KR20150075043A - 가스 터빈용 연소기의 작동 방법 및 가스 터빈용 연소기 - Google Patents

가스 터빈용 연소기의 작동 방법 및 가스 터빈용 연소기 Download PDF

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Abstract

본 발명은 다연료 용량, 감소된 NOx 및 CO의 방출물 및 높은 열적 효율을 갖는 가스 터빈 작동을 위한 연소 기술의 신규 경로에 관한 것이다. 넓은 작동 범위를 갖는 제 1 연소 챔버(1), 적어도 원주방향으로 상기 제 1 연소 챔버(1)의 고온 가스 유동을 편향시키고 추가 공기(9) 및/또는 연료(10)를 분사 및 혼합하기 위한 구성요소들(11,12,13,14)을 포함하는 후속 편향 유닛(2), 및 짧은 체류 시간을 갖는 연속 연소 챔버(3)를 적어도 포함하고, 상기 고온 가스들의 온도가 최대값에 도달하는, 본 발명에 따른 가스 터빈용 연소기의 작동 방법 및 가스 터빈용 연소기가 개시된다.

Description

가스 터빈용 연소기의 작동 방법 및 가스 터빈용 연소기{METHOD FOR OPERATING A COMBUSTOR FOR A GAS TURBINE AND COMBUSTOR FOR A GAS TURBINE}
본 발명은 다연료 용량, 증가한 열적 효율 및 NOx 및 완전히 산화되지 않은 연료, 특히 CO의 매우 낮은 방출물을 갖는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 가스 터빈용 연소기에 관한 것이다.
비행기 엔진과 전기 발생을 위한 고정식 가스 터빈 모두의 공지된 가스 터빈에서, 연료는 연소 챔버 내에서 다소 완벽하게 연소 생성물 주로 CO2와 H2O로 변환된다. 가이드 베인 횡렬부에서, 연소 챔버 하류에는, 배기 가스들이 기계적 작업을 실행하기 위하여 적어도 하나의 블레이드 횡렬부를 향하여 가속 및 감속된다. 대체로, 베인의 커플 및 블레이드 횡렬부 스테이지들은 고온 가스 유동의 운동 및 열 에너지를 활용하도록 차후에 배열된다.
연소 챔버에서 최대 온도가 도달하고 연소 챔버에서 연소 생성물의 체류 시간이 도달할 때, NOx와 CO의 바람직하지 않은 생성물이 발생된다. 연소 챔버에서의 압력과 연료 조성물은 질소 산화물의 발생을 위한 덜 중요한 변수들이다. 예혼합 버너 내에서 연료 및 공기 혼합물의 균질화 또는 소용돌이 발생 요소들 또는 개별 버너들 사이 또는 소용돌이 발생 요소들을 포함하는, 연료 및 공기 혼합물의 품질을 개선함으로써 또는 연소 챔버의 공기 누설 및 열 손실을 감소시킴으로써, 연소 챔버에서 고온 연소 가스들의 체류 시간을 감소시킴으로써, 최대 연소 온도 및 이 온도에서의 체류 시간 및 그에 따른 바람직하지 않은 질소 산화물의 형성의 상당한 국부적인 감소를 달성하는 것이 자체적으로 공지되어 있다. 이러한 개선 조치는 도전이 증가하게 되고 달성가능한 NOx 감소가 더욱 작아진다.
CO 방출물은 부분 부하에서 증가하기 때문에, NOx의 감소 - 체류 시간에서 감소를 통한 형성이 제한된다.
동일한 회전자 입구 온도를 유지하면서 연소 온도를 감소시키는 하나의 방법은 냉각제로서 증기를 사용하는 폐쇄 냉각 회로에 의해서 터빈 베인을 냉각시키는 것이다.
이 방법의 단점은 추가 냉각 유지의 복잡성, 추가 비용 및 어느정도 낮은 신뢰성 및 시스템의 이용성이다.
WO 2006/053825호와 DE 10043933호는 추가 연료의 분사 또는 분사 없이 그리고 완전한 연소를 위한 충분한 체류 시간을 가지고, 불완전 연소의 결과를 갖고 비교적 낮은 체류 시간을 갖는 제 1 연소 챔버, 제 1 연소 챔버의 하류에 있는 제 1 베인 횡렬부와, 후속하는 제 2 연소 챔버, 연속 연소 챔버에 의해서 오염 방출물, 특히 NOx의 감소를 달성하는 연소기에 대해서 기술하고 있다. 상기 제 1 베인 횡렬부는 고온 연소 가스들의 유동을 축방향으로 정렬시킨다. 또한, 가스 유동은 그 온도의 상당한 감소의 결과에 의해서 가속된다. 따라서, 제 2 연소 구역에서의 온도는 제 1 연소 챔버에서의 온도보다 낮다. 이러한 낮은 온도 수준은 NOx 형성의 변수와 정합된다. 이 방식에서, NOx 형성의 상당한 감소에 도달한다.
WO 2011/061059호는 가스 터빈을 위한 재열 연소기에 관한 것이다. 이 문헌은 차후에 연소 챔버에 공급되어서 연료와 예혼합되는 냉각 공기에 의해서 제 1 연소 챔버와 연속 연소 챔버를 냉각시키는 방식의 특징을 개시한다. 목표는 연소기 출구 온도와 예혼합된 화염의 최대 온도 사이의 차이를 최소로 감소시키고, 따라서 강한 온도 의존성 NOx 형성을 감소시키는 것이다.
본 발명은 연속 연소 챔버에서 1820K 이상의 높은 출구 온도들에서 매우 낮은 NOx의 방출물 및 완전히 산화되지 않은 연료, 특히 CO의 매우 낮은 방출물로 연소할 수 있는, 다연료 용량을 갖는 예혼합 연소에 기초하는, 가스 터빈 작동을 위한 연속 연소 기술의 신규 작동 원리를 제공한다.
본 발명은 본 발명에 따른 가스 터빈용 연소기의 작동 방법 및 가스 터빈용 연소기가 개시되고, 상기 연소기는 넓은 작동 범위를 갖는 제 1 연소 챔버, 적어도 원주방향으로 상기 제 1 연소 챔버의 고온 가스 유동을 편향시키고 추가 공기 및/또는 연료를 분사 및 혼합하기 위한 수단을 포함하는 후속 편향 유닛, 및 연속 연소 챔버를 적어도 포함하고, 상기 고온 가스들의 온도가 최대값에 도달하고, 상기 제 1 연소 챔버에서 상기 예혼합 연료 공기 혼합물은 상기 제 1 연소 챔버의 출구에서 10vppmd 미만의 CO 방출물 및 NOx 방출물을 허용하기 위하여 1400K 내지 1800K 범위의 평균 화염 온도에서 안정한 화염에서 연소되고, 상기 제 1 연소 챔버의 하류 단부에서 추가 공기의 질량 유동은 1400K 미만, 양호하게는 1350K 미만으로 온도를 감소시키기 위하여 상기 고온 가스 유동 안으로 분사되고, 이는 추가 연료가 상기 공기 분사물의 하류로 분사되게 허용하여, 1ms 내지 10ms의 자동 점화 시간으로 배기, 공기 및 연료 혼합물을 발생시키고, 상기 혼합물은 상기 편향 유닛으로 진입하여 적어도 원주방향으로 편향되고, 상기 연속 연소 챔버에 도달할 때까지 반응하지 않으며, 상기 혼합물은 자동 점화에 의해서 및/또는 고온 반응 생성물들의 재순환 및 자동 점화의 조합에 의해서 연소된다.
제 1 양호한 실시예에 따라서, 상기 제 1 연소 챔버는 (평균 화염 온도에 관하여) 1550K 내지 1800K 작동 범위, 더욱 양호하게는 1600K 내지 1800K 작동 범위를 갖는 예혼합 연소기이다.
다른 실시예에 따라서, 상기 제 1 연소 챔버에서의 체류 시간은 15ms 내지 30ms이다.
특정 양호한 실시예에 따라서, 상기 제 1 연소 챔버에서의 체류 시간은 약 3ms 내지 10ms의 체류 시간을 갖는 연속 연소 챔버의 체류 시간보다 대략 2 내지 5배 길다.
제 1 형태에 따라서, 제 1 연소 챔버의 출구 영역에서 추가 공기의 분사는 낮은 수준의 안정된 CO 방출을 위하여 충분히 높은 온도에서 제 1 연소기의 작동을 허용한다.
제 2 형태에 따라서, 이러한 분사는 1ms 내의 즉각적인 자동점화를 회피하기 위하여 충분히 낮은 수준의 온도, 그러나 3ms 내지 10ms의 자동점화를 갖도록 충분히 높은 수준의 온도로 배기 가스의 온도를 조절하고, 그 결과 연속 연소 챔버에 도달하기 전에 자동점화되지 않는다.
제 3 형태에 따라서, 편향 유닛에서의 편형 및 가속 베인들의 전방에서 고온 가스 온도의 이러한 감소로 인하여 관통 유동의 4% 미만의 범위에서 단지 극소량의 냉각 공기만을 관통 유동으로 분사할 수 있다. 결과적으로, 편향 및 가속 베인들에서의 유체동력학적 손실은 최소로 감소될 수 있다(혼합 손실들이 감소되어서, 베인들의 후미 에지들은 더욱 얇아진다).
다른 중요한 실시예에 따라서, 혼합 섹션의 하류 즉, 연속 연소 챔버의 상류 섹션에서, 고온 가스 유동(배기, 공기 및 연료의 혼합물)은 후방 지향성 단차부와 같은, 돌발 단면 확대부의 영역을 통과한다. 상기 단차부 뒤에서 반전 유동 구역이 발생되고, 상기 반전 유동 구역은 연속 연소 챔버 안으로 진입부에서의 화염 고정 지점을 형성한다.
자동 점화된 연속 연소 챔버의 상류 섹션에서 재순환 구간의 발생은 자동 점화된 반응면과는 별도로, 배기, 연료 및 공기의 혼합물의 비반응 추출물과 반응 생성물을 혼합하는 전파성 불꽃면(flame front)이 발생될 수 있게 한다. 결과적으로, 연속 연소 챔버에서 열 방출 위치는 시간 뿐 아니라 공간에서도 더욱 안정되고 또한 가변 연료 조성물 또는 제 1 연소기 출구 온도에 대한 가변성이 작아진다.
모든 이들 영향들로 인하여, 압력, 입구 및 출구 온도 변화, 연료 조성물의 관점에서 연소 시스템의 작동 범위가 매우 넓어질 수 있다.
연속 연소 챔버에서의 높은 진입 온도 수준은 매우 짧은 체류 시간 내에서 제 1 연소기로부터의 연료, 공기 및 배기의 혼합물의 완전한 연소를 가능하게 한다. 결과적으로, 연속 연소기의 단부에서의 NOx 및 CO 수준은 제 1 연소기의 단부와 동일 수준, 즉 CO 방출물 < 10vppmd 또는 평형상태의 CO 수준이고 NOx 방출물 < 10vppmd이다.
본 발명에 따른 연소 시스템의 다연료 용량성에 대해서 선택사항들이 있다: 상기 제 1 연소기와 상기 제 2 연소기는 모두 가스 연료 뿐 아니라 액체 연료로 작동되거나 또는 상기 제 1 연소기와 상기 제 2 연소기는 모두 가스 연료로 작동되고 상기 제 1 연소기는 추가로 액체 연료로 작동되거나 또는 상기 제 1 연소기(1)와 상기 제 2 연소기(3)는 모두 액체 연료로 작동되고 상기 제 1 연소기(1)는 추가로 가스 연료로 작동될 수 있다.
본 발명은 첨부된 도면을 참조하여 예시적인 실시예에 의해서 더욱 상세하게 기술될 것이다.
도 1은 일체형 편향 유닛을 갖는 연소 챔버의 제 1 실시예를 개략적으로 도시한다.
도 2는 본 발명에 따른 연소 챔버의 다른 실시예를 도시한다.
도 3a와 도 3b는 고온 가스 유동에서 와류들의 형성을 강화하기 위한 주름형(도 3a) 또는 로브형(도 3b) 후미 에지를 갖는 베인들을 도시한다.
도 4는 연속 연소기 안으로의 단차 팽장부를 갖는 연소 챔버를 개략적으로 도시한다.
도 5a와 도 5b는 유동 단면의 돌발 확대부의 더욱 상세한 실시예를 도시한다.
도 1은 재열 연소 시스템을 갖는 가스 터빈의 길이방향 단면을 개략적으로 도시한다. 가스 터빈은 연소 시스템(1,2,3,4,5,6,9,10), 회전축(18)과 함께 회전자(23) 주위로 원주방향으로 연장되는 터빈(19) 및 적어도 터빈 블레이드들의 제 1 횡렬부(8)를 포함한다. 연소 시스템은 제 1 연소 챔버(1)와 연속 연소 챔버(3) 사이에 일체형 편향 유닛(2)을 포함한다. 제 1 연소 챔버(1)는 다수의 환형으로 배열된 예혼합 버너(4)를 갖는 예혼합 연소기이고, 각 버너(4)는 연소 공기(5)를 공급하기 위한 플리넘과 액체 및/또는 가스 연료를 위한 하나 이상의 연료 공급 라인(6)에 연결된다. 연속 연소 챔버(3)는 자동 점화에 기초한다. 터빈(19)의 제 1 베인 횡렬부(11)는 제 1 블레이드 횡렬부(8)로부터 먼 상류의 위치에 있는 연소 시스템으로 통합된다. 이 위치에서, 제 1 베인 횡렬부(11)는 제 1 연소 챔버(1)로부터 연속 연소 챔버(3)를 분리시킨다. 이 베인 횡렬부(11)는 하기 기술된 바와 같이 편향 및 혼합 유닛(2)으로서 작용한다. 도 1과 도 2에 도시된 바와 같이, 제 1 베인 횡렬부(11)는 제 1 터빈 블레이드 횡렬부(8)보다 [회전축(18)과 비교할 때] 상당히 큰 반경에 위치하고 연속 연소 챔버(3)는 반경들의 차이를 보상하기 위하여 변이 부재로서 사용된다. 가스 터빈 연소의 작동 시에 공기는 압축기에 의해서 압축되고 예혼합 버너(4)로 공급되며, 연료는 공기 안으로 분사되고 연료 공기 혼합물이 발생되어서 제 1 연소 챔버(1)의 연소 구역(7)에서 버너(4)의 하류에서 연소된다. 제 1 연소 챔버(1)의 출구에서 반응 생성물의 온도는 1450K 내지 1780K 범위에 있고, 이는 전체 작동 범위에 걸쳐 낮은 방출물(NOx < 10 vppmd이고 CO < 10 vppmd)을 갖는 안정한 연소를 허용하고 가스 연료(천연 가스, 수소, 합성 가스 등)와 액체 연료(오일들) 모두에 대해서 적합하다. 연소기 체류 시간은 약호하게는 30ms 미만이다.
제 1 연소 챔버(1)의 하류 단부와 제 1 베인 횡렬부(11)의 상류에는, 추가 공기(9)의 질량 유동을 고온 가스 유동 안으로 분사하기 위한 수단이 배치된다(도 2 참조). 신선한 공기(9)의 이러한 추가 질량 유동에 의해서, 결과적 배기 공기 혼합물의 온도는 제 1 연소 챔버(1)의 출구에서 상당히 낮아진다.
후속 편향 유닛(2)에서, 배기 및 공기의 혼합물은 제 1 베인 횡렬부(11)를 통과하고 적어도 원주방향으로 편향된다. 베인(11)의 열적 응력을 감소시키기 위하여, 이들은 내고온성 재료, 예를 들어 세라믹 코팅부로 제조되고 내부 냉각 시스템이 설비된다. 베인(11)의 냉각은 터빈 베인들의 기술 분야에서 자체적으로 공지된 바와 같이, 베인(11) 내에서 대류 냉각 및/또는 필름 냉각 및/또는 고속분사냉각(impingement cooling)에 의해서 실현될 수 있다. 대안으로, 폐쇄 냉각 시스템, 예를 들어 냉각제로서 증기 또는 공기에 의한 실시예들도 가능하다.
추가 공기(9)의 분사와 고온 가스 유동으로부터 편향 유닛(2) 내의 구성요소들로의 열전달, 편향 유닛(2)에서 고온 가스 유동에 대한 냉각 및 누설 공기의 약 3% 내지 5%의 첨가 및 가속의 결과로 인하여, 고온 가스 유동의 정적 온도는 1350K 미만의 수준으로 상당히 감소된다. 이러한 감소된 온도로 인하여, 추가 연료(10)의 질량 유동의 분사가 가능하고, 1ms 내지 10ms의 자동 점화 시간을 갖는 배기 공기 연료 혼합물을 발생시켜서, 이 혼합물이 연속 연소 챔버(3)에 도달할 때까지 반응하지 않게 할 수 있고, 상기 연속 연소 챔버에서 상기 혼합물은 자동 점화 또는 고온 반응 생성물의 재순환 및 자동 점화의 조합에 의해서 연소된다.
후속 혼합 통로(26)를 갖는 유체동력 혼합 장치(12,13)와 연료 분사 시스템(10,24)은 편향 유닛(2) 안으로 통합된다. 추가 연료(10)의 분출물의 침투 깊이를 개선하기 위하여, 지원 공기 분출물의 시스템이 사용될 수 있다. 제 1 연소 챔버(1)로부터의 배기 가스와의 혼합 이전에 연료의 점화를 방지하기 위하여 공기의 분출물에서 개별 연료 분출물들을 동봉하는 선택사항도 있다. 고온으로 인하여, 혼합물은 자동점화로 인해 점화되고 수 ms, 통상적으로 10ms 미만 내에서 완전히 연소된다.
연료 분사(10)를 위한 선택사항은 다음을 포함한다.
● 편향 베인(11)의 후미 에지로부터 분사(도 3a, 도 3b)
● 가이드 베인(11)의 압력측 또는 흡인측으로부터 분사
● 편향 섹션(2) 내의 유동 채널의 허브측 또는 하우징측으로부터 분사
● 양호하게는 가이드 베인 횡렬부(11)의 직접 상류에 있는 편향 유닛(2) 안으로 통합된 개별 연료 분사 시스템(24,25)으로부터 분사(도 4)
이러한 연료 분사 시스템(24,25)은 자체적으로 공지되어 있다. 이들은 전체 유동 단면을 가로질러 연장되는 유선형 몸체들로서 설계될 수 있다. 이러한 수단은 예를 들어, 특허 출원 WO 2011/054757호에 개시되어 있다.
2개 이상의 이들 목록 선택사항들의 조합도 가능하다.
고온 가스, (냉각 공기, 캐리어 공기, 지원 공기로부터) 추가 공기(9) 및 추가 연료(10)의 혼합 품질은 와류들의 발생, 양호하게는 유동 방향으로 와류축을 갖는 와류의 발생에 의해서 개선된다. 이들 와류들은 편향 섹션(2)의 직접 하류에 또는 하류 내에서 다른 방법들에 의해서 발생될 수 있다. 즉,
● 주름형 후미 에지(12)를 갖는 베인(11)의 사용(도 3a 참조)
● 로브형 후미 에지(13)를 갖는 베인(11)의 사용(도 3b 참조)
● 베인(11)의 하류에 있는 편향 섹션(2) 내에서 유동 채널의 허브측 또는 케이싱 측 상의 와류 발생기들 예를 들어 정사면체(tetahedron)의 사용
● 유동 편향으로 인하여 발생하는 2차 와류 유동이 강화되도록 베인(11)의 유체동력학적 디자인. (2차 와류들이 가능한 회피되는) 연료 분사없는 편향 디자인과는 다른, 2차 와류들은 베인의 형상과 허브 및 케이싱 측 상의 경계 윤곽에 의해서 증폭된다.
작동 범위를 확장하기 위하여, 유동 채널 윤곽부(15)에 있는 후방 지향성 단차부(20) 또는 오목형 링 채널(31)와 같은, 고온 가스 유동 채널의 돌발 단면 확대부(16)는 연속 연소 챔버(3)의 입구 섹션에 있는 혼합 섹션(26) 후에 배열된다(도 4와 도 5 참조). 반전 유동 구역(17)은 단차부(16)에서 발생된다. 반응 구역(30)을 형성함으로써, 이 반전 유동 구역(17)은 연속 연소 챔버(3)에 대한 입구에서 화염 고정 지점을 형성하고 따라서 온도, 압력, 유량, 산소 함량, 다른 점화 특성 등을 갖는 연료에서 넓은 작동 범위가 달성된다.
양호한 실시예에 따라서, 돌발 유동 단면 확대부의 상기 단차부는 적어도 10%의 유동 단면의 팽창부를 포함한다.
작동 범위를 추가로 향상시키기 위하여, 다른 연료 분사 시스템(21)이 제 2 연소기(3) 안으로의 진입부에서 오목형 링 채널(31) 또는 후방 지향성 단차부(16) 안으로 포함될 수 있다(도 4). 후방 지향성 단차부(16)의 하류에 있는 또는 오목형 링 채널(31) 안으로 있는 상기 재순환 구역(17)에서 연료를 분사함으로써, 재순환 구역(17)에서의 온도는 추가로 분사된 연료(21)의 연소에 의해서 증가된다.
연속 연소 챔버(3)는 양호하게는 대류성 열전달에 의해서 냉각된다. 즉, 연소기 벽들은 자체적으로 공지된 바와 같이, 고온 가스에 대향하는 측부에서 냉각 매체, 양호하게는 연소 챔버 안으로 직접 흐르지 않는 공기에 의해서 냉각된다.
연속 연소 챔버(3)는 유리하게는 환형 연소 챔버로서 설계된다. 연속 연소 챔버(3)로서 캔형 연소기는 냉각될 큰 표면, 큰 누설 및 회전 터빈 블레이드(8)에 대한 유동이 캔 측벽들의 요동으로 인하여 교란되는 등과 같은 다수의 단점들을 가진다.
본 발명의 양호한 실시예에 따라서, 제 1 연소 챔버(1)는 환형 연소기로서 설계되고 연속 연소 챔버(3)도 역시 환형 연소기로 설계된다.
본 발명의 대안 실시예에 따라서, 제 1 연소 챔버(1)는 캔 연소기 구성으로 설계되고 연속 연소 챔버(3)는 환형 연소 챔버로서 설계된다.
혼합 시스템을 포함하는 편향 유닛(2)은 터빈축(18) 둘레의 환형 링 또는 터빈축(18) 둘레에 배열된 개별 버너들 또는 캔들로서 구현될 수 있다.
연속 연소 챔버(3)의 축방향 길이를 감소시키기 위하여, 유동은 확산기와 같은 연소기 형상에서 유동 분리 없이 감속되고 그후 터빈(19) 회전자 안으로 진입하기 전에 다시 가속된다.
연속 연소 챔버(3)에서, 고온 가스들의 온도는 최대값에 도달한다. 따라서, 연소 챔버(3)에서의 체류 시간은 NOx 형성을 감소시키기 위해 작게, 양호하게는 10ms 미만으로 유지될 필요가 있다.
연소 챔버에서 NOx 형성을 감소시키는 다른 방법은 고온 연소 가스에서 산소 함량을 감소시키는 것이다. 이는 다른 선택, 즉 배기 가스 재순환에 의해서 달성될 수 있다. 예를 들어, 배기 가스의 부분 질량 유동은 터빈(19) 후에 후퇴하거나 또는 열회수 증기 발생기(도시생략)는 냉각되고 후에 가스 터빈의 유입 공기 유동(5,9) 안으로 혼합된다.
유체동력의 최적화 즉, 낮은 압력 손실을 위하여, 제 1 터빈 블레이드 횡렬부(8)보다 [터빈축(18)에 관한] 상당히 큰 직경에서 제 1 베인 횡렬부(11)와 함께 편향 유닛(2)을 배치하고 편향 유닛(2)과 제 1 터빈 블레이드 횡렬부(8) 사이의 반경들의 차이를 보상하기 위하여 변이 부재로서 연속 연소기(3)를 사용하는 것이 유리하다. 이 조치는 결과적으로 원주방향 속도가 반경과 반비례로 증가하여 동일 축방향 속도를 위해 소용돌이의 교류(conversation)를 따르고 따라서 회전자 입구에서의 유동 각도 또는 편향이 편향 유닛(2)에서의 편향보다 상당히 커지는 장점이 얻어진다. 유동 손실은 가이드 베인(11)에서의 편향에 강하게 의존하기 때문에, 터빈 회전자 입구에서 일정한 유동 각도를 유지하는 동안 손실은 감소될 수있다.
대안으로, 편향 유닛(2)에서의 유동 속도는 동일한 편향 접선방향에 대한 반경비 대 축방향 속도비에 대하여 반사상 외향으로 오프셋 가이드 배플에서 비례적으로 감소된다.
열전달은 유량과 대략 비례적으로 감소하기 때문에, 이 실시예는 편향 유닛(2)의 구성요소들의 작은 냉각을 필요로 한다.
가스 터빈의 시동시에, 제 1 연소 챔버(1)는 점화 장치에 의해서 점화되고 - 연소 온도에서의 증가와 질량 유량의 증가와 같은, 공통적으로 사용된 작동 방법을 사용함으로써 - 연속 연소기의 점화에 적합한 연소기 출구 온도로 운영된다. 제 1 연소 챔버(1)의 넓은 제어가능한 범위로 인하여, 연료의 자동 점화 특징에서의 변화는 높은 또는 낮은 입구 온도에 의해서 편향 유닛(2)으로 보상될 수 있고, 예를 들어 통상적으로 더욱 반응성 연료에서의 작동을 허용한다. 시스템을 단순화하기 위하여, 액체 예비 연료에서의 작동은 임의의 파워 손실의 비용으로 제 1 연소 챔버(1)로 제한될 수 있다. 액체 연료가 주 연료로 사용되면, 연소기는 단지 액체 연료로만 제조될 수 있다.
1. 제 1 연소 챔버
2. 편향 유닛, 편향 섹션
3. 연속 연소 챔버
4. 예혼합 버너
5. 유입 공기
6. 연료
7. 연소 구역
8. 제 1 터빈 블레이드 횡렬부
9. 추가 공기
10. 추가 연료
11. 베인, 베인들의 횡렬부
12. 베인(11)의 주름형 후미 에지
13. 베인(11)의 로브형 후미 에지
14. 돌출부, 와류 발생기
15. 유동 채널 윤곽부
16. 고온 가스 유동 채널의 돌발 확대부
17. 반전 유동 구역
18. 터빈축
19. 터빈
20. 후방향 지향성 단차부
21. 추가 연료
22. 냉각 공기
23. 회전자
24. 추가 연료 분사 수단
25. 연료 분사 수단(24)의 후미 에지
26. 혼합 구역
27. 연소기 라이너
28. 베인(11)의 선단 에지
29. 연료 분사 수단(24)의 선단 에지
30. 반응 구역
31. 오목형 링 채널
32. 고온 가스

Claims (36)

  1. (고온 가스 유동의 방향으로) 제 1 연소 챔버(1), 편향 유닛(2), 연속 연소 챔버(3)를 적어도 포함하는, 가스 터빈용 연소기의 작동 방법으로서, 상기 제 1 연소 챔버(1)는 공기(5) 및 가스 및/또는 액체 연료(6)의 혼합물을 연소 구역(7) 안으로 분사하기 위한 적어도 하나의 예혼합 버너(4)를 갖는 예혼합 연소 챔버이고, 상기 연속 연소 챔버(3)는 자동 점화 연소 챔버이고 제 1 터빈 회전자 블레이드 횡렬부(8)에 연결되는, 상기 가스 터빈용 연소기의 작동 방법에 있어서,
    상기 제 1 연소 챔버(1)에서 상기 예혼합 연료 공기 혼합물은 1400K 내지 1800K 범위의 평균 화염 온도에서 안정한 화염에서 연소되고, 상기 제 1 연소 챔버(1)의 하류 단부에서 추가 공기(9)의 질량 유동은 1400K 미만으로 온도를 감소시키기 위하여 상기 고온 가스 유동 안으로 분사되고, 추가 연료(10)의 질량 유동은 상기 공기 분사물(9)의 하류로 분사되어서 1ms 내지 10ms의 자동 점화 시간으로 배기 공기 연료 혼합물을 발생시키고, 상기 혼합물은 상기 편향 유닛(2)으로 진입하여 그곳에서 적어도 원주방향으로 편향되고, 상기 혼합물은 자동 점화에 의해서 또는 고온 반응 생성물들의 재순환 및 자동 점화의 조합에 의해서 상기 연속 연소 챔버(3)에서 연소되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 연소 챔버(1)에서 상기 예혼합 연료 공기 혼합물은 1550K 내지 1800K 범위, 더욱 양호하게는 1600K 내지 1800K 범위의 평균 화염 온도에서 연소되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 제 1 연소 챔버(1)에서의 체류 시간은 15ms 내지 30ms인 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 연속 연소 챔버(3)에서의 체류 시간은 2ms 내지 10ms인 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 연소 챔버(1)로부터의 상기 고온 가스 유동의 온도는 상기 추가 공기(9)의 질량 유동에 의해서 1350K 미만으로 감소되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 추가 연료(10)는 상기 편향 유닛(2)에, 양호하게는 상기 편향 유닛(2)의 입구 섹션에 분사되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 고온 가스 유동(배기, 공기 및 연료의 혼합물)은 적어도 원주방향으로 편향되고 또한 상기 고온 가스 유동에서 와류들이 개시되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 고온 가스 유동에서의 상기 와류들은 상기 베인들(11)의 유체동력학 디자인에 의해서, 주름형 후미 에지(12)를 갖는 베인들(11)에 의해서, 로브형(lobe) 후미 에지(13)를 갖는 베인들(11)에 의해서 또는 적어도 하나의 와류 발생기(14)에 의해서 발생되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 고온 가스 유동(배기, 공기 및 연료의 혼합물)은 상기 연속 연소 챔버(3)의 상류 섹션에서 돌발 단면 확대부(16,20,31)의 영역을 통과하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 돌발 단면 확대부(16,20,31)의 섹션에는 반전 유동 구역(17)이 형성되고, 상기 반전 유동 구역(17)은 상기 연속 연소 챔버(3) 안으로의 상기 진입부에서 화염 고정 지점을 형성하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  11. 제 10 항에 있어서,
    추가 연료(21)의 질량 유동은 상기 반전 유동 구역(17) 안으로 분사되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  12. 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 배기, 공기 및 연료의 혼합물은 자동 점화에 의해서 또는 고온 반응 생성물들의 재순환 및 자동 점화의 조합에 의해서 상기 돌발 단면 확대부(16,20,31)의 섹션에서 점화되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  13. 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 연속 연소 챔버(3)의 출구에서 상기 고온 가스 온도는 적어도 1800K, 양호하게는 적어도 1820K인 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  14. 제 1 항에 있어서,
    상기 편향 유닛(2)은 상기 제 1 터빈 블레이드 횡렬부(8)보다 [터빈축(18)에 관하여] 상당히 큰 직경에 위치하고 그에 의해서 상기 연속 연소 챔버(3)는 상기 상기 제 1 베인 횡렬부(11)와 상기 제 1 블레이드 횡렬부(8) 사이의 반경들의 차이를 보상하도록 변이 부재로서 작용하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  15. 제 1 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 연소 챔버(1)는 캔 연소기이고 상기 연속 연소 챔버(3)는 환형 연소 챔버인 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  16. 제 1 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 연소기(1)와 상기 제 2 연소기(3)는 모두 가스 연료 뿐 아니라 액체 연료로 작동되거나 또는
    상기 제 1 연소기(1)와 상기 제 2 연소기(3)는 모두 가스 연료로 작동되고 상기 제 1 연소기(1)는 추가로 액체 연료로 작동되거나 또는
    상기 제 1 연소기(1)와 상기 제 2 연소기(3)는 모두 액체 연료로 작동되고 상기 제 1 연소기(1)는 추가로 가스 연료로 작동되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법.
  17. (고온 가스 유동의 방향으로) 제 1 연소 챔버(1), 상기 제 1 연소 챔버(1)로부터의 상기 고온 가스 유동을 위한 편향 유닛(2), 및 연속 연소 챔버(3)를 적어도 포함하는, 가스 터빈, 특히 발전소를 위한 가스 터빈용 연소기로서, 상기 제 1 연소 챔버(1)는 공기(5) 및 가스 및/또는 액체 연료(6)의 혼합물을 상기 제 1 연소 챔버(1)의 연소 구역(7) 안으로 분사하기 위한 적어도 하나의 예혼합 버너(4)를 갖는 예혼합 연소 챔버이고, 상기 편향 유닛(2)은 적어도 편향 및 와류 발생 요소들(11,12,13,14)을 포함하고 상기 연속 연소 챔버(3)는 상기 편향 유닛(2)의 하류에 있는 자동 점화 연소 챔버인, 상기 가스 터빈용 연소기에 있어서,
    상기 연속 연소 챔버(3)의 상류 섹션에는 반전 유동 구역(17)을 형성하기 위해 유동 단면의 돌발 단면 확대부(16,20,31)가 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  18. 제 17 항에 있어서,
    유동 단면의 돌발 단면 확대부(16,20,31)의 단차부는 적어도 10%의 상기 유동 단면의 팽창부를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  19. 제 17 항 또는 제 18 항에 있어서,
    유동 단면의 상기 돌발 단면 확대부(16,20,31)는 유동 채널 윤곽부(15)의 후방향 지향 단차부(20)를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  20. 제 17 항에 있어서,
    상기 연속 연소 챔버(3)의 상류 섹션은 상기 유동 채널 윤곽부(15)에서 오목형 링 채널(31)이 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  21. 제 17 항 내지 제 20 항 중 어느 한 항에 있어서,
    추가 연료(21)를 상기 반전 유동 구역(17) 안으로 분사하기 위한 분사 수단이 상기 돌발 단면 확대부(16,20,31)의 단차부에 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  22. 제 17 항 내지 제 20 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 편향 유닛(2)은 상기 고온 가스 유동을 적어도 원주방향으로 편향시키기 위한 가이드 베인들(11)의 횡렬부를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  23. 제 22 항에 있어서,
    상기 가이드 베인들(11)의 적어도 일부에는 주름형 후미 에지(12) 또는 로브형 후미 에지(13)가 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  24. 제 22 항에 있어서,
    상기 베인들(11)의 적어도 일부에는 적어도 하나의 와류 발생기(14)가 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  25. 제 24 항에 있어서,
    상기 베인들(11)의 적어도 일부는 압력측 상에 적어도 하나의 와류 발생기가 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  26. 제 17 항에 있어서,
    상기 편향 섹션(2)에 있는 상기 유동 채널 윤곽부(15)의 허브측 및/또는 케이싱측에는 적어도 하나의 와류 발생기(14)가 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  27. 제 24 항 내지 제 26 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 와류 발생기들(14)의 적어도 일부는 정사면체 형상 돌출부들로서 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  28. 제 22 항에 있어서,
    상기 편향 유닛(2)의 입구 영역 및/또는 상기 연소 챔버(1)의 하류 단부에는, 추가 공기(9)의 질량 유동의 분사 수단이 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  29. 제 28 항에 있어서,
    상기 수단(9)은 상기 유동 채널 윤곽부(15) 상에 그리고/또는 적어도 하나의 베인(11) 상에 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  30. 제 17 항 내지 제 29 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 편향 유닛(2)에는 추가 연료의 질량 유동을 분사하기 위한 분사 수단(10,24)이 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  31. 제 30 항에 있어서,
    적어도 하나의 베인(11)에는 연료 분사 수단이 설비되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  32. 제 31 항에 있어서,
    적어도 하나의 베인(11)의 흡인측 또는 압력측 또는 후미 에지로부터 추가 연료가 분사되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  33. 제 28 항 또는 제 30 항에 있어서,
    적어도 하나의 베인(11)에는 공기 분사 수단(9)이 설비되고 그리고/또는 적어도 하나의 베인(11)에는 연료 분사 수단(10)이 설비되고, 상기 공기 분사 수단(9)이 상기 연료 분사 수단(10)의 상류에 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  34. 제 17 항 내지 제 33 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 편향 유닛(2)은 상기 제 1 터빈 블레이드 횡렬부(8)보다 [상기 터빈축(18)에 관련된] 상당히 큰 직경에 배치되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  35. 제 17 항 내지 제 34 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 연소 챔버(1)는 환형 연소 챔버 또는 캔 연소 챔버이고, 상기 연속 연소 챔버(3)는 환형 연소 챔버인 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
  36. 제 35 항에 있어서,
    상기 제 1 연소 챔버(1)와 상기 편향 유닛(2)은 캔 구성으로 설계되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 연소기.
KR1020140186833A 2013-12-24 2014-12-23 가스 터빈용 연소기의 작동 방법 및 가스 터빈용 연소기 KR20150075043A (ko)

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KR1020140186833A KR20150075043A (ko) 2013-12-24 2014-12-23 가스 터빈용 연소기의 작동 방법 및 가스 터빈용 연소기

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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9989260B2 (en) * 2015-12-22 2018-06-05 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
JP6934359B2 (ja) * 2017-08-21 2021-09-15 三菱パワー株式会社 燃焼器及びその燃焼器を備えるガスタービン
JP7193962B2 (ja) * 2018-09-26 2022-12-21 三菱重工業株式会社 燃焼器及びこれを備えたガスタービン
EP3702670B1 (en) * 2019-02-28 2021-12-15 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for operating a sequential combustor of a gas turbine
GB201903257D0 (en) 2019-03-11 2019-04-24 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine installation and operation
GB201903261D0 (en) * 2019-03-11 2019-04-24 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine installation and operation
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
CN115143489B (zh) * 2022-06-15 2023-08-11 南京航空航天大学 一种适应全环大尺度旋流进气的燃烧室

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3937008A (en) * 1974-12-18 1976-02-10 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
DE3514354A1 (de) * 1985-04-20 1986-10-23 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gekuehlte gasturbine mit lastabhaengig regelbarer kuehlluftmenge
CH687269A5 (de) * 1993-04-08 1996-10-31 Abb Management Ag Gasturbogruppe.
US5494438A (en) * 1994-02-08 1996-02-27 National Science Council Sudden expansion combustion chamber with slotted inlet port
DE4404389A1 (de) * 1994-02-11 1995-08-17 Abb Research Ltd Brennkammer mit Selbstzündung
RU2098719C1 (ru) * 1995-06-13 1997-12-10 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины энергетической установки
DE19614001A1 (de) * 1996-04-09 1997-10-16 Abb Research Ltd Brennkammer
RU2121113C1 (ru) * 1996-05-28 1998-10-27 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
DE10043933A1 (de) 2000-09-06 2002-03-14 Alstom Power Nv Verfahren zum Betrieb einer Gasturbine und Gasturbine
US8272219B1 (en) * 2000-11-03 2012-09-25 General Electric Company Gas turbine engine combustor having trapped dual vortex cavity
WO2003038253A1 (de) * 2001-10-31 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Sequentiell befeuerte gasturbogruppe
US6735949B1 (en) 2002-06-11 2004-05-18 General Electric Company Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity
WO2006053825A1 (de) 2004-11-16 2006-05-26 Alstom Technology Ltd Gasturbinenanlage und zugehörige brennkammer
US8096132B2 (en) 2008-02-20 2012-01-17 Flexenergy Energy Systems, Inc. Air-cooled swirlerhead
US8701383B2 (en) * 2009-01-07 2014-04-22 General Electric Company Late lean injection system configuration
WO2011054757A2 (en) 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system with fuel lances
EP2496880B1 (en) * 2009-11-07 2018-12-05 Ansaldo Energia Switzerland AG Reheat burner injection system
WO2011054766A2 (en) * 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system
GB0920094D0 (en) 2009-11-17 2009-12-30 Alstom Technology Ltd Reheat combustor for a gas turbine engine
EP2348256A1 (en) * 2010-01-26 2011-07-27 Alstom Technology Ltd Method for operating a gas turbine and gas turbine
FR2963113B1 (fr) * 2010-07-23 2013-03-29 Commissariat Energie Atomique Guide d'onde planaire nanophotonique comportant une structure de couplage optique avec une fibre optique
EP2522912B1 (en) * 2011-05-11 2019-03-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Flow straightener and mixer
US10295191B2 (en) * 2011-12-31 2019-05-21 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine and annular combustor with swirler
CN104204680B (zh) * 2012-03-23 2016-01-06 阿尔斯通技术有限公司 燃烧装置

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