MX2013009666A - Metodo para mezclar aire de dilucion en un sistema de combustion secuencial de una turbina de gas. - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un método para mezclar un aire de dilución con un flujo principal caliente en un sistema de combustión secuencial de una turbina de gas (100), en donde la turbina de gas esencialmente comprende al menos un compresor, un primer quemador o cámara de combustión que está conectado corriente abajo del compresor. Los gases calientes del primer quemador son admitidos por lo menos en una turbina intermedia o directa o indirectamente al menos en un segundo quemador, en donde los gases calientes del segundo quemador son admitidos en una turbina adicional o directa o indirectamente a recuperación de energía. El método comprende una inyección coaxial de primer aire para enfriar el revestimiento del quemador (104) con segundo aire para enfriar el revestimiento del quemador (105), que tiene un margen suficiente de exceso de presión con respecto al segundo aire para enfriar el revestimiento del quemador.

Description

MÉTODO PARA MEZCLAR AIRE DE DILUCIÓN EN UN SISTEMA DE COMBUSTIÓN SECUENCIAL DE UNA TURBINA DE GAS CAMPO TÉCNICO La invención se refiere a un método para mezclar aire de dilución en un sistema de combustión secuencial de una turbina de gas. La invención se refiere adicionalmente a un mezclador de aire de dilución para implementar el método anteriormente mencionado. Además, la invención se relaciona a mezclar aire de dilución con un flujo principal caliente en una Combustión Secuencial a Presión Constante ("CPSC" = Constant Pressure Sequential Combustión) para un diseño de cámara de combustión de recipiente así como anular, en una forma confiable y uniforme con la más baja caída de presión posible. Además, la invención se refiere a diversos quemadores de premezcla para operar las cámaras de combustión de un sistema de combustión secuencial de una turbina de gas.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN De antemano, algunas consideraciones generales que permiten una mejor comprensión de la invención: Emisiones de CO de motores de turbina de gas requieren reducciones por razones de ahorrar o de proteger el ambiente. Estas emisiones se conoce que aparecen, cuando no hay tiempo suficiente en la cámara de combustión para asegurar oxidación de CO a C02, y/o esta oxidación se neutraliza localmente debido a contacto con regiones frías en la cámara de combustión. Ya que las temperaturas de combustión son menores bajo condiciones de carga parcial de CO, y la oxidación de CO a C02 se hace más lenta, de esta manera, las emisiones de CO usualmente tienden a aumentar bajo estas condiciones.

Una reducción de las emisiones de CO a su vez, puede invertirse al reducir la carga de turbina de gas en el punto de estacionamiento de una turbina de gas. Esto reduce el impacto ambiental debido a reducidas emisiones de C02 y costo total de electricidad debido a menos consumo de combustible durante estacionamiento del motor. Finalmente, la reducción de emisiones de CO puede invertirse en una reducción de primeros costos debido a ahorros en catalizador de CO. En este caso, un catalizador de CO puede evitarse (o al menos reducirse). Al mismo tiempo, las pérdidas que parecen debidas a un catalizador se eliminarán (o al menos reducirán), y de esta manera la eficiencia total del grupo motor se incrementa.

De acuerdo con US 2012/0017601 A1 lo básico de este estado de la técnica es un método de operación de la turbina de gas, que mantiene la proporción de aire ? del quemador en operación de la segunda cámara de combustión por debajo de una proporción de aire máxima Amax durante operación de carga parcial. Este método se caracteriza esencialmente por tres nuevos elementos y también al suplementar medidas que pueden implementarse en forma individual o en combinación.

La máxima proporción de aire Amax en este caso depende de los límites de emisión de CO que se van a observar, ante el diseño del quemador y la cámara de combustión, y también ante las condiciones operativas, es decir especialmente la temperatura de entrada de quemador.

El primer elemento es un cambio en el principio de operación de la hilera de aspas guía de entrada del compresor variable, que permite poner en operación a la segunda cámara de combustión solo a superior carga parcial. Partiendo de una operación sin carga, la hilera de aspas guía de entrada del compresor variable ya está abierta mientras que solo la primera cámara de combustión está en operación. Esto permite cargar a una superior carga relativa antes que la segunda cámara de combustión deba de ponerse en operación. Si la hilera de aspas guía de entrada del compresor variable se abre y la temperatura de gas caliente o temperatura de entrada de turbina de la turbina de alta presión ha alcanzado un límite, la segunda cámara de combustión se suministra con combustible.

Además, la hilera de aspas guías de entrada del compresor variable se cierra rápidamente. El cerrar la hilera de aspas guía de entrada de compresor variable a temperatura de entrada de turbina constante TIT de la turbina de alta presión, sin reacciones, llevaría a una reducción significante de la potencia relativa.

Para evitar esta reducción de energía, el flujo de masa de combustible, que se introduce en la segunda cámara de combustión, puede incrementarse. La carga mínima en la cual la segunda cámara de combustión se pone en operación y el flujo de combustible mínimo en la segunda cámara de combustión por lo tanto se incrementa significativamente.

Como resultado, la temperatura de gas caliente mínima de la segunda cámara de combustión también se incrementa, lo que reduce la proporción de aire ? y por lo tanto reduce las emisiones de CO.

El segundo elemento para reducir la proporción de aire ? es un cambio en el principio de operación al incrementar la temperatura de salida de turbina de la turbina de alta presión TAT1 y/o la temperatura de escape de la turbina de la turbina de baja presión TAT2 durante la operación de carga parcial. Este aumento permite abrir la hilera de aspas guía de entrada de compresor variable sean desplazadas a un punto de carga superior.

De manera convencional, la temperatura de escape de turbina máxima dé la segunda turbina se determina para el caso de carga íntegra y la turbina de gas y posiblemente la caldera con calor de desecho corriente abajo, se diseña de acuerdo con esta temperatura. Esto lleva a la máxima temperatura de gas caliente de la segunda turbina que no esté limitada por la (temperatura de entrada de la turbina de la segunda turbina) TIT2 durante operación de carga parcial con la hilera de aspas guía de entrada de compresor variable cerradas, sino por la (temperatura de escape de turbina de la segunda turbina) TAT2. Ya que a carga parcial con al menos una hilera de aspas guía de entrada de compresor variable cerradas, el flujo de masa y por lo tanto la proporción de presión a través de la turbina se reduce, la proporción de temperatura de entrada de turbina a temperatura de escape o salida de turbina también se reduce.

De manera correspondiente, cón TAT2 constante, TIT2 también se reduce y en la mayoría de los casos se encuentra considerablemente por debajo del valor de carga íntegra. Un ligero incremento propuesto de TAT2 más allá del límite de carga íntegra, típicamente dentro del orden de magnitud de 10 grados C a 30 grados C, supuestamente lleva a un aumento de TIT2, pero esto queda por debajo del valor de carga íntegra y puede lograrse prácticamente sin pérdidas de vida útil de servicio, o sin pérdidas de vida útil de servicio significantes. Adaptaciones en el diseño o en la selección de material, no son necesarias o pueden limitarse típicamente al lado de gas de escape. Para incrementar TIT2, la temperatura de gas caliente se incrementa, que se logra por un aumento en el flujo de masa de combustible y una reducción de la proporción de aire ?, con ella asociada. Las emisiones de CO se reducen de manera correspondiente.

Una posibilidad adicional para reducir la proporción de aire ? del quemador en operación, es la desactivación de quemadores individuales y la redistribución del combustible a TIT2 constante.

A fin de mantener TIT2 constante en promedio, el quemador en operación debe ser operado más caliente en proporción con el número de quemadores desactivados. Para esto, la alimentación del combustible se incrementa y por lo tanto se reduce la proporción de aire local ?.

Para una operación que se optimiza para emisiones de CO, en una turbina de gas con línea dividida, un quemador (por ejemplo para la segunda cámara de combustión) que está adyacente a la línea dividida típicamente se desactiva antes que nada. En este caso, el plano en el cual una carcasa se divide típicamente en mitades superior e inferior se refiere como la línea dividida. Las mitades de carcasa respectivas se conectan en la línea dividida por una brida, por ejemplo.

Sus quemadores adyacentes subsecuentemente se desactivan o un quemador, que está adyacente al plano de separación en el lado opuesto de la cámara de combustión, se desactiva y en secuencia alterna, los quemadores adyacentes que alternan en los dos lados de la cámara de combustión, partiendo del plano de separación, se desactivan.

Un quemador que está adyacente a la línea dividida, de preferencia se desactiva antes que nada ya que la línea dividida de una turbina de gas típicamente no es absolutamente a prueba de fugas y en la mayoría de los casos un flujo con fuga lleva a un ligero enfriamiento y dilución (ver a continuación las consideraciones mencionadas) de los gases inflamables y por lo tanto a emisiones de CO localmente incrementadas. Como resultado de desactivar los quemadores que están adyacentes a la línea dividida, estas emisiones de CO locales se evitan.

Las inestabilidades de combustión que se van a evitar mediante separación de etapas, típicamente no ocurre más a baja carga o son despreciablemente pequeñas. En una modalidad ejemplar, se propone por lo tanto llevar a cabo la restricción no mediante un restrictor fijo sino mediante al menos una válvula de control. Esta válvula de control como mínimo se abre a baja carga de manera tal que todos los quemadores activados pueden operarse virtualmente en forma homogénea con una baja proporción de aire ?. Con alta carga, la válvula de control como mínimo se regula para lograr la separación en etapas.

Con referencia al aire de enfriamiento que actualmente avanza de la cámara de combustión de recalentamiento y cualquier aire restante de la cámara de combustión de premezcla o aire fresco de la cámara impelente se suministran como aire de dilución al o a las cámaras de combustión por separado, como se muestra en la Figura 2.

A fin de tener suficiente margen de flujo inverso, ambas corrientes de aire de dilución deben inyectarse con una presión en exceso de aproximadamente 1.5%. Pero el problema es que no todas las rutas de flujo están al mismo nivel de presión, debido a diferentes características de caída de presión en enfriamiento del revestimiento de premezclado y secuencial como se ilustra en la Figura 2a.

La configuración como se muestra en las Figuras 2/2a lleva a cuando menos 8% de caída en presión de cámara de combustión, como resulta de requerimiento de margen de flujo inverso anteriormente mencionado y diferencias entre todas las tres rutas de flujo. La caída de presión debe ser incrementada artificialmente en el revestimiento de premezcla y circuitos quemadores de premezclado a fin de acoplar el circuito de enfriamiento de revestimiento secuencial.

COMPENDIO DE LA INVENCIÓN La presente invención se basa en el objeto de proporcionar un método para operar una turbina de gas con combustión secuencial para un diseño de cámara de combustión de recipiente así como anular y se basa en una inyección co-axial de aire de enfriamiento de revestimiento de premezclado con aire de enfriamiento secuencial.

Adicionalmente, la presente invención se basa en el concepto de sistema de combustión secuencial a presión constante. En este concepto, productos de combustión calientes de la cámara de combustión de premezclado se enfrían por un mezclador de dilución y subsecuentemente entran a una cámara de combustión de recalentamiento.

Un mezclador de aire de dilución es responsable por mezclar la premezcla y recalentar aire de enfriamiento con productos de combustión calientes de la cámara de combustión de premezcla. Requerimientos primarios de este mezclador son una distribución de temperatura uniforme a la entrada al quemador de recalentamiento, así como baja caída de presión por razones de desempeño.

La presente invención se relaciona al mezclado de aire de dilución con un flujo de aire caliente en un sistema de combustión secuencial a presión constante para diseños de cámara de combustión de recipiente así como cámara de combustión anular en una forma confiable y uniforme a la más baja caída de presión posible.

La invención descrita a continuación se dirige a una menor caída de presión de la cámara de combustión, adicionalmente a chorros de pared simple y mezclado uniforme, para turbinas de gas, que utilizan al menos una cámara de combustión incluyendo una arquitectura de recipiente o anular, con combustión secuencial y que incluye una operación bajo condiciones de carga parcial. Un bosquejo genérico de esta turbina de gas se muestra por ejemplo en la Figura 1.

Ahí, un compresor es seguido por una sección de cámara de combustión, que puede consistir de una cantidad de recipientes. Dentro de estos recipientes, una primera cámara de combustión es seguida por una segunda cámara de combustión. Entre estas dos cámaras de combustión, puede inyectarse aire de dilución para controlar la temperatura de entrada de la segunda cámara de combustión y por lo tanto el tiempo de auto-ignición del combustible ahí inyectado. Finalmente, los gases de combustión caliente se alimentan a una turbina.

Una arquitectura de recipiente también se proporciona, cuando la primera y/o segunda cámaras de combustión anulares que tienen o comprenden cada quemador en dirección de flujo en un recipiente independiente a un área de combustión de flujo de separación que están aisladas por pared entre sí de las áreas de combustión o quemadores adyacentes.

La idea básica de la presente invención se basa en inyección co-axial de aire de enfriamiento de revestimiento de premezcla con aire de enfriamiento de revestimiento secuencial. Puede haber ventajosamente múltiples hileras de orificios con diámetros diferentes, para lograr mezclado óptimo.

De esta manera, es posible tener suficiente margen de flujo inverso incluso con aire de enfriamiento de revestimiento secuencial a 0.5% de presión en exceso, gracias al efecto de protección de la presión superior externa del enfriamiento de revestimiento de premezcla.

Otro concepto ventajoso consiste de un mezclador de aire de dilución, con base en una dilución co-axial de inyección de aire con dos hileras, manguitos y soporte de aire adicional de la cámara impelente.

Otro concepto ventajoso consiste de un mezclador de aire de dilución con base en inyección de aire de dilución co-axial con aire adicional de cámara impelente que soporta aire de revestimiento secuencial.

Otro concepto ventajoso consiste de un mezclador de dilución con base en inyección de aire de dilución co-axial con aire de revestimiento secuencial que soporta el aire de enfriamiento de revestimiento de premezcla.

Otro concepto ventajoso consiste de un mezclador de aire de dilución con base en inyección de aire con dilución co-axial con aire de enfriamiento de revestimiento de premezcla y aire de cámara impelente que soporta aire de revestimiento secuencial.

Para asegurar este propósito final también es benéfico que las geometrías y/o coeficientes de flujo de los diversos componentes se midan y componentes con altos gastos de flujo y componentes con bajos gastos de flujo, se combinen dentro de los recipientes de cámaras de combustión o la cámara de combustión anular.

La turbina de gas comprende esencialmente al menos un compresor, una primera cámara de combustión que se conecta corriente abajo al compresor. Los gases calientes de la primera cámara de combustión se admiten a cuando menos a una turbina intermedia o en forma directa o indirecta a una segunda cámara de combustión. Los gases calientes de la segunda cámara de combustión se admiten a una adicional turbina o directa o indirectamente a recuperación de energía, por ejemplo a un generador de vapor.

Ventajas asociadas con la presente invención son como sigue: - Caída de presión de cámara de combustión total reducida, de esta manera eficiencia termodinámica incrementada.

- Diseño simple del mezclador de aire de dilución con chorros de pared.

- Distribución de temperatura uniforme en la entrada de quemador de re-calentamiento, de esta manera un proceso de combustión homogéneo puede actuar en las pulsaciones de la cámara de combustión y puede actuar en un aumento sobre lo proporcional de producción de CO del quemador de recalentamiento.

- Operación confiable sin flujo inverso local o sobrecalentamiento. Con base en estos hallazgos, puede esperarse que el concepto funcione para un motor, que opera bajo combustión secuencial (con o sin una turbina de alta presión) en una arquitectura de recipiente, pero no solo.

Con referencia a una combustión secuencial, la combinación de cámaras de combustión puede disponerse como sigue: Al menos una cámara de combustión se configura como una arquitectura de recipiente, con al menos una turbina de operación.

Ambas, la primera y segunda cámaras de combustión se configuran como una arquitectura de recipiente-recipiente secuencial, con al menos una turbina de operación.

La primer cámara de combustión se configura como una cámara de combustión anular y la segunda cámara de combustión se construye como una configuración de recipiente, con al menos una turbina de operación.

La primera cámara de combustión se configura como una arquitectura de recipiente y la segunda cámara de combustión se configura como una cámara de combustión anular, con al menos una turbina de operación.

Ambas, la primera y segunda cámaras de combustión se configuran como cámaras de combustión anulares, con al menos una turbina de operación.

Ambas, la primera y segunda cámaras de combustión se configuran como cámaras de combustión anulares, con al menos una turbina de operación intermedia.

De acuerdo con esto, en términos de mezclador de aire de dilución para una arquitectura de recipiente, la interacción entre recipientes individuales es mínima o inexistente. Por lo tanto, para una variante de recipiente, el concepto descrito será incluso más efectivo que para arquitectura de motor anular.

Además del método, una turbina de gas para implementar el método es un objeto de la invención. Dependiendo del concepto del mezclador de aire de dilución, debe adaptarse el diseño de la turbina de gas y/o el sistema de distribución de combustible y/o el sistema de aire de enfriamiento deben adaptarse para asegurar la factibilidad dependiendo de mezclador de aire de dilución empleado, para reducir la caída de presión de cámara de combustión localmente. Todos los componentes de una turbina de gas se encuentran dentro del intervalo de tolerancias permisibles. Estas tolerancias llevan a geometrías y características ligeramente diferentes para cada componente y para el mezclador de aire de dilución empleado.

Esto en especial, también lleva a diferentes pérdidas de presión y gastos de flujo durante operación. Las tolerancias se eligen de manera tal que prácticamente no influencien en el comportamiento de operación durante operación normal, en especial a una alta carga parcial y carga completa.

Para esto, las geometrías y/o coeficientes de flujo de los diversos mezcladores de aire de dilución se miden con gastos de flujo existentes en conexión con el mezclador de aire de dilución.

Las adicionales ventajas asociadas con esta invención son como sigue: Emisiones de CO se reducen en especial a menores condiciones de carga parcial. Por lo tanto, la turbina de gas puede estacionarse a menores valores durante periodos, en donde se aspira baja salida de energía por el operador del grupo motor.

De esta manera, el operador del grupo motor puede ahorrar combustible y por lo tanto reducir el costo total de electricidad.

Beneficio ambiental debido a reducidas emisiones de CO, menor punto de estacionamiento (de esta manera menos consumo de combustible y producción de C02) o una combinación de ambas ventajas.

Posibilidad de eliminar un catalizador de CO costoso. Por lo tanto, se reducen los primeros costos.

Cuando se utiliza una configuración que incluye mezclador de aire de dilución entre cámaras de combustión de operación subsecuente, surgen adicionales ventajas: Mayor reducción de CO, con todas las ventajas descritas anteriormente, debido a incrementado volumen por oxidación de CO con origen en la primera cámara de combustión.

Reducción de gradientes de temperatura circunferencial entre las diferentes cámaras de combustión de recipiente. Por lo tanto, el perfil de entrada de turbina se mejora y la vida útil de las partes de la turbina se mejora.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS La invención se muestra esquemáticamente en las Figuras 1 a 7 con base en modalidades ejemplares.

En los dibujos: La Figura 1 muestra una turbina de gas genérica que utiliza combustión secuencial en una arquitectura de recipiente; La Figura 2 muestra una geometría de mezclado de aire de dilución; La Figura 2a muestra un esquema gráfico de los elementos de operación con detalles de las caídas de presión; La Figura 3 muestra una inyección de aire de dilución coaxial con reducida caída de presión; La Figura 3a muestra un esquema gráfico de los elementos operacionales con detalles de las caídas de presión; La Figura 4 muestra una inyección de aire de dilución coaxial con múltiples hileras de orificios y aire adicional de la cámara impelente de la turbina de gas; La Figura 5 muestra una inyección de aire de dilución coaxial con aire adicional del aire de revestimiento secuencial que soporta la cámara impelente; La Figura 5a muestra un esquema gráfico de los elementos de operación con detalles de las caídas de presión; La Figura 6 muestra una inyección de aire de dilución coaxial con aire para enfriamiento de revestimiento de premezclado que soporta aire de revestimiento secuencial; La Figura 7 muestra un aire para enfriamiento de revestimiento de premezclado con inyección de dilución coaxial y aire de revestimiento secuencial que soporta aire de cámara impelente.

MODALIDAD Y MÉTODO DE LA INVENCIÓN La Figura 1 muestra una turbina de gas 100 con combustión secuencial para implementar el método de acuerdo con la invención. Comprende un compresor (no mostrado), una primera cámara de combustión de recipiente 101 , una segunda cámara de combustión de recipiente 102, con un quemador de recalentamiento y una turbina (no mostrada). Típicamente, incluye un generador (no mostrado), que en el extremo frío de la turbina de gas, es decir en el compresor, se acopla a un eje de la turbina de gas.

La Figura 1 muestra una turbina de gas genérica 100 utilizando combustión secuencia I en una arquitectura de recipiente, de esta manera se agrega un mezclador de aire de dilución 110 del aire de dilución.

En forma adicional, la turbina de gas comprende un revestimiento de cámara de combustión con premezclado 104 y un revestimiento de cámara de combustión secuencial 105, en donde el flujo de aire sobre los revestimientos se dirige al mezclador de aire de dilución colocado intermedio 1 10 entre la primera cámara de combustión 101 y la segunda cámara de combustión 102. La colocación exacta del mezclador de aire de dilución 110 no se entenderá estrictamente como simétrica y depende del diseño particular de las cámaras de combustión.

Con referencia a otro concepto, la turbina de gas comprende un compresor, una primera cámara de combustión, una primera turbina, una segunda cámara de combustión y una segunda turbina. Típicamente, incluye un generador que en el extremo frío de la turbina de gas es decir en el compresor se acopla a un eje de la turbina de gas. La primera cámara de combustión y la segunda cámara de combustión operan en un concepto anular o en una arquitectura de recipiente, mientras que la primera turbina corriente debajo de la primera cámara de combustión es opcional.

La arquitectura de recipiente comprende una pluralidad de recipientes dispuestos en un conjunto anular respecto a la circunferencia del eje de turbina, lo que permite a un individuo operación de combustión de cada recipiente y que no serán interacciones nocivas entre recipientes individuales durante el proceso de combustión.

Si se proporcionan quemadores de premezclado 106 para el concepto anular o de combustión de recipiente, estos de preferencia se formarán por el proceso de combustión y objetos de acuerdo con los documentos EP 0 321 809 A1 y/o EP 0 704 657 A2, en donde estos documentos forman partes integrales de la presente descripción.

En particular, los quemadores de premezcla 106 pueden operarse con combustibles líquidos y/o gaseosos de todos los tipos. De esta manera, es fácilmente posible proporcionar diferentes combustibles dentro de los recipientes individuales. Esto significa también que un quemador de premezclado puede ser también operado en forma simultánea con diferentes combustibles.

El segundo o subsecuente recipiente de cámara de combustión anular, de preferencia se lleva a cabo por EP 0 620 362 A1 o DE 103 12 971 A1 , en donde estos documentos forman partes integrales de la presente descripción.

En forma adicional, los documentos mencionados a continuación forman también parte integral de la presente descripción: - EP 0 321 809 A1 y B1 se refieren a un quemador que consiste de cuerpos de cono parcial huecos, que constituyen un cuerpo completo, con ranuras para entrada de aire tangenciales y canales de alimentación para combustibles gaseosos y líquidos, en donde los ejes centrales de los cuerpos de conos parciales huecos tienen un ángulo de cono que aumenta en la dirección de flujo y corren en la dirección longitudinal a un desplazamiento mutuo. Una boquilla de combustible en la que se ubica la inyección de combustible a la mitad de la línea de conexión de los ejes centrales mutuamente desplazados de los cuerpos de conos parciales, se coloca en la cabeza del quemador en el interior cónico formado por los cuerpos de conos parciales.

EP 0 704 657 A2 y B1 , se refieren a un montaje de quemador para un generador térmico, que sustancialmente consiste de un generador de torbellino, sustancialmente de acuerdo con EP 0 321 809 A1 y B1 , para un flujo de aire de combustión y medios para inyección de combustible, así como una ruta de mezclado que se proporciona corriente abajo del generador de torbellino, en donde la ruta de mezclado comprende ductos de transacción que se extienden dentro de una primer parte de la ruta en la dirección del flujo para transferencia de un flujo formado en el generador de torbellino dentro de la sección transversal de flujo de la ruta de mezclado, que se une corriente abajo de los ductos de transición.

Además, se propone un inyector de combustible para utilizar dentro de una cámara de combustión de recalentamiento de turbina de gas, que utiliza auto ignición de combustible, a fin de mejorar el mezclado de aire-combustible para un tiempo de residencia determinado. Las modalidades específicas de este inyector se prevén: El combustible gaseoso se inyecta normal al flujo de oxidante en el sentido de configuración de flujo cruzado.

- El combustible gaseoso se inyecta paralelo al flujo de oxidante en el sentido de configuración en línea.

El combustible gaseoso se inyecta a un ángulo oblicuo entre 0o y 90° respecto al flujo de oxidante.

EP 0 646 705 A1 y B1 , se refieren a un método para establecer operación de carga parcial en un grupo de turbina de gas con una combustión secuencial.

EP O 646 704 A1 y B1 , se refieren a un método para controlar una planta de turbina de gas equipada con dos cámaras de combustión.

EP 0 718 470 A2 y B1, se refieren a un método para operar un grupo de turbina de gas equipado con dos cámaras de combustión, cuando se proporciona una operación de carga parcial.

Otros documentos publicados relevantes incluyen una o más mejoras de los documentos anteriormente identificados que forman también partes integrales de la presente descripción.

La Figura 2 muestra una geometría de mezclado de aire de dilución en el sentido de un mezclador de aire de dilución 110 que tiene una pared exterior 201 , una pared interior 202 respecto al enfriamiento de revestimiento premezclado 204, una pared interior 203 respecto al enfriamiento de revestimiento secuencial 205 y una separación intermedia 206 de las dos corrientes de aire 204, 205 sobre los canales relativos. El aire de enfriamiento 205 de la cámara de combustión de recalentamiento (ver Figura 1 ) y cualquier aire restante 204 de la cámara de combustión de premezclado (ver Figura 1 ) se suministran al mezclador de aire de dilución 110 por separado y subsecuentemente al flujo de gas caliente 209 del quemador de premezclado (ver Figura 1 ).

La Figura 2a muestra un esquema gráfico de los elementos operativos con detalles de las presiones. Para tener suficiente margen de flujo inverso, ambas corrientes de aire de dilución deben inyectarse con presión en exceso de aproximadamente 1.5%. Pero en esta constelación es un hecho que no todas las rutas de flujo están al mismo nivel de presión, debido a la característica de caída de presión diferente en el enfriamiento del revestimiento secuencial y de premezclado (ver Figura 2, números 204, 205) como se ilustra en la Figura 2a.

Esta configuración lleva a cuando menos un 8% de caída de presión en la cámara de combustión, como resultado del requerimiento de margen de flujo inverso anteriormente mencionado y diferencias entre todas las tres rutas de flujo 210, 211 , 212.

De acuerdo con esto, la caída o disminución de presión debe incrementarse artificialmente en el revestimiento de premezclado 211 y circuito de quemador de premezclado 212 para corresponder al circuito de enfriamiento de revestimiento secuencial 210.

La Figura 3 muestra una inyección de aire de dilución coaxial en el sentido de un mezclador de aire de dilución 300 que tiene una pared principal exterior 301 , una pared interior 302 respecto al enfriamiento de revestimiento de premezclado 204 y un cierre intermedio 308 respecto al enfriamiento de revestimiento de premezclado 204. Una pared exterior superpuesta 303 forma un canal 309 para un flujo de aire 306, 307 desde el enfriamiento de revestimiento secuencial. Esta configuración se basa en inyección coaxial del aire de enfriamiento de revestimiento de premezclado 204 con aire de enfriamiento de revestimiento secuencial 306, 307. Puede haber múltiples hileras de orificios 305 con diámetros idénticos, similares o diferentes en cualquier configuración en conjunto, para lograr óptimo mezclado con respecto al gas caliente del quemador de premezclado 209.

En forma adicional y en conexión con una opción, el mezclador de aire de dilución 300 se proporciona con aberturas como orificios formadores de lámina 304 para la inyección de un flujo de aire excrescente o prescindible, corriente abajo de las múltiples hileras de orificios 302 en la dirección de flujo del gas caliente desde el quemador de premezclado 209 y en la dirección periférica.

La Figura 3a muestra un esquema gráfico de los elementos operacionales con detalles de las presiones. Con esta forma debido a la modalidad de la Figura 3 es posible tener suficiente margen de flujo inverso incluso con el circuito de aire de enfriamiento de revestimiento secuencial 210 a 0.5% de exceso de presión, en virtud del efecto de blindaje del aire de presión superior extemo del circuito de enfriamiento del revestimiento de premezclado 211 , 212.

El mezclador de aire de dilución 400 de acuerdo con la Figura 4 se basa en el mezclador de aire de dilución 300 de acuerdo con la Figura 3 con flujo de aire adicional 401 de la cámara impelente de la turbina de gas. De esta forma es posible tener suficiente margen de flujo inverso incluso con el circuito de aire de enfriamiento del revestimiento secuencial 210 (ver Figura 3) a menos de 0.5% de exceso de presión.

El mezclador de dilución 500 de acuerdo con la Figura 5 se basa en el mezclador de aire de dilución 300 de acuerdo con la Figura 2 (ver también Figura 2, ítem 110) con un flujo de aire adicional 501 de la cámara impelente de la turbina de gas que soporta el aire de revestimiento secuencial 205. De esta forma, es posible tener suficiente margen de flujo inverso incluso con el circuito de aire de enfriamiento de revestimiento secuencial 210 debido a la Figura 5a a 1% de exceso de presión.

La Figura 6 muestra inyección de aire de dilución coaxial con aire de enfriamiento del revestimiento de premezclado 601 que soporta directamente el aire de revestimiento secuencial 602 a través de una derivación de la separación intermedia 206. De esta manera, es posible tener suficiente margen de flujo inverso incluso con el circuito de aire de enfriamiento de revestimiento secuencial 210 (ver Figura 3a) a 1% de exceso de presión.

La Figura 7 muestra un aire de enfriamiento de revestimiento con premezclado de inyección en dilución coaxial 601 y aire de cámara impelente 701 que soporta el aire de enfriamiento de revestimiento secuencial directamente 602 a través de una derivación de la separación intermedia 206. De esta forma, es posible tener suficiente margen de flujo inverso incluso con el circuito de aire de enfriamiento con revestimiento secuencial 210 (ver Figura 3a y Figura 5a) a 1% de exceso de presión.

Claims (17)

REIVINDICACIONES

1. Un método para mezclar aire de dilución con un flujo principal caliente en un sistema de combustión secuencial de una turbina de gas, caracterizado porque la turbina de gas esencialmente comprende al menos un compresor, una primer cámara de combustión que se conecta corriente abajo del compresor, y los gases calientes de la primer cámara de combustión se admiten a cuando menos una turbina intermedia o en forma directa o indirecta a cuando menos una segunda cámara de combustión, en donde los gases calientes de la segunda cámara de combustión se admiten a una adicional turbina o directa o indirectamente a una recuperación de energía y en donde el método comprende una inyección coaxial de aire de enfriamiento del revestimiento de la primera cámara de combustión con aire de enfriamiento del revestimiento de segunda cámara de combustión que tiene suficiente margen de exceso de presión con respecto al aire de enfriamiento del revestimiento de segunda cámara de combustión.

2. El método de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizado porque al menos una cámara de combustión opera bajo una ruta de combustión calórica que tiene una arquitectura de recipiente.

3. El método de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizado porque la primer y segunda cámaras de combustión operan bajo una ruta de cámara de combustión calórica que tiene una arquitectura de recipiente.

4. El método de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizado porque la primer cámara de combustión opera bajo una ruta de combustión calórica que tiene una arquitectura anular y la segunda cámara de combustión opera bajo una ruta de combustión calórica que tiene una arquitectura de recipiente.

5. El método de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizado porque la primer cámara de combustión opera bajo una ruta de combustión calórica que tiene una arquitectura de recipiente y la segunda cámara de combustión opera bajo una ruta de combustión calórica que tiene una arquitectura anular.

6. El método de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizado porque al menos una cámara de combustión opera bajo una ruta de combustión calórica que tiene una arquitectura anular.

7. El método de conformidad con la reivindicación 6, caracterizado porque la primer y segunda cámaras de combustión operan bajo una ruta de combustión calórica que tiene una arquitectura anular.

8. Un método de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque la inyección coaxial del aire de enfriamiento de revestimiento de la primer cámara de combustión con el aire de enfriamiento del revestimiento de la segunda cámara de combustión se basa en aire adicional de la cámara impelente de la turbina de gas que soporta al aire de enfriamiento del revestimiento de la segunda cámara de combustión.

9. Un método de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque la primer cámara de combustión opera un área de combustión de premezclado y la segunda cámara de combustión opera como un área de recalentamiento o combustión secuencial.

10. Un mezclador de aire de dilución para implenrientar un método para mezclar aire de dilución con un flujo principal caliente en un sistema de combustión secuencial de una turbina de gas de conformidad con una o más de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque el mezclador de aire de dilución comprende cuando menos una pared exterior, una pared interior respecto al primer revestimiento de cámara de combustión, una pared interior con respecto al revestimiento de segunda cámara de combustión, una separación intermedia de las corrientes de aire sobre los canales relativos formados por paredes exterior e interior.

1 1. El mezclador de aire de dilución de conformidad con la reivindicación 10, caracterizado porque una pared exterior superpuesta forma un canal para al menos un flujo de aire que se deriva del revestimiento de la segunda cámara de combustión o para al menos un flujo de aire que deriva de la primer cámara de combustión.

12. El mezclador de aire de dilución de conformidad con una o más de las reivindicaciones 10, 11, caracterizado porque los canales operan en forma autónoma o entre sí en una conexión interdependiente.

13. El mezclador de aire de dilución de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones 10 a 12, caracterizado porque el mezclador de aire de dilución se coloca intermedio entre la primera y segunda cámaras de combustión.

14. El mezclador de aire de dilución de conformidad con una de las reivindicaciones 10 a 13, caracterizado porque el mezclador de aire de dilución comprende además suministrar aire adicional de la cámara impelente de la turbina de gas que soporta el aire de enfriamiento de revestimiento en la segunda cámara de combustión.

15. El mezclador de aire de dilución de conformidad con una de las reivindicaciones 10 a 14, caracterizado porque el mezclador de aire de dilución se proporciona con aberturas como orificios de formación laminar para la inyección de un flujo de aire excrecente o prescindible corriente abajo de las múltiples hileras de orificios en la dirección de flujo del gas caliente desde una cámara de combustión y/o en la dirección periférica.

16. Una cámara de combustión para operar un sistema de combustión secuencial de una turbina de gas de acuerdo con una o más de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizada porque al menos una cámara de combustión comprende un quemador que consiste de cuerpos de cono parcial huecos que constituyen un cuerpo completo, con ranuras para entrada de aire tangencial y canales de alimentación para combustibles gaseosos y líquidos, en donde los ejes centrales de los cuerpos de conos parciales huecos tienen un ángulo de cono que aumenta en la dirección de flujo y corre en la dirección longitudinal a un desplazamiento mutuo, en donde una boquilla de combustible, esta inyección de combustible se ubica a la mitad de la línea de conexión de los ejes centrales mutuamente desplazados de los cuerpos de conos parciales, se coloca en la cabeza del quemador en el interior cónico formado por los cuerpos de conos parciales.

17. Una cámara de combustión para operar un sistema de combustión secuencial de una turbina de gas de acuerdo con una o más de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizada porque al menos una cámara de combustión comprende un quemador para un flujo de aire de combustión y medios para inyectar combustible, sustancialmente consiste de un generador de torbellino, que consiste sustancialmente de cuerpos de conos parciales huecos que constituyen un cuerpo completo, que tienen ranuras de entrada de aire tangenciales y canales de alimentación para combustibles gaseosos y líquidos, en donde los ejes centrales de los cuerpos de conos parciales huecos tienen un ángulo de cono que aumenta en la dirección de flujo y corre en la dirección longitudinal en un desplazamiento mutuo, en donde una boquilla de combustible, esta inyección de combustible se ubica a la mitad de la línea de conexión de los ejes centrales mutuamente desplazados de los cuerpos de conos parciales, se coloca en la cabeza de quemador en el interior cónico formado por los cuerpos de conos parciales por igual una ruta de mezclado que se proporciona corriente abajo del generador de torbellino, en donde la ruta de mezclado comprende ductos de transacción que se extienden dentro de una primer parte de la ruta en la dirección de flujo para transferencia de un flujo formado en el generador de torbellino en la sección transversal de flujo de la ruta de mezclado, que se une corriente abajo de los ductos de transición.