FR2931192A1 - Turbomachine et procede pour ameliorer le rendement energetique dans une turbomachine - Google Patents
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Abstract
Turbomachine (2) comprenant une partie compresseur (4) qui produit un flux d'air de refroidissement. La partie compresseur (4) comprend une pluralité d'étages (6) de compresseur. La turbomachine comprend en outre une partie turbine (14) coopérant avec la partie compresseur (4). La partie turbine (14) comprend une pluralité d'étages (18) de turbine. Un conduit (47) assure une circulation de fluide entre au moins un étage parmi la pluralité d'étages (6) de compresseur et au moins un étage parmi la pluralité d'étages (18) de turbine et achemine une partie du flux d'air de refroidissement depuis la partie compresseur (4) jusqu'à la partie turbine (14). Un orifice d'injection (60) est relié au conduit (47) et à un système de production de fluide secondaire (62). Le système de production de fluide secondaire (62) introduit une quantité de fluide secondaire sec dans le flux d'air de refroidissement passant de la partie compresseur (4) à la partie turbine (14). La quantité de fluide secondaire sec remplace une partie du flux d'air de refroidissement rejoignant la partie turbine (14).
Description
B09-1227FR Société dite : GENERAL ELECTRIC COMPANY Turbomachine et procédé pour améliorer le rendement énergétique dans une turbomachine Invention de : SENGAR Ajit Singh SARAVANAN Nattanmai Venkataraman BASHA Aslam Priorité d'une demande de brevet déposée aux Etats-Unis d'Amérique le 6 mai 2008 sous le n°12/115.634
Turbomachine et procédé pour améliorer le rendement énergétique dans une turbomachine La présente invention est relative à la technique des turbomachines et, plus particulièrement, à une turbomachine et un procédé pour améliorer le rendement énergétique dans une turbomachine. Les turbomachines modernes atteignent de plus grands rendements et une plus grande puissance délivrée à l'aide de taux de compression adiabatique de 20/1 ou plus. Les taux de compression élevés ont pour effet un grand rendement et une puissance délivrée accrue. La compression adiabatique est réalisée à l'aide de compresseurs axiaux à rendement élevé et s'accompagne invariablement d'une hausse de température qui conduit à une baisse du rendement de la compression. Afin de réduire cette hausse de température, des dispositifs de prérefroidissement par air évacuent de la chaleur par siphonnage et, de ce fait, contrebalancent partiellement d'éventuels gains de rendement. Par ailleurs, de l'air partiellement comprimé est extrait pour refroidir des pièces de turbines à combustion sur le trajet des gaz chauds. Le travail participant à la production de l'air de refroidissement n'est pas transféré dans la turbine et représente donc une autre perte de rendement. Pour faire face à cette perte de travail et à cet accroissement de la puissance délivrée, beaucoup de turbomachines d'aujourd'hui emploient des compresseurs externes qui font entrer davantage d'air par pompage ou fournissent de la vapeur injectée à une sortie d'un diffuseur de refoulement de compresseur (CDC) ou en aval de la sortie du diffuseur. Cependant, les compresseurs externes représentent des consommations d'énergie supplémentaires et provoquent donc des pertes de rendement. Bien que l'injection de vapeur accroisse les taux de transfert de chaleur et renforce la puissance délivrée, il faut de la vapeur à haute pression (HP) de haute qualité. L'utilisation de vapeur HP de haute qualité a une incidence négative sur le rendement résultant d'une perte de chaleur utile du cycle aval. De plus, en injectant la vapeur à la sortie du diffuseur de CDC ou en aval de celle-ci, le refroidissement par le flux d'air contrebalance les gains éventuels réalisables en ce qui concerne le rendement du compresseur.
En outre, injecter de la vapeur en ce point particulier de la turbomachine nécessite un mélange efficace dans la chambre de combustion avant l'allumage afin d'atténuer toute dégradation de la combustion. Une turbomachine construite selon un exemple de forme de réalisation de la présente invention comprend une partie compresseur qui génère un flux d'air de refroidissement. La partie compresseur comporte une pluralité d'étages de compresseur. La turbomachine comprend en outre une partie turbine coopérant avec la partie compresseur. La partie turbine comporte une pluralité d'étages de turbine. Un conduit assure une circulation de fluide entre au moins un étage parmi la pluralité d'étages de compresseur et au moins un étage parmi la pluralité d'étages de turbine. Le conduit achemine une partie du flux d'air de refroidissement depuis la partie compresseur jusqu'à la partie turbine. Un orifice d'injection assure une circulation de fluide vers le conduit et un système de production de fluide secondaire assure une circulation de fluide vers l'orifice d'injection. Le système de production de fluide secondaire introduit une quantité de fluide secondaire sec dans le flux d'air de refroidissement passant de la partie compresseur à la partie turbine. La quantité de fluide secondaire sec remplace une partie du flux d'air de refroidissement rejoignant la partie turbine, ce qui réduit la quantité de travail requise par le compresseur, nécessaire pour le refroidissement. Selon un autre exemple de forme de réalisation de la présente invention, un procédé pour améliorer le rendement énergétique dans une turbomachine comprend l'emploi d'une partie compresseur de la turbomachine pour produire un flux d'air de refroidissement. La partie compresseur comporte une pluralité d'étages de compresseur. Le procédé nécessite en outre l'extraction du flux d'air de refroidissement depuis un étage parmi la pluralité d'étages de la partie compresseur et l'acheminement du flux d'air de refroidissement jusque dans une partie turbine de la turbomachine. De plus, le procédé comprend l'injection d'un fluide secondaire sec dans le flux d'air de refroidissement. Le fluide secondaire sec remplace une partie du flux d'air de refroidissement en réduisant de ce fait la quantité de travail requise par la partie compresseur, nécessaire pour refroidir la partie turbine et ainsi améliorer le rendement énergétique de la turbomachine. Des caractéristiques et avantages supplémentaires sont obtenus à l'aide des techniques d'exemples de formes de réalisation de la présente invention. D'autres formes de réalisation et aspects de l'invention sont décrits en détail ici et sont considérés comme faisant partie de l'invention revendiquée. L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique d'une turbomachine construite selon des exemples de formes de réalisation de la présente invention ; - la figure 2 est une vue schématique d'une turbomachine construite selon un autre exemple de forme de réalisation de la présente invention ; et - la figure 3 est une vue schématique d'une turbomachine construite selon encore une autre forme de réalisation de la présente invention.
Considérant pour commencer la figure 1, une turbomachine construite selon les exemples de formes de réalisation de la présente invention est désignée globalement par le repère 2. Comme représenté, la turbomachine 2 comprend une partie compresseur 4 ayant une veine 5 de flux principal et une pluralité d'étages 6 de compresseur. Les étages 6 de compresseur comprennent au moins un étage basse pression 8, un étage moyenne pression 9 et un étage haute pression 10. La partie compresseur 4 coopère avec une partie turbine 14 par l'intermédiaire d'un arbre 16. La partie turbine comporte une pluralité d'étages 18 de turbine dont au moins un étage basse pression 20, un étage moyenne pression 21 et un étage haute pression 22. La partie compresseur 4 est également reliée à la partie turbine 14 par l'intermédiaire d'une chambre de combustion 30. En fonctionnement, la partie compresseur 4 reçoit et comprime de l'air ambiant 32 pour former un flux d'air comprimé. Une partie du flux d'air comprimé 33 est dirigée jusqu'à la chambre de combustion 30 pour se mélanger à du combustible 34 et s'y enflammer pour former une veine d'air à haute température/haute pression qui est acheminée jusqu'à la partie turbine 14. La veine d'air à haute température/haute pression sert, en combinaison avec l'air comprimé venant de la partie compresseur 14, à entraîner la partie turbine 14. La partie turbine 14 entraîne à son tour un générateur 35 par l'intermédiaire d'un arbre 37. En fonctionnement, des températures élevées surviennent dans la partie turbine 14, ce qui accroît la température de pièces (non représentées) sur le trajet des gaz chauds (TGC). Afin d'abaisser les hautes températures au niveau des pièces sur le TGC, de l'air de refroidissement est extrait de la partie compresseur 4 et est injecté dans la partie turbine 14. Bien que cela soit nécessaire pour le refroidissement, employer de l'air comprimé comme agent de refroidissement manque d'efficacité. Ainsi, comme l'air comprimé n'est pas utilisé dans la combustion et donc pour entraîner ensuite la partie turbine 14, tout travail consacré à la compression de l'air de refroidissement est gaspillé ou, au mieux, utilisé avec un rendement très réduit. Afin d'atténuer toute perte de rendement associée à l'emploi d'air comprimé pour le refroidissement, la turbomachine 2 comprend un système d'injection de fluide secondaire qui, selon l'exemple de forme de réalisation, se présente sous la forme d'un système d'injection de vapeur 45. Le système d'injection de vapeur 45 comprend un premier conduit 47 qui assure une circulation de fluide entre l'étage basse pression 8 du compresseur et l'étage basse pression 20 de la turbine, un deuxième conduit 48 qui assure une circulation de fluide entre l'étage moyenne pression 9 du compresseur et l'étage moyenne pression 21 de la turbine, et un troisième conduit 49 qui assure une circulation de fluide entre l'étage haute pression 10 du compresseur et l'étage haute pression 22 de la turbine. Le système d'injection de vapeur 45 comprend aussi un premier orifice d'injection 60. Selon l'exemple de forme de réalisation représenté, le premier orifice d'injection 60 est ménagé à une extrémité amont du premier conduit 47. Plus particulièrement, le premier orifice d'injection 60 est ménagé dans la partie compresseur 4, au niveau de l'étage basse pression 8. Le premier orifice d'injection 60 assure une circulation de fluide avec un système de production de vapeur qui, selon la forme de réalisation représentée, fait partie d'un générateur de vapeur à récupération de chaleur (GVRC) 62 via un conduit 65. Le GVRC 62 utilise de la chaleur de basse énergie pour la production de vapeur. Le système d'injection de vapeur 45 comprend en outre un second orifice d'injection 70 qui assure une circulation de fluide avec le GVRC 62 via un conduit 75. Le second orifice d'injection 70 est ménagé dans la partie compresseur 4 au niveau de l'étage moyenne pression 9. Avec cet agencement, un fluide secondaire sec tel que de la vapeur saturée sèche ou de la vapeur surchauffée est injecté dans l'orifice d'injection 60 et/ou l'orifice d'injection 70 pour se mélanger à l'air de refroidissement issu du compresseur et rejoignant la partie turbine 14. On qualifie de "sec" un fluide secondaire qui ne contient pas d'humidité. Le fluide secondaire sec remplace une partie de l'air de refroidissement issu du compresseur. De la sorte, la partie compresseur 4 n'a plus à produire autant de fluide de refroidissement et les pertes de rendement sont ainsi très limitées. Par ailleurs, comme un kilogramme de vapeur équivaut approximativement à 2,25 kg d'air de refroidissement étant donné la chaleur massique de la vapeur, une plus petite quantité de vapeur peut donc produire les mêmes effets de refroidissement dans la partie turbine 14 et, de ce fait, la quantité de travail requise par la partie compresseur 4 pour répondre aux besoins de la partie turbine 14 en air de refroidissement se trouve encore réduite. De plus, lorsqu'on utilise de la vapeur, une conductivité thermique plus grande améliore également le transfert de chaleur depuis la partie turbine 14. En outre, une conductivité thermique plus grande de vapeur surchauffée améliore le transfert de chaleur depuis la partie turbine 14 en produisant par conséquent un effet de refroidissement renforcé. On se reportera maintenant à la figure 2, sur laquelle des repères identiques désignent des parties correspondantes sur les vues respectives pour décrire un système d'injection de fluide secondaire qui, selon un deuxième exemple de forme de réalisation, se présente sous la forme d'un système d'injection de vapeur 85. Comme représenté, le système d'injection de vapeur 85 comprend un premier conduit 87 qui assure une circulation de fluide entre l'étage basse pression 8 du compresseur et l'étage basse pression 20 de la turbine, un deuxième conduit 88 qui assure une circulation de fluide entre l'étage moyenne pression 9 du compresseur et l'étage moyenne pression 21 de la turbine, et un troisième conduit 89 qui assure une circulation de fluide entre l'étage haute pression 10 du compresseur et l'étage haute pression 22 de la turbine. Le système d'injection de vapeur 85 comprend aussi un premier orifice d'injection 100. Selon l'exemple de forme de réalisation représenté, le premier orifice d'injection 100 est ménagé dans le premier conduit 87. Plus particulièrement, le premier orifice d'injection 100 est ménagé en aval de la partie compresseur 4. Le premier orifice d'injection 100 assure une circulation de fluide vers le GVRC 62 via un conduit 115. Le système d'injection de vapeur 85 comprend en outre un second orifice d'injection 110 qui assure une circulation de fluide vers le GVRC 62 via un conduit 75. Le second orifice d'injection 110 est monté sur le conduit 88 en aval de la partie compresseur 4. D'une manière semblable à celle décrite plus haut, un fluide secondaire sec tel que de la vapeur saturée sèche ou de la vapeur surchauffée est injecté dans le premier orifice d'injection 100 et/ou le second orifice d'injection 110 pour se mélanger avec et remplacer une partie de l'air de refroidissement produit par la partie compresseur 4 afin d'améliorer le rendement énergétique. On se reportera maintenant à la figure 3, sur laquelle des repères identiques désignent des parties correspondantes sur les vues respectives pour décrire un système d'injection de fluide secondaire qui, selon un autre exemple de forme de réalisation, se présente sous la forme d'un système d'injection de vapeur 125 construit selon un autre exemple de forme de réalisation de la présente invention. Le système d'injection de vapeur 125 comprend un premier conduit 127 qui assure une circulation de fluide entre l'étage basse pression 8 du compresseur et l'étage basse pression 20 de la turbine, un deuxième conduit 128 qui assure une circulation de fluide entre l'étage moyenne pression 9 du compresseur et l'étage moyenne pression 21 de la turbine, et un troisième conduit 129 qui assure une circulation de fluide entre l'étage haute pression 10 du compresseur et l'étage haute pression 22 de la turbine. Le système d'injection de vapeur 125 comprend aussi un premier orifice d'injection 140. Selon l'exemple de forme de réalisation représenté, le premier orifice d'injection 140 est ménagé à une extrémité aval du premier conduit 127. Plus particulièrement, le premier orifice d'injection 140 est ménagé dans la partie turbine 14 à une extrémité terminale du premier conduit 127. Le premier orifice d'injection 140 assure une circulation de fluide vers le GVRC 62 via un conduit 145. Le système d'injection de vapeur 125 comprend en outre un second orifice d'injection 150 qui assure une circulation de fluide vers le GVRC 62 via un conduit 155. Le second orifice d'injection 150 est ménagé dans la partie turbine 4 au niveau de l'étage moyenne pression 9. D'une manière elle aussi semblable à celle décrite plus haut, un fluide secondaire sec tel que de la vapeur saturée sèche ou de la vapeur surchauffée est injecté dans le premier orifice d'injection 140 et/ou le second orifice d'injection 150 pour se mélanger avec et remplacer une partie de l'air de refroidissement produit par la partie compresseur 4. Comme expliqué plus haut, la réduction de la quantité d'air de refroidissement devant être extraite de la partie compresseur 4 permet d'employer plus de travail pour l'entraînement de la partie turbine 14, ce qui améliore le rendement global de la turbomachine 2. Comme expliqué plus haut, la réduction de la quantité d'air de refroidissement extraite de la partie compresseur 4 permet de limiter le plus possible la perte de travail utile destiné à produire une compression et d'accroître la puissance disponible pour le réseau, délivrée par la partie turbine 14 au niveau de l'arbre 37, ce qui améliore donc le rendement global de la turbomachine 2.
En plus de s'ajouter à l'air de refroidissement, le fluide secondaire sec peut être injecté directement ou indirectement sur la veine de flux principal 5 de la partie compresseur 4, comme indiqué en 200 sur la Fig. 3. Plus particulièrement, le fluide secondaire sec est injecté en un point où le volume spécifique, ainsi que la température, du fluide secondaire sec, sont inférieurs aux paramètres correspondants du compresseur. L'injection de fluide secondaire sous pression économise du travail de compression qui, autrement, serait nécessaire pour porter les pressions de fluides à la valeur du point d'injection. Le volume spécifique de la vapeur inférieur à celui de l'air assure un moindre travail de compression par unité de masse du mélange lors de la post-injection. La température plus basse permet un refroidissement par de l'air comprimé sans rejet de chaleur hors du cycle thermodynamique. Cela réduit encore les flux de refroidissement par extraction du fait de la disponibilité d'air à basse température et, ensuite, d'une plus grande capacité d'évacuation de chaleur en raison de températures plus basses du mélange. Le fluide secondaire sec est injecté en un point où la pression du fluide est suffisante pour établir un gradient positif du débit massique. Dans des systèmes à cycle simple, l'injection a lieu à proximité, mais en amont, d'un point de refoulement du compresseur (non désigné séparément), ce qui réduit encore plus tout travail de compression nécessité par la partie compresseur 4. Ainsi, l'injection a lieu en un point situé à proximité, mais en amont, du refoulement depuis le compresseur tout en continuant à satisfaire une exigence de gradient positif nécessaire pour introduire le fluide secondaire. A ce stade, il doit être clair que la présente invention propose une turbomachine comprenant un système d'injection de fluide secondaire conçu pour améliorer les rendements de puissance délivrée. Comme décrit plus haut, il doit être clair qu'un fluide secondaire sec tel que de la vapeur saturée sèche ou de la vapeur surchauffée peut être injecté avant, au niveau de ou après des points d'extraction d'air de refroidissement sur la partie compresseur 4, ainsi que juste avant ou au niveau de la partie turbine. Le lieu particulier de l'injection de fluide dépend des besoins en contre-pression qui varient d'un modèle de turbine à un autre. De plus, il doit être entendu que la source et le type de fluide secondaire sec peuvent varier.
LISTE DES REPERES
2 Turbomachine 4 Partie compresseur 5 Veine de flux principal 6 Pluralité d'étages de compresseur 8 Etage basse pression 9 Etage moyenne pression Etage haute pression 10 14 Partie turbine 16 Arbre 18 Etages de turbine 20 Etage basse pression 21 Etage moyenne pression 22 Etage haute pression 30 Chambre de combustion 32 Air ambiant 33 Flux d'air comprimé 34 Combustible 35 Générateur 37 Arbre 45 Système I d'injection de vapeur 47 Premier conduit 48 Deuxième conduit 49 Troisième conduit 60 Premier orifice d'injection 62 Système de production de vapeur (GVRC) 65 Conduit 70 Second orifice d'injection 75 Conduit 85 Système II d'injection de vapeur 87 Premier conduit 88 Deuxième conduit 89 Troisième conduit 100 Premier orifice d'injection 105 Conduit 110 Second orifice d'injection 115 Conduit 125 Système III d'injection de vapeur 127 Premier conduit 128 Deuxième conduit 129 Troisième conduit 140 Premier orifice d'injection 145 Conduit 150 Second orifice d'injection 155 Conduit
Claims (9)
- REVENDICATIONS1. Turbomachine (2) comprenant : une partie compresseur (4) produisant un flux d'air de refroidissement, la partie compresseur (4) comportant une pluralité d'étages (6) de compresseur ; une partie turbine (14) coopérant avec la partie compresseur (4), la partie turbine (14) comportant une pluralité d'étages (18) de turbine ; un conduit (47) assurant une circulation de fluide entre au moins un étage parmi la pluralité d'étages (6) de compresseur et au moins un étage parmi la pluralité d'étages (18) de turbine, le conduit acheminant une partie du flux d'air de refroidissement depuis la partie compresseur (4) jusqu'à la partie turbine ; un orifice d'injection (60) assurant une circulation de fluide vers le conduit (47) ; et un système de production de fluide secondaire (62) assurant une circulation de fluide vers l'orifice d'injection (60), le système de production de fluide secondaire introduisant une quantité de fluide secondaire sec dans le flux d'air de refroidissement passant de la partie compresseur (4) à la partie turbine (14), la quantité de fluide secondaire sec remplaçant une partie de l'air de refroidissement rejoignant la partie turbine (14), ce qui réduit donc une quantité de travail requise par le compresseur, nécessaire pour fournir de l'air de refroidissement.
- 2. Turbomachine (2) selon la revendication 1, dans laquelle l'orifice d'injection (60) est placé en amont du conduit (47).
- 3. Turbomachine (2) selon la revendication 1, dans laquelle l'orifice d'injection (100) est placé dans le conduit (87).
- 4. Turbomachine (2) selon la revendication 1, dans laquelle l'orifice d'injection (140) est placé en aval du conduit (145).
- 5. Turbomachine (2) selon la revendication 1, dans laquelle la partie compresseur (4) comprend une veine (5) de flux principal assurant une circulation de fluide vers le système de production defluide secondaire (62), le fluide secondaire sec étant injecté dans la veine de flux principal.
- 6. Turbomachine (2) selon la revendication 1, dans laquelle le système de fluide secondaire (62) fait partie d'un générateur de vapeur à récupération de chaleur.
- 7. Turbomachine (2) selon la revendication 6, dans laquelle le fluide secondaire sec est constitué de vapeur saturée sèche.
- 8. Turbomachine (2) selon la revendication 6, dans laquelle le fluide secondaire sec est constitué de vapeur surchauffée.
- 9. Procédé pour améliorer le rendement énergétique dans une turbomachine, le procédé comprenant : l'emploi d'une partie compresseur de la turbomachine pour produire un flux d'air de refroidissement, la partie compresseur comportant une pluralité d'étages de compresseur ; l'extraction du flux d'air de refroidissement depuis un étage de la pluralité d'étages de la partie compresseur ; l'acheminement du flux d'air de refroidissement jusque dans une partie turbine de la turbomachine ; et l'injection d'un fluide secondaire sec dans le flux d'air de refroidissement, le fluide secondaire sec remplaçant une partie du flux d'air de refroidissement en réduisant de ce fait la quantité de travail requise par la partie compresseur, nécessaire pour refroidir la partie turbine, et améliorant ainsi le rendement énergétique de la turbomachine.
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|---|---|---|---|---|
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| US20130199150A1 (en) * | 2012-02-03 | 2013-08-08 | General Electric Company | Steam injection assembly for a combined cycle system |
| US20130205795A1 (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-15 | General Electric Company | Turbomachine flow improvement system |
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| DE102014100480A1 (de) * | 2013-01-28 | 2014-07-31 | General Electric Company | System zur Verbesserung der Gasturbinenausgangsleistung und Heißgaspfadkomponentenlebensdauer durch Nutzung feuchter Luft zur Düsenunterkühlung |
| EP2857656A1 (fr) * | 2013-10-01 | 2015-04-08 | Alstom Technology Ltd | Turbine à gaz avec système de refroidissement d'air de refroidissement et procédé de fonctionnement d'une turbine à gaz à faible charge partielle |
| JP6585073B2 (ja) | 2015-04-02 | 2019-10-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ターボ機械におけるホイールおよびバケットのためのヒートパイプ温度管理システム |
| US9797310B2 (en) | 2015-04-02 | 2017-10-24 | General Electric Company | Heat pipe temperature management system for a turbomachine |
| KR101790146B1 (ko) | 2015-07-14 | 2017-10-25 | 두산중공업 주식회사 | 외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈. |
| US10119471B2 (en) * | 2015-10-09 | 2018-11-06 | General Electric Company | Turbine engine assembly and method of operating thereof |
Family Cites Families (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3693347A (en) * | 1971-05-12 | 1972-09-26 | Gen Electric | Steam injection in gas turbines having fixed geometry components |
| US3747336A (en) * | 1972-03-29 | 1973-07-24 | Gen Electric | Steam injection system for a gas turbine |
| US5054279A (en) * | 1987-11-30 | 1991-10-08 | General Electric Company | Water spray ejector system for steam injected engine |
| US4969324A (en) * | 1988-07-13 | 1990-11-13 | Gas Research Institute | Control method for use with steam injected gas turbine |
| US5340274A (en) * | 1991-11-19 | 1994-08-23 | General Electric Company | Integrated steam/air cooling system for gas turbines |
| JPH0693880A (ja) * | 1992-09-14 | 1994-04-05 | Hitachi Ltd | ガスタービン設備及びその運転方法 |
| US5459994A (en) * | 1993-05-28 | 1995-10-24 | Praxair Technology, Inc. | Gas turbine-air separation plant combination |
| US5579631A (en) * | 1994-04-28 | 1996-12-03 | Westinghouse Electric Corporation | Steam cooling of gas turbine with backup air cooling |
| DE4446543A1 (de) * | 1994-12-24 | 1996-06-27 | Abb Management Ag | Kraftwerksanlage |
| US5930990A (en) * | 1996-05-14 | 1999-08-03 | The Dow Chemical Company | Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression |
| JP2966357B2 (ja) * | 1996-06-28 | 1999-10-25 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンのタービン翼冷却装置 |
| US5873238A (en) * | 1996-12-23 | 1999-02-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Startup cooling steam generator for combustion turbine |
| DE19723543C2 (de) * | 1997-06-05 | 2003-04-17 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Energieerzeugungsanlage |
| US5987875A (en) | 1997-07-14 | 1999-11-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Pilot nozzle steam injection for reduced NOx emissions, and method |
| JP3808987B2 (ja) * | 1997-09-18 | 2006-08-16 | 株式会社東芝 | コンバインドサイクル発電プラントの運転方法 |
| JPH11324710A (ja) * | 1998-05-20 | 1999-11-26 | Hitachi Ltd | ガスタービン発電プラント |
| US6343462B1 (en) * | 1998-11-13 | 2002-02-05 | Praxair Technology, Inc. | Gas turbine power augmentation by the addition of nitrogen and moisture to the fuel gas |
| US6820430B1 (en) * | 1999-07-12 | 2004-11-23 | Bruce A. Tassone | Method and apparatus for providing evaporative cooling and power augmentation in gas turbines |
| JP2001027131A (ja) | 1999-07-16 | 2001-01-30 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 複圧蒸気噴射型部分再生サイクルガスタービン |
| US6398518B1 (en) * | 2000-03-29 | 2002-06-04 | Watson Cogeneration Company | Method and apparatus for increasing the efficiency of a multi-stage compressor |
| JP3526433B2 (ja) * | 2000-04-05 | 2004-05-17 | 川崎重工業株式会社 | 蒸気注入型ガスタービン装置 |
| US6389793B1 (en) * | 2000-04-19 | 2002-05-21 | General Electric Company | Combustion turbine cooling media supply system and related method |
| JP2002096299A (ja) | 2000-09-14 | 2002-04-02 | Stanley Electric Co Ltd | 導光板用樹脂板の切断方法 |
| US6446440B1 (en) * | 2000-09-15 | 2002-09-10 | General Electric Company | Steam injection and inlet fogging in a gas turbine power cycle and related method |
| US6487863B1 (en) * | 2001-03-30 | 2002-12-03 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Method and apparatus for cooling high temperature components in a gas turbine |
| US6523346B1 (en) * | 2001-11-02 | 2003-02-25 | Alstom (Switzerland) Ltd | Process for controlling the cooling air mass flow of a gas turbine set |
| US6978621B2 (en) * | 2002-12-31 | 2005-12-27 | General Electric Company | Turbo recuperator device |
| JP4457778B2 (ja) * | 2004-06-30 | 2010-04-28 | 株式会社日立製作所 | 高湿分ガスタービン発電プラント |
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