ES2870975T3 - Cámara de combustión para una turbina de gas - Google Patents

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Abstract

Una cámara (100) de combustión para una turbina de gas, teniendo y estando generalmente dispuesta la cámara (100) de combustión alrededor de un eje (35) central y comprendiendo en secuencia axial una configuración (140) de formador de torbellinos, una precámara (101) y una cámara (28) de combustión, en uso un gas comburente (F) fluye a la cámara (100) de combustión en una dirección general desde la configuración (140) de formador de torbellinos hacia la cámara (28) de combustión, comprendiendo la configuración (140) de formador de torbellinos un formador de torbellinos (103) y un inyector (107) de combustible principal; el formador de torbellinos (103) es un formador de torbellinos radial que tiene un conjunto anular de álabes (203) que definen un conjunto anular de pasos (201), cada uno de los cuales tiene una entrada (130) y una salida (132), y en uso, una primera fracción (F1) del gas comburente (F) fluye a través de la salida (132) del formador de torbellinos (103) mezclándose con un flujo de combustible principal proveniente del inyector (107) de combustible principal y pasa hacia y a través de la precámara (101) para su combustión en la cámara (28) de combustión, la precámara (101) que comprende una pared (115) periférica generalmente anular, comprendiendo la pared (115) periférica un panel (61) interior y un panel (62) exterior que forman un paso (60) entre los mismos, comprediendo el paso (60) una entrada (134) y una salida (136), comprendiendo además la cámara (100) de combustión un inyector (112) de combustible piloto situado entre el panel (61) interior y el panel (62) exterior para inyectar un flujo de combustible piloto en la cámara (28) de combustión, en donde una segunda fracción (F2) del gas comburente (F) es canalizada a través del paso (60) y se mezcla con un flujo de combustible piloto procedente del inyector (112) de combustible piloto, caracterizado por que, la entrada (134) del paso (60) está situada entre la entrada (130) y la salida (132) del formador de torbellinos (103) y el flujo de gas comburente (F) entra en la entrada (130) del formador de torbellinos (103) donde la segunda fracción (F2) fluye hacia la entrada (134) del paso (60) y la primera fracción (F1) fluye a través de la salida (132) del formador de torbellinos (103).

Description

DESCRIPCIÓN
Cámara de combustión para una turbina de gas
Campo de la invención
La presente invención se refiere a una cámara de combustión para una turbina de gas.
Antecedentes de la técnica
En tal ámbito técnico, una cámara de combustión comprende generalmente una cámara de combustión principal y una cámara de precombustión, situada aguas arriba de la cámara de combustión principal. La cámara de precombustión comprende una sección de formador de torbellinos que tiene un formador de torbellinos a través del cual se suministra una corriente de combustible principal. En el formador de torbellinos, el combustible principal se mezcla con un flujo de gas no combustible que comprende un comburente, por ejemplo, aire. El flujo de combustible principal y el flujo de gas no combustible se inyectan a través del formador de torbellinos en la cámara de precombustión de la cámara de combustión en una dirección generalmente tangencial con respecto al eje central de la cámara de combustión.
En la cámara de precombustión se inyecta además un combustible piloto para controlar la llama de la cámara de combustión en la que se quema el combustible principal. El combustible piloto se inyecta normalmente mediante un quemador piloto, generalmente conforme a una dirección paralela al eje central de la cámara de combustión.
El combustible piloto se inyecta desde el quemador piloto a la cámara de precombustión a través de una pluralidad de inyectores de combustible piloto, normalmente dispuestos en la superficie del quemador piloto, es decir, la superficie que separa el quemador piloto de la cámara de precombustión. El combustible principal y el combustible piloto pueden ser combustibles líquidos o gaseosos.
La combustión del combustible piloto se consigue mediante un comburente, por ejemplo aire, que se mezcla primero con el combustible en el quemador piloto.
En la solución conocida, el combustible piloto inyectado genera una llama de difusión dentro de la cámara de precombustión, cerca de la superficie del quemador piloto. Esto tiene el principal inconveniente de aumentar la temperatura local en la superficie del quemador piloto, con la consecuencia de reducir el ciclo de vida del quemador piloto.
Se han propuesto muchas soluciones a los problemas técnicos mencionados. Algunas de ellas pueden implicar modificaciones de la geometría de los inyectores, por ejemplo de su orientación con respecto al eje central de la cámara de precombustión. Otras pueden implicar modificaciones de la geometría de la cámara de precombustión o de la superficie del quemador piloto con el fin de aumentar la turbulencia dentro de la cámara de precombustión, con lo que se pretende una mejor distribución del combustible en la mezcla del gas dentro de la cámara de precombustión.
El documento US5274995A describe un conjunto de cúpula de combustión que tiene un venturi y una pared auxiliar concéntrica con el venturi para proporcionar un paso anular para canalizar o dirigir un chorro de aire de alta velocidad desde un formador de torbellinos a una cámara de combustión asociada con un extremo aguas abajo del venturi, facilitando así la atomización de una película de agua que fluye a lo largo de una superficie interior del venturi y fuera del extremo aguas abajo.
El documento GB2432655A describe un aparato de combustión que comprende un dispositivo de mezcla de combustible con un comburente, una cámara de combustión, una precámara situada entre la cámara de combustión y el dispositivo, y un medio para suministrar un gas a la precámara de manera que se evite que una llama de combustión de la cámara de combustión se adhiera a una superficie interior de la precámara formando una película continua de gas sobre la superficie interior.
El documento GB2332509A describe una configuración de mezcla de combustible/aire para un aparato de combustión, por ejemplo, una turbina de gas, que comprende un primer medio de formador de torbellinos en el que el aire y el combustible se mezclan para formar una mezcla de combustible/aire, un primer medio de conducto para suministrar una primera proporción de dicha mezcla a dicho aparato de combustión y un segundo medio de formador de torbellinos dispuesto para recibir una segunda proporción de dicha mezcla y un segundo medio de conducto para suministrar dicha segunda proporción desde dicho segundo medio de formador de torbellinos a dicho aparato de combustión.
El documento GB2444737A describe un quemador para una turbina de gas que comprende un formador de torbellinos para proporcionar una mezcla de aire y combustible que gira en forma de torbellino a una cámara de combustión. El formador de torbellinos comprende una pluralidad de álabes que tienen una pluralidad de ranuras, cada una de las cuales tiene una entrada y una salida y a través de las cuales se mueve el aire. El combustible se suministra a las ranuras para crear la mezcla de aire y combustible en torbellino. Un dispositivo de inserción de combustible está dispuesto para depositar el combustible en una región de gran cizalladura que es causada por una región de baja presión por el formador de torbellinos. El dispositivo de inserción de combustible puede ser un dispositivo de prelaminado que divide el flujo de aire en un primer y un segundo flujos y es curvo. El combustible que llega a las ranuras puede ser un gas principal secundario a través de los orificios situados en un lado de los álabes y el combustible proveniente del dispositivo de inserción de combustible puede ser líquido a través de los orificios situados en el dispositivo y en ranuras alternas.
El documento EP 1389713 A1 describe un quemador que comprende un primer generador de torbellinos aguas arriba capaz de hacer girar una corriente de aire de combustión, medios para inyectar al menos un combustible en la corriente de aire de combustión del generador de torbellinos aguas arriba, un anillo de salida situado en el extremo aguas abajo del quemador en el borde de la cámara de combustión donde se quema el combustible, y preferentemente una sección de mezcla aguas abajo del generador de torbellinos aguas arriba que tiene un extremo aguas abajo que tiene al menos un conducto de transferencia para transferir aguas abajo un flujo de aire de combustión y combustible formado en el generador de torbellinos de aguas arriba, y que tiene un tubo de mezcla aguas abajo de dicho -al menos un- conducto de transferencia y que recibe dicho flujo de dicho -al menos un- conducto de transferencia, en donde dicho extremo aguas abajo de dicha sección de mezcla limita con la cámara de combustión y está formado por dicho anillo de salida. El funcionamiento en modo piloto de dicho quemador se hace posible de forma ventajosa y económica proporcionando un sistema de quemador piloto en el anillo de salida para inyectar combustible líquido en la cámara de combustión. El presente documento, que describe el preámbulo de la reivindicación 1, se refiere además al método de funcionamiento de un quemador de este tipo, así como a una cámara de combustión anular con este tipo de quemadores.
Sigue siendo deseable por lo tanto proporcionar un nuevo diseño de la cámara de combustión descrita anteriormente, en particular en lo que respecta a la posición de los inyectores de combustible piloto, para limitar las temperaturas en la superficie del quemador piloto, al mismo tiempo sin comprometer la eficiencia global de la cámara de combustión. En el interior de la cámara de combustión, el hecho de evitar las zonas con altas temperaturas tiene también el efecto positivo de reducir las emisiones globales de óxidos de nitrógeno (NOx).
Resumen de la invención
Es un objetivo de la presente invención proporcionar una cámara de combustión que resuelva los inconvenientes anteriormente descritos y experimentados en las cámaras de combustión conocidas.
Este objeto se resuelve mediante una cámara de combustión para una turbina de gas según la reivindicación independiente. Las reivindicaciones dependientes describen desarrollos y modificaciones ventajosas de la invención.
Según la presente invención, se proporciona una cámara de combustión para una turbina de gas, teniendo y estando dispuesta generalmente la cámara de combustión alrededor de un eje central y comprendiendo en secuencia axial una configuración de formador de torbellinos, una precámara y una cámara de combustión; en uso un gas comburente F fluye a la cámara de combustión en una dirección general desde la configuración de formador de torbellinos hacia la cámara de combustión. La configuración de formador de torbellinos comprende un formador de torbellinos y un inyector de combustible principal, el formador de torbellinos es un formador de torbellinos radial que tiene un conjunto anular de álabes que definen un conjunto anular de pasos, cada uno de los cuales tiene una entrada y una salida, y en uso una primera fracción F1 del gas comburente F fluye a través de la salida del formador de torbellinos mezclándose con un flujo de combustible principal del inyector de combustible principal y pasa a la precámara y a través de ella para su combustión en la cámara de combustión. La precámara comprende una pared periférica generalmente anular, comprendiendo la pared periférica un panel interior y un panel exterior que forman un paso entre los mismos, comprendiendo el paso una entrada y una salida. La cámara de combustión comprende además un inyector de combustible piloto situado entre el panel interior y el panel exterior para inyectar un flujo de combustible piloto en la cámara de combustión. Una segunda fracción F2 del gas comburente F es canalizada a través del paso y se mezcla con un flujo de combustible piloto procedente del inyector de combustible piloto. La entrada del paso está situada entre la entrada y la salida del formador de torbellinos y el flujo de gas comburente F entra en la entrada del formador de torbellinos donde la segunda fracción F2 fluye hacia la entrada del paso y la primera fracción F1 fluye a través de la salida del formador de torbellinos.
La salida del paso puede estar en el extremo aguas abajo de la precámara.
La precámara puede tener una longitud axial L y el inyector de combustible piloto tiene una boquilla, la boquilla está situada dentro del 50% de L, preferiblemente del 10% de L o más preferiblemente en el extremo aguas abajo de la precámara.
El combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción F2 de gas comburente pueden inyectarse directamente en la cámara de combustión.
El combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción F2 de gas comburente pueden ser inyectados en un ángulo de hasta 45° desde el eje central o, preferiblemente, en dirección axial en la cámara de combustión.
El combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción F2 de gas comburente pueden inyectarse con un ángulo tangencial de hasta 45° en la cámara de combustión.
El inyector de combustible principal puede tener una boquilla situada radialmente hacia fuera del formador de torbellinos o radialmente entre la entrada y la salida del formador de torbellinos.
La precámara puede tener una forma definida por la pared periférica, siendo paralela, divergente, convergente o cualquier combinación de paralela, divergente o convergente.
La cámara de combustión puede ser de tipo anular o de tipo tubular. La cámara de combustión puede tener una forma cilíndrica u ovalada. La cámara de combustión puede comprender una cámara de combustión principal y una cámara de precombustión con una sección de formador de torbellinos. El eje central de la cámara de precombustión puede ser una línea de simetría de la cámara de precombustión. En la sección del formador de torbellinos, el formador de torbellinos está montado en la cámara de precombustión y rodea el eje central de la cámara de precombustión.
Ventajosamente, esto permite que la inyección de gas piloto sea asistida por un flujo de aire en torbellino que produce una relación aire/combustible marginalmente mayor en la llama de difusión en comparación con los sistemas conocidos de inyección de gas piloto. Esto, gracias a la turbulencia del aire en torbellino, mejora la reducción de las emisiones de NOx y proporciona una combustión más estable en un amplio rango de carga.
Según posibles realizaciones, la segunda fracción de flujo de gas comburente que fluye en el paso a lo largo de la pared periférica de pre-combustión puede estar comprendida entre el 10% y el 50% del flujo total de gas comburente que viene del plenum hacia el formador de torbellinos y el paso. Más particularmente, dicha fracción puede ser el 30% del flujo total de gas comburente hacia el formador de torbellinos y hacia el paso.
Además, la inyección del flujo de combustible piloto en el extremo axial del paso entre el panel interior y el panel exterior de la pared de la cámara de precombustión mueve la liberación de calor de la cara del quemador piloto hacia áreas más internas de la cámara de combustión.
Como resultado, la temperatura en la superficie del quemador piloto se reduce, hasta valores más aceptables, lo que aumenta la vida del quemador piloto.
Ventajosamente, las llamas de difusión del inyector de combustible piloto se alejan de la cara del quemador piloto hacia zonas más internas de la cámara de combustión. En consecuencia, las llamas premezcladas de las líneas de flujo del combustible principal procedentes del formador de torbellinos se sitúan más en el interior de la cámara de precombustión, de nuevo con el efecto positivo de alejar las llamas y las zonas de fluido de alta temperatura de la cara del quemador piloto.
Según posibles realizaciones de la presente invención, la cámara de combustión comprende una pluralidad de inyectores, distribuidos regularmente alrededor del eje central, para distribuir regularmente alrededor del eje central las llamas de difusión del combustible piloto y las líneas de flujo del combustible principal del formador de torbellinos. En particular, el número de inyectores puede estar comprendido entre 9 y 12. Más en particular, el número impar de inyectores es ventajoso para suprimir la dinámica de combustión de la llama premezclada en la región de los inyectores.
Según posibles realizaciones de la presente invención, la pluralidad de inyectores está conectada a una pluralidad respectiva de colectores, estando los colectores conectados a un paso anular común que conecta los colectores con una fuente común de combustible piloto.
Ventajosamente, a través del paso anular común, concéntrico con el eje central de la cámara de precombustión, el combustible piloto se distribuye uniformemente a las pluralidades de colectores e inyectores.
Breve descripción de los dibujos
Los aspectos definidos anteriormente y otros aspectos de la presente invención se desprenden de los ejemplos de realización que se describen a continuación y se explican con referencia a los ejemplos de realización. La invención se describirá con más detalle en lo sucesivo con referencia a los ejemplos de realización, pero a los que la invención no está limitada.
La Fig. 1 muestra una vista en sección longitudinal de una máquina de turbina de gas que incluye una cámara de combustión según la presente invención,
la Fig. 2 muestra una sección longitudinal parcial y esquemática de una configuración de cámara de combustión para una turbina de gas según una realización ejemplar de la presente invención, mostrando un quemador piloto, una precámara y una sección de formador de torbellinos;
la Fig. 3 muestra una vista en sección de un formador de torbellinos según realizaciones ejemplares de la presente invención, según la línea de sección MI-MI de la Fig. 2;
la Fig. 4A deriva de la Fig. 2, mostrando con más detalle algunos componentes de la cámara de combustión de la presente invención;
la Fig. 4B muestra otro detalle del extremo de la precámara; la Fig. 4C muestra una realización alternativa del extremo de la precámara;
la Fig. 5A deriva de la Fig. 2, mostrando con más detalle algunos componentes de la configuración de la cámara de combustión de la presente invención;
la Fig. 5B muestra una realización alternativa de la configuración de la cámara de combustión, que no forma parte de la presente invención.
La Fig. 6 muestra una vista en sección de la cámara de combustión de la presente invención de la Fig. 5, según la línea de sección VI-VI de la Fig. 4.
Descripción detallada
Las ilustraciones de los dibujos son esquemáticas. Se observa que en diferentes figuras, elementos similares o idénticos están provistos de los mismos signos de referencia.
La Fig. 1 muestra un ejemplo de máquina 10 de turbina de gas en una vista en sección. La máquina de turbina de gas 10 comprende, en serie de flujo, una entrada 12, una sección 14 de compresor, una sección 16 de quemador y una sección 18 de turbina que están dispuestas generalmente en serie de flujo y generalmente alrededor y en la dirección de un eje 20 longitudinal o de rotación. La máquia 10 de turbina de gas comprende además un eje 22 que puede girar alrededor del eje 20 de rotación y que se extiende longitudinalmente a través de la máquina 10 de turbina de gas. El eje 22 conecta en forma de accionamiento la sección 18 de la turbina con la sección 14 del compresor.
En el funcionamiento de la máquina 10 de turbina de gas, un gas comburente 24, por ejemplo aire, que se toma a través de la entrada 12 de aire es comprimido por la sección 14 del compresor y suministrado a la sección de combustión o sección 16 del quemador.
La sección 16 de quemador comprende un plenum 26 de quemador, una o más cámaras 28 de combustión, cada una de las cuales tiene una cámara 101 de precombustión respectiva aguas arriba. La sección 16 de quemador comprende además al menos un quemador 30 piloto y una sección 31 de formador de torbellinos fijada a cada cámara 101 de precombustión. Las cámaras 101 de precombustión, las cámaras 28 de combustión, los quemadores 30 piloto y la sección 31 de formador de torbellinos están situados en el interior del plenum 26 del quemador. El aire comprimido que pasa por el compresor 14 entra en un difusor 32 y se descarga desde el difusor 32 en el plenum 26 del quemador. Una parte del aire que sale del plenum 26 del quemador se mezcla con un combustible piloto gaseoso o líquido. A continuación, la mezcla de aire y combustible se quema y el gas 34 de combustión o el gas de trabajo de la combustión es canalizado a través de la cámara 28 de combustión hacia la sección 18 de turbina a través de un conducto 17 de transición.
Un flujo principal de mezcla de aire/combustible se introduce en la cámara 101 de precombustión a través de la sección 31 de formador de torbellinos, como se detalla mejor en una sección siguiente del presente texto. El combustible principal se quema al mezclarse con los gases calientes en la cámara 101 de precombustión y en la cámara 28 de combustión principal.
Esta máquina 10 de turbina de gas ejemplar tiene una configuración de sección de combustión tubo-anular, que está constituida por un conjunto anular de tubos 19 de combustión, teniendo cada una un quemador 30 piloto y una cámara 28 de combustión, teniendo el conducto 17 de transición una entrada generalmente circular que interactúa con la cámara 28 de combustión y una salida en forma de segmento anular. Un conjunto anular de salidas del conducto de transición forma un anillo para canalizar los gases de combustión hacia la turbina 18.
La sección 18 de turbina comprende un número de discos 36 portadores de álabes unidos al eje 22. En el presente ejemplo, dos discos 36 llevan cada uno un conjunto anular de álabes 38 de turbina. Sin embargo, el número de discos portadores de álabes podría ser diferente, es decir, un solo disco o más de dos discos. Además, entre los escalones de los conjuntos anulares de álabes 38 de turbina se disponen unos álabes 40 guía, que están fijados a un estator 42 de la máquina 10 de turbina de gas. Entre la salida de la cámara 28 de combustión y los álabes 38 principales de la turbina se proveen álabes 44 guía de entrada que dirigen el flujo de gas de trabajo hacia los álabes 38 de la turbina.
El gas de combustión procedente de la cámara 28 de combustión entra en la sección 18 de turbina e impulsa los álabes 38 de la turbina que, a su vez, hacen girar el eje 22. Los álabes 40, 44 guía sirven para optimizar el ángulo del gas de combustión o de trabajo en los álabes 38 de la turbina.
La sección 18 de turbina acciona la sección 14 de compresor. La sección 14 de compresor comprende una serie axial de escalones 46 de álabes y escalones 48 de álabes del rotor. Los escalones 48 de álabes de rotor comprenden un disco de rotor que soporta una serie anular de álabes. La sección 14 de compresor también comprende una carcasa 50 que rodea los escalones del rotor y soporta los escalones 48 de álabes. Los escalones de álabes guía incluyen un conjunto anular de álabes que se extienden radialmente y que están montados en la carcasa 50. Los álabes se proporcionan para presentar el flujo de gas en un ángulo óptimo para los álabes en un punto operacional dado de la máquina. Algunos de los escalones de álabes guía tienen álabes variables, en las que el ángulo de los álabes, alrededor de su propio eje longitudinal, puede ajustarse a un ángulo en función de las características del flujo de aire que pueden darse en diferentes condiciones de funcionamiento de la máquina.
La carcasa 50 define una superficie 52 radialmente exterior del paso 56 del compresor 14. Una superficie 54 radialmente interior del paso 56 está definida, al menos en parte, por un tambor 53 de rotor del rotor que está parcialmente definido por el conjunto anular de álabes 48.
La presente invención se describe con referencia a la máquina de turbina ejemplar anterior que tiene un solo eje o carrete que conecta un compresor único de varios escalones y una turbina única de uno o más escalones. Sin embargo, debe apreciarse que la presente invención es igualmente aplicable a máquinas de dos o tres ejes y que pueden utilizarse para aplicaciones industriales, aéreas o navales.
Los términos "aguas arriba" y "aguas abajo" se refieren a la dirección del flujo de aire y/o del flujo de gas de trabajo a través de la máquina, a menos que se indique lo contrario. Cuando no se especifica otra cosa, los términos axial, radial y circunferencial se hacen con referencia a un eje 35 de la cámara de combustión.
La Fig. 2 muestra una cámara 100 de combustión para una turbina de gas. La cámara 100 de combustión tiene un eje 35 central y comprende:
- una parte aguas arriba con una cámara 101 de precombustión y un formador de torbellinos 103, y
- una parte aguas abajo con una cámara 28 de combustión.
La cámara 101 de precombustión, el formador de torbellinos 103 y la cámara 28 de combustión son todos axialmente simétricos alrededor del eje 35 central. Con respecto al eje 35 central, la cámara 101 de precombustión tiene un diámetro menor que la cámara 28 de combustión. La cámara 101 de precombustión y la cámara 28 de combustión son adyacentes a lo largo del eje 35 central y están en comunicación fluida entre sí. Aguas abajo de la cámara 101 de precombustión, la cámara 28 de combustión se extiende hasta el conducto 17 de transición. La cámara 28 de combustión es convencional y, por tanto, no se describe con más detalle.
El formador de torbellinos 103 está montado en una pared 115 periférica de la cámara 101 de precombustión, de manera que el formador de torbellinos 103 rodea la cámara 101 de precombustión en una dirección circunferencial con respecto al eje 35 central. El formador de torbellinos recibe un primer flujo F1 del gas comburente procedente del plenum 26 del quemador y lo mezcla con un combustible antes de inyectarlo en la cámara 101 de precombustión. El formador de torbellinos 103 comprende una superficie 104 inferior que es ortogonal al eje 35 central y que forma parte de una ranura 201 (véase la Fig. 3) a través de la cual, normalmente, se puede inyectar un flujo de mezcla de comburente y combustible en la cámara 101 de precombustión.
El formador de torbellinos 103 comprende además una superficie 119 periférica cilíndrica cuyo eje coincide con el eje 35 central de la cámara de combustión.
Con referencia a la Fig. 3, el formador de torbellinos 103 comprende una pluralidad de ranuras 201 (doce ranuras en la realización de la figura 3). Cada ranura 201 está formada por álabes 203 separadas circunferencialmente y la superficie 104 inferior. La mezcla de comburente/combustible que fluye a través de las ranuras 201 se dirige aproximadamente de forma tangencial con respecto al eje 35 central. Esta orientación de las ranuras 201 induce un movimiento de torbellino, es decir, un movimiento según una dirección orientada tangencialmente alrededor del eje 35 central, de los gases dentro de la cámara 101 de precombustión.
Cada ranura 201 comprende un inyector 107 de combustible de base que está dispuesto en la superficie 104 inferior de manera que una mezcla de aire/combustible es inyectable en la ranura 201 conforme a una dirección de inyección de combustible principal que es ortogonal o inclinada con respecto a la superficie 104 inferior.
Además, pueden proporcionarse otros inyectores 202 de combustible laterales para algunas de las ranuras 201 o para todas las ranuras 201 en la superficie 119 periférica cilíndrica del formador de torbellinos 103.
En la realización de las figuras adjuntas se proporcionan dos inyectores 202 de combustible laterales para cada una de las ranuras 201.
Los inyectores 202 de combustible laterales inyectan combustible adicional. El combustible adicional puede mezclarse dentro de las ranuras 201 con el combustible inyectado por el inyector 107 de combustible de base y con el comburente. Los inyectores 202 de combustible laterales tienen la forma de orificios, inyectando combustible gaseoso adicional.
Según otras realizaciones de la presente invención, los atomizadores o boquillas para la inyección de combustible líquido se proveen en las mismas ranuras 201, cerca de los bordes de salida de los álabes 203 del formador de torbellinos.
Aguas arriba del formador de torbellinos 103 y de la cámara 101 de precombustión, la cámara 100 de combustión comprende además el quemador 30 piloto, que comprende una cara 111 del quemador. En particular, la cara 111 del quemador está alineada o es sustancialmente paralela a la superficie 104 inferior.
El quemador 30 piloto comprende un inyector 135 de combustible líquido piloto que está dispuesto en la cara 111 del quemador para inyectar combustible líquido piloto en la cámara 101 de precombustión. Los inyectores 135 de combustible líquido piloto están orientados de forma sustancialmente coaxial con el eje 35 central.
Con referencia a las Figs. 4 a 6, la pared 115 periférica comprende un panel 61 interior y un panel 62 exterior distanciados del panel 61 interior de tal manera que se provee un paso 60 entre los paneles 61, 62 interior y exterior. El paso 60 se extiende axialmente a lo largo de la pared 115 periférica desde el formador de torbellinos 103 hasta un extremo 101a axial de la cámara 101 de precombustión, donde la cámara 101 de precombustión está conectada a la cámara 28 de combustión.
El plenum 26 del quemador está conectado a la pared 115 periférica de manera que una segunda fracción F2 del gas comburente es canalizada hacia el paso 60. Según posibles realizaciones de la presente invención, la segunda fracción F2 de flujo de gas comburente en el paso 60 está entre el 10% y el 50% del flujo total F de gas comburente procedente del plenum 26 del quemador hacia el formador de torbellinos 103 y el paso 60 (siendo F por tanto la suma de F1 y F2). Según una realización específica de la presente invención, la segunda fracción F2 puede ser el 30% del flujo total F.
La cámara 100 de combustión comprende una pluralidad de inyectores 112 distribuidos regularmente alrededor del eje 35 central, para inyectar un flujo de combustible piloto en la cámara 100 de combustión. El inyector 112 de combustible piloto está conectado al paso 60 para inyectar el flujo de combustible piloto en un extremo 101a axial del paso 60.
En la realización de las Figs. 4 a 6 adjuntas, se proporcionan nueve inyectores 112 de combustible piloto, colocados en incrementos de 32,5 grados alrededor del eje 35.
Según otras realizaciones de la presente invención, el número de los inyectores 112 es diferente, en particular se pueden proveer diez, u once o doce inyectores 112 distribuidos regularmente alrededor del eje central Y. Un número impar de inyectores (nueve u once) es ventajoso para suprimir cualquier dinámica de combustión de las llamas principales premezcladas.
La pluralidad de inyectores 112 está conectada a una pluralidad respectiva de colectores 122. Los colectores 122 están conectados a un paso 126 anular común, concéntrico con el eje 35 central, que conecta los colectores 122 con una fuente 128 común de combustible piloto, orientada radialmente con respecto al eje 35 central.
En un resumen de la presente cámara de combustión, la configuración 140 de formador de torbellinos, la precámara 101 y la cámara 28 de combustión están dispuestas alrededor del eje 35 central y están dispuestas en secuencia axial. En uso, el aire comprimido u otro gas comburente F fluye hacia la cámara 100 de combustión en una dirección general desde la configuración 140 de formador de torbellinos hacia la cámara 28 de combustión, es decir, en una dirección de izquierda a derecha en las figuras. El flujo total hacia el sistema de combustión, desde el compresor, comprende el flujo F y una cantidad de aire comprimido utilizado para la refrigeración. El flujo de refrigeración puede ser aproximadamente el 30% del flujo total.
La configuración 140 de formador de torbellinos comprende el formador de torbellinos 103 y el inyector 107 de combustible principal. El formador de torbellinos 103, que en este ejemplo es un formador de torbellinos radial, tiene un conjunto anular de álabes 203 que definen un conjunto anular de pasos 201, cada uno de los cuales tiene una entrada 130 y una salida 132. En uso, la primera fracción F1 del gas comburente F fluye a través de la(s) salida(s) 132 del formador de torbellinos 103 mezclándose con un flujo de combustible principal procedente del (de los) inyector(es) 107 de combustible principal. La mezcla de aire (comburente) y combustible pasa al interior y a través de la precámara 101, donde se produce una mezcla adicional. La mezcla de aire/combustible principal se ve obligada a girar alrededor del eje 35 central en virtud de los álabes 203 angulados tangencialmente. La mezcla de aire/combustible principal pasa a la cámara 28 de combustión, donde se produce la combustión. La combustión también puede tener lugar en la precámara.
La precámara 101 comprende una pared 115 periférica generalmente anular. La pared 115 periférica es una construcción de doble pared y tiene el panel 61 interior y el panel 62 exterior que forman el paso 60 entre los mismos. El paso 60 tiene una entrada 134 y una salida 136.
El inyector 112 de combustible piloto, y más concretamente una boquilla 112N del inyector 112 de combustible, está situado entre el panel 61 interior y el panel 62 exterior para inyectar un flujo de combustible piloto en la cámara 28 de combustión. La segunda fracción F2 del gas comburente F se canaliza a través del paso 60 y se mezcla con el flujo de combustible piloto procedente de la boquilla 112N del inyector de combustible piloto.
La configuración de la cámara 100 de combustión es ventajosa porque la inyección de combustible piloto, en este ejemplo combustible gaseoso, se realiza directamente en la cámara 28 de combustión principal donde tiene lugar la liberación de calor de la llama piloto. Esta nueva ubicación de la llama piloto está alejada de la superficie 111 del quemador. Además, la llama piloto tiene una relación aire/combustible marginalmente mayor en comparación con las llamas piloto convencionales. Esto mejorará la combustión estable en amplios intervalos de carga.
En una realización preferida mostrada en la Fig. 5A, la entrada 134 del paso 60 está situada entre la entrada 130 y la salida 132 del formador de torbellinos 103. Más precisamente, la entrada 134 está entre el plano de la entrada 130 y el plano de la salida 132 del formador de torbellinos. El flujo F de gas comburente entra en la entrada 130 del formador de torbellinos 103 donde la segunda fracción F2 fluye hacia la entrada 134 del paso 60. Esto deja a la primera fracción F1 fluir a través de la salida 132 del formador de torbellinos 103. El inyector 107 de combustible principal está situado radialmente hacia fuera del formador de torbellinos 103, en este caso inmediatamente radialmente hacia fuera.
El combustible principal es recogido por el flujo de gas comburente y forzado a lo largo de los pasos de álabes 201 del formador de torbellinos. La entrada 134 está situada en el paso de álabes 201 y en una superficie opuesta o enfrentada a la superficie 111 del quemador. La entrada 134 se encuentra en una posición radialmente más interna del paso de álabes 201. En este punto y también más radialmente hacia afuera, el combustible principal no habrá penetrado completamente a través del flujo de gas en los pasos 201 y, por lo tanto, ningún combustible principal pasará a la entrada 134.
En cada paso 201 entre álabes 203 circunferencialmente adyacentes se encuentra una entrada 134, aunque es posible que las entradas 134 estén situadas, por ejemplo, en pasos 201 alternos. El conjunto de entradas 134 alimenta el paso 60 anular.
En una realización alternativa mostrada en la Fig. 5B, que no forma parte de la presente invención, la entrada 134 del paso 60 está separada del formador de torbellinos 103 de manera que el flujo F de gas comburente se divide de manera que la primera fracción F1 fluye hacia la entrada 130 del formador de torbellinos 103 y la segunda fracción F2 fluye hacia la entrada 134 del paso 60. En otras palabras, el paso 60 sortea el formador de torbellinos 103.
En esta realización, la entrada 134 puede ser un conjunto de entradas discretas que conducen al paso 60 anular o la entrada 134 puede ser un anular o un número de segmentos circunferenciales que alimentan el paso 60 anular. Además, el paso 60 puede estar dividido en un conjunto de segmentos circunferenciales.
Para cada realización mostrada en las Figs. 5A y 5B, la salida 136 del paso 60 está en el extremo 101a aguas abajo de la precámara 115. Se pretende que el extremo 101a aguas abajo también defina el extremo de la precámara 101 y, por lo tanto, inmediatamente aguas abajo del extremo 101a está la cámara 28 de combustión.
La precámara 115 tiene una longitud axial L y la boquilla 112N piloto del inyector 112 de combustible está situada en el extremo 101a aguas abajo de la precámara. Sin embargo, la boquilla puede estar dentro del 50% de L o más preferiblemente del 10% de L desde el extremo 101a aguas abajo de la precámara 115. Por lo tanto, la boquilla 112N puede estar encastrada en el paso 60 desde el extremo 101a. Alternativamente, la boquilla 112N puede sobresalir o proyectarse desde el extremo 101a. En ambos casos, el flujo F2 de gas comburente está dispuesto para incidir en el flujo de combustible piloto y mezclarse con el flujo de combustible piloto de la boquilla.
El combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción F2 de gas comburente se inyecta directamente en la cámara 28 de combustión. Es decir, este combustible piloto, normalmente un gas, no se inyecta en la precámara 101. Esta inyección directa en la cámara 28 de combustión principal evita que la llama piloto se forme en la precámara 101 y que se caliente la superficie 111 del quemador. La llama piloto se crea únicamente en la cámara 28 de combustión principal y proporciona una llama más estable con emisiones reducidas.
En la Fig.4B el combustible piloto emitido por la boquilla 112N puede formar un cono que tiene un ángulo a. El ángulo a dependerá de factores tales como la densidad del combustible, la viscosidad, la presión, la velocidad y el tamaño y la forma de la boquilla. El cono de combustible tiene una línea 113 central y la línea central es aproximadamente paralela al eje 35 central. Sin embargo, en otras realizaciones, tales como la mostrada en la Fig. 4C, y dependiendo de los flujos de fluido y de las llamas de combustión en toda la cámara de combustión, podría ser necesario alterar el ángulo del inyector/boquilla de combustible de manera que la línea 113 central esté inclinada con respecto a una línea paralela al eje 35 central. Normalmente, el combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción F2 de gas comburente pueden inyectarse en un ángulo p de hasta 45° con respecto al eje 35 central. Este ángulo de inyección p puede estar radialmente hacia adentro o radialmente hacia afuera con respecto al eje 35 central.
Además, el combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción F2 de gas comburente se inyectan en un ángulo tangencial de hasta 45° en la cámara 28 de combustión. El ángulo tangencial puede entenderse como estando dentro o fuera del plano de la sección mostrada en las Figs4A, 4B, 4C o incluso del papel. Es el ángulo del inyector 112 de combustible / boquilla 112N que está inclinado desde el eje 35 central para producir el ángulo tangencial de la línea 113 central. En este caso, el ángulo tangencial puede estar en el sentido de las agujas del reloj o en sentido contrario en torno al eje 35 y tiene por objeto ayudar a promover la mezcla del combustible y el flujo f2 de gas comburente piloto y/o esta mezcla con la mezcla de combustible principal / comburente dentro de la cámara de combustión principal. El ángulo tangencial propicia un torbellino o vórtice giratorio de la mezcla de combustible piloto / comburente y, dependiendo de la aplicación, puede girar en o en contra de la dirección de rotación de la mezcla de combustible principal / comburente que gira en torbellino a través de la precámara y a la cámara de combustión.
El inyector 107 de combustible principal tiene una boquilla 107N que está situada radialmente hacia afuera del formador de torbellinos 103 como se muestra en la Fig.4A, pero alternativamente el inyector 107' de combustible principal tiene una boquilla 107'N que está situada radialmente entre la entrada 130 y la salida 132 del formador de torbellinos 103. La posición exacta del inyector 107, 107' de combustible principal depende de las características de flujo de cualquier geometría de la cámara de combustión, basta con decir que para cualquier posición del inyector de combustible principal el combustible y el comburente producen una mezcla en torbellino en la precámara 101.
La precámara 101 tiene una forma generalmente cilíndrica con paredes 115 o paredes paralelas. Como se muestra, la precámara 101 tiene una ligera proyección en la superficie hacia el flujo principal o restricción 63 que reduce el área de la sección transversal y ayuda a controlar la posición de la llama lejos de la superficie 111 del quemador. En otras realizaciones es posible que la precámara 101 tenga una forma al menos parcialmente divergente o convergente o cualquier combinación de paralela, divergente o convergente. Estas diversas formas pueden favorecer el control de dónde se encuentran las llamas dentro de la cámara de combustión y dependen de diversos factores tales como los flujos de combustible, los tipos de combustible, los flujos de comburente y la geometría de otros componentes de la cámara de combustión.
Cabe señalar que el término "que comprende" no excluye otros elementos o pasos y "un", "uno" o "una" no excluye una pluralidad. También pueden combinarse los elementos descritos en asociación con diferentes realizaciones. El término "entre" o "entre los mismos" significa que no sólo algo puede estar situado en cualquier lugar entre un extremo y otro, sino que también significa en o sobre dichos extremos. También hay que señalar que los signos de referencia en las reivindicaciones no deben interpretarse como una limitación del alcance de las mismas.

Claims (1)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Una cámara (100) de combustión para una turbina de gas, teniendo y estando generalmente dispuesta la cámara (100) de combustión alrededor de un eje (35) central y comprendiendo en secuencia axial una configuración (140) de formador de torbellinos, una precámara (101) y una cámara (28) de combustión, en uso un gas comburente (F) fluye a la cámara (100) de combustión en una dirección general desde la configuración (140) de formador de torbellinos hacia la cámara (28) de combustión,
    comprendiendo la configuración (140) de formador de torbellinos un formador de torbellinos (103) y un inyector (107) de combustible principal; el formador de torbellinos (103) es un formador de torbellinos radial que tiene un conjunto anular de álabes (203) que definen un conjunto anular de pasos (201), cada uno de los cuales tiene una entrada (130) y una salida (132), y en uso, una primera fracción (F1) del gas comburente (F) fluye a través de la salida (132) del formador de torbellinos (103) mezclándose con un flujo de combustible principal proveniente del inyector (107) de combustible principal y pasa hacia y a través de la precámara (101) para su combustión en la cámara (28) de combustión,
    la precámara (101) que comprende una pared (115) periférica generalmente anular, comprendiendo la pared (115) periférica un panel (61) interior y un panel (62) exterior que forman un paso (60) entre los mismos, comprediendo el paso (60) una entrada (134) y una salida (136),
    comprendiendo además la cámara (100) de combustión un inyector (112) de combustible piloto situado entre el panel
    (61) interior y el panel (62) exterior para inyectar un flujo de combustible piloto en la cámara (28) de combustión,
    en donde una segunda fracción (F2) del gas comburente (F) es canalizada a través del paso (60) y se mezcla con un flujo de combustible piloto procedente del inyector (112) de combustible piloto, caracterizado por que,
    la entrada (134) del paso (60) está situada entre la entrada (130) y la salida (132) del formador de torbellinos (103) y el flujo de gas comburente (F) entra en la entrada (130) del formador de torbellinos (103) donde la segunda fracción
    (F2) fluye hacia la entrada (134) del paso (60) y la primera fracción (F1) fluye a través de la salida (132) del formador de torbellinos (103).
    2. La cámara (100) de combustión según la reivindicación 1, en donde la salida (136) del paso (60) está en un extremo (101a) aguas abajo de la precámara (115).
    3. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en donde
    la precámara (115) tiene una longitud axial L y
    el inyector (112) de combustible piloto tiene una boquilla (112N), la boquilla 112N está situada dentro del 50% de L desde el extremo (101a) aguas abajo de la precámara (115), preferiblemente del 10% de L o más preferiblemente en el extremo (101a) aguas abajo de la precámara (115).
    4. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde el combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción (F2) de gas comburente se inyectan directamente en la cámara (28) de combustión.
    5. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en donde el combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción (F2) de gas comburente se inyecta con un ángulo de hasta
    45° respecto al eje (35) central o, preferiblemente, en dirección axial, en la cámara (28) de combustión.
    6. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1-5, en donde el combustible piloto y/o la mezcla de combustible piloto y la segunda fracción (F2) de gas comburente
    Figure imgf000010_0001
    se inyecta con un ángulo tangencial de hasta 45° en la cámara (28) de combustión.
    7. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1-6, en donde el inyector (107, 107') de combustible principal tiene una boquilla (107N, 107'N) situada radialmente hacia fuera del formador de torbellinos (103) o radialmente entre la entrada (130) y la salida (132) del formador de torbellinos (103).
    8. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en donde la precámara (101) tiene una forma definida por la pared (115) periférica que es paralela, divergente, convergente o cualquier combinación de paralela, divergente o convergente.
    9. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, en donde la cámara (100) de combustión comprende una pluralidad de inyectores (112) de combustible piloto, estando los inyectores (112) de combustible piloto preferiblemente distribuidos regularmente alrededor del eje (35) central.
    10. La cámara (100) de combustión según la reivindicación 9, en donde la pluralidad de inyectores (112) de combustible piloto está conectada a una pluralidad respectiva de colectores (122), estando los colectores (122) conectados a un paso (126) anular común que conecta los colectores (122) con una fuente (128) de combustible piloto, siendo el paso (126) anular común concéntrico con el eje (35) central de la cámara (101) de precombustión.
    11. La cámara (100) de combustión según la reivindicación 9 o la 10, en donde el número de inyectores (112) de combustible piloto está comprendido entre 9 y 12.
    12. La cámara (100) de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde la segunda fracción (F2) de flujo de gas comburente en el paso (60) está entre el 10% y el 50% del flujo (F) de gas comburente.
    13. La cámara (100) de combustión según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende además un quemador (30) piloto situado aguas arriba de la cámara (101) de precombustión que comprende una superficie (111) de quemador piloto que separa el quemador (30) piloto de la precámara (101),
    donde el quemador (30) piloto comprende un inyector (135) de combustible piloto líquido que está dispuesto en la superficie (111) del quemador piloto para inyectar combustible piloto líquido en la precámara (101).
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