FR2716526A1 - Système de combustion de turbine à gaz et procédé de commande de combustion . - Google Patents
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Abstract
Un système de turbine à gaz comporte un dispositif de combustion cylindrique (1), plusieurs sections de combustion suivant un agencement espacé dans une direction axiale du dispositif de combustion (1), plusieurs conduites d'alimentation en carburant (41a à 41f) reliées de manière indépendante aux sections de combustion respectives, des sections d'alimentation en carburant prémélangé prévues de manière respective pour les conduites d'alimentation en carburant (41a à 41f) afin de délivrer un carburant prémélangé, une section d'alimentation en carburant de combustion à diffusion destinée à délivrer un carburant de combustion à diffusion aux sections de combustion, et une unité de commande destinée à commuter les sections d'alimentation en carburant afin de délivrer de manière sélective du carburant prémélangé ou du carburant de combustion à diffusion.
Description
La présente invention se rapporte à un
système de combustion de turbine à gaz destiné à être utilisé par exemple dans une centrale à turbine à gaz ou une centrale combinée. Plus particulièrement, la présente invention se rapporte à un système de combustion de turbine à gaz conçu pour réduire la concentration en NOx contenu dans l'échappement d'une turbine à gaz, et se rapporte également à un procédé de combustion.
La turbine à gaz utilisée par exemple dans une centrale à turbine à gaz ou une centrale combinée est mise en oeuvre afin d'obtenir un rendement élevé dans des conditions de température élevée et de pression élevée, et ceci tend à augmenter les NOx dans l'échappement. Bien que différents facteurs pour la génération de NOx soient connus, le facteur dominant est la température de flamme. Par conséquent, la valeur de réduction possible de la température de flamme est le problème essentiel du procédé de réduction de NOx.
Le procédé de réduction de NOx le plus simple et le plus courant dans les procédés adoptés de manière conventionnelle implique l'injection de vapeur ou d'eau dans la zone de combustion à haute température dans un dispositif de combustion afin de réduire la température de flamme pendant la combustion. Bien que ce procédé soit facile à mettre en oeuvre, il souffre de problèmes dans la mesure o une grande quantité de vapeur ou d'eau est nécessaire, en ce que l'utilisation de vapeur ou d'eau a pour résultat une réduction du rendement de l'installation et va à l'encontre de la réalisation d'une installation avec un rendement élevé, et en ce que l'injection d'une grande quantité d'eau ou de vapeur dans le dispositif de combustion augmente les vibrations de combustion, réduisant ainsi la durée de vie du dispositif de combustion.
Le procédé de combustion pauvre multiétage à prémélange du type sec a été développé ces dernières années en prenant en considération les défauts cidessus, du carburant et de l'air de combustion étant prémélangés et brûlés dans des conditions de carburant pauvre. Ce procédé assure le même niveau d'effet de réduction de NOx que le niveau obtenu par le procédé d'injection de vapeur ou d'eau.
Afin de couvrir la plage de combustion étroite qui est un défaut de la combustion prémélangée, le procédé de combustion pauvre multiétage à prémélange décrit ci-dessus adopte une structure de flamme qui utilise une flamme de combustion à diffusion assurant une combustion stable sur une large plage de rapport air- carburant en plus d'une flamme de combustion prémélangée. Par ailleurs, le procédé de commande du rapport air-carburant dans lequel la température de gaz moyenne après combustion est augmentée en modifiant le rapport d'air dans le dispositif de combustion pendant le-fonctionnement de façon à stabiliser les flammes a également été adopté.
Bien que le dispositif de combustion du type à sec utilisant le procédé de combustion pauvre multiétage à prémélange ou le procédé de commande du rapport air-carburant présentent des avantages, ils présentent les problèmes suivants qu'il faut surmonter.
La figure 12 illustre la relation entre la charge de turbine à gaz et la quantité de NOx générée.
Comme cela est représenté sur la figure 12, les caractéristiques de libération de NOx (b) d'un dispositif de combustion à faible niveau de NOx du type à sec sont très faibles dans la plage de charge de turbine à gaz de (d) à (e) et ne sont pas très faibles dans la plage de faible charge de (c) à (d), comparées aux caractéristiques de NOx (a) d'un dispositif de combustion du type à injection de vapeur ou d'eau. Par conséquent, dans un dispositif de combustion du type à sec conventionnel, des systèmes d'alimentation en carburant multiple sont adoptés afin de modifier une partie des caractéristiques de NOx (b) vers de faibles caractéristiques de NOx indiquées par un trait en pointillé, obtenant ainsi une réduction de NOx dans la plage à faible charge.
Toutefois, les caractéristiques de NOx, par exemple les caractéristiques (b), sont toujours élevées sur la plage de pleine charge de turbine à gaz de la charge (c) à la charge nominale (e) comparées à une valeur de NOx visée qui peut être déterminée à partir des caractéristiques de NOx théoriquement les plus faibles (g) avec une marge prise en considération.
Plus spécialement, un dispositif de combustion à faible niveau de NOx du type à sec conventionnel maintient une combustion stable par une flamme prémélangée supportée par une flamme de diffusion, et les caractéristiques de NOx (j) sont sensiblement en proportion inverse du débit de carburant de flamme de diffusion, comme cela est représenté sur la figure 13.
Par conséquent, une réduction de la proportion du débit de carburant de diffusion aussi forte que possible est souhaitée afin d'obtenir une réduction supplémentaire des NOx. Toutefois, dans un dispositif de combustion à faible niveau de NOx du type à sec conventionnel, la proportion minimum du débit de carburant de diffusion est déterminée par une proportion (1) du débit de carburant de diffusion qui peut dépasser une valeur de limitation de CO (k) pour chaque charge de turbine à gaz, comme cela est représenté sur la figure 14. Si la proportion minimum du débit de carburant de diffusion est réduite à une valeur (1) au moins, le CO (ou THC ou équivalent) est augmenté, réduisant ainsi le rendement de combustion ou augmentant les vibrations de combustion et rendant donc un fonctionnement stable impossible. Si la proportion minimum du débit de carburant de diffusion est réglée à une valeur plus faible (m) ou moins, un feu accidentel peut apparaître. Il a par conséquent été impossible de réduire les NOx à une valeur minimum en réduisant à zéro la proportion du débit de carburant de diffusion du fait que la combustion stable doit être obtenue et qu'un feu accidentel doit être empêché.
Par ailleurs, les NOx dépendent fortement du rapport d'équivalence de prémélange 4p, comme cela est représenté sur la figure 15. Afin de réduire le niveau de libération de NOx à une valeur visée (qui peut être de 10 ppm ou moins), le rapport d'équivalence de prémélange de zone de combustion #p doit être réglé à une valeur inférieure à n.
Par ailleurs, comme cela est représenté sur la figure 16, le rapport d'air de refroidissement de surface de paroi (l'axe des ordonnées du graphique représenté sur la figure 16) présente des relations fixes avec un rapport d'équivalence de sortie de dispositif de combustion 4p ou une température de sortie de dispositif de combustion Tg et le rapport d'équivalence de prémélange de zones de combustion 4p (l'axe des abscisses). Plus spécialement, du fait que 4p doit être réglé à une valeur inférieure à n (qui correspond au paramètre 4p représenté sur la figure 15) afin de régler les NOx à la valeur visée ou en dessous, comme cela est représenté sur la figure 15, la température de sortie de dispositif de combustion est accrue (ou bien le rapport d'équivalence de sortie de dispositif de combustion 4EX est accru), et le rapport d'air de refroidissement de surface de paroi est réduit, comme cela est représenté sur la figure 16. En d'autres termes, une réduction des NOx exige un réglage 4p à une faible valeur qui est proche de la valeur de limitation de combustion, et réduit l'air de refroidissement, ce qui rend le refroidissement difficile.
Un but de la présente invention est d'éliminer sensiblement les défauts ou les inconvénients rencontrés dans l'état de la technique décrit cidessus. La présente invention se rapporte également à un système de combustion de turbine à gaz et à un procédé de commande de combustion capable de présenter des caractéristiques de libération de NOx faibles de 10 ppm ou moins sur toute la plage de charge de turbine à gaz, ce qui n'est pas obtenu avec un dispositif de combustion à faible niveau de NOx du type à sec conventionnel.
Ces buts ainsi que d'autres peuvent être atteints selon la présente invention en prévoyant, selon un aspect, un système de turbine à gaz comportant: un dispositif de combustion cylindrique ayant une extrémité fermée par un collecteur; plusieurs sections de combustion suivant un agencement espacé dans une direction axiale du dispositif de combustion; plusieurs conduites d'alimentation en carburant reliées de manière indépendante aux sections de combustion respectives; des sections d'alimentation en carburant prémélangé prévues de manière respective pour les conduites d'alimentation en carburant afin de délivrer un carburant prémélangé; une section d'alimentation en carburant de combustion à diffusion destinée à délivrer un carburant de combustion à diffusion aux sections de combustion; et une unité de commande destinée à commuter les sections d'alimentation en carburant afin d'alimenter de manière sélective celles-ci en carburant prémélangé et en carburant de combustion à diffusion.
Dans des formes de réalisation préférées, les sections de combustion comprennent un premier étage de combustion, un deuxième étage de combustion et des étages de combustion consécutifs et les conduites d'alimentation en carburant comprennent une conduite d'alimentation en carburant pour le premier étage de combustion qui est divisée en deux sections d'alimentation en carburant, dont une est reliée à un gicleur de carburant de combustion à diffusion de la section d'alimentation en carburant de diffusion et une autre est reliée à un gicleur de carburant prémélangé de la section d'alimentation en carburant prémélangé de sorte que l'unité de commande commute la condition de combustion d'une condition de diffusion vers une combustion prémélangée pendant le fonctionnement du système de combustion de turbine à gaz. Les sections de combustion comprennent des premier à cinquième étages de- combustion comprenant une zone de combustion dans laquelle le carburant prémélangé est brûlé, un dispositif d'allumage destiné à fournir une énergie d'allumage étant disposé dans la zone de combustion.
Les sections de combustion sont constituées par des première et deuxième chambres de combustion définies par des premier et deuxième éléments cylindriques respectivement, le premier élément cylindrique ayant un diamètre interne inférieur à celui du deuxième élément cylindrique, et la première chambre de combustion possède les premier à troisième étages de combustion et la deuxième chambre de combustion possède les quatrième à cinquième étages de combustion. Le premier élément cylindrique comporte une première partie cylindrique du côté amont et une deuxième partie cylindrique du côté aval et un ensemble comprenant un brûleur pilote, un dispositif de prémélange et un dispositif d'allumage est monté sur une extrémité du côté amont de la première partie cylindrique, et un autre ensemble comprenant un autre dispositif de prémélange et un autre dispositif d'allumage est monté sur la deuxième partie cylindrique. Les dispositifs de prémélange sont réalisés sous la forme de conduites de prémélange disposées le long de directions circonférentielles des première et deuxième parties cylindriques et sont pourvus de gicleurs de carburant sur des orifices d'admission d'air du côté amont. Le brûleur pilote comporte un gicleur de carburant de diffusion, un gicleur de carburant à prémélange et un dispositif de tourbillonnement qui sont disposés le long d'un axe central du premier élément cylindrique.
Un ensemble comprenant un dispositif de prémélange et un dispositif d'allumage est monté sur la deuxième chambre de combustion, et le dispositif de prémélange est réalisé sous la forme de conduites de prémélange disposées le long d'une direction circonférentielle de la deuxième chambre de combustion.
Un manchon d'écoulement destiné à recouvrir un côté périphérique externe d'un élément cylindrique interne et un élément cylindrique d'extrémité constituant le dispositif de combustion est prévu, le manchon d'écoulement ayant un grand nombre de trous à travers lesquels un jet d'air de combustion est amené à frapper une surface externe de l'élément cylindrique interne et une surface externe dudit élément cylindrique d'extrémité afin de refroidir un métal constituant l'élément cylindrique interne et l'élément cylindrique d'extrémité, et une surface totale des trous d'air de refroidissement pour un refroidissement par film, dans lequel l'air est amené à s'écouler dans le dispositif de combustion afin de refroidir un métal de surface de paroi de l'élément cylindrique interne et de l'élément cylindrique d'extrémité, est réglée à 20% ou moins de la surface totale pour l'air de combustion.
Selon un autre aspect de la présente invention, il est prévu un procédé de commande de combustion pour un système de combustion de turbine à gaz de la structure décrite ci-dessus, le carburant prémélangé au niveau d'un premier étage de combustion étant brûlé alors que le carburant prémélangé de l'étage suivant est allumé par un gaz à haute température généré par la combustion du carburant prémélangé d'un étage de combustion précédent.
Les carburants prémélangés des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages de la multiplicité d'étages de combustion sont délivrés de manière séparée et brûlés en série dans l'ordre du carburant de premier étage, du carburant de deuxième étage, du carburant de troisième étage, du carburant de quatrième étage et enfin du carburant de cinquième étage lorsqu'une charge de turbine à gaz est augmentée, alors que quand la charge de turbine à gaz est réduite, les carburants prémélangés sont réduits d'une manière inverse de celle lorsque la charge est augmentée, dans l'ordre du carburant de cinquième étage, du carburant de quatrième étage, du carburant de troisième étage, du carburant de deuxième étage et du carburant de premier étage, et lorsque la charge est interrompue, seule l'alimentation en carburant de quatrième étage et en carburant de cinquième étage est suspendue.
Les carburants prémélangés des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages de la multiplicité d'étages de combustion sont définis par des fonctions de débit de carburant dont une variable dépendante est une charge de turbine à gaz et sont délivrés en réponse à un signal se rapportant aux fonctions de débit de carburant par rapport à la charge stockée.
Selon la présente invention ayant les caractéristiques décrites ci-dessus, le carburant du premier étage, qui peut être injecté par le gicleur de combustion à diffusion ou le gicleur de combustion prémélangé, est totalement délivré vers le gicleur de combustion à diffusion dans un premier étage. Le carburant délivré est allumé par un dispositif d'allumage ou une flamme pilote prévue à proximité de l'orifice d'injection de carburant prémélangé du premier étage.
Après l'allumage, l'alimentation en carburant du premier étage est commutée du gicleur de combustion à diffusion vers le gicleur de combustion prémélange, de sorte qu'un état de combustion prémélangé est réalisé. Les carburants prémélangés des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages sont ensuite délivrés par les conduites d'alimentation en carburant par une instruction provenant de l'élément de calcul en rapport avec les fonctions de débit de carburant correspondant à une charge de turbine à gaz.
Le carburant prémélangé du deuxième étage est allumé et brûle grâce à un gaz à haute température généré par la combustion du carburant prémélangé du premier étage. Le carburant prémélangé du troisième étage est allumé et brûlé par la totalité d'un gaz à haute température généré par la combustion des carburants prémélangés des premier et deuxième étages. D'une manière similaire, les carburants prémélangés des quatrième et cinquième étages sont allumés et brûlés par la quantité totale du gaz à haute température généré par la combustion des carburants prémélangés des étages amonts. Par conséquent, les carburants prémélangés des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages sont brûlés en série tout en étalant de manière séquentielle leurs flammes en aval en partant du premier étage.
La combustion de tous les étages peut ainsi être à 100% une combustion prémélangée. Le carburant prémélangé, qui est un mélange uniforme d'air et de carburant, délivré à chacun des étages, est réglé à une condition de carburant pauvre, et brûlé ainsi à une température de flamme de 1600 C qui assure qu'aucune génération de NOx ne se produit dans la zone de combustion de chaque étage ou en dessous.
La combustion est par conséquent réalisée à une température de 1600 C ou en dessous sur toute la zone du dispositif de combustion, et pratiquement aucun NOx n'est généré. Il en résulte que les NOx peuvent être fortement réduits.
En outre, du fait que la combustion en série dans laquelle des flammes s'étalent en aval est adoptée, un gaz prémélangé non brûlé en aval est activé et facilement brûlé à la fois par un gaz à haute température amont et par des groupes chimiquement actifs contenus dans le gaz à haute température. Des flammes conventionnellement instables sont ainsi stabilisées. C'est-à-dire que l'adoption des cinq étages de combustion en série dans la présente invention permet la stabilisation des flammes et une forte réduction des NOx.
Afin d'accélérer la stabilisation des flammes, un brûleur pilote destiné à procurer une énergie d'allumage, une bougie de chauffage constituée d'un dispositif de chauffage électrique ou un dispositif de stabilisation ou d'allumage utilisant l'énergie électrique ou magnétique ou un plasma peut être prévu dans la zone de combustion o le carburant prémélangé du premier, deuxième, troisième, quatrième ou cinquième étage est brûlé.
L'air est délivré de manière adéquate au carburant prémélangé du premier, deuxième, troisième, quatrième ou cinquième étage de sorte que le carburant prémélangé peut être réglé à la condition de carburant pauvre en assurant une température de flamme de 1600 C ou en dessous. Dans ce cas, du fait que le refroidissement par convection du tube interne et du tuyau d'extrémité est intensifié en utilisant le manchon d'écoulement ayant un grand nombre de trous de refroidissement par impact, la proportion de l'air de refroidissement par film peut être réduite à 20% de l'air qui entre dans le dispositif de combustion ou moins. Du fait que la quantité d'air de refroidissement réduite peut être utilisée à nouveau comme air de combustion, un air adéquat nécessaire pour régler la condition de carburant pauvre peut être assuré.
Selon la structure de refroidissement de surface de paroi de la présente invention, du fait que la proportion de l'air de refroidissement est réduite et que la quantité d'air réduite peut être délivrée en tant qu'air de prémélange, la condition de combustion pauvre en carburant peut être réalisée. Une réduction des NOx peut par conséquent être obtenue. En outre, la combustion en série permet une stabilisation des flammes instables (puisque la condition de combustion pauvre en carburant offre une température de combustion basse, une flamme devient facilement instable). Il en résulte qu'une combustion stable caractérisée par des niveaux de NOx très bas peut être obtenue sur toute la plage de charge d'une turbine à gaz.
D'autres caractéristiques de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite en se référant aux dessins annexés.
Dans les dessins annexés: La figure 1 illustre une forme de réalisation d'un système de combustion de turbine à gaz selon la présente invention; La figure 2 est une vue en coupe d'une partie du système de combustion de turbine à gaz de la figure 1; La figure 3 est une vue destinée à expliquer la fonction de la forme de réalisation représentée sur la figure 1; La figure 4 est une vue agrandie d'un brûleur pilote dans la forme de réalisation représentée sur la figure 1; La figure 5 illustre un système de carburant de la forme de réalisation de la figure 1; La figure 6 illustre une partie de combustion d'une autre forme de réalisation de la présente invention; La figure 7 illustre une partie de combustion d'encore une autre forme de réalisation de la présente invention; La figure 8 illustre une modification d'un microbrûleur utilisé dans la forme de réalisation représentée sur la figure 1; La figure 9 illustre un dispositif d'allumage qui peut être remplacé par le microbrûleur utilisé dans la forme de réalisation représentée sur la figure 1; La figure 10 est une représentation graphique montrant des caractéristiques de commande d'un élément de calcul de la forme de réalisation représentée sur la figure 1; La figure 11 est un organigramme illustrant la fonction de la forme de réalisation représentée sur la figure 1; La figure 12 illustre des caractéristiques de NOx d'un état de la technique; La figure 13 illustre des caractéristiques de NOx d'un état de la technique; La figure 14 illustre la relation entre NOx ou CO et la proportion d'un débit de carburant de diffusion; La figure 15 illustre la relation entre NOx et le rapport équivalent de prémélange de plage de combustion; et La figure 16 illustre la relation entre le rapport de refroidissement de surface de paroi et le rapport équivalent de sortie de carburant.
Une forme de réalisation d'un système de combustion de turbine à gaz selon la présente invention va être décrite ci-dessous en se référant aux dessins annexés.
La figure 1 illustre la structure du système de combustion de turbine à gaz selon la présente forme de réalisation. Comme cela est représenté sur la figure, le système de combustion est pourvu d'un dispositif de combustion 1 ayant une structure par exemple cylindrique fermée à une extrémité par un collecteur H et comprenant une première chambre de combustion 2a ayant une partie de combustion à trois étages, et une deuxième chambre de combustion 2b ayant une partie de combustion à deux étages. La première chambre de combustion 2a a une structure dans laquelle des tubes internes la et lb ayant des petits diamètres et formant une paire sont reliés l'un à l'autre dans la direction d'un courant de gaz.
Le tube interne de petit diamètre la qui se trouve d'un côté amont dans la première chambre de combustion 2a est pourvu d'un brûleur pilote 3, d'unités de prémélange 4a et d'au moins un microbrûleur 5a (qui peut être une bougie de chauffage chauffée par un dispositif de chauffage électrique ou un autre dispositif d'allumage conçu pour délivrer de l'énergie d'allumage en utilisant une énergie électrique ou magnétique). Le brûleur pilote 3 est monté à l'autre extrémité sur le collecteur H. Le tube interne de petit diamètre lb qui se trouve sur un côté aval dans la première chambre de combustion 2a est pourvu d'unités de prémélange 4b et d'au moins un microbrûleur 5b. Les unités de prémélange 4a ou 4b, ayant chacune une configuration d'une conduite de prémélange, sont disposées en rangées suivant un nombre allant de 4 à 8 dans une direction périphérique du tube interne la ou lb. Des gicleurs de carburant 6a et 6b sont disposés au niveau des entrés d'air des unités de prémélange 4a et 4b respectivement.
La deuxième chambre de combustion 2b comprend un tube interne 7 ayant un diamètre plus grand que ceux des tubes interne la et lb, des unités de prémélange 4c et 4d et au moins un microbrûleur 5c. Les unités de prémélange 4c ou 4d, ayant chacune une configuration d'une conduite de prémélange, sont disposées en rangées en un nombre allant de 4 à 8 dans une direction périphérique du tube interne 7 de grand diamètre.
Des gicleurs de carburant 6c et 6d sont disposés au niveau des côtés amont des unités de prémélange 4c et 4d respectivement. Les unités de prémélange 4a, 4b, 4c et 4d sont fixées sur un tube interne factice 9 au moyen de supports 8a et 8b (dont seule une partie est illustrée). La position axiale du tube interne factice 9 est déterminée par des supports 11 fixés sur un carter 10 de telle sorte que le tube interne factice 9 peut recevoir des poussées agissant sur les tubes internes de petit diamètre la et lb et le tube interne 7 de grand diamètre.
Une paroi interne 12 d'un tube d'extrémité et une paroi externe 13 d'un tube d'extrémité sont prévues en aval du tube interne 7 de grand diamètre. La paroi externe de tube d'extrémité 13 est formée avec un grand nombre de trous de refroidissement 14. D'une manière similaire, un manchon d'écoulement 15, ayant un grand nombre de trous de refroidissement 16, est prévu sur un côté périphérique externe du tube interne 7 de grand diamètre. Une partie de raccordement entre le tube interne 7 de grand diamètre et la paroi interne de tube d'extrémité 12 et une partie de raccordement entre le manchon d'écoulement 15 et la paroi externe de tube d'extrémité 13 sont fermées de manière respective par des joints à ressort 17.
Un orifice d'injection de carburant prémélangé 18 du premier étage est prévu au niveau de l'extrémité amont du tube interne de petit diamètre la.
Des sorties des unités de prémélange 4a, 4b, 4c et 4d prévues dans les tubes internes la, lb et 7 servent d'orifices d'injection de carburant prémélangé des deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages 19a, l9b, 19c et 19d respectivement. Les orifices d'injection de carburant prémélangé des deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages 19a, 19b, 19c et 19d sont disposés à des intervalles prédéterminés qui assurent que la combustion en série peut se faire de manière correcte dans la direction axiale du dispositif de combustion. Le carburant prémélangé peut être injecté par les orifices d'injection 19a, 19b, 19c et 19d vers le centre du dispositif de combustion. Les orifices d'injection peuvent également être disposés en spirale de sorte que le courant de gaz peut avoir une composante tourbillonnaire, comme cela est représenté sur la figure 2.
Le brûleur pilote 3 comprend un gicleur de carburant de diffusion 20 qui se trouve le long d'un axe central du tube interne de petit diamètre la, un gicleur de carburant prémélangé 21 et un dispositif de tourbillonnement 22. Une paroi périphérique constituant la partie du brûleur pilote 3 qui se trouve en amont du dispositif de tourbillonnement 22 possède un grand nombre de trous d'air 23. L'état de combustion du brûleur pilote 3 est illustré sur la figure 3. Le fonctionnement du brûleur pilote 3 sera décrit plus tard.
La figure 4 illustre plus en détail la structure du brûleur pilote 3. Une extrémité distale d'un tube d'alimentation en carburant de diffusion pilote 24 possède des trous d'injection 25. Les trous d'injection 25 se trouvent près de et en relation opposée à une extrémité distale de gicleur 26.
L'extrémité distale de gicleur 26 possède des trous d'injection 27 et 28 à travers lesquels est injecté un carburant de diffusion.
Les microbrûleurs 5a, qui servent de source d'allumage, sont prévus à proximité de la partie centrale de l'extrémité distale de gicleur 26 et d'une zone d'écoulement inversé 29. Un passage d'écoulement est formé sur un côté périphérique externe du tube 24. Une extrémité distale du passage d'écoulement 30 possède un orifice d'injection 31 à travers lequel un carburant prémélangé, qui est un mélange d'un air de combustion et d'uncarburant, est injecté dans la chambre de combustion.
Comme cela est représenté sur la figure 1, un système d'alimentation en carburant 32 possède une soupape de réglage de pression de carburant 33 et une soupape de réglage de débit de carburant 34 et est conçu pour délivrer un carburant aux gicleurs de carburant 6a à 6d en passant par des soupapes de coupure 35 et 36, une soupape de réglage de débit de carburant 37, une soupape de distribution 38 et des soupapes de réglage de débit de carburant 39a, 39b, 39c et 39d.
La figure 5 illustre une configuration du système d'alimentation en carburant. Un carburant N, qui est passé à travers la soupape de réglage de pression 33 et la soupape de réglage de débit 34 est distribué dans deux systèmes.
Un des deux systèmes passe par la soupape de coupure 36 et est alors divisé en deux conduites de système. Une de ces deux conduites de système est à son tour divisée en une conduite 41a qui passe par un débitmètre 40a et la soupape de réglage de débit 39a et une conduite 41b qui passe par un débitmètre 40b et la soupape de réglage de débit 39b alors que l'autre conduite de système passe par un débitmètre 40e et la soupape de réglage de débit 39e et est divisée en une conduite 41e qui passe par la soupape de réglage de débit 38 et une autre conduite 41f.
La conduite de système qui passe par la soupape de réglage de débit 34 passe par la soupape de coupure 35 et est alors divisée en une conduite 41c qui passe par un débitmètre 40c et la soupape de réglage de débit 39c, et une conduite 41d qui passe par un débitmètre 40d et la soupape de réglage de débit 39d.
Des signaux S101, S102, S103, S104 et S105 sortent de toutes les soupapes de réglage décrites ci- dessus, des soupapes de coupure, des débitmètres et ainsi de suite, et un signal de sortie S106 d'un générateur 51a et un signal de charge S107 sont délivrés à un élément de calcul 42. L'élément de calcul 42 commande les signaux d'entrée en fonction du signal de charge S107 sur la base d'une entrée programmée dans l'élément de calcul 42. La référence 51b désigne un dispositif de dénitration et la référence 51c désigne une cheminée.
Le fonctionnement du dispositif de combustion 1 va être décrit ci-dessous.
L'écoulement d'air va tout d'abord être expliqué en se référant aux figures 3 et 5. Comme cela est représenté sur la figure 5, une partie de l'air à haute température/haute pression AO éjecté d'un compresseur d'air 50 est utilisée pour refroidir une turbine 51. Une partie de l'air A0 est envoyée vers le dispositif de combustion 1 sous forme d'un air de combustion A1. L'air de combustion A1 passe à travers les trous de refroidissement de tube d'extrémité 14 et 16 et s'écoule dans un espace 52 sous forme d'un jet d'impact A2 afin de refroidir la paroi interne de tube d'extrémité 12 et le tube interne 7 de grand diamètre du fait d'un écoulement de convection.
Le jet d'impact A2 ne s'écoule pas dans le dispositif de combustion 1 au niveau de la zone de la paroi interne de tube d'extrémité 12 et du tube interne 7 de grand diamètre de sorte qu'il peut s'écouler dans les unités de conduite de prémélange 4a, 4b, 4c et 4d en tant qu'airs de combustion A3, A4, A5 et A6 respectivement. Le jet d'impact A2 s'écoule également dans le brûleur pilote 3 à travers les trous d'air de combustion 23 en tant qu'air de combustion A7. L'air d'impact A2 s'écoule également en aval dans l'espace 52 de- sorte qu'il peut être utilisé comme air de refroidissement par film A8 des tubes internes de petit diamètre la et lb. L'écoulement d'air et de carburant dans le brûleur pilote 3 va être décrit ci-dessous.
L'air de combustion A7 qui s'est écoulé depuis les trous d'air 23 représentés sur la figure 4 est amené à tourbillonner grâce au dispositif de tourbillonnement 22 de sorte qu'il présente un moment angulaire. L'air qui tourbillonne résultant s'écoule dans le tube interne de petit diamètre la à travers l'orifice d'injection 31. L'orifice d'injection 31 représenté sur la figure 4 correspond à l'orifice d'injection de carburant prémélangé 18 du premier étage représenté sur la figure 2. Un carburant de diffusion pilote Ni est éjecté, sous forme d'un jet, à travers les trous 25 formés au niveau du côté aval du tube 24 afin de refroidir l'extrémité distale de gicleur 26 par un écoulement par convection, et s'écoule alors dans le tube interne de petit diamètre la à travers l'orifice d'injection 27 sous forme d'un carburant de diffusion N2. Le carburant de diffusion N2 est allumé par exemple par un dispositif d'allumage 53 prévu sur la paroi périphérique du tube interne de petit diamètre la afin de former une flamme pilote Fl. Après allumage, le carburant de diffusion N1 est progressivement remplacé par un carburant prémélangé N3 en réponse au signal S103 provenant de l'élément de calcul 42.
Le carburant prémélangé N3 est pulvérisé à travers le gicleur de carburant prémélangé 21 sous forme d'un carburant N4. Le carburant N4 est prémélangé de manière uniforme avec l'air de combustion A7. Un carburant prémélangé résultant N5 augmente sa vitesse jusqu'au double de la vitesse de combustion turbulente ou plus lorsqu'il tourbillonne en aval et s'écoule alors dans le tube interne de petit diamètre la depuis l'orifice d'injection de carburant prémélangé 18 du premier étage, c'est-à-dire l'orifice d'injection 31. A ce moment là, aucun retour de flamme ne se produit avec la flamme pilote F1 du fait que la vitesse du carburant est le double de la vitesse de combustion turbulente ou plus. Au moment o le remplacement de carburant est terminé, toute la flamme pilote F1 devient une flamme de mélange prémélangée obtenue à partir du carburant prémélangé N3, et la génération de NOx est donc pratiquement réduite à zéro.
L'écoulement de carburant dans le tube interne de dispositif de combustion et le procédé de combustion vont ensuite être décrits ci- dessous.
Premièrement, la flamme pilote F1 est formée dans le tube interne de petit diamètre la suivant le procédé décrit ci-dessus. La flamme F1 est stabilisée à cause d'une combinaison souhaitée du carburant de diffusion pilote Ni avec le carburant prémélangé pilote N3. Une fois que la flamme pilote F1 a été formée, le carburant ayant un débit commandé sur la base du signal de sortie S103 de l'élément de calcul 42 est mélangé de manière uniforme à l'air dans l'unité de prémélange 4a.
Un carburant prémélangé résultant N4 s'écoule dans le tube interne de petit diamètre la à travers les orifices d'injection de carburant prémélange 19a du deuxième étage.
Le carburant prémélangé N4 est allumé et brûlé par la flamme pilote F1 qui se trouve en amont du carburant prémélangé N4 afin de former une flamme prémélangée F2. Un carburant prémélangé N5 du troisième étage s'écoule ensuite de manière similaire dans le tube interne de petit diamètre lb depuis les orifices d'injection de carburant prémélangé 19B du troisième étage. Le carburant prémélangé N5 est allumé et brûlé par la quantité totale de gaz de combustion obtenue en ajoutant la flamme pilote F1 à la flamme prémélangée F2 qui se trouve en amont du carburant prémélangé N5 afin de former ainsi une flamme prémélangée F3. Les carburants prémélangés N6 et N7 des quatrième et cinquième étages forment de manière respective les flammes prémélangées F4 et F5 suivant le même processus que celui des deuxième et troisième étages.
L'élément de calcul 42 commande les débits de carburant respectifs de telle sorte que les flammes F1, F2, F3, F4 et F5 ont une température de combustion inférieure à 1600 C, ce qui assure qu'il n'y a pas de génération de NOx. Par conséquent, les caractéristiques de NOx (i) (voir la figure 12) peuvent être rendues faibles sur toute la plage de charge de turbine à gaz au contraire des caractéristiques de NOx (b) (voir la figure 12) d'un dispositif de combustion à faible niveau de NOx conventionnel, et la valeur visée de NOx (h) (voir la figure 12) peut ainsi être atteinte.
Les flammes sont stabilisées par l'adoption de la combustion en série dans laquelle les carburants prémélangés, des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages sont allumés et brûlés en série par le gaz à haute température qui se trouve en amont afin d'étaler une flamme.
Le refroidissement du tube interne de dispositif de combustion va être exposé.
Une grande partie de l'air délivré par le compresseur d'air 50 vers le dispositif de combustion 1 passe à travers les trous de refroidissement par impact 14 et 16 formés de manière respective dans le tube externe d'extrémité 13 et le manchon d'écoulement 15, et frappe alors contre le tube interne d'extrémité 12 et le tube interne 7 de grand diamètre sous la forme du jet d'impact A2 afin de refroidir les surfaces de paroi par l'écoulement par convection.
Le jet d'impact A2 n'entre pas dans le dispositif de combustion au niveau du tube externe d'extrémité 13 mais s'écoule dans le dispositif de combustion sous la forme des airs de combustion A3, A4, A5 et A6 des unités de prémélange 4a, 4b, 4c et 4d et sous forme de l'air de combustion A7 du brûleur pilote 3.
Au niveau des tubes internes de petit diamètre la et lb correspondant à la première chambre de combustion 2a, moins de 20% de l'air de combustion A1 s'écoule dans le dispositif de combustion sous forme d'un air de refroidissement par film afin de refroidir la surface interne de celui-ci. C'est-à-dire que seul le refroidissement de la surface externe est réalisé au niveau du tube interne d'extrémité 12, de sorte que l'air devant être utilisé comme air de refroidissement par film peut être utilisé comme airs de combustion A3, A4, A5, A6 et a7, augmentant ainsi la quantité d'air de combustion. Par conséquent, un rapport air-carburant prémélangé souhaité assurant une température de combustion inférieure à 1600 C, ce qui assure qu'il n'y a pas de génération de NOx, peut être assuré, et une réduction des NOx peut ainsi être obtenue.
L'élément de calcul 42 qui réalise le procédé de combustion décrit cidessus va être exposé.
Comme cela est représenté sur la figure 10, des débits de carburant prémélangé Wl à W5 des cinq étages sont stockés au préalable en tant que fonctions se rapportant à une charge de turbine à gaz dans l'élément de calcul 42 pour les cinq étages de conduites de carburant. Un total des débits de carburant prémélangé Wl à W5 est égal à un débit de carburant total W0. Les débits de carburant prémélangé Wl à W5 des cinq étages sont obtenus par le signal S103 en utilisant les soupapes de réglage de débit 37, 39a, 39b, 39c et 39d en fonction du signal S107.
Si l'on se réfère à la figure 11, o une charge augmente, le carburant du premier étage est remplacé (étape 1101) et les carburants prémélangés des étages respectifs sont alors augmentés de manière séquentielle (étapes 1102 à 1105).
Lorsqu'une charge diminue, les débits de carburants des étages respectifs sont réduits de manière séquentielle en partant du cinquième étage d'une manière inverse de celle représentée sur la figure 11. Du fait qu'un débit d'air Wa en rapport avec la charge de turbine à gaz est sensiblement fixe, la température de sortie de dispositif de combustion est déterminée en commandant le débit de carburant total Comme cela est représenté sur la figure 4, les microbrûleurs 5a destinés à fournir une petite flamme sont prévus à proximité des zones d'écoulement inversées des tubes internes la, lb et 7 afin de stabiliser effectivement les flammes.
La forme de réalisation décrite ci-dessus de la présente invention n'est pas restrictive et est susceptible de différents changements, modifications, variantes et adaptations comme cela est évident pour les gens du métier. Les figures 6 à 9 illustrent ces modifications de la présente invention.
Dans la modification représentée sur la figure 6, les orifices d'injection de carburant 18, 19a, 19b, 19c et 19d représentés sur la figure sont modifiés de telle sorte qu'ils présentent une disposition annulaire entourée par des cylindres doubles. C'est-à-dire qu'un air de combustion AlO est amené à tourbillonner par un dispositif de tourbillonnement 60 de sorte qu'il présente un moment annulaire, et s'écoule alors dans le cylindre à partir d'un orifice d'injection de carburant 61a, 61b, 61c, 61d ou 61e du premier, deuxième, troisième, quatrième ou cinquième étage. Un carburant N10 est délivré aux orifices d'injection respectifs par l'intermédiaire de systèmes d'alimentation en carburant séparés, comme dans le cas représenté sur la figure 1. Les flammes prémélangées F1 à F5 sont formées en continu dans la direction axiale d'un tube interne 62 en correspondance avec les orifices d'injection de carburant 61a à 61e des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages afin d'obtenir une combustion en série.
Dans la modification représentée sur la figure 5, bien qu'un brûleur pilote 65 soit sensiblement le même que celui de la forme de réalisation représentée sur les figures 1 et 5 à 8, des unités de prémélange cylindriques du type multibrûleur 64 fixées sur une deuxième chambre de combustion 64b (qui se trouve en aval d'une première chambre de combustion 64a) sont disposées en rangée dans la direction périphérique de la chambre de combustion. Une telle rangée est prévue dans deux positions dans la direction axiale du dispositif de combustion. Des dispositifs de tourbillonnement 67 sont prévus dans chacune des unités de prémélange 66 afin de procurer un prémélange uniforme même dans un passage d'écoulement court.
Dans cette modification, les flammes sont formées en série en partant du côté amont de la même manière que celles de la forme de réalisation décrite ci-dessus afin de former des flammes prémélangées Fll, et la génération de NOx peut ainsi être limitée efficacement.
Les figures 8 et 9 illustrent des modifications du microbrûleur représenté sur la figure 1.
La modification représentée sur la figure 8 prévoit un microbrQleur 5a ayant une configuration qui assure une combustion prémélangée par une flamme auto- entretenue. C'est-à-dire que la partie d'extrémité distale de l'orifice d'injection de carburant prémélangé 18 (19a, ...) est élargie de sorte que des courants de fuite peuvent être générés dans la partie d'extrémité distale afin de former des flammes auto- entretenues 70. Cette configuration procure une stabilisation supplémentaire des flammes. Une couche de revêtement résistant à la chaleur 71 est formée au niveau de la partie d'extrémité distale de l'orifice d'injection.
Dans la modification représentée sur la figure 9, un dispositif d'allumage est structuré par une bougie de chauffage 81 ayant une partie à haute température 80 dont la température est augmentée à une valeur assurant l'allumage au moyen d'énergie électrique. Dans cette modification, l'orifice d'injection de carburant prémélangé 18 est réalisé avec une forme large, comme dans le cas de la modification représentée sur la figure 8, afin de former une zone 82 o reste le carburant.
Le dispositif de combustion de turbine à gaz selon la présente invention a été décrit ci-dessus dans ces différentes formes de réalisation et modifications.
Il est toutefois évident que la présente invention peut être appliquée à différents types de turbines à gaz qui utilisent un carburant gazeux ou liquide.
Comme cela est évident d'après la description
précédente, dans le système de combustion de turbine à gaz selon la présente invention, une obtention simultanée de la condition de combustion super pauvre, de la combustion à flamme stable et du refroidissement de surface de paroi de dispositif de combustion, qui de manière conventionnelle est difficile, est rendue possible. Il en résulte que les NOx peuvent être réduits à une valeur visée souhaitée ou inférieure (inférieure à 10 ppm) sur toute la plage de fonctionnement. Une forte réduction des NOx permet une réduction ou une élimination d'un dispositif de dénitration, réduit le coût de fonctionnement en incluant une réduction de la quantité d'ammoniaque consommée, et contribue à une purification globale de l'environnement.
Claims (14)
1. Système de turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comporte: un dispositif de combustion cylindrique (1) ayant une extrémité fermée par un collecteur (H); plusieurs sections de combustion suivant un agencement espacé dans une direction axiale du dispositif de combustion (1); plusieurs conduites d'alimentation en carburant (41a à 41f) reliées de manière indépendante aux dites sections de combustion respectives; des sections d'alimentation en carburant prémélangé (4a à 4d) prévues de manière respective pour lesdites conduites d'alimentation en carburant (41a à 41d) afin de délivrer un carburant prémélangé; - une section d'alimentation en carburant de combustion à diffusion destinée à délivrer un carburant de combustion à diffusion aux sections de combustion; et une unité de commande (42) destinée à commuter lesdites sections d'alimentation en carburant afin de délivrer de manière sélective du carburant prémélangé ou du carburant de combustion à diffusion.
2. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites sections de combustion comprennent un premier étage de combustion, un deuxième étage de combustion et des étages de combustion consécutifs et lesdites conduites d'alimentation en carburant comprennent une conduite d'alimentation en carburant pour le premier étage de combustion qui est divisée en deux sections d'alimentation en carburant, dont une (41e) est reliée à un gicleur de carburant de combustion à diffusion (20) de la section d'alimentation en carburant de diffusion et une autre (41f) est reliée à un gicleur de carburant prémélangé (21) de la section d'alimentation en carburant prémélangé de sorte que l'unité de commande (42) commute la condition de combustion d'une condition de diffusion vers une combustion prémélangée pendant le fonctionnement du système de combustion de turbine à gaz.
3. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdites sections de combustion comprennent des premier à cinquième étages de combustion comprenant une zone de combustion dans laquelle le carburant prémélangé est brûlé, un dispositif d'allumage destiné à fournir une énergie d'allumage étant disposé dans la zone de combustion.
-
4. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit dispositif d'allumage est un micro-brûleur (5a à 5c).
5. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit dispositif d'allumage est une bougie de chauffage (81).
6. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 3, caractérisé en ce que lesdites sections de combustion sont constituées par des première et deuxième chambres de combustion (2a, 2b) définies par des premier et deuxième éléments cylindriques respectivement, ledit premier élément cylindrique ayant un diamètre interne inférieur à celui du deuxième élément cylindrique, et ladite première chambre de combustion possède les premier à troisième étages de combustion et ladite deuxième chambre de combustion possède les quatrième à cinquième étages de combustion.
7. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 6, caractérisé en ce que le premier élément cylindrique comporte une première partie cylindrique (la) du côté amont et une deuxième partie cylindrique (lb) du côté aval et un ensemble comprenant un brûleur pilote (3), un dispositif de prémélange et un dispositif d'allumage est monté sur une extrémité du côté amont de la première partie cylindrique, et un autre ensemble comprenant un autre dispositif de prémélange et un autre dispositif d'allumage est monté sur la deuxième partie cylindrique.
8. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce que les dispositifs de prémélange sont réalisés sous la forme de conduites de prémélange (4a à 4d) disposées le long de directions circonférentielles des première et deuxième parties cylindriques et sont pourvus de gicleurs de carburant sur des orifices d'admission d'air du côté amont.
9. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce que ledit brûleur pilote (3) comporte un gicleur de carburant de diffusion (20), un gicleur de carburant à prémélange (21) et un dispositif de tourbillonnement (22) qui sont disposés le long d'un axe central du premier élément cylindrique.
10. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'un ensemble comprenant un dispositif de prémélange et un dispositif d'allumage est monté sur la deuxième chambre de combustion, et le dispositif de prémélange est réalisé sous la forme de conduites de prémélange disposées le long d'une direction circonférentielle de la deuxième chambre de combustion.
11. Système de combustion de turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un manchon d'écoulement (15) destiné à recouvrir un côté périphérique externe d'un élément cylindrique interne (7) et un élément cylindrique d'extrémité constituant le dispositif de combustion (1) est prévu, ledit manchon d'écoulement (15) ayant un grand nombre de trous (16) à travers lesquels un jet d'air de combustion est amené à frapper une surface externe dudit élément cylindrique interne (7) et une surface externe dudit élément cylindrique d'extrémité afin de refroidir un métal constituant l'élément cylindrique interne et l'élément cylindrique d'extrémité, et une surface totale des trous d'air de refroidissement pour un refroidissement par film, dans lequel l'air est amené à s'écouler dans le dispositif de combustion (1) afin de refroidir un métal de surface de paroi de l'élément cylindrique interne et de l'élément cylindrique d'extrémité, est réglée à 20% ou moins d'une surface totale pour l'air de combustion.
12. Procédé de commande de combustion pour un système de combustion de turbine à gaz comportant un dispositif de combustion cylindrique (1) ayant une extrémité fermée par un collecteur (H), plusieurs sections de combustion suivant un agencement espacé dans une direction axiale du dispositif de combustion (1), plusieurs conduites d'alimentation en carburant (41a à 41f) reliées de manière indépendante aux dites sections de combustion respectives, des sections d'alimentation en carburant prémélangé (4a à 4d) prévues de manière respective pour lesdites conduites d'alimentation en carburant (41a à 41f) afin de délivrer un carburant prémélangé, une section d'alimentation en carburant de combustion à diffusion destinée à délivrer un carburant de combustion à diffusion aux sections de combustion, et une unité de commande (42) destinée à commuter lesdites sections d'alimentation en carburant afin de délivrer de manière sélective du carburant prémélangé ou du carburant de combustion à diffusion, caractérisé en ce que le carburant prémélangé au niveau d'un premier étage de combustion est brûlé alors que le carburant prémélangé de l'étage suivant est allumé par un gaz à haute température généré par la combustion du carburant prémélangé d'un étage de combustion précédent.
13. Procédé de commande de combustion selon la revendication 12, caractérisé en ce que les carburants prémélangés des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages de la multiplicité d'étages de combustion sont délivrés de manière séparée et brûlés en série dans l'ordre du carburant de premier étage, du carburant de deuxième étage, du carburant de troisième étage, du carburant de quatrième étage et enfin du carburant de cinquième étage lorsqu'une charge de turbine à gaz est augmentée, alors que quand la charge de turbine à gaz est réduite, les carburants prémélangés sont réduits d'une manière inverse de celle lorsque la charge est augmentée, dans l'ordre du carburant de cinquième étage, du carburant de quatrième étage, du carburant de troisième étage, du carburant de deuxième étage et du carburant de premier étage, et en ce que, lorsque la charge est interrompue, seule l'alimentation en carburant de quatrième étage et en carburant de cinquième étage est suspendue.
14. Procédé de commande de combustion selon la revendication 12, caractérisé en ce que les carburants prémélangés des premier, deuxième, troisième, quatrième et cinquième étages de la multiplicité d'étages de combustion sont définis par des fonctions de débit de carburant dont une variable dépendante est une charge de turbine à gaz et sont délivrés en réponse à un signal se rapportant aux fonctions de débit de carburant par rapport à la charge stockée.
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