CN1181456A - 具有顺序燃烧的燃气轮机 - Google Patents

具有顺序燃烧的燃气轮机 Download PDF

Info

Publication number
CN1181456A
CN1181456A CN97120031A CN97120031A CN1181456A CN 1181456 A CN1181456 A CN 1181456A CN 97120031 A CN97120031 A CN 97120031A CN 97120031 A CN97120031 A CN 97120031A CN 1181456 A CN1181456 A CN 1181456A
Authority
CN
China
Prior art keywords
gas turbine
firing chamber
cooling
level
chopped
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN97120031A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1161540C (zh
Inventor
R·马米利克
B·舒尔特－韦尼恩
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Asea Brown Boveri AG Switzerland
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Asea Brown Boveri AG Switzerland filed Critical Asea Brown Boveri AG Switzerland
Publication of CN1181456A publication Critical patent/CN1181456A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1161540C publication Critical patent/CN1161540C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/003—Gas-turbine plants with heaters between turbine stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

在一种具有顺序燃烧和两个燃烧室的燃气轮机以及每个有关燃气轮机的情形中,设置在环形输送管道中的次级导流栅安排在进入第二级燃烧室之前的首级燃气轮机的下游一侧。此次级导流栅的许多叶片产生相对于混合元件的无攻角气流,此混合元件处于第二级燃烧室中并在叶片的气流平面内,它们在每种情形下组合在一起构成一个装配体。由于在第二级燃烧室中的无攻角入射流,混合元件产生一种均匀分离的涡流,在效率和此涡流污染排放方面优化了后继的自点火式的燃烧。

Description

具有顺序燃烧的燃气轮机
本发明涉及一种具有顺序燃烧的燃气轮机，其包括压气机单元，第一燃烧室，第一燃气轮机，第二燃烧室，第二燃气轮机，第二燃烧室有混合元件其用于产生与下游燃料喷射相互作用的涡流。
在已经由EP-0620362A1公开的具有顺序燃烧的燃气轮机中，燃料/空气混合物在首级燃烧室中燃烧，然后在首级燃气轮机中膨胀后送入第二燃烧级。
离开首级燃气轮机叶轮的气流的速度分布剧烈地变动，以致此气流必须进行校正以便保证一种最佳的入射气流进入到下一个属于第二级燃烧室的混合元件，由此实现这些部分膨胀的热气体与送入第二级燃烧室的燃料尽可能的完全混合，以这样一个事实为基础，即第二级燃烧室是按照一种自点火过程来运行，因此就必须特别重视达到最佳混合以使效率最高和污染排放最小。
喷射到第二级燃烧室的燃料的完全混合的质量主要取决于由混合元件对部分膨胀的热气体流引起的涡动性质，即这样来设计混合元件，使它能提供一种为最佳混合和燃烧提供最好前提的涡流。然而这需要混合元件在整个气流的横截面上经受无攻角入射流(a neutral incidentflow)，但是由于已提到的理由，无攻角入射流是不出现在首级燃气轮机下游的。
因此本发明的一个目的是为首级燃气轮机的下游提供一种新装置，这种装置能保证下游混合元件受到无攻角入射流。
本发明的一个基本优点可从以下事实看出，这些装置是以这样一种方法设计的，即它们对在首级燃气轮机已部分膨胀的热气体的整个气流产生一种校正效果。因此这些装置安排在燃气轮机叶轮与第二级燃烧室的设计成涡流发生器的下游混合元件之间，因此按照要求的目的从那里产生一种无攻角气流，然后此无攻角气流以同等的数量和质量进入单个的混合元件。
由于来自首级燃气轮机的部分膨胀了的热气体形成一高速气流，这就导致相对于形成这种相同无攻角气流的装置而言的高的热负荷，本发明的进一步的优点可从以下事实看出，即提供了一种和第二级燃烧室的冷却技术及冷却形态相协调的高效冷却技术，正如在公开文本EP-0669500 A1所提出的，此公开文本是本说明书的一个组成部分，但是对燃气轮机循环的输出和效率甚至没有极小的不利影响。
按照本发明的目的达到的优点和有利发展将在进一步的从属权利要求中限定。
通过参照以下的详述并参照附图。本发明更完全的正确评价及其许多伴随的优点将容易地获得公认。并能更好理解本发明，其中：
图1表示首级燃气轮机下游和第二级燃烧室上游的环形输送管道的一个截面；
图2表示装在图1输送管道内并有适当冷却的导流叶片；
图3表示环形输送管道另外一种的实施方案；以及
图4表示装在图3输送管道内并有适当冷却的导流叶片。
现在参照附图，其中类似的参考数字在全部视图中表示相同的或相应的零件，对理解本发明无直接关系的所有零件略去不叙，同时介质流的方向由箭头指示，图1表示安排在燃气轮机(未详细示出)下游和第二级燃烧室(同样未详细示出)上游的环形输送管道1，但是此处来示出的一种顺序燃烧的燃气轮机装置在公开文本EP-0620362 A1中是明显的，来自首级燃气轮机的部分膨胀的热气体2流过此处所示的环形输送管道1，随后在第二级燃烧室中的混合元件由此气流产生一个由这些混合元件结构而形成的涡流之前，并入一个下游的扩散器3。输送管道1本身包括一个内平台4和一个外平台5，它们形成了热气体从首级燃气轮机到第二级燃烧室的导流的连续部分。如EP-0620326 A1所示，第二级燃烧室和安排在此环形导流管道圆周方向上及所示混合元件下游的许多燃烧喷嘴一起工作。在本例中，三个叶片6a-c分布在这些燃烧喷嘴的每一个上或分别分布在对应的和燃烧喷嘴相互配合的混合元件上，同时叶片6a-c安排在输送管道1中一个偏离其前缘7的位置。内、外平台4、5是分隔开的，并通过许多支柱8在圆周方向上彼此连接在一起，这些支柱8处在分别位于下游第二燃烧室中的各个混合元件或各燃料喷嘴之间的中间间隙平面上，并由它们在环形输送管道1内形成单个的部分贯流管道，其中在每个例子中所述的贯流管道由所述的3个叶片再依次细分。因此这些支柱8基本上不参予从第一级燃气轮机来的涡流的平滑化、相反它们用于适应输送管道1的内、外支承结构的机械连接元件9以及用于通过空气流10，该空气流一方面用于冷却燃气轮机的各种热负荷元件，另一方面用于冷却环形管道1的元件。此处应特别强调第二级燃烧室内壁、转子和第二级燃气轮机叶轮的冷却。叶片6a-c以及其它形成次级导流栅(row)的环形输送管道1的叶片设置在首级燃气轮机叶片下游的2-3个弦(chord lengths)长处，通过这种设置在栅处有可能按照扩散或类似扩散状态来设计中间截面。以此尺度来设计作为扩散通道的所述的中间截面，叶片的需要数能大大地减少，同时次级导流栅的单个叶片6a-c在圆周方向上可设计成更宽，这两项措施导致在不减少校正效果的情况下，降低叶片6a-c在前缘7和沿平台4、5两个内壁的热负荷，因此冷却空气输入量与采用现有技术的次级导流叶片栅相比较时变得显著地降低。叶片6a-c以这样一种方式来设计，即它们对涡流要有校正作用。总而言之，此处的目的是使处在第二级燃烧室中的混合元件经受无攻角入射流。为紧随着的燃料喷射的发生的涡流特性只能由混合元件的结构引起。这是必需的，因为需要产生加入燃料均匀的最佳混合，以使在第二级燃烧室中，由自点火产生的燃烧在整个气流的横截面上均匀地起作用，即不产生局部温度峰值，这种局部温度峰值会增加污染排放，尤其是氧化氮(Nox)值。
此外，从图1可以看出，次级导流栅6a-c和支柱8设计成一个零件，同时正如已数次提及的，它们是安装在首级燃气轮机和第二级燃烧室之间。由压气机提供的用于冷却燃气轮机整个中心部分的空气主流的大约85％首先对流地冷却首级燃烧室的壁，然后进入喷射冷却的第二级燃烧室的高压区(未作任何更详细表示)上游。转向了的空气主流的剩余15％直接从压气机进入较小的属于次级导流栅结构的高压区(在图1中未作任何更详细表示)。从那里此气流通过外平台5的冲击冷却11，然后进入次级导流叶片6a-c的径向的对流管道，这是为了达到将相对于部分膨胀的热气体2方向的横向气流冷却目的，随后流过并进入属于内平台4的一个喷射高压区，该内平台4同样由喷射流15进行冷却。空气主流10流过支柱8，然后同样进入所述的喷射高压区12。这种设计的优点是，除去用于冷却目的空气主流提前被分流外，还能依靠整个空气流在第二燃烧室进行喷射冷却。
这里可以获得环形输送管道1的首级高压区与进一步的喷射高压区12之间的压力差，以此作为冷却次级导流栅6a-c的压力梯度。该压力差主要由首级燃烧室壁的冷却来确定。
图2表示已经提到的属于次级导流栅的叶片6a-c的对流冷却，叶片6a-c在内部具有一行并排安排的径向的通道13，借助于它们冷却空气形成相对于来自首级燃气轮机的部分膨胀的热气体的方向的横向气流。叶片6a-c细分成多个间隔，通道13由槽形成，其流体方向由嵌件14来影响。
图3表示输送管道20的一个另外的实施方案，它同样是为了次级导流栅结构的目的而构造的，此输送管道20是一个独立的嵌入件，其嵌在首级燃气轮机下游和第二级燃烧室上游中间，这就使得第二级燃烧室和此处所示的次级导流栅的冷却有可能以这样一种方式个别地和优化地安排，尤其是燃气轮机的整个中心部分的冷却在部分负荷的情况下，特别对燃气轮机，得到改善。此办法特别是在进一步增加顺序燃烧的燃气轮机的输出时尤为重要。供次级导流栅部分冷却的冷空气同样首先流入一个高压区(未作任何更详细表示)，由此处它对外平台5起冲击冷却21的作用，以便紧接着由开口22流入支柱前缘23的径向对流管道，靠它产生相应于部分膨胀的热气体流2的横向气流冷却。
此冷空气然后以图1已表示的类似方式进入内平台4下面的一个高压区。在那里转移进入内区域的此空气的一小部分(大约10-30％)通过内平台4的冲击冷却，然后它进入次级导流栅三个叶片6a-c(此处示出)各自的径向进给通道，它同样进行图1所示的实施方案中所述的校正作用，叶片6a-c内部的冷却型式从图4是显而易见的。
图4表示次级导流栅叶片6a-c的具体的冷却。按照图3所描述的，冷却空气进入叶片各自的径向进给通道24，首先通过一个冲击板25冷却各自的前缘28，然后以普通冷却方式沿内壁26以平行于来自首级燃气轮机的部分膨胀的热气体2的流向流动以便紧接着被射入叶片后缘的热气体中。由此获得了位于部分高压区和叶片后缘27之间的压差，其作为次级导流栅冷却的驱动压力梯度。
很显然，在上述教导下，对本发明进行多种改进和变化是完全可能的，因此应当理解，在所附的权利要求的范围内，本发明可以以与这里所具体描述的不同的方式进行实施。
   名称表1    环形输送管道2    部分膨胀的热气体3    下游扩散器4    内平台5    外平台6a-c 叶片，次级导流栅7    前缘8    支柱9    支柱的机械连接元件10   空气流11   冲击冷却12   喷射高压区13   通道14   嵌入件15   喷射冷却20   作为嵌入部分的环形输送管道21   冲击冷却(Impact Cooling)22   开口23   支柱前缘24   进给通道25   冲击板26   内壁27   叶片后缘28   叶片前缘

Claims (5)

1.一种顺序燃烧的燃气轮机，其主要包括，压气机单元，首级燃烧室，首级燃气轮机，第二级燃烧室和第二级燃气轮机，第二级燃烧室具有混合元件其用来引起一个与下游燃料喷射相互作用的涡流，其中在输送管道(1)内起作用的次级导流栅(6a-c)被设置在首级燃气轮机和第二级燃烧室之间，次级导流栅(6a-c)的叶片产生无攻角流进入下游的混合元件。
2.如权利要求1中所述的燃气轮机，其中输送管道(1)为环形，在各种方式下，由支柱(8)确定的许多叶片形成一个贯流管道，该贯流管道至少在一个下游混合元件的气流平面内被定向。
3.如权利要求2中所述的燃气轮机，其中环形输送管道(1)主要包括，一个内平台(4)和一个外平台(5)，其中在各种情况下，平台(4，5)是被进行冲击冷却(11)和/或喷射冷却(15)。
4.如权利要求1中所述的燃气轮机，其中一个扩散器(3)被设置在次级导流栅(6a-c)的下游。
5.如权利要求1中所述的燃气轮机，其中次级导流栅(6a-c)的叶片在各种情形下具有对流冷却和/或冲击冷却。
CNB971200319A 1996-10-10 1997-10-09 具有顺序燃烧的燃气轮机 Expired - Lifetime CN1161540C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19641725.2 1996-10-10
DE19641725A DE19641725A1 (de) 1996-10-10 1996-10-10 Gasturbine mit einer sequentiellen Verbrennung

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1181456A true CN1181456A (zh) 1998-05-13
CN1161540C CN1161540C (zh) 2004-08-11

Family

ID=7808334

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB971200319A Expired - Lifetime CN1161540C (zh) 1996-10-10 1997-10-09 具有顺序燃烧的燃气轮机

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5941060A (zh)
EP (1) EP0835996B1 (zh)
JP (1) JP3976853B2 (zh)
CN (1) CN1161540C (zh)
DE (2) DE19641725A1 (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19859829A1 (de) 1998-12-23 2000-06-29 Abb Alstom Power Ch Ag Brenner zum Betrieb eines Wärmeerzeugers
EP1072771A1 (de) 1999-07-29 2001-01-31 Asea Brown Boveri AG Gasturbine mit integriertem Rückstosstriebwerk
US7377743B2 (en) * 2005-12-19 2008-05-27 General Electric Company Countercooled turbine nozzle
US9494053B2 (en) 2013-09-23 2016-11-15 Siemens Aktiengesellschaft Diffuser with strut-induced vortex mixing
GB201406386D0 (en) 2014-04-09 2014-05-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB2540769A (en) * 2015-07-27 2017-02-01 Rolls Royce Plc Combustor for a gas turbine engine
CN114483313B (zh) * 2022-01-27 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种可调温度径向分布进气段的设计方法

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2242767A (en) * 1938-04-07 1941-05-20 Sulzer Ag Gas turbine plant
US2560207A (en) * 1948-02-04 1951-07-10 Wright Aeronautical Corp Annular combustion chamber with circumferentially spaced double air-swirl burners
US2989843A (en) * 1953-07-24 1961-06-27 Curtiss Wright Corp Engine for supersonic flight
US2959003A (en) * 1957-06-20 1960-11-08 Rolls Royce Fuel burner
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
US4438625A (en) * 1978-10-26 1984-03-27 Rice Ivan G Reheat gas turbine combined with steam turbine
US4288201A (en) * 1979-09-14 1981-09-08 United Technologies Corporation Vane cooling structure
DE4232383A1 (de) * 1992-09-26 1994-03-31 Asea Brown Boveri Gasturbogruppe
CH687347A5 (de) * 1993-04-08 1996-11-15 Abb Management Ag Wärmeerzeuger.
CH687269A5 (de) 1993-04-08 1996-10-31 Abb Management Ag Gasturbogruppe.
DE4330613A1 (de) * 1993-09-09 1995-03-16 Siemens Ag Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb einer Gasturbine
JP3353259B2 (ja) * 1994-01-25 2002-12-03 謙三 星野 タ−ビン
CA2141066A1 (en) 1994-02-18 1995-08-19 Urs Benz Process for the cooling of an auto-ignition combustion chamber
DE4419338A1 (de) * 1994-06-03 1995-12-07 Abb Research Ltd Gasturbine und Verfahren zu ihrem Betrieb
GB9418949D0 (en) * 1994-09-20 1994-11-09 Helliwell Brian J 90% thermal efficient gas turbine engine
DE19507763A1 (de) * 1995-03-06 1996-09-12 Siemens Ag Verfahren und Vorrichtung zur Verbrennung eines Brennstoffs in einer Gasturbine
DE19520291A1 (de) * 1995-06-02 1996-12-05 Abb Management Ag Brennkammer

Also Published As

Publication number Publication date
DE19641725A1 (de) 1998-04-16
JP3976853B2 (ja) 2007-09-19
JPH10121906A (ja) 1998-05-12
CN1161540C (zh) 2004-08-11
EP0835996B1 (de) 2002-04-10
EP0835996A1 (de) 1998-04-15
DE59706949D1 (de) 2002-05-16
US5941060A (en) 1999-08-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102959205B (zh) 置入涡轮发动机排气装置内的热交换结构
CN101029739B (zh) 用于燃气轮机的燃烧室及燃气轮机
DE102011000225B4 (de) Über einen Anzapfdiffusor gespeistes sekundäres Verbrennungssystem für Gasturbinen
AU782464B2 (en) Methods and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
JP6188127B2 (ja) タービンシステム内での後期噴射を備えたトランジッションダクト
US7966821B2 (en) Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor
CN100465515C (zh) 燃气轮机的扩散器以及发电用的燃气轮机
CA2520471C (en) Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
US4193260A (en) Combustion apparatus
CN101737802B (zh) 中心空腔稳火切向燃烧室
RU94665U1 (ru) Форсунка двухконтурная для газотурбинных двигателей
CN100510541C (zh) 单涡燃烧室
CN1211310A (zh) 有强化混合燃料喷射器的燃气轮机燃烧室
CN103459928A (zh) 超低排放物燃气轮机燃烧室
CN102032575A (zh) 用于燃气涡轮机喷嘴的装置和方法
CN102797511A (zh) 用于燃气轮机发动机中的流控制的系统和方法
CN101713549A (zh) 用于在燃气涡轮机中混合空气-燃料的系统及方法
CN1133393A (zh) 燃烧室
CN105258157A (zh) 带有混合器的顺序燃烧器组件
CN105371277B (zh) 燃烧器罩盖组件
CN1161540C (zh) 具有顺序燃烧的燃气轮机
EP3141818B1 (en) Cooling apparatus for a fuel injector
CN105121962B (zh) 具有稀释气体的连续燃烧
CN102589006A (zh) 用于涡轮发动机的燃烧室装置及其组装方法
Chin Suggestions on high temperature rise combustor

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
ASS Succession or assignment of patent right

Owner name: ALSTOM COMPANY

Free format text: FORMER OWNER: ABB(SWITZERLAND)CO., LTD.

Effective date: 20020622

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20020622

Address after: France

Applicant after: Alstom

Address before: Baden, Switzerland

Applicant before: ABB (Switzerland) Ltd.

C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
ASS Succession or assignment of patent right

Owner name: ALSTOM SWITZERLAND LTD.

Free format text: FORMER OWNER: ALSTOM

Effective date: 20120727

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20120727

Address after: Baden, Switzerland

Patentee after: Alstom Technology Ltd.

Address before: France

Patentee before: Alstom

C56 Change in the name or address of the patentee
CP03 Change of name, title or address

Address after: Swiss Baden 5400 Bulangbo Fairui Street No. 7

Patentee after: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

Address before: Baden, Switzerland

Patentee before: Alstom Technology Ltd.

CX01 Expiry of patent term
CX01 Expiry of patent term

Granted publication date: 20040811