-fuel injector for gas turbines
CH700796A1 (de) * 2009-04-01 2010-10-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zum CO-emissionsarmen Betrieb einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung und Gasturbine mit verbessertem Teillast- Emissionsverhalten.
US8616002B2 (en) * 2009-07-23 2013-12-31 General Electric Company Gas turbine premixing systems
US8925328B2 (en) * 2009-10-26 2015-01-06 Siemens Energy, Inc. Gas turbine starting process
RU2447304C2 (ru) * 2010-03-19 2012-04-10 Общество с ограниченной ответственностью Финансово-промышленная компания "Космос-Нефть-Газ" Газотурбинная установка
RU2531110C2 (ru) * 2010-06-29 2014-10-20 Дженерал Электрик Компани Газотурбинная установка и установка, содержащая лопатки-форсунки (варианты)
EP2738372B1 (en) * 2012-11-29 2018-02-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine temperature measurement

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0314112A1 (en) * 1987-10-27 1989-05-03 Kabushiki Kaisha Toshiba Combustor for gas turbine
WO2003038253A1 (de) * 2001-10-31 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Sequentiell befeuerte gasturbogruppe
DE10312971A1 (de) * 2003-03-24 2004-12-02 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren
EP2206959A2 (en) * 2009-01-09 2010-07-14 General Electric Company Premixed partial oxidation syngas generation and gas turbine system

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104061595B (zh) * 2013-03-18 2018-02-27 通用电气公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的连续燃烧衬套
CN104061595A (zh) * 2013-03-18 2014-09-24 通用电气公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的连续燃烧衬套
CN104776450B (zh) * 2014-01-10 2019-07-09 安萨尔多能源瑞士股份公司 具有稀释气体的顺序燃烧组件
US10151487B2 (en) 2014-01-10 2018-12-11 Ansaldo Energia Switzerland AG Sequential combustion arrangement with dilution gas
CN104776450A (zh) * 2014-01-10 2015-07-15 阿尔斯通技术有限公司 具有稀释气体的顺序燃烧组件
US10443849B2 (en) 2014-12-22 2019-10-15 Ansaldo Energia Switzerland AG Separate feedings of cooling and dilution air
CN105715378B (zh) * 2014-12-22 2021-06-04 安萨尔多能源瑞士股份公司 冷却和稀释空气的分开供给
CN105715378A (zh) * 2014-12-22 2016-06-29 通用电器技术有限公司 冷却和稀释空气的分开供给
CN105423341A (zh) * 2015-12-30 2016-03-23 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 有值班火焰的预混式低排放燃气轮机燃烧室
US10851997B2 (en) 2016-10-06 2020-12-01 Ansaldo Energia Switzerlang Ag Combustor device for a gas turbine engine and gas turbine engine incorporating said combustor device
CN107917441A (zh) * 2016-10-06 2018-04-17 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃烧器装置和包括所述燃烧器装置的燃气涡轮发动机
CN107917441B (zh) * 2016-10-06 2021-06-08 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃烧器装置和包括所述燃烧器装置的燃气涡轮发动机
CN108204603B (zh) * 2016-12-16 2020-10-30 安萨尔多能源公司 燃烧器组件、包括其的燃气涡轮设备和操作此设备的方法
CN108204603A (zh) * 2016-12-16 2018-06-26 安萨尔多能源公司 燃烧器组件、包括其的燃气涡轮设备和操作此设备的方法
CN111623373A (zh) * 2019-02-28 2020-09-04 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的顺序燃烧器、其运行方法和其整修方法
CN111623373B (zh) * 2019-02-28 2023-05-16 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的顺序燃烧器、其运行方法和其整修方法

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