RU2447304C2 - Gas turbine plant - Google Patents
Gas turbine plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2447304C2 RU2447304C2 RU2010110568/06A RU2010110568A RU2447304C2 RU 2447304 C2 RU2447304 C2 RU 2447304C2 RU 2010110568/06 A RU2010110568/06 A RU 2010110568/06A RU 2010110568 A RU2010110568 A RU 2010110568A RU 2447304 C2 RU2447304 C2 RU 2447304C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- mixing elements
- mixing
- diffuser
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ) и двигателях (ГТД) с камерами сгорания различной формы, работающих на жидком или газообразном топливе.The invention relates to the field of energy and can be used in gas turbine units (GTU) and engines (GTE) with combustion chambers of various shapes, running on liquid or gaseous fuel.
Известно устройство для сжигания топлива, содержащее камеру сгорания (в том числе для ГТУ), горелку с камерой смешения, каналы подвода топлива и воздуха, диск, установленный вокруг камеры смешения и имеющий осевые отверстия для подачи воздуха в камеру сгорания, при этом камера смешения горелки выполнена в виде диффузора, на входе которого соосно расположен цилиндрический насадок для подвода топлива, щиток-насадок, расположенный вокруг выходной части камеры смешения и выступающий над ее торцом на величину не менее величины диаметра ее выходной части, при этом осевые отверстия в диске расположены внутри щитка-насадка (Патент РФ №2199698, кл. F23C 11/00, 2003 г.).A device for burning fuel containing a combustion chamber (including for gas turbine engines), a burner with a mixing chamber, fuel and air supply channels, a disk mounted around the mixing chamber and having axial openings for supplying air to the combustion chamber, the burner mixing chamber is known made in the form of a diffuser, at the input of which a cylindrical nozzle for supplying fuel is coaxially located, a nozzle shield located around the output part of the mixing chamber and protruding above its end by an amount not less than the diameter of its outlet discharge portion, and the axial holes in the disc are located inside the panel-attachment (RF patent №2199698, cl. F23C 11/00, 2003).
Недостатком этого устройства является загромождение щитком-насадком каналов для внедрения вторичного воздуха в зону горения, что при сравнительно «коротких» (небольшой длины проточной части) кольцевых камерах сгорания не позволяет обеспечить качественное перемешивание продуктов сгорания с воздухом, а следовательно, равномерное температурное поле по высоте лопатки турбины из-за малых значений времени пребывания продуктов сгорания в проточной части камеры сгорания и глубины внедрения вторичного воздуха в продукты сгорания.The disadvantage of this device is clutter with a shield-nozzle of channels for introducing secondary air into the combustion zone, which with relatively “short” (small length of the flow part) annular combustion chambers does not allow for high-quality mixing of the combustion products with air, and therefore, a uniform temperature field in height turbine blades due to the small values of the residence time of the combustion products in the flow part of the combustion chamber and the depth of introduction of secondary air into the combustion products.
Известно устройство для сжигания топлива с воздухом, содержащее камеру сгорания с фронтовым устройством (в том числе для ГТУ), горелку с камерой смешения, примыкающую к камере сгорания, каналы подвода топлива и воздуха, при этом горелка снабжена диском, установленным вокруг камеры смешения и имеющим осевые отверстия для подачи воздуха в камеру сгорания, камера смешения по линии течения воздуха выполнена в виде диффузора, на входе которого соосно расположен цилиндрический насадок для подвода топлива, а отверстия для подачи вторичного воздуха в зону горения выполнены на расстоянии, равном 5-8 диаметрам выходного сечения камеры смешения (Патент РФ №2098717, кл. F23С 11/00, 1997).A device for burning fuel with air, containing a combustion chamber with a front-end device (including for gas turbine engines), a burner with a mixing chamber adjacent to the combustion chamber, fuel and air supply channels, the burner is provided with a disk mounted around the mixing chamber and having axial holes for supplying air to the combustion chamber, the mixing chamber along the air flow line is made in the form of a diffuser, at the inlet of which a cylindrical nozzle for supplying fuel is coaxially located, and the holes for supplying secondary air the ear into the combustion zone is made at a distance equal to 5-8 diameters of the output section of the mixing chamber (RF Patent No. 2098717, CL F23C 11/00, 1997).
Недостатком известного решения является то, что при небольшой величине перепада давления между полостями компрессора и камеры сгорания, составляющей 1-1,2% от давления после компрессора, из-за малого внедрения воздуха в продукты сгорания подачей вторичного воздуха на расстоянии 5-8 диаметров выходного сечения камеры смешения, не обеспечивается равномерное температурное поле перед сопловым аппаратом турбины.A disadvantage of the known solution is that with a small pressure drop between the compressor cavities and the combustion chamber, comprising 1-1.2% of the pressure after the compressor, due to the small introduction of air into the combustion products by supplying secondary air at a distance of 5-8 outlet diameters section of the mixing chamber, a uniform temperature field in front of the nozzle apparatus of the turbine is not provided.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является газотурбинная установка, содержащая расположенные на одном валу турбину и компрессор, сообщенная выходом с входом в турбину, а входом с выходом из компрессора камеру сгорания с топливными форсунками, выполненными с каналом течения воздуха в виде диффузора с углом конусности 6-12° и каналом течения топлива в виде цилиндрического насадка, соосно расположенного во входной части диффузора, магистраль подачи топлива, соединенную с форсунками (Патент РФ №2107178, кл. F02С 7/22, 1998 г. - прототип).The closest in technical essence to the present invention is a gas turbine installation containing a turbine and a compressor located on one shaft, communicated with an outlet with an entrance to the turbine, and an inlet with an exit from the compressor, a combustion chamber with fuel nozzles made with an air flow channel in the form of a diffuser with an angle taper 6-12 ° and a fuel flow channel in the form of a cylindrical nozzle coaxially located in the inlet part of the diffuser, a fuel supply line connected to the nozzles (RF Patent No. 2107178, class F02 7/22, 1998 - the prototype).
Недостатком известного решения является то, что в нем отсутствует возможность организации процесса горения с форсунками (горелками) соплового типа в камерах сгорания различной формы. В результате при модернизации существующих камер сгорания или при создании новых конструкций камер сгорания ГТУ (ГТД) может иметь место высокая неравномерность температурного поля перед турбиной и большая эмиссия вредных выбросов. В указанной геометрии форсунки (горелки) не обеспечивается целостность материальной части (подгорает ее выходная часть) из-за отсутствия защиты выходного торца диффузора от обратных токов. Отсутствует высокая полнота сгорания топлива из-за некачественного перемешивания жидкого топлива с воздухом в диффузоре, так как часть капель попадает на его коническую поверхность, коагулируются и струйкой стекают в камеру сгорания без качественного распыла. Кроме того, данное техническое решение не позволяет организовать работу ГТУ на газообразном топливе.A disadvantage of the known solution is that it lacks the possibility of organizing a combustion process with nozzle-type nozzles (burners) in combustion chambers of various shapes. As a result, when modernizing existing combustion chambers or when creating new designs of gas turbine combustion chambers (gas turbine engines), there may be a high non-uniformity of the temperature field in front of the turbine and a large emission of harmful emissions. In the specified geometry of the nozzle (burner), the integrity of the material part is not ensured (its output part burns out) due to the lack of protection of the output end of the diffuser against reverse currents. There is no high completeness of fuel combustion due to poor-quality mixing of liquid fuel with air in the diffuser, since part of the droplets fall on its conical surface, coagulate and flow down the stream into the combustion chamber without a high-quality spray. In addition, this technical solution does not allow to organize the work of gas turbines on gaseous fuels.
Технической задачей данного изобретения является совершенствование газотурбинной установки с камерой сгорания различной формы и смесительными элементами соплового типа, работающими как на жидком (форсунки), так и на газообразном (горелки) видах топлива, в части повышения экономичности, создания равномерного температурного поля перед сопловым аппаратом турбины и снижения вредных выбросов по оксидам азота NOx и окислам углерода СО.The technical task of this invention is to improve a gas turbine installation with a combustion chamber of various shapes and nozzle-type mixing elements operating both on liquid (nozzles) and gaseous (burners) fuels, in terms of increasing efficiency, creating a uniform temperature field in front of the turbine nozzle apparatus and reducing harmful emissions of nitrogen oxides NOx and carbon monoxide CO.
Поставленная задача достигается тем, что в предлагаемой газотурбинной установке, содержащей турбину и компрессор, расположенные на одном валу, камеру сгорания, сообщенную выходом с входом в турбину и входом с выходом из компрессора и снабженную смесительными элементами, выполненными с каналом течения воздуха в виде диффузора с углом конусности 6-12° и каналом течения топлива в виде цилиндрического насадка, соосно расположенного во входной части диффузора, магистраль подачи топлива, соединенную с цилиндрическими насадками, и систему управления, снабженную запорной арматурой и запальным устройством, согласно изобретению смесительные элементы размещены, как минимум, в два ряда по кольцу кольцевой камеры сгорания или по концентрическим окружностям на камере сгорания трубчато-кольцевой формы, при этом смесительные элементы расположены на расстоянии не более трех диаметров выходной части диффузора, а между ними и вокруг выполнены отверстия для прохода воздуха, причем часть цилиндрических насадков смесительных элементов объединены в отдельные блоки с магистралью подачи топлива в виде коллектора, на входе которых установлены дросселирующие элементы. Как минимум, четыре смесительных элемента смонтированы в отдельные блоки, расположенные по концентрическим окружностям на камере сгорания трубчато-кольцевой формы или по окружности в камере сгорания кольцевой формы, в которой между рядами смесительных элементов от поверхности топливного коллектора блока до поверхности фронтового устройства камеры установлена разделительная перегородка. Блоки со смесительными элементами, имеющие запорную арматуру, расположены последовательно с блоками без запорной арматуры. Дросселирующие элементы магистралей подачи топлива к блокам выполнены при использовании газообразного топлива в виде сопел с критическими параметрами течения в каналах, проходные сечения которых выполнены идентичными, а при использовании жидкого топлива в виде диафрагм, отверстия которых тарированные по гидравлическому сопротивлению для заданного расхода топлива. Запальное устройство смонтировано вблизи блока смесительных элементов без запорной арматуры и снабжено камерой смешения, в которой образуется топливовоздушная смесь, и электрической свечой, установленной после камеры смешения, при этом камера смешения выполнена в виде инжекционной горелки для газообразного топлива или в виде локального пористого объема для жидкого топлива и сообщена со стороны входа непосредственно с полостью после компрессора и через запорный орган с топливным коллектором, а со стороны выхода с полостью камеры сгорания. Диффузор смесительного элемента при подаче топлива в жидком виде выполнен с кольцевой щелью, расположенной на участке с площадью проходного сечения, превышающей в 3-4 раза площадь минимального проходного сечения входной части диффузора и сообщенной с полостью после компрессора. Диффузор смесительного элемента выполнен с пазами, расположенными на наружной поверхности его выходного участка.The problem is achieved in that in the proposed gas turbine installation containing a turbine and a compressor located on the same shaft, a combustion chamber communicated with an outlet with an entrance to the turbine and an entrance with an exit from the compressor and equipped with mixing elements made with an air flow channel in the form of a diffuser with a taper angle of 6-12 ° and a fuel flow channel in the form of a cylindrical nozzle coaxially located in the inlet part of the diffuser, a fuel supply line connected to cylindrical nozzles, and a control system According to the invention, the mixing elements are arranged in at least two rows along the ring of the annular combustion chamber or along concentric circles on the combustion chamber of a tubular-annular shape, while the mixing elements are located at a distance of not more than three outlet diameters parts of the diffuser, and between them and around the holes are made for the passage of air, and part of the cylindrical nozzles of the mixing elements are combined into separate blocks with a supply line t fuel in the form of a collector, at the entrance of which throttling elements are installed. At least four mixing elements are mounted in separate blocks located in concentric circles on a tubular-annular combustion chamber or circumferentially in an annular combustion chamber, in which a dividing wall is installed between the rows of mixing elements from the surface of the fuel manifold of the block to the surface of the front of the chamber . Blocks with mixing elements having shutoff valves are arranged in series with blocks without shutoff valves. The throttling elements of the fuel supply lines to the blocks are made using gaseous fuel in the form of nozzles with critical flow parameters in the channels, the flow sections of which are identical, and when using liquid fuel in the form of diaphragms, the openings of which are calibrated by hydraulic resistance for a given fuel consumption. The ignition device is mounted near the block of mixing elements without shutoff valves and is equipped with a mixing chamber, in which the air-fuel mixture is formed, and an electric candle installed after the mixing chamber, the mixing chamber being made in the form of an injection torch for gaseous fuel or in the form of a local porous volume for liquid fuel and communicated from the inlet side directly with the cavity after the compressor and through the shut-off element with the fuel manifold, and from the outlet side with the chamber cavity Ania. The diffuser of the mixing element when supplying fuel in liquid form is made with an annular gap located in the area with the passage area exceeding 3-4 times the area of the minimum passage section of the inlet part of the diffuser and communicated with the cavity after the compressor. The diffuser of the mixing element is made with grooves located on the outer surface of its outlet section.
Размещение смесительных элементов по концентрическим окружностям в камере сгорания трубчато-кольцевой формы или, как минимум, в два ряда по кольцу в газотурбинной установке с камерой сгорания кольцевой формы достигнуто равномерное распределение зон горения по сечению камер сгорания различного конструктивного исполнения. Размещение смесительных элементов по концентрическим окружностям может быть по различной схеме, а именно с монтажом элемента на оси камеры и без элемента на оси камеры. Размещение смесительных элементов в рядах может быть как в «шахматном» порядке, так и напротив друг другу. Наиболее эффективно, с точки зрения повышения качества смешения горячих и холодных потоков «шахматное» расположение, но в ряде случаев из-за малых габаритах камеры сгорания и конечного числа блоков это техническое решение приводит к уменьшению расстояния между смесительными элементами, что нежелательно. Указанные компоновки смесительных элементов относительно друг друга, кроме того, обеспечивают симметричность подвода воздуха между смесительными элементами и равномерные тепловые потоки относительно стенок камеры сгорания. Это, в конечном счете, позволяет получить более высокую степень равномерности температурного поля по сечению камеры сгорания перед сопловым аппаратом турбины. Расстояние между смесительными элементами в ряду и между рядами, равное не более трех диаметров их выходной части принято с учетом известной рекомендации для надежного переброса пламени с одного смесительного элемента на другой. Подача воздуха через отверстия между смесительными элементами параллельно горячему потоку организована с целью усиления внедрения вторичного воздуха в продукты сгорания, что обеспечивает более качественный процесс перемешивания холодных и горячих потоков. Объединение смесительных элементов в отдельные блоки и их расположение по концентрическим окружностям в камере сгорания трубчато-кольцевой формы или по окружности в камере сгорания кольцевой формы выполнено с учетом традиционных конструктивных схем камер сгорания и возможной реализации гибкой системы подключения смесительных элементов на режиме запуска. Более того, при больших габаритах камеры сгорания трубчато-кольцевой формы данное техническое решение обеспечивает равномерное распределение зон горения по сечению камеры, а следовательно, равномерное поле температуры перед турбиной. С перегородкой между рядами смесительных элементов обеспечивается лучшее распределение подвода воздуха к смесительным элементам. С целью снижения температуры в зоне горения на номинальном режиме блоки могут быть выполнены с большим количеством смесительных элементов, чем требуется для надежного воспламенения на запуске. В этом случае на запуске ГТУ в момент зажигания или на начальном этапе выхода на основной режим с помощью запорной арматуры топливо необходимо подавать не на все горелки. При этом блоки со смесительными элементами, имеющие запорную арматуру, с целью надежного переброса пламени следует располагать последовательно с блоками без запорной арматуры, а в районе последних устанавливать запальное устройство. Данное техническое решение, как известно, позволяет уменьшить вредные выбросы по оксидам азота NOx и окислам углерода СО за счет организации начала горения на основных режимах работы ГТУ с большим коэффициентом избытка воздуха (с меньшей температурой). Дросселирующие элементы магистралей подачи топлива к блокам обеспечивают равномерное распределение количества топлива по блокам, что улучшает температурную диаграмму по окружности турбины. Для газообразного топлива дросселирующие элементы выполнены в виде сопел с критическими параметрами течения в идентичных каналах, а для жидкого топлива - в виде диафрагм, настроенных на заданный расход. Применение диффузора в качестве устройства распыливания жидкого топлива из-за образования жидкой пленки на стенках диффузора в ряде случаях приводит на определенных режимах работы ГТУ к не совсем желаемым результатам (к снижению полноты сгорания топлива и подгару выходной части диффузора). Для исключения подгара организовано охлаждение путем выполнения на наружной поверхности диффузора пазов для прохода воздуха, а для исключения образования жидкой пленки диффузор выполнен с кольцевой щелью, через которую подается воздух для сдува жидкой пленки с его стенки. Место расположения кольцевой щели при отношении площадей F2/F1=3-4 выбрано на участке, где имеется достаточная величина скорости воздуха для вторичного распыла жидкости. Система управления, с целью обеспечения надежного воспламенения топливовоздушной смеси на запуске при различных конструктивных решениях смесительных элементов, снабжена автономным запальным устройством, которое для надежного воспламенения расположено вблизи блоков без запорной арматуры. С целью качественного образования топливовоздушной смеси для ее поджига от электрической свечи при разных видах топлива, автономное запальное устройство выполнено с камерой смешения в виде инжекционной горелки для газообразного топлива или в виде локального пористого объема для жидкого топлива. Камера смешения запального устройства сообщена со стороны входа непосредственно с полостью после компрессора и через запорный орган с магистралью подачи топлива, а со стороны выхода с полостью камеры сгорания и с полостью, где установлена электрическая свеча.The placement of the mixing elements in concentric circles in a combustion chamber of a tubular-annular shape, or at least in two rows along a ring in a gas turbine installation with a circular-shaped combustion chamber, a uniform distribution of the combustion zones over the cross section of the combustion chambers of various designs is achieved. The placement of the mixing elements in concentric circles can be in a different pattern, namely with the installation of the element on the camera axis and without the element on the camera axis. The placement of the mixing elements in the rows can be either in a “checkerboard” order, or opposite to each other. The chessboard arrangement is most effective from the point of view of improving the quality of mixing hot and cold flows, but in some cases, due to the small dimensions of the combustion chamber and the finite number of blocks, this technical solution reduces the distance between the mixing elements, which is undesirable. These layouts of the mixing elements relative to each other, in addition, ensure the symmetry of the air supply between the mixing elements and uniform heat flux relative to the walls of the combustion chamber. This, ultimately, allows to obtain a higher degree of uniformity of the temperature field over the cross section of the combustion chamber in front of the nozzle apparatus of the turbine. The distance between the mixing elements in the row and between the rows, equal to no more than three diameters of their output part, is taken into account the well-known recommendation for reliable transfer of the flame from one mixing element to another. The air supply through the openings between the mixing elements parallel to the hot stream is organized to enhance the introduction of secondary air into the combustion products, which provides a better process for mixing cold and hot flows. The mixing of the mixing elements into separate blocks and their arrangement along concentric circles in the combustion chamber of a tubular-circular shape or around the circumference in the combustion chamber of a circular shape is made taking into account traditional design schemes of the combustion chambers and the possible implementation of a flexible system for connecting the mixing elements in the start-up mode. Moreover, with the large dimensions of the combustion chamber of a tubular-annular shape, this technical solution ensures uniform distribution of the combustion zones over the chamber cross section, and therefore, a uniform temperature field in front of the turbine. With a partition between the rows of mixing elements, a better distribution of the air supply to the mixing elements is ensured. In order to reduce the temperature in the combustion zone at the nominal mode, the blocks can be made with a larger number of mixing elements than is required for reliable ignition at the start. In this case, at the start of the gas turbine at the time of ignition or at the initial stage of reaching the main mode using shutoff valves, it is not necessary to supply fuel to all burners. In this case, blocks with mixing elements having shutoff valves, in order to reliably transfer the flame, should be arranged in series with blocks without shutoff valves, and in the area of the latter, install a ignition device. This technical solution, as you know, allows you to reduce harmful emissions from nitrogen oxides NOx and carbon monoxide CO by organizing the start of combustion in the main modes of operation of a gas turbine with a large coefficient of excess air (with a lower temperature). The throttling elements of the fuel supply lines to the blocks provide a uniform distribution of the amount of fuel among the blocks, which improves the temperature diagram around the turbine circumference. For gaseous fuels, the throttling elements are made in the form of nozzles with critical flow parameters in identical channels, and for liquid fuels, in the form of diaphragms configured for a given flow rate. The use of a diffuser as a device for atomizing liquid fuel due to the formation of a liquid film on the walls of the diffuser in some cases leads to certain results at certain GTU operating modes (to reduce the completeness of fuel combustion and burn out the outlet of the diffuser). In order to eliminate burnout, cooling is organized by making grooves on the outer surface of the diffuser for air passage, and to exclude the formation of a liquid film, the diffuser is made with an annular gap through which air is supplied to blow off the liquid film from its wall. The location of the annular gap with the ratio of the areas F 2 / F 1 = 3-4 is selected in the area where there is a sufficient value of the air velocity for the secondary spray of liquid. The control system, in order to ensure reliable ignition of the air-fuel mixture at the start with various design solutions of the mixing elements, is equipped with an autonomous ignition device, which for reliable ignition is located near blocks without shutoff valves. For the purpose of high-quality formation of the air-fuel mixture for ignition from an electric candle with different types of fuel, an autonomous ignition device is made with a mixing chamber in the form of an injection burner for gaseous fuel or in the form of a local porous volume for liquid fuel. The mixing chamber of the ignition device is communicated on the input side directly with the cavity after the compressor and through the shut-off element with the fuel supply line, and on the output side with the cavity of the combustion chamber and with the cavity where the electric candle is installed.
Предлагаемая газотурбинная установка изображена отдельными фрагментами на чертежах фиг.1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 и 8.The proposed gas turbine installation is depicted in separate fragments in the drawings of figures 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 and 8.
На фиг.1 схематично представлена газотурбинная установка по предложенному техническому решению.Figure 1 schematically shows a gas turbine installation according to the proposed technical solution.
На фиг.2 схематично представлен фрагмент установки для варианта двухрядного монтажа смесительных элементов в кольцевой камере сгорания при кольцевом контуре их расположения.Figure 2 schematically shows a fragment of the installation for a variant of two-row installation of mixing elements in an annular combustion chamber with an annular contour of their location.
На фиг.3 схематично представлен фрагмент установки для варианта двухрядного монтажа смесительных элементов в кольцевой камере сгорания, при их монтаже в отдельные блоки и расположении в «шахматном» порядке.Figure 3 schematically shows a fragment of the installation for a variant of two-row installation of mixing elements in an annular combustion chamber, when installed in separate blocks and arranged in a "checkerboard" order.
На фиг.4 схематично представлен смесительный элемент соплового типа (форсунка) с двухконтурным распылом жидкого топлива.Figure 4 schematically shows a nozzle-type mixing element (nozzle) with a dual-circuit spray of liquid fuel.
На фиг.5 схематично представлен фрагмент установки для варианта расположения отдельных блоков секторами в случае их подключения к магистрале подвода топлива непосредственно и через запорную арматуру.Figure 5 schematically shows a fragment of the installation for the option of arranging the individual blocks by sectors if they are connected to the fuel supply line directly and through shut-off valves.
На фиг.6 представлено конструктивное исполнение запального устройства для газообразного топлива.Figure 6 presents the design of the ignition device for gaseous fuel.
На фиг.7 представлена схема размещения отдельных смесительных элементов в камере сгорания трубчато-кольцевой формы небольшого размера.Figure 7 presents the layout of the individual mixing elements in the combustion chamber of a tubular-annular shape of small size.
На фиг.8 представлена схема расположения отдельных блоков смесительных элементов по концентрическим окружностям в камере сгорания трубчато-кольцевой формы большого размера.On Fig presents a layout of individual blocks of the mixing elements on concentric circles in the combustion chamber of a tubular-annular large shape.
Газотурбинная установка содержит турбину 2 и компрессор 3, расположенные на одном валу 1, камеру сгорания 4, сообщенную выходом с входом в турбину и входом с выходом из компрессора, топливную магистраль 5 и систему управления 6 (см. фиг.1). Камера сгорания 4 содержит фронтовое устройство 7 и смесительные элементы 8. Смесительный элемент выполнен с каналом течения воздуха в виде диффузора 9 с малой конусностью расширяющейся части 6-12 градусов и расположенным во входной части 10 диффузора цилиндрическим насадком 11 для подвода топлива (жидкого или газообразного) из топливной магистрали 5. Конструктивно диффузоры и каналы подвода топлива и воздуха могут быть выполнены как отдельно, так и в одном корпусе. Смесительные элементы 8 в кольцевой камере сгорания располагаются в два ряда с расстоянием между ними L1 и рядами L2, равным не более трех диаметров выходной части диффузора (см. фиг.2). Вокруг смесительных элементов выполнены отверстия 12 (зачерненные на 1/4) для подачи воздуха параллельными (соосными) струями с топливовоздушной смесью, образованной в диффузоре. В зависимости от конструкции камеры сгорания на стенках камеры сгорания на расстоянии L3, как правило, выполняют отверстия 13 для подачи воздуха перпендикулярно топливовоздушным струям, выходящим из диффузора. Расстояние L3 существенно не влияет на процесс смесеобразования и горения, однако относить эти отверстия далеко от смесительных элементов в предложенном техническом решении нежелательно, так как будет уменьшаться длина перемешивания потоков воздуха и продуктов сгорания, а следовательно, увеличиваться неравномерность температурного поля перед сопловым аппаратом турбины. По результатам экспериментальных работ достаточно иметь минимальную величину L3, равную 8-10 диаметрам выходной части диффузора. Каналы подвода топлива могут быть объединены в общий коллектор 14 (см. фиг.1 и 2) или в собственный коллектор 18 (см. фиг.3) при блочном расположении смесительных элементов. Для обеспечения равномерного температурного поля в конце камеры сгорания: смесительные элементы 8 и отверстия между ними расположены симметрично относительно оси 15 проточной части камеры сгорания; магистраль подачи топлива к блокам при использовании газообразного топлива снабжена дросселирующими элементами 16, выполненными в виде сопел с критическими параметрами течения в каналах, проходные сечения которых выполнены идентичными (см. фиг.3), а при использовании жидкого топлива снабжена дросселирующими элементами 16, тарированными по гидравлическому сопротивлению для заданного расхода топлива (см. фиг.2). В зависимости от конструкции корпуса газотурбинной установки, где закрепляются смесительные элементы, последние могут быть объединены по четыре и более в отдельные блоки 17 с собственным топливным коллектором 18 и закрепляться на корпусе 19 газотурбинной установки. Смесительные элементы для жидкого топлива (форсунки) и газообразного топлива (горелки) конструктивно в основном выполняются одинаково. Причем, как показал опыт экспериментальных работ, необходимо на наружной поверхности выходной части диффузоров делать пазы 20 для охлаждения их торцов, а при использовании жидкого топлива и сравнительно низкой температуре воздуха ввести второй контур распыливания 21, позволяющий исключить попадания капель на стенки диффузора и их коагуляции с образованием жидкой топливной пленки (см. фиг.4). Смесительные элементы, как вариант, могут располагаться в «шахматном» порядке для лучшего перемешивания воздуха с продуктами сгорания (см. фиг.3). При этом пространство между рядами смесительных элементов от коллектора до фронтового устройства разделено перегородкой 22. Назначение перегородки - создать равномерный подвод воздуха к соплам смесительных элементов и отверстиям между ними. Необходимость в наличии перегородки и величины расстояния ее от смесительных элементов следует определять и выбирать исходя из конструктивных особенностей фронтового устройства камеры сгорания и конструктивного исполнения выходного устройства компрессора. То есть тогда когда имеет место большой переток воздуха между смесительными элементами на противоположную сторону. Такой характер течения воздуха имеет место из-за подвода воздуха, например, к кольцевой камере сгорания от осевого компрессора только со стороны одной ее стенки, и, как показали экспериментальные работы, значительно изменяет коэффициент расхода через все проходные сечения. Оптимальное решение по месту расположения этой перегородки симметричное ее расположение относительно смесительных элементов. При достаточной ширине фронтового устройства в качестве перегородки может быть установлен дополнительный ряд смесительных элементов. В предлагаемом устройстве может быть реализован также поочередный подвод топлива к смесительным элементам по мере уровня выхода ГТУ на номинальный режим. Конструктивно это новое техническое решение выполняется с помощью запорной арматуры 13 (с ручным, электрическим или пневматическим приводом), установленной на магистрали подвода топлива от коллектора 14 к смесительным элементам, закрепленным на корпусе 19. При этом блоки, которые подключены непосредственно к магистрали или через запорную арматуру, следует располагать последовательно, как показано на фиг.5. Данная схема расположения блоков включает в себя схему расположения запального устройства 23 (см. фиг.6), а именно запальное устройство устанавливается, где блок подключается к магистрали подачи топлива непосредственно (без запорной арматуры). Реализация данного технического решения позволяет организовать надежный запуск ГТУ на меньшем числе смесительных элементов, а на основных режимах работы ГТУ организовать процесс горения с большим их числом, то есть с меньшей температурой сгорания топлива в локальных объемах. Количество смесительных элементов на камере сгорания ограничивается в основном геометрией фронтового устройства и коэффициентом избытка воздуха в смесительных элементах на всех режимах работы ГТУ. С одной стороны, он должен быть больше единицы, а с другой стороны, не должен превышать, например, величины 1,8 для топливовоздушной смеси, образованной компонентами воздух+природный газ, так как с большей величиной «бедная» смесь неустойчиво или вообще не горит. Последовательное подключение смесительных элементов на переходных режимах работы ГТУ позволяет организовать устойчивое горение на максимальном режиме с коэффициентом избытка воздуха вблизи значения 1,8 и обеспечить наиболее эффективный процесс перемешивания горячего потока с воздухом на меньшей длине камеры сгорания, а следовательно, повысить равномерность температурного поля перед сопловым аппаратом турбины. Для надежного зажигания топливовоздушной смеси в камере сгорания любой формы при запуске ГТУ применено специальное автономное запальное устройство 23 (см. фиг.6) с камерой смешения 24, в которой образуется топливовоздушная смесь, и электрической свечой 25, установленной после камеры смешения, при этом камера смешения выполнена для газообразного топлива в виде инжекционной горелки 26, а для жидкого топлива в виде локального пористого объема (на фиг.6 не показано). В качестве пористого материала может быть использована пористая керамика или асбестовый шнур. В свою очередь, камера смешения 24 со стороны входа сообщена непосредственно с полостью 27 подвода воздуха к камере от компрессора и через запорный орган 13 с топливным коллектором 5, а со стороны выхода сообщена с полостью 28 камеры сгорания. При этом в районе выхода топливовоздушной смеси из камеры смешения организована полость, где установлена электрическая свеча 25. Решение использовать в камере смешения пористый объем обусловлен тем, что при очень малых расходах жидкого топлива возможна проблема с его распыливанием и образованием топливовоздушной смеси. В предложенном техническом решении воздух, проходя через смоченную жидким топливом среду, насыщается парами топлива и тем самым образует смесь, готовую к воспламенению.The gas turbine installation contains a
Газотурбинная установка, выполненная с трубчато-кольцевой камерой сгорания, имеет аналогичные элементы и линии соединения по сравнению с камерой сгорания кольцевой формы. Отличаются они в зависимости от размера камер другой схемой расположения смесительных элементов 8 по сечению камеры сгорания. В трубчато-кольцевой камере сгорания небольшого размера 30 (см. фиг.7) смесительные элементы расположены по концентрическим окружностям 31, а в кольцевой - как минимум, в два ряда. В трубчато-кольцевой камере сгорания большого размера 29 (см. фиг.8) смесительные элементы объедены в отдельные блоки 17, но эти блоки также расположены по концентрическим окружностям 31, а в кольцевой - по окружности.A gas turbine installation made with a tube-annular combustion chamber has similar elements and connection lines in comparison with a circular-shaped combustion chamber. They differ depending on the size of the chambers with a different arrangement of the
Газотурбинная установка работает следующим образом.Gas turbine installation operates as follows.
С помощью пневмо- или электростартеров (на чертежах не показано) производится раскрутка ротора с турбиной и компрессором ГТУ. Воздух после компрессора поступает в камеру сгорания, в том числе через отверстия диффузоров смесительных элементов и камеру смешения запального устройства. При определенной величине давления после компрессора подаются напряжение на свечу 25 запального устройства и топливо в цилиндрические насадки 11 смесительных элементов и в камеру смешения запального устройства. Топливо с воздухом смешивается в камере смешения запального устройства и в диффузоре 9 смесительного элемента в соотношении, обеспечивающем устойчивое надежное воспламенение от свечи и устойчивое горение в камере сгорания. Полученные продукты сгорания поступают к турбине по тракту камеры сгорания 4 спутными струями вместе со струями воздуха из отверстий 12 фронтового устройства. Горячий поток, взаимодействуя со струями воздуха, будет по мере движения охлаждаться. В свою очередь, сбоку через отверстия 13 и другие, выполненные на стенках камеры сгорания, подаются струи воздуха перпендикулярно горячему потоку, что способствует также охлаждению продуктов сгорания. Предложенное техническое решение позволяет исключить локальные объемы, в которых может быть повышенная температура. В свою очередь, это уменьшит вредные выбросы, так как известно, что одним из эффективных методов снижения NOx является снижение температуры в зоне горения за счет организации начала горения «бедной» смеси, то есть с коэффициентом избытка воздуха значительно больше единицы. В предложенном техническом решении это реализуется за счет организации запуска на меньшем количестве смесительных элементов путем отключения остальных запорной арматурой по линии топлива. В этом случае на основных режимах работы ГТУ за счет подключения всех смесительных элементов расход топлива в них уменьшится и коэффициент избытка воздуха увеличится, что приведет к снижению температуры горения, а следовательно, к снижению NOx. Следует отметить то, что, несмотря на обратную пропорциональную зависимость оксидов азота и окислов углерода, последнее при реализации предложенных решений также снижается в основном за счет уменьшения времени пребывания продуктов сгорания с высокой температурой, что достигается предварительным до зоны горения качественным образованием топливовоздушной смеси в локальных объемах (в диффузорах). Различные схемы подключения смесительных элементов к магистралям подвода топлива, группировки их в отдельные блоки и расположения в камерах сгорания разной формы принципиально не влияют на принцип работы ГТУ. Единственным условием во всех вариантах должна быть осуществлена определенная последовательность подключения смесительных элементов в работу при выходе установки на номинальный режим. Выключение газотурбинной установки производится прекращением подачи топлива через все смесительные элементы.Using pneumatic or electric starters (not shown in the drawings), a rotor with a turbine and a gas turbine compressor is unwound. The air after the compressor enters the combustion chamber, including through the openings of the diffusers of the mixing elements and the mixing chamber of the ignition device. At a certain pressure value after the compressor, voltage is supplied to the
Применение равномерного расположения зон горения сопловыми смесительными элементами относительно осей симметрии камер сгорания различной формы, организация равномерной подачи вторичного воздуха по сечению камеры сгорания, внедрение специального автономного запального устройства и модернизация смесительных элементов позволяют: повысить полноту сгорания топлива; уменьшить неравномерность температурного поля по высоте лопаток и по окружности турбины; снизить образование вредных выбросов по оксидам азота и окислам углерода.The use of a uniform arrangement of the combustion zones with nozzle mixing elements relative to the axis of symmetry of the combustion chambers of various shapes, the organization of uniform supply of secondary air over the cross section of the combustion chamber, the introduction of a special autonomous ignition device and the modernization of the mixing elements allow: to increase the completeness of fuel combustion; reduce the unevenness of the temperature field along the height of the blades and around the circumference of the turbine; reduce the formation of harmful emissions from nitrogen oxides and carbon oxides.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010110568/06A RU2447304C2 (en) | 2010-03-19 | 2010-03-19 | Gas turbine plant |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010110568/06A RU2447304C2 (en) | 2010-03-19 | 2010-03-19 | Gas turbine plant |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010110568A RU2010110568A (en) | 2011-09-27 |
| RU2447304C2 true RU2447304C2 (en) | 2012-04-10 |
Family
ID=44803544
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010110568/06A RU2447304C2 (en) | 2010-03-19 | 2010-03-19 | Gas turbine plant |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2447304C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2561956C2 (en) * | 2012-07-09 | 2015-09-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Gas-turbine combustion system |
| RU2563446C2 (en) * | 2011-04-08 | 2015-09-20 | Альстом Текнолоджи Лтд | Gas-turbine assembly and corresponding operating method |
| RU2630053C2 (en) * | 2012-08-06 | 2017-09-05 | Турбомека | Two-loop module injection tube |
| RU2664904C2 (en) * | 2013-05-13 | 2018-08-23 | Соулар Тербинз Инкорпорейтед | Tapered gas turbine engine liquid gallery |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1498135A (en) * | 1974-03-11 | 1978-01-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Gas turbine engine |
| US4301656A (en) * | 1979-09-28 | 1981-11-24 | General Motors Corporation | Lean prechamber outflow combustor with continuous pilot flow |
| FR2626043A1 (en) * | 1988-01-14 | 1989-07-21 | Gen Electric | TURBULENCE-FUEL INJECTOR FORMATION DEVICE FOR A COMBUSTION ASSEMBLY IN A GAS TURBINE |
| RU2098717C1 (en) * | 1994-02-15 | 1997-12-10 | Конструкторское бюро химавтоматики г.Воронежа | Method and device for burning fuel-air mixture |
| RU2107178C1 (en) * | 1995-10-31 | 1998-03-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Gas-turbine plant (versions) |
| RU2199698C2 (en) * | 2001-02-14 | 2003-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Device for burning of fuel |
-
2010
- 2010-03-19 RU RU2010110568/06A patent/RU2447304C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1498135A (en) * | 1974-03-11 | 1978-01-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Gas turbine engine |
| US4301656A (en) * | 1979-09-28 | 1981-11-24 | General Motors Corporation | Lean prechamber outflow combustor with continuous pilot flow |
| FR2626043A1 (en) * | 1988-01-14 | 1989-07-21 | Gen Electric | TURBULENCE-FUEL INJECTOR FORMATION DEVICE FOR A COMBUSTION ASSEMBLY IN A GAS TURBINE |
| RU2098717C1 (en) * | 1994-02-15 | 1997-12-10 | Конструкторское бюро химавтоматики г.Воронежа | Method and device for burning fuel-air mixture |
| RU2107178C1 (en) * | 1995-10-31 | 1998-03-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Gas-turbine plant (versions) |
| RU2199698C2 (en) * | 2001-02-14 | 2003-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Device for burning of fuel |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2563446C2 (en) * | 2011-04-08 | 2015-09-20 | Альстом Текнолоджи Лтд | Gas-turbine assembly and corresponding operating method |
| US10774740B2 (en) | 2011-04-08 | 2020-09-15 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine assembly and corresponding operating method |
| RU2561956C2 (en) * | 2012-07-09 | 2015-09-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Gas-turbine combustion system |
| US9810152B2 (en) | 2012-07-09 | 2017-11-07 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine combustion system |
| RU2630053C2 (en) * | 2012-08-06 | 2017-09-05 | Турбомека | Two-loop module injection tube |
| RU2664904C2 (en) * | 2013-05-13 | 2018-08-23 | Соулар Тербинз Инкорпорейтед | Tapered gas turbine engine liquid gallery |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010110568A (en) | 2011-09-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6282904B1 (en) | Full ring fuel distribution system for a gas turbine combustor | |
| US6446439B1 (en) | Pre-mix nozzle and full ring fuel distribution system for a gas turbine combustor | |
| JP4346724B2 (en) | Combustion device for gas turbine engine | |
| US7581396B2 (en) | Mixer assembly for combustor of a gas turbine engine having a plurality of counter-rotating swirlers | |
| US5361586A (en) | Gas turbine ultra low NOx combustor | |
| US7908863B2 (en) | Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same | |
| RU2534189C2 (en) | Gas turbine combustion chamber (versions) and method of its operation | |
| JP2008039385A (en) | Axially staged combustion system for gas turbine engine | |
| JP6196868B2 (en) | Fuel nozzle and its assembly method | |
| CN102454993A (en) | Fuel nozzle for combustor | |
| CN105051458A (en) | Combustor and gas turbine | |
| JP2011232023A (en) | Pocketed air, and fuel mixing tube | |
| US4237694A (en) | Combustion equipment for gas turbine engines | |
| JP2010261701A (en) | High volume fuel nozzle for turbine engine | |
| US11226094B2 (en) | Burners and methods for use thereof | |
| RU2447304C2 (en) | Gas turbine plant | |
| RU2002134603A (en) | THE IMPROVED COMBINATION OF THE PRELIMINARY MIXING CHAMBER AND THE COMBUSTION CHAMBER WITH A SMALL EMISSION OF EMISSIONS FOR GAS TURBINES OPERATING LIQUID AND LIQUID-LIQUID | |
| KR100679596B1 (en) | Radial inflow dual fuel injector | |
| CA2414034A1 (en) | Improved combination of a premixing chamber and a combustion chamber, with low emission of pollutants, for gas turbines running on liquid and/or gas fuel | |
| CN106196051A (en) | A kind of tubule premixed swirl low stain gas burner | |
| CN106016364A (en) | Unit two-cyclone premixed combustion nozzle for dry-type low-pollution combustion chamber of gas turbine | |
| CN205825112U (en) | A kind of two points of swirl-flow premixed burner noz(zle)s of gas turbine dry low pollution combustor unit | |
| EP2340398B1 (en) | Alternately swirling mains in lean premixed gas turbine combustors | |
| CA2597846A1 (en) | Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine | |
| RU2098719C1 (en) | Power plant gas turbine combustion chamber |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130320 |