ITMI20111943A1 - METHOD TO MODIFY A BURNER GROUP OF A GAS TURBINE - Google Patents
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Description
“METODO PER MODIFICARE UN GRUPPO BRUCIATORE DI UNA TURBINA A GAS†⠀ œMETHOD TO MODIFY A BURNER GROUP OF A GAS TURBINEâ €
La presente invenzione à ̈ relativa ad un metodo per modificare un gruppo bruciatore di una turbina a gas. The present invention relates to a method for modifying a burner assembly of a gas turbine.
Negli ultimi anni, sotto la spinta di una sempre più stringente regolamentazione in fatto di emissioni di sostanze inquinanti, le tecniche di combustione si sono orientate verso l’utilizzo della tecnologia “lean premix†, la quale prevede l’impiego di bruciatori in cui il combustibile viene premiscelato con aria prima di essere bruciato. In recent years, under the pressure of an increasingly stringent regulation in terms of emissions of pollutants, combustion techniques have been oriented towards the use of â € œlean premixâ € technology, which provides for the use of burners where the fuel is premixed with air before being burned.
Bruciatori di questo tipo garantiscono una minore quantità di emissioni di sostanze inquinanti. Di contro, la combustione premiscelata determina l’insorgere di problemi di stabilità di fiamma. Burners of this type guarantee a lower quantity of pollutant emissions. On the other hand, premixed combustion determines the onset of flame stability problems.
Attualmente, le tecniche note prevedono di installare nei bruciatori dei vorticatori (un vorticatore diagonale e/o un vorticatore assiale), il cui effetto à ̈ quello di migliorare la stabilità della fiamma. Currently, the known techniques provide for the installation of vortexers (a diagonal vortex and / or an axial vortex) in the burners, the effect of which is to improve the stability of the flame.
Per ulteriormente migliorare la stabilità di fiamma, spesso si agisce sulla regolazione dell’alimentazione del bruciatore pilota. Tuttavia, la regolazione dell’alimentazione del bruciatore pilota à ̈ limitata dall’incremento delle emissioni di sostanze inquinanti. To further improve the flame stability, the regulation of the pilot burner power supply is often done. However, the regulation of the pilot burner power supply is limited by the increase in emissions of pollutants.
L’installazione dei vorticatori e la regolazione della dell’alimentazione del bruciatore pilota non sono tuttavia sufficienti a stabilizzare la fiamma. However, the installation of the swirlers and the regulation of the pilot burner power supply are not sufficient to stabilize the flame.
Nella zona di sbocco della miscela aria-combustibile dal bruciatore, infatti, si generano dei modi naturali di oscillazione dei flussi vorticosi (Precessing Vortex Cores o PVCs) che interagiscono con la fiamma determinandone il distacco dalla bordo del vorticatore e producendo indesiderate oscillazioni che, a lungo andare, possono compromettere l’integrità del bruciatore. In fact, in the outlet area of the air-fuel mixture from the burner, natural oscillation modes of the swirling flows are generated (Precessing Vortex Cores or PVCs) which interact with the flame causing it to detach from the edge of the vortex and producing unwanted oscillations which, in the long run, they can compromise the integrity of the burner.
Pertanto, à ̈ uno scopo della presente invenzione quello di fornire un metodo per modificare un gruppo bruciatore in modo da ridurre l’interazione tra la fiamma e i modi naturali di oscillazione dei flussi vorticosi e rispettare, al contempo, i limiti di legge relativi alle emissioni di sostanze inquinanti. Therefore, it is an object of the present invention to provide a method for modifying a burner assembly in order to reduce the interaction between the flame and the natural oscillation modes of the swirling flows and at the same time respect the legal limits relating to emissions of pollutants.
In accordo con tali scopi la presente invenzione à ̈ relativa ad un metodo per modificare un gruppo bruciatore di una turbina a gas; il gruppo bruciatore estendendosi lungo un asse e comprendendo un bruciatore principale a premiscelazione e un bruciatore pilota, attorno al quale à ̈ disposto il bruciatore principale; il bruciatore pilota comprendendo un vorticatore, un primo corpo ed un secondo corpo, disposto attorno al primo corpo in modo da definire un canale anulare di passaggio avente una prima sezione di passaggio; il vorticatore essendo disposto lungo il canale anulare di passaggio e comprendendo una pluralità di palette le quali si estendono radialmente tra il primo ed il secondo corpo; il metodo comprendendo la fase di ridurre la sezione di passaggio del canale anulare. In accordance with these purposes, the present invention relates to a method for modifying a burner unit of a gas turbine; the burner assembly extending along an axis and comprising a premix main burner and a pilot burner, around which the main burner is arranged; the pilot burner comprising a vortex, a first body and a second body, arranged around the first body so as to define an annular passage channel having a first passage section; the vortex being disposed along the annular passage channel and comprising a plurality of vanes which extend radially between the first and second bodies; the method comprising the step of reducing the passage section of the annular channel.
In questo modo la velocità con cui la miscela ariacombustibile fluisce in camera di combustione aumenta. Di conseguenza, nella zona di sbocco della miscela ariacombustibile dal bruciatore, il campo di moto, la forma e la posizione della fiamma variano contribuendo a ridurre l’interazione tra la fiamma e i modi naturali di oscillazione dei flussi vorticosi. In this way the speed with which the fuel air mixture flows into the combustion chamber increases. Consequently, in the outlet area of the air-fuel mixture from the burner, the flow field, the shape and the position of the flame vary, helping to reduce the interaction between the flame and the natural oscillation modes of the swirling flows.
Preferibilmente, il metodo secondo la presente invenzione prevede di ridurre la sezione di passaggio del canale anulare mediante la riduzione dell’estensione radiale della palette e l’inserimento di un elemento ostruttivo nel canale anulare; l’elemento ostruttivo essendo conformato in modo da ridurre la sezione di passaggio del canale anulare. Preferably, the method according to the present invention provides for reducing the passage section of the annular channel by reducing the radial extension of the blade and inserting an obstructive element in the annular channel; the obstructive element being shaped in such a way as to reduce the passage section of the annular canal.
La dimensione e la geometria dell’elemento ostruttivo sono definiti in base alla tipologia e alle dimensioni del gruppo bruciatore in cui l’elemento ostruttivo deve essere alloggiato. The size and geometry of the obstructive element are defined on the basis of the type and size of the burner unit in which the obstructive element must be housed.
Secondo una prima forma di realizzazione l’elemento ostruttivo ha una forma sostanzialmente cilindrica. According to a first embodiment, the obstructive element has a substantially cylindrical shape.
Secondo una seconda forma di realizzazione l’elemento ostruttivo ha una forma sostanzialmente troncoconica. According to a second embodiment, the obstructive element has a substantially truncated cone shape.
In entrambe le forme di realizzazione, l’elemento ostruttivo riduce opportunamente la sezione di passaggio del canale anulare in modo da ridurre l’interazione tra la fiamma e i PVCs. In both embodiments, the obstructive element suitably reduces the passage section of the annular channel so as to reduce the interaction between the flame and the PVCs.
Preferibilmente, l’elemento ostruttivo à ̈ fissato al primo corpo in modo tale che l’elemento ostruttivo sia centrato sull’asse del gruppo bruciatore. Preferably, the obstructive element is fixed to the first body in such a way that the obstructive element is centered on the axis of the burner unit.
In questo modo, l’elemento ostruttivo à ̈ solidale al gruppo bruciatore e riduce la sezione di passaggio del canale anulare uniformemente in direzione radiale. In this way, the obstructive element is integral with the burner unit and reduces the passage section of the annular channel uniformly in the radial direction.
Preferibilmente, l’elemento ostruttivo si estende assialmente fino al bordo esterno del secondo corpo, quando alloggiato nel canale anulare. In questo modo il campo di moto, la forma e la posizione della fiamma variano opportunamente in modo da ridurre l’interazione tra la fiamma e i modi naturali di oscillazione dei flussi vorticosi (PVCs). Preferably, the obstructive element extends axially to the outer edge of the second body, when housed in the annular channel. In this way the flow field, the shape and the position of the flame vary appropriately in order to reduce the interaction between the flame and the natural oscillation modes of the swirling flows (PVCs).
La presente invenzione verrà ora descritta con riferimento ai disegni annessi, che ne illustrano un esempio di attuazione non limitativo, in cui: The present invention will now be described with reference to the attached drawings, which illustrate a non-limiting example of embodiment, in which:
- la figura 1 Ã ̈ una vista laterale, sezionata longitudinalmente, di un gruppo bruciatore; - figure 1 is a longitudinally sectioned side view of a burner unit;
- la figura 2 Ã ̈ una vista laterale in sezione di un dettaglio della figura 1; - figure 2 is a sectional side view of a detail of figure 1;
- la figura 3 Ã ̈ una vista prospettica in sezione di un gruppo bruciatore modificato in accordo ad una prima forma di attuazione del metodo secondo la presente invenzione; - figure 3 is a perspective view in section of a modified burner unit according to a first embodiment of the method according to the present invention;
- la figura 4 Ã ̈ una vista laterale in sezione di un gruppo bruciatore modificato in accordo ad una seconda forma di attuazione del metodo secondo la presente invenzione. Figure 4 is a sectional side view of a burner assembly modified in accordance with a second embodiment of the method according to the present invention.
In figura 1, il numero di riferimento 1 indica nel suo complesso un gruppo bruciatore per alimentare combustibile, in particolare un gas, a una camera di combustione 2 di una turbina a gas, qui mostrata solo parzialmente. Il gruppo bruciatore 1 si estende lungo un asse A e comprende un bruciatore principale 3 periferico, un bruciatore pilota 5 centrale e un dispositivo di accensione 6 ad arco elettrico. In Figure 1, the reference number 1 indicates as a whole a burner assembly for supplying fuel, in particular a gas, to a combustion chamber 2 of a gas turbine, shown here only partially. The burner assembly 1 extends along an axis A and comprises a peripheral main burner 3, a central pilot burner 5 and an electric arc ignition device 6.
Il bruciatore principale 3 à ̈ del tipo a premiscelazione, à ̈ disposto attorno al bruciatore pilota 5 ed à ̈ provvisto di un dispositivo generatore di vortici o di turbolenza, denominato vorticatore o swirler e indicato con il numero 7. The main burner 3 is of the pre-mixing type, is arranged around the pilot burner 5 and is equipped with a vortex or turbulence generator device, called a vortexer or swirler and indicated with the number 7.
Il vorticatore 7 à ̈ definito radialmente fra un corpo 8 e una parete 9 anulare sostanzialmente troncoconica. Il corpo 8 presenta una cavità assiale cilindrica e, verso l’esterno, ha anch’esso forma troncoconica. Il vorticatore 7 comprende, inoltre, una pluralità di palette 10, definenti tra loro rispettivi canali di flusso per convogliare, con andamento diagonale rispetto all’asse A, un flusso d’aria comburente verso la camera di combustione 2. Per questo motivo, il vorticatore 7 à ̈ anche definito vorticatore diagonale. The vortex 7 is defined radially between a body 8 and a substantially frusto-conical annular wall 9. The body 8 has a cylindrical axial cavity and, towards the outside, it too has a truncated cone shape. The vortexer 7 also comprises a plurality of vanes 10, defining respective flow channels to convey, with a diagonal course with respect to axis A, a flow of combustion air towards the combustion chamber 2. For this reason , vortex 7 is also referred to as diagonal vortex.
Il bruciatore principale 3 à ̈ accoppiato a una linea di alimentazione a premiscelazione o “premix†13. La linea premix 13 à ̈ definita per un tratto da un condotto che si estende lungo l’asse A e termina con un collettore anulare, ricavato nel corpo 8 e comunicante con i canali di flusso mediante passaggi ricavati nelle palette 10. The main burner 3 is coupled to a premix or â € œpremixâ € 13 supply line. The premix 13 line is defined for a section by a duct which extends along axis A and ends with an annular manifold, obtained in the body 8 and communicating with the flow channels by means of passages obtained in the vanes 10.
Il vorticatore 7 fornisce una miscelazione energica alla flusso di combustibile e di aria che si forma nei canali di flusso, con una quantità d’aria maggiore rispetto al rapporto stechiometrico teorico, per generare una fiamma a premiscelazione o “premix†in eccesso d’aria. The vortex 7 provides an energetic mixing of the fuel and air flow that forms in the flow channels, with a quantity of air greater than the theoretical stoichiometric ratio, to generate a premixed flame or â € œpremixâ € in excess of € ™ air.
Il bruciatore pilota 5 si estende lungo l’asse A e comprende un primo corpo troncoconico 17 e un secondo corpo troncoconico 18 disposto attorno al primo corpo troncoconico 17 in modo da definire un canale anulare 19 avente una prima sezione di passaggio. The pilot burner 5 extends along the axis A and comprises a first frustoconical body 17 and a second frustoconical body 18 arranged around the first frustoconical body 17 so as to define an annular channel 19 having a first passage section.
Il bruciatore pilota 5 comprende inoltre un vorticatore 20 di tipo assiale disposto lungo il canale anulare 19 e provvisto di una pluralità di palette 21, le quali si estendono radialmente tra il primo corpo tronco conico 17 ed il secondo corpo tronco conico 18. The pilot burner 5 also comprises an axial vortexer 20 arranged along the annular channel 19 and provided with a plurality of blades 21, which extend radially between the first frusto-conical body 17 and the second frusto-conical body 18.
Con riferimento alla figura 2, il primo corpo troncoconico 17 si estende attorno all’asse A ed à ̈ internamente cavo. With reference to Figure 2, the first frusto-conical body 17 extends around the axis A and is internally hollow.
Una cavità assiale passante 23 attraversa il primo corpo troncoconico 17 e presenta, in successione lungo l’asse A, una prima porzione cilindrica avente diametro D1, una porzione troncoconica di raccordo e una seconda porzione cilindrica avente diametro D2, minore del diametro D1. A through axial cavity 23 crosses the first frusto-conical body 17 and has, in succession along the axis A, a first cylindrical portion having a diameter D1, a truncated conical connecting portion and a second cylindrical portion having a diameter D2, which is smaller than the diameter D1.
Il secondo corpo troncoconico 18, anch’esso cavo, à ̈ disposto attorno al primo corpo troncoconico 17, ed à ̈ ad esso coassiale. Inoltre, il secondo corpo troncoconico 18 à ̈ raccordato con la superficie esterna troncoconica del corpo 8 (vedi figura 1). The second truncated cone body 18, also hollow, is arranged around the first truncated cone body 17, and is coaxial to it. Furthermore, the second truncated cone body 18 is connected to the outer truncated cone surface of the body 8 (see figure 1).
Un bordo anteriore 18a del secondo corpo troncoconico 18 Ã ̈ assialmente avanzato (con riferimento alla direzione di flusso della miscela aria-combustibile alimentata) rispetto ad un bordo anteriore 17a del primo corpo troncoconico 17. A front edge 18a of the second frusto-conical body 18 is axially advanced (with reference to the flow direction of the supplied air-fuel mixture) with respect to a front edge 17a of the first frusto-conical body 17.
Le palette 21 si estendono oltre il margine anteriore 17a del primo corpo troncoconico 17, fino al margine anteriore 18a del secondo corpo troncoconico 18. Pertanto, un bordo radialmente interno 23 delle palette 21 à ̈ per un tratto libero, mentre un bordo radialmente esterno 24 termina in prossimità del margine anteriore 18a del secondo corpo troncoconico 18. The vanes 21 extend beyond the anterior edge 17a of the first frusto-conical body 17, up to the anterior edge 18a of the second frusto-conical body 18. Therefore, a radially internal edge 23 of the vanes 21 is for a free length, while a radially external edge 24 it ends near the anterior margin 18a of the second truncated cone body 18.
Con riferimento alla figura 1, il bruciatore pilota 5 à ̈ accoppiato ad una linea di alimentazione pilota 25, definita, per un tratto, da un condotto anulare disposto attorno all’asse A. With reference to figure 1, the pilot burner 5 is coupled to a pilot supply line 25, defined for a stretch by an annular duct arranged around axis A.
La linea di alimentazione pilota 25 alimenta alla camera di combustione un primo flusso di combustibile per generare una fiamma pilota premiscelata a supporto della fiamma principale premiscelata, generata dal bruciatore principale 3. The pilot supply line 25 supplies the combustion chamber with a first flow of fuel to generate a premixed pilot flame to support the premixed main flame, generated by the main burner 3.
Il dispositivo di accensione 6 à ̈ disposto almeno in parte all’interno del canale anulare 19 ed à ̈ alimentato da una linea elettrica 31. The ignition device 6 is arranged at least partially inside the annular channel 19 and is powered by an electric line 31.
Il gruppo bruciatore 1 comprende infine una lancia 32 per l’iniezione di un terzo flusso di combustibile nella camera di combustione 2. La lancia 32 à ̈ disposta assialmente e si trova all’interno della linea di alimentazione pilota 25. Il terzo flusso di combustibile può essere, ad esempio, gasolio oppure una miscela di gasolio e aria o gasolio e acqua. Finally, the burner unit 1 comprises a lance 32 for the injection of a third flow of fuel into the combustion chamber 2. The lance 32 is axially arranged and is located inside the pilot supply line 25. The third flow fuel can be, for example, diesel fuel or a mixture of diesel and air or diesel and water.
Con riferimento alla figura 3, il metodo per modificare un gruppo bruciatore 1 secondo la presente invenzione prevede sostanzialmente di modificare la sezione di passaggio del canale anulare 19 definito dal primo corpo troncoconico 17 e dal secondo corpo troncoconico 18. With reference to Figure 3, the method for modifying a burner assembly 1 according to the present invention substantially provides for modifying the passage section of the annular channel 19 defined by the first frusto-conical body 17 and by the second frusto-conical body 18.
In particolare, il metodo secondo la presente invenzione prevede di ridurre la sezione di passaggio del canale anulare 19 attraverso un’operazione di riduzione dell’estensione radiale della palette 21 e l’inserimento di un elemento ostruttivo 30 nel canale anulare 19. In particular, the method according to the present invention provides for reducing the passage section of the annular channel 19 through an operation of reducing the radial extension of the vanes 21 and the insertion of an obstructive element 30 in the annular channel 19.
La riduzione dell’estensione radiale delle palette 21 viene effettuata asportando sostanzialmente il tratto libero del bordo radialmente interno 23 delle palette 21. The reduction of the radial extension of the vanes 21 is carried out by substantially removing the free portion of the radially inner edge 23 of the vanes 21.
L’elemento ostruttivo 30 à ̈ sostanzialmente conformato in modo da ridurre la sezione di passaggio del canale anulare 19. In questo modo la velocità con cui la miscela aria-combustibile fluisce in camera di combustione aumenta. Di conseguenza, nella zona di sbocco della miscela ariacombustibile dal gruppo bruciatore 1, il campo di moto, la forma e la posizione della fiamma variano contribuendo a ridurre l’interazione tra la fiamma e i modi naturali di oscillazione dei flussi vorticosi (PVC). The obstructive element 30 is substantially shaped so as to reduce the passage section of the annular channel 19. In this way the speed with which the air-fuel mixture flows into the combustion chamber increases. Consequently, in the outlet area of the air-fuel mixture from the burner unit 1, the flow field, the shape and the position of the flame vary, helping to reduce the interaction between the flame and the natural oscillation modes of the swirling flows (PVC).
In particolare, l’elemento ostruttivo 30 à ̈ dimensionato in base alla tipologia e alle dimensioni del gruppo bruciatore 1 sul quale deve essere installato. In particular, the obstructive element 30 is sized according to the type and size of the burner unit 1 on which it is to be installed.
Preferibilmente, la forma e le dimensioni dell’elemento ostruttivo sono determinati sperimentalmente. Preferably, the shape and dimensions of the obstructive element are determined experimentally.
In alternativa, la forma e le dimensioni dell’elemento ostruttivo possono essere determinate attraverso analisi numeriche basate su diversi parametri, quali ad esempio le perdite di carico complessive ammesse sul gruppo bruciatore, la tendenza della fiamma al distacco dal vorticatore (“blow-out†) e all’instabilità , la tendenza dell’elemento ostruttivo a surriscaldarsi, l’interazione PVCs-fiamma, etc. In particolare, la tendenza della fiamma all’instabilità può essere analizzata numericamente mediante analisi di tipo Large Eddy Simulation accoppiate ad analisi acustiche con specifiche Flame Transfer Function. Alternatively, the shape and size of the obstructive element can be determined through numerical analyzes based on various parameters, such as for example the overall pressure drops allowed on the burner unit, the tendency of the flame to detach from the vortex (â € œblow- outâ €) and instability, the tendency of the obstructive element to overheat, the PVCs-flame interaction, etc. In particular, the tendency of the flame to instability can be numerically analyzed by means of Large Eddy Simulation analyzes coupled with acoustic analyzes with specific Flame Transfer Function.
Nell’esempio non limitativo illustrato in figura 3, l’elemento ostruttivo 30 ha una forma sostanzialmente cilindrica ed à ̈ alloggiato nel bruciatore principale 5 in modo tale da essere centrato sull’asse A del gruppo bruciatore 1. In the non-limiting example illustrated in Figure 3, the obstructive element 30 has a substantially cylindrical shape and is housed in the main burner 5 in such a way as to be centered on the axis A of the burner unit 1.
In particolare, l’elemento ostruttivo 30 à ̈ fissato al bordo anteriore 17a del primo corpo troncoconico 17 e si estende assialmente fino al bordo anteriore 18a del secondo corpo troncoconico 18. In particular, the obstructive element 30 is fixed to the anterior edge 17a of the first frustoconical body 17 and extends axially up to the anterior edge 18a of the second frustoconical body 18.
Preferibilmente, l’elemento ostruttivo 30 à ̈ saldato al bordo anteriore 17a. Preferably, the obstructive element 30 is welded to the front edge 17a.
Nell’esempio non limitativo di figura 3, il diametro interno dell’elemento ostruttivo 30 à ̈ pari al diametro D2 della seconda porzione cilindrica della cavità assiale passante 23 che attraversa il primo corpo troncoconico 17. In the non-limiting example of figure 3, the internal diameter of the obstructive element 30 is equal to the diameter D2 of the second cylindrical portion of the through axial cavity 23 which passes through the first frusto-conical body 17.
In figura 4 Ã ̈ illustrata una seconda forma di realizzazione di un elemento ostruttivo 35. Tale forma di realizzazione consente di ottenere una maggiore riduzione della sezione di passaggio del canale anulare 19. Figure 4 illustrates a second embodiment of an obstructive element 35. This embodiment allows to obtain a greater reduction in the passage section of the annular channel 19.
In dettaglio, l’elemento ostruttivo 35 ha una forma sostanzialmente troncoconica e presenta un bordo posteriore 36 avente un primo diametro ed un bordo anteriore 37 avente un secondo diametro, maggiore del primo diametro. In detail, the obstructive element 35 has a substantially truncated cone shape and has a rear edge 36 having a first diameter and a front edge 37 having a second diameter, larger than the first diameter.
L’elemento ostruttivo 35 à ̈ alloggiato nel bruciatore principale 5 in modo tale da essere centrato sull’asse A del gruppo bruciatore 1. The obstructive element 35 is housed in the main burner 5 in such a way as to be centered on the A axis of the burner unit 1.
In particolare, il bordo posteriore 36 dell’elemento ostruttivo 35 à ̈ fissato al bordo anteriore 17a del primo corpo troncoconico 17. L’elemento ostruttivo 35 si estende assialmente sostanzialmente fino al bordo anteriore 18a del secondo corpo troncoconico 18. Preferibilmente, l’elemento ostruttivo 35 à ̈ saldato al bordo anteriore 17a. In particular, the rear edge 36 of the obstructive element 35 is fixed to the anterior edge 17a of the first frustoconical body 17. The obstructive element 35 extends axially substantially up to the anterior edge 18a of the second frustoconical body 18. Preferably, the € ™ obstructive element 35 is welded to the front edge 17a.
Nell’esempio non limitativo di figura 4, il diametro interno del bordo posteriore 36 dell’elemento ostruttivo 35 à ̈ pari al diametro D2 della seconda porzione cilindrica della cavità assiale passante 23 che attraversa il primo corpo troncoconico 17. In the non-limiting example of figure 4, the internal diameter of the rear edge 36 of the obstructive element 35 is equal to the diameter D2 of the second cylindrical portion of the through axial cavity 23 which passes through the first frusto-conical body 17.
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