RU2471082C2 - Система управления работой газотурбинного двигателя и тепловая электростанция, содержащая такую систему - Google Patents

Система управления работой газотурбинного двигателя и тепловая электростанция, содержащая такую систему Download PDF

Info

Publication number
RU2471082C2
RU2471082C2 RU2011105003/06A RU2011105003A RU2471082C2 RU 2471082 C2 RU2471082 C2 RU 2471082C2 RU 2011105003/06 A RU2011105003/06 A RU 2011105003/06A RU 2011105003 A RU2011105003 A RU 2011105003A RU 2471082 C2 RU2471082 C2 RU 2471082C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
gas turbine
turbine engine
ammonia
supplied
Prior art date
Application number
RU2011105003/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011105003A (ru
Inventor
Норихико НАКАМУРА
Original Assignee
Тойота Дзидося Кабусики Кайся
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Тойота Дзидося Кабусики Кайся filed Critical Тойота Дзидося Кабусики Кайся
Publication of RU2011105003A publication Critical patent/RU2011105003A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2471082C2 publication Critical patent/RU2471082C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/40—Control of fuel supply specially adapted to the use of a special fuel or a plurality of fuels
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/24—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being liquid at standard temperature and pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N1/00—Regulating fuel supply
    • F23N1/002—Regulating fuel supply using electronic means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/36—Supply of different fuels
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N2227/00—Ignition or checking
    • F23N2227/02—Starting or ignition cycles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N2237/00—Controlling
    • F23N2237/08—Controlling two or more different types of fuel simultaneously
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N2241/00—Applications
    • F23N2241/20—Gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/32—Direct CO2 mitigation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y02T50/678—Aviation using fuels of non-fossil origin

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)

Abstract

Система управления работой газотурбинного двигателя и тепловая электростанция, содержащая такой газотурбинный двигатель. В газотурбинный двигатель в качестве топлива может подаваться аммиак и топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака. В рабочей области ухудшенной возгораемости, в которой возгораемость аммиака ухудшается по сравнению со временем нормальной работы газотурбинного двигателя, доля топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в топливе, которое подается в газотурбинный двигатель, увеличивается по сравнению со временем нормальной работы. За счет этого, даже при использовании плохо воспламеняемого аммиака в качестве основного топлива, можно обеспечивать стабильный запуск, работу и остановку газовой турбины при сокращенных выбросах углекислого газа. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Данное изобретение относится к системе управления работой газотурбинного двигателя.
В последнее время глобальное потепление становится все более серьезной проблемой. Его основной причиной считается двуокись углерода CO2 и т.д., выпускаемые в атмосферу из нефти, природного газа и других ископаемых топлив, используемых в больших количествах в качестве источника энергии с начала 20-го столетия. Поэтому ведется поиск способов быстрого сокращения выброса CO2 и других парниковых газов для защиты окружающей среды.
С другой стороны, в результате увеличения потребности в энергии, ископаемые топлива, которые считались ранее неисчерпаемым ресурсом, постепенно истощаются. Цены на ископаемые топлива продолжают повышаться со скоростью, значительно превышающей ожидания. В ближайшем будущем человечеству будет все труднее получать большое количество энергии за счет ископаемого топлива.
В качестве особенно больших потребителей этих быстро истощающихся ископаемых топлив и производителей CO2 следует назвать тепловые электростанции. В настоящее время тепловые электростанции генерируют свыше 70% электрической энергии в мире; однако тепловые электростанции используют природный газ, мазут, уголь и другие ископаемые топлива и тем самым выбрасывают днем и ночью огромные количества CO2.
В настоящее время в качестве приводной мощности для вращения генераторов в тепловых электростанциях применяются в основном газотурбинные двигатели или паросиловые установки. Газотурбинные двигатели являются типом двигателя внутреннего сгорания. В камерах сгорания внутри газотурбинного двигателя непосредственно сжигается топливо для создания имеющего высокую температуру и высокое давление газа, который затем используется для приведения во вращение турбинных лопаток для получения энергии привода. В газотурбинных двигателях в настоящее время в качестве топлива используется в основном природный газ.
С другой стороны, паросиловая установка является типом двигателя внешнего сгорания. Используется котел для сжигания топлива для создания имеющего высокую температуру, высокое давление пара, который затем используется для приведения во вращение турбинных лопаток для отбора приводной мощности. В паросиловой установке в качестве топлива используются в основном мазут и уголь (распыленный уголь). Кроме того, в композитных системах (системах комбинированного типа из газотурбинного двигателя и паросиловой установки) чрезмерное тепло отходящих газов газотурбинного двигателя используется для создания пара, который затем используется для приведения в действие паросиловой установки, в результате чего приводную мощность можно получать как из газотурбинного двигателя, так и паросиловой установки и обеспечивать высокую общую эффективность (см., например, JP 2006-9574 (далее - Документ 1)).
Таким образом, во всех указанных выше системах, используемых в тепловых электростанциях, используется природный газ, мазут, уголь или другое ископаемое топливо. Поэтому в тепловых электростанциях потребляется огромное количество ископаемого топлива и выбрасывается большое количество CO2. Из-за этого для уменьшения выброса CO2 тепловыми электростанциями предлагалось использование поглощающего и отдающего СО2 материала для отделения и возвращения CO2 из отходящих газов, содержащих CO2, которые выбрасываются газотурбинным двигателем (см., например, JP 2000-297656 (далее - Документ 2)).
В качестве фундаментального решения относительно увеличения выброса CO2 и других парниковых газов и истощения ископаемых топлив авторы данного изобретения предлагают преобразование или хранение и использование неисчерпаемой солнечной энергии. В частности, предлагается использование солнечной энергии в качестве первичного источника энергии для получения чистого аммиака из воды и воздуха, транспортировку этого аммиака в зону конечного потребления и использование аммиака в зоне конечного потребления для получения энергии.
Возможны различные способы использования аммиака в конечной зоне потребления. В качестве одной из них можно назвать использование в тепловой электростанции. При использовании аммиака в качестве топлива в тепловой электростанции вообще не выбрасывается CO2, так что можно резко сократить выброс CO2. Кроме того, можно решать проблему резкого повышения потребности в электроэнергии в будущем, без потребления стремительно истощающихся ископаемых топлив. Поэтому основной целью данного изобретения является создание газотурбинного двигателя, паросиловой установки и т.д. для тепловой электростанции, в которой в качестве топлива используется аммиак вместо ископаемых топлив, которые используются в настоящее время в качестве топлива, и в которой за счет этого подавляется создание СО2 и потребление ископаемых топлив.
Аммиак, как показывает его молекулярная формула NH3, содержит большое количество водорода (около 18% по весу) и при полном сжигании превращается в воду и азот. CO2 совсем не образуется. Однако аммиак является не воспламеняемым веществом, так что его не просто сжигать. Минимальная энергия зажигания, которая требуется для сжигания, составляет 8 мДж или примерно в 30 раз выше, чем для бензина. Кроме того, температура самозажигания составляет 650°С или выше, и тем самым он является экстремально стабильным. Кроме того, даже после зажигания, скорость сгорания составляет 1,5 см/с или 1/40 скорости сгорания бензина. Диапазон воспламеняемости (диапазон концентрации, в котором возможно сгорание) также чрезвычайно узок и составляет от 15% до 28%. Поэтому аммиак является веществом, которое чрезвычайно трудно сжигать. Поэтому он вовсе не использовался в прошлом в качестве топлива для газотурбинного двигателя и т.д.
Когда желательно использовать не воспламеняемый аммиак в качестве топлива, вызывая его сгорание, то наиболее это трудно при запуске газотурбинного двигателя и сразу после него. Во время запуска газотурбинного двигателя или сразу после него температура камер сгорания или других компонентов газотурбинного двигателя и температура подаваемого воздуха низка и легко происходит неполное сгорание. В качестве причин для такого легкого возникновения неполного сгорания можно назвать в основном две следующие причины.
Первой причиной является однообразие смеси топлива и воздуха. Для обеспечения полного сгорания смеси топлива и воздуха необходимо испарять жидкое топливо для перевода его в газообразное состояние и для равномерного его смешивания с подаваемым воздухом. Сначала для испарения жидкого топлива необходимо отбирать тепло испарения из окружения, однако в это время, если температура камер сгорания или других компонентов является низкой, то жидкое топливо не получает достаточного тепла. Поэтому, если температура компонентов является низкой, то жидкое топливо не полностью испаряется и не может быть получена смесь топливного газа и воздуха.
Тепло испарения, которое требуется во время испарения, различно в зависимости от топлива. Аммиак испаряется при атмосферном давлении при -33,5°С и изменяется из жидкости в газ, однако тепло испарения, которое требуется в это время, является чрезвычайно большим и составляет 1371 кДж/кг или в 4 раза больше, чем для сжиженного природного газа, нефти или другого ископаемого топлива. Таким образом, тепло испарения аммиака чрезвычайно велико, так что в холодном состоянии камеры сгорания и подаваемый воздух в конечном итоге охлаждаются и в смесь топлива и воздуха не может отдаваться достаточное количество тепла. Поэтому испарение аммиака становится недостаточным и однообразие смеси топлива и воздуха в конечном итоге сильно нарушается.
Второй причиной является узкий диапазон воспламеняемости аммиака. Если бы удалось расширить диапазон воспламеняемости подобно природному газу и т.д., то даже при некоторой потере однообразия, смесь топлива и воздуха можно было бы сжигать. Однако диапазон воспламеняемости аммиака является узким, так что при неравномерности смеси топлива и воздуха возникает много зон неполного сгорания и непрерывное сгорание затрудняется.
Кроме того, если желательно использовать не воспламеняемый аммиак в качестве топлива, то сгорание топлива также затрудняется перед остановкой газотурбинного двигателя и т.д. То есть, как раз перед остановкой газотурбинного двигателя необходимо постепенно уменьшать количество подаваемого топлива; однако при постепенном уменьшении подачи топлива, за счет действия потери тепла и тепла испарения аммиака, температура газа сгорания постепенно снижается. Поэтому аммиак недостаточно испаряется и легко нарушается однообразие смеси топлива и воздуха. Кроме того, диапазон воспламеняемости изменяется в соответствии с температурой смеси топлива и воздуха. Если смесь топлива и воздуха имеет высокую температуру, то диапазон воспламеняемости становится несколько шире, но если температура газа сгорания постепенно падает, то диапазон воспламеняемости смеси топлива и воздуха сужается и происходит неполное сгорание.
Таким образом, при использовании не воспламеняемого аммиака в качестве топлива, неполное сгорание происходит в конечном итоге при запуске газотурбинного двигателя или сразу после запуска. При возникновении такого неполного сгорания, большое количество несгоревшего аммиака выбрасывается наружу газотурбинного двигателя.
Кроме того, при попытке использования невоспламеняемого аммиака в качестве топлива, даже во время нормальной работы газотурбинного двигателя и т.д. (то есть, не во время запуска газотурбинного двигателя и т.д., сразу после запуска, перед остановкой и т.д., но при стабильной и равномерной работе газотурбинного двигателя), непредвиденные обстоятельства могут нарушать смесь топлива и воздуха, и смесь топлива и воздуха в конечном итоге изменяет концентрацию с выходом из диапазона воспламеняемости. В этом случае также будет происходить неполное сгорание, и резко понижается температура газа сгорания, и большие количества несгоревшего аммиака выбрасываются в окружающую среду.
Таким образом, для обеспечения стабильного сгорания не воспламеняемого аммиака для использования в газотурбинном двигателе, требуется намного больше изобретательности, чем при обычном природном газе, мазуте и других легко горящих ископаемых топливах. Например, необходимо увеличивать силу устройства зажигания или улучшать форму камеры сгорания или форму форсунок для образования более однообразной смеси топлива и воздуха и дополнительно измерять и управлять количеством подаваемого топлива и количеством подаваемого воздуха с более высокой точностью для не выхода из диапазона воспламеняемости. Однако ухудшение сгорания во время запуска из холодного состояния или непосредственно перед остановкой является фундаментальной проблемой использования не воспламеняемого аммиака. Имеются пределы тому, что можно обеспечивать посредством улучшения камер сгорания, форсунок и т.д., и поэтому фундаментальное решение проблемы затруднено.
Задачей данного изобретения является фундаментальное решение этой проблемы, присущей сгоранию аммиака, посредством улучшения способа работы, в частности, за счет создания системы управления работой газотурбинного двигателя, которая обеспечивает стабильный запуск, работу и остановку газотурбинного двигателя, даже при использовании невоспламеняемого аммиака в качестве основного топлива.
Данное изобретение в качестве средства для решения указанных выше проблем предлагает систему управления работой двигателя внутреннего сгорания, описанную в формуле изобретения.
Согласно одному аспекту данного изобретения, предлагается система управления работой газотурбинного двигателя, которая приводится в действие в основном с использованием аммиака в качестве топлива, при этом в рабочей области с ухудшенной возгораемостью, где возгораемость аммиака ухудшается по сравнению с нормальной работой газотурбинного двигателя, доля топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в подаваемом в газотурбинный двигатель топливе увеличивается по сравнению с нормальной работой.
Согласно другому аспекту данного изобретения, топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, является ископаемым топливом.
Согласно другому аспекту данного изобретения, рабочая область с ухудшенной возгораемостью является рабочей областью, в которой испарение аммиака является не полным, когда аммиак подается в газотурбинный двигатель в качестве основного топлива.
Согласно другому аспекту данного изобретения, рабочая область с ухудшенной возгораемостью является рабочей областью, в которой окружающая температура вокруг части сгорания топлива, где сгорает топливо, ниже по сравнению со временем нормальной работы.
Согласно другому аспекту данного изобретения, рабочая область с ухудшенной возгораемостью является рабочей областью во время запуска газотурбинного двигателя или сразу после запуска.
Согласно другому аспекту данного изобретения, рабочая область с ухудшенной возгораемостью является рабочей областью, в которой количество топлива, подаваемого в газотурбинный двигатель, меньше, чем во время нормальной работы.
Согласно другому аспекту данного изобретения, рабочая область с ухудшенной возгораемостью является рабочей областью непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя.
Согласно другому аспекту данного изобретения, при изменении доли топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в топливе, подаваемом в газотурбинный двигатель, топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, которое подается в газотурбинный двигатель, постепенно уменьшается или увеличивается.
Согласно другому аспекту данного изобретения, в рабочей области с ухудшенной возгораемостью в газотурбинный двигатель аммиак не подается.
Согласно другому аспекту данного изобретения, в рабочей области с ухудшенной возгораемостью в газотурбинный двигатель подается лишь топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
Согласно другому аспекту данного изобретения, даже во время нормальной работы в газотурбинный двигатель подается топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
Согласно другому аспекту данного изобретения, во время нормальной работы в газотурбинный двигатель подается количество топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, соответствующее 3-10% полного количества тепла, создаваемого топливом.
Согласно другому аспекту данного изобретения, газотурбинный двигатель снабжен камерой сгорания, в которую подаются топливо и воздух, и в которой смесь топлива и воздуха сжигается, при этом камера сгорания снабжена пилотным входом впрыскивания, который впрыскивает топливо для диффузного сгорания в зону сгорания смеси топлива и воздуха, и несколькими основными входами впрыскивания, которые впрыскивают топливо для сгорания предварительно смешанного топлива в зону сгорания, и аммиак впрыскивается из основных входов впрыскивания, когда в газотурбинный двигатель подается как аммиак, так и топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
Согласно другому аспекту данного изобретения, пилотный вход впрыскивания постоянно подает топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
Согласно другому аспекту данного изобретения, газотурбинный двигатель снабжен камерой сгорания, в которую подается смесь топлива и воздуха, и в которой происходит сгорание этой смеси, при этом камера сгорания снабжена пилотным входом впрыскивания, который впрыскивает топливо для диффузного сгорания в зону сгорания смеси топлива и воздуха, и несколько основных входов впрыскивания, которые впрыскивают топливо для сгорания предварительно смешанного топлива в зону сгорания, и топливо, которое впрыскивается из нескольких основных входов впрыскивания, переключаются ступенчато для каждого основного входа впрыскивания при изменении доли топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в топливе, которое подается в газотурбинный двигатель.
Согласно другому аспекту данного изобретения, предлагается тепловая электростанция, которая снабжена газотурбинным двигателем, управление которым осуществляется с помощью системы управления работой газотурбинного двигателя согласно изобретению.
Согласно данному изобретению, даже при не использовании не воспламеняемого аммиака в качестве основного топлива, предусмотрена система управления работой газотурбинного двигателя, которая обеспечивает стабильный запуск, работу и остановку газотурбинного двигателя.
Эти и другие задачи и признаки изобретения будут очевидны после прочтения последующего описания предпочтительных вариантов его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - вид сбоку газотурбинного двигателя, работой которого управляет система управления согласно изобретению;
фиг.2 - вид в увеличенном масштабе камеры сгорания газотурбинного двигателя;
фиг.3 - график зависимости от времени температуры камеры сгорания, количества подаваемого аммиака и количества подаваемого природного газа во время холодного запуска газотурбинного двигателя и сразу после запуска;
фиг.4 - график зависимости от времени температуры камеры сгорания, количества подаваемого аммиака и количества подаваемого природного газа непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя;
фиг.5 - график зависимости от времени отношения аммиака и природного газа в пилотном топливе и основном топливе во время холодного запуска газотурбинного двигателя и сразу после запуска; и
фиг.6 - график зависимости от времени отношения аммиака и природного газа в пилотном топливе и основном топливе непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя.
Далее приводится подробное пояснение варианта выполнения изобретения со ссылками на чертежи. На фиг.1 схематично показан на виде сбоку газотурбинный двигатель 1, работой которого управляет система управления согласно изобретению. Газотурбинный двигатель 1 согласно этому варианту выполнения используется в тепловой электростанции. Выход газотурбинного двигателя 1 используется для привода генератора (не показано).
В газотурбинном двигателе 1 согласно данному варианту выполнения в качестве топлива используется в основном аммиак, однако структура газотурбинного двигателя 1 в основном та же, что и структура газотурбинного двигателя, в которой в качестве топлива используется природный газ или нефть (называемая в последующем газотурбинным двигателем с использованием природного газа).
Как показано на фиг.1, газотурбинный двигатель 1 снабжен выходным валом 10, кожухом 20, компрессором 30, камерами 40 сгорания и турбиной 50. Выходной вал 10 расположен в кожухе 20 и установлен с возможностью вращения относительно кожуха 20. Кожух 20 имеет всасывающий вход 21 для всасывания воздуха в кожух 20 и выхлопной выход 22 для выброса газа сгорания из внутреннего пространства кожуха 20.
Компрессор 30 предусмотрен внутри кожуха 20 и снабжен множеством расположенных попеременно неподвижных лопаток 31 и подвижных лопаток 32. Неподвижные лопатки 31 компрессора соединены с кожухом 20, в то время как подвижные лопатки 32 компрессора соединены с выходным валом 10. Подвижные лопатки 32 компрессора вращаются относительно неподвижных лопаток 31 компрессора, за счет чего воздух всасывается через всасывающий вход 21 кожуха 20 и сжимается. Внутри кожуха 20 предусмотрена камера 40 сгорания. Детальное описание конфигурации камеры 40 сгорания будет приведено ниже.
Как показано на фиг.1, турбина 50 также расположена внутри кожуха 20 и снабжена множеством расположенных попеременно неподвижных лопаток 51 и подвижных лопаток 52. Неподвижные лопатки 51 турбины соединены с кожухом 20, в то время как подвижные лопатки 52 турбины соединены с выходным валом 10. Газ сгорания, создаваемый за счет сгорания смеси топлива и воздуха в камерах 40 сгорания, проходит через турбину 50, в результате чего подвижные лопатки 52 турбины приводятся во вращение относительно неподвижных лопаток 51 турбины. В результате, на выходном валу 10 создается приводная мощность.
В выполненном так газотурбинном двигателе 1, воздух, всасываемый через всасывающий вход 21 кожуха 20, адиабатически сжимается с помощью компрессора 30. Воздух, температура и давление которого повышается с помощью компрессора 30 (сжатый воздух), протекает в камеры 40 сгорания и образует смесь топлива и воздуха вместе с топливом, которая впрыскивается в камеры 40 сгорания. Эта смесь топлива и воздуха сгорает в камерах 40 сгорания и становится имеющим высокую температуру и высокое давление газом сгорания, который проходит в турбину 50, вызывая вращение подвижных лопаток 52 турбины и генерирование приводной силы. В тепловой электростанции эта приводная сила вращения используется для приведения во вращение генератора с целью генерирования электроэнергии.
На фиг.2 схематично показана в увеличенном масштабе камера 40 сгорания. Стрелками на этом чертеже показаны потоки воздуха и газа сгорания. Как показано на фиг.2, камера 40 сгорания снабжена трубой 41 камеры сгорания и выводящей трубой 42 камеры сгорания, соединенной с трубой 41 камеры сгорания. На центральной оси трубы 41 камеры сгорания расположена пилотная форсунка 43. Вокруг этой пилоткой форсунки 43 расположено несколько основных форсунок 44 предварительного смешивания в окружном направлении с одинаковыми угловыми интервалами. Пилотная форсунка 43 снабжена трубопроводом 43а пилотного топлива, который подает пилотное топливо (топливо для вызывания диффузного сгорания) в пилотную форсунку 43, в то время как основные форсунки 44 предварительного смешивания снабжены трубопроводами 44а основного топлива, которые подают основное топливо (топливо для вызывания предварительно смешанного сгорания) в основные форсунки 44 предварительного смешивания.
Ниже приводится пояснение потоков воздуха и топлива в имеющей такую конфигурацию камере 40 сгорания и режимов сгорания топлива. Воздух, сжатый компрессором 30, как показано стрелкой А на фиг.2, выходит из компрессора 30. Сжатый воздух, выходящий из компрессора 30, проходит через внутреннее пространство кожуха 20 и из открытого конца трубы 41 камеры сгорания внутрь трубы 41 камеры сгорания, затем протекает в пилотную форсунку 43 и основные форсунки 44 предварительного смешивания.
В пилотной форсунке 43 и основных форсунках 44 предварительного смешивания во втекающий сжатый воздух впрыскивается топливо. Таким образом, в форсунках 43 и 44 формируется смесь топлива и воздуха. Смесь топлива и воздуха, которая впрыскивается из входа впрыскивания пилотной форсунки 43, образует пилотное диффузное пламя. Смесь топлива и воздуха, которая впрыскивается из входов впрыскивания основных форсунок 44 предварительного смешивания приходит в контакт с пилотным диффузным пламенем и сгорает с образованием основного пламя. Газ сгорания, получаемый за счет сгорания такой смеси топлива и воздуха, подается через выводящую трубу 42 камеры сгорания в турбину 50, за счет чего турбина 50 приводится во вращение.
Таким образом, структура газотурбинного двигателя 1 в основном та же, что и структура газотурбинного двигателя с использованием природного газа, однако, как указывалось выше, в данном варианте выполнения в качестве топлива используется в основном аммиак, так что структура не полностью одинакова со структурой использующей природный газ газотурбинного двигателя. В частности, структура камеры 40 сгорания газотурбинного двигателя 1 отличается от структуры камеры сгорания, которая используется в газотурбинном двигателе с использованием природного газа.
В частности, размер форсунок для впрыска топлива выполнен больше, чем в газотурбинном двигателе с использованием природного газа. То есть, при изменении топлива с природного газа на аммиак, плотность энергии на единицу объема топлива уменьшается примерно на половину. Поэтому для получения той же энергии сгорания даже при изменении топлива, необходимо увеличивать количество подаваемого топлива в два раза. Кроме того, стехиометрическое соотношение воздуха и топлива для аммиака (доля веса воздуха, включенного в смесь топлива и воздуха, разделенная на вес топлива, смешиваемого с воздухом, при котором теоретически топливо должно полностью сгорать) меньше, чем стехиометрическое соотношение воздуха и топлива для природного газа. Поэтому количество топлива увеличивается для сохранения соотношения воздуха и топлива смеси топлива и воздуха при стехиометрическом соотношении воздуха и топлива даже при смене топлива. Поэтому для обеспечения подачи большего количества топлива необходимо увеличивать размер форсунок, которые впрыскивают топливо, в частности, форсунок предварительного смешивания, или увеличивать количество форсунок.
Кроме того, скорость сгорания аммиака медленнее, чем у природного газа, так что топливная нагрузка (количество тепла, создаваемого посредством сгорания единицы объема в единицу времени) становится меньше. Поэтому для получения того же общего количества создаваемого тепла, как и в случае использования в качестве топлива природного газа, необходимо увеличивать размер камеры 40 сгорания, в частности трубы 41 камеры сгорания.
Таким образом, в данном варианте выполнения обеспечивается оптимальное сгорание аммиака, так что конфигурация камеры 40 сгорания газотурбинного двигателя 1 отличается от конфигурации газотурбинного двигателя с использованием природного газа.
В этом отношении аммиак, как указывалось выше, является не воспламеняемым веществом и не легко горит. За счет использования указанной выше конфигурации камеры 40 сгорания, во время нормальной работы газотурбинного двигателя (т.е. не во время запуска газотурбинного двигателя и т.д., сразу после запуска, непосредственно перед остановкой и т.д., но при стабильной и постоянной работе газотурбинного двигателя), за счет подходящего управления количеством подаваемого топлива и количеством подаваемого воздуха, можно стабильно сжигать аммиак; однако во время холодного запуска газотурбинного двигателя 1 и сразу после холодного запуска или непосредственно перед остановкой невозможно стабильно сжигать аммиак.
С учетом того, что за счет улучшения формы трубы 41 камеры сгорания и форсунок 43 и 44 или увеличения силы устройства зажигания, как указывалось выше, трудно обеспечивать стабильное сгорание аммиака во время холодного запуска газотурбинного двигателя 1 и сразу после холодного запуска, необходим некоторый вид стабильного источника генерирования тепла дополнительно к аммиаку и необходимо сохранение сердечника пламени. Кроме того, газотурбинные двигатели для тепловых электростанций выполнены при предположении использования, как и прежде, природного газа, мазута, распыленного угля и других ископаемых топлив.
Поэтому в данном варианте выполнения во время холодного запуска газотурбинного двигателя 1 и сразу после холодного запуска, т.е. в рабочей области, в которой возгораемость аммиака уменьшается по сравнению со временем нормальной работы газотурбинного двигателя 1, в камеру 40 сгорания подается природный газ, затем после достаточного разогрева газотурбинного двигателя 1, топливо переключается с природного газа на аммиак.
На фиг.3 показан график зависимости от времени окружающей температуры вокруг трубы 41 (т.е. части для сгорания топлива) камеры сгорания (т.е. температуры самой камеры 40 сгорания, температуры сжатого воздуха, температуры газа сгорания и т.д.) и количества подаваемого аммиака и количества подаваемого в газотурбинный двигатель 1 природного газа во время холодного запуска газотурбинного двигателя 1 и сразу после холодного запуска. Как показано на фиг.3, до времени t0, когда запускается газотурбинный двигатель 1, окружающая температура внутри камеры 40 сгорания является низкой. В таком состоянии, когда в момент времени t0 газотурбинный двигатель 1 запускается, сначала в газотурбинный двигатель 1 подается лишь природный газ. Природный газ является топливом с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, так что обеспечивается возможность его полного сгорания, даже если окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания является низкой. Поэтому за счет подачи лишь природного газа во время холодного запуска газотурбинного двигателя 1 и сразу после холодного запуска, газотурбинный двигатель 1 может хорошо работать.
После этого за счет сгорания природного газа газотурбинный двигатель 1 приводится в действие. Вместе с этим повышается окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания. При достижении температуры, по существу равной окружающей температуре вокруг трубы 41 камеры сгорания во время нормальной работы газотурбинного двигателя 1, или при достижении рабочего состояния, в котором возгораемость аммиака становится по существу равной возгораемости во время нормальной работы газотурбинного двигателя 1, количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 природного газа начинает уменьшаться, а количество подаваемого в газотурбинный двигатель аммиака начинает увеличиваться (время t1 на фиг.3). В это время окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания становится достаточно высокой, так что даже при подаче аммиака в газотурбинный двигатель 1 обеспечивается сгорание аммиака без неполного сгорания.
После этого количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 природного газа постепенно уменьшается, количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 аммиака постепенно увеличивается, и в конечном итоге лишь аммиак подается в газотурбинный двигатель (время t2 на фиг.3). В это же время окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания является уже достаточно высокой, так что обеспечивается сгорание аммиака без неполного сгорания.
Следует отметить, что природный газ и аммиак отличаются физическими свойствами, так что при быстром переключении подаваемого в газотурбинный двигатель 1 топлива происходит в конечном итоге неполное сгорание смеси топлива и воздуха. Однако в данном варианте выполнения, количество подаваемого природного газа и аммиака изменяется постепенно, так что предотвращается неполное сгорание во время переключения топлива.
Точно также, непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя 1, т.е. в рабочей области, в которой возгораемость аммиака ухудшается по сравнению со временем нормальной работы газотурбинного двигателя 1, подаваемое в газотурбинный двигатель 1 топливо переключается с аммиака на природный газ.
На фиг.4 показан график зависимости от времени окружающей температуры вокруг трубы 41 камеры сгорания и количества подаваемого аммиака и количества подаваемого в газотурбинный двигатель 1 природного газа непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя 1. Как показано на фиг.4, до времени t3, когда начинается торможение газотурбинного двигателя 1, газотурбинный двигатель 1 работает нормально и окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания удерживается высокой. При остановке газотурбинного двигателя 1, перед началом торможения газотурбинного двигателя 1, сначала начинают уменьшать количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 аммиака и начинают увеличивать количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 природного газа (момент времени t3 на фиг.4). В это время окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания удерживается высокой, так что аммиак, подаваемый в газотурбинный двигатель 1, хорошо горит без неполного сгорания.
После этого количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 аммиака постепенно уменьшают, количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 природного газа постепенно увеличивают и в конечном итоге лишь природный газ подают в газотурбинный двигатель 1 (момент времени t4 на фиг.4).
Лишь после того, как в газотурбинный двигатель 1 подается только природный газ, начинается торможение газотурбинного двигателя 1. Газотурбинный двигатель 1 тормозится за счет уменьшения количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 природного газа, так что окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания постепенно падает по мере торможения газотурбинного двигателя 1. В конечном итоге, когда прекращается подача природного газа в газотурбинный двигатель 1, газотурбинный двигатель 1 останавливается (момент времени t5 на фиг.4). Таким образом, даже если окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания падает, а в газотурбинный двигатель 1 подается в качестве топлива только природный газ, то подаваемое в газотурбинный двигатель 1 топливо по существу полностью сгорает и поэтому газотурбинный двигатель 1 может хорошо работать.
Таким образом, в данном варианте выполнения во время холодного запуска и сразу после холодного запуска или непосредственно перед остановкой или в другой рабочей области ухудшенной возгораемости, где возгораемость аммиака ухудшается по сравнению со временем нормальной работы газотурбинного двигателя 1, в газотурбинный двигатель 1 не подается аммиак, а подается лишь природный газ. За счет этого можно предотвращать неполное сгорание аммиака в газотурбинном двигателе 1, предотвращая тем самым выброс большого количества аммиака в окружение газотурбинного двигателя 1. Таким образом, согласно данному варианту выполнения, во время использования аммиака в качестве основного топлива, газотурбинный двигатель может работать во всех рабочих областях. За счет этого можно сжигать аммиак, который в прошлом никогда не рассматривался в качестве топлива для газотурбинных двигателей для генерирования энергии, так что можно дополнительно уменьшить выброс CO2 и сократить истощение ископаемых топлив.
Следует отметить, что в указанном выше варианте выполнения в рабочей области ухудшенной возгораемости подается лишь природный газ. Однако, если, по меньшей мере, уменьшать количество подаваемого аммиака и увеличивать количество подаваемого природного газа, то можно подавлять неполное сгорание аммиака в газотурбинном двигателе 1, даже без полного прекращения подачи аммиака. Поэтому в рабочей области ухудшенной возгораемости нет необходимости в полном прекращении подачи аммиака. В целом в данном варианте выполнения в рабочей области ухудшенной возгораемости доля природного газа в топливе, которое подается в газотурбинный двигатель 1, увеличивается по сравнению со временем нормальной работы.
Кроме того, в указанном выше варианте выполнения в качестве рабочей области с ухудшенной возгораемостью, где возгораемость аммиака ухудшается по сравнению со временем нормальной работы газотурбинного двигателя 1, указаны рабочие области во время холодного запуска и сразу после холодного запуска или непосредственно перед остановкой; однако рабочая область ухудшенной возгораемости не ограничивается этим. Например, можно упомянуть случай, когда при подаче аммиака в качестве топлива, аммиак испаряется не полностью. Если испарение аммиака не является полным, то может происходить неполное сгорание аммиака, так что ухудшается возгораемость аммиака. За счет использования в это время природного газа в качестве топлива можно подавлять неполное сгорание, так что газотурбинный двигатель 1 работает лучше. Такая рабочая область включает также время холодного запуска и сразу после холодного запуска.
Кроме того, в качестве рабочей области ухудшенной возгораемости можно указать также рабочую область, в которой окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания (окружающая температура вокруг части для сгорания топлива) ниже, чем во время нормальной работы газотурбинного двигателя 1. Если окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания является низкой, то, как пояснялось выше, аммиак трудно испаряется, и поэтому ухудшается возгораемость аммиака. За счет использования в это время природного газа в качестве топлива, можно подавлять неполное сгорание топлива, и газотурбинный двигатель 1 работает лучше. Такая рабочая область включает также время холодного запуска и сразу после холодного запуска.
Кроме того, в качестве рабочей области ухудшенной возгораемости можно назвать рабочую область, в которой количество топлива, подаваемого в газотурбинный двигатель 1, меньше, чем во время нормальной работы газотурбинного двигателя 1. Если количество подаваемого в газотурбинный двигатель 1 топлива является небольшим, то за счет потери тепла и тепла испарения аммиака температура газа сгорания становится низкой, и окружающая температура вокруг трубы 41 камеры сгорания падает. За счет этого ухудшается возгораемость аммиака. В это время, за счет использования природного газа в качестве топлива, можно подавлять неполное сгорание топлива и обеспечивать хорошую работу газотурбинного двигателя 1. Такая рабочая область включает также время непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя.
Кроме того, в данном варианте выполнения даже во время нормальной работы газотурбинного двигателя 1, необходимо быть готовым к непредвиденным ситуациям во время работы за счет постоянной подачи природного газа в очень небольшом количестве, например в количестве, точно соответствующем примерно 3-10% полного количества тепла, создаваемого топливом в целом. За счет этого можно использовать сгорание природного газа в качестве пилотной горелки и можно удерживать пламя стабильным в виде сердечника, так что можно предотвращать непредвиденные остановки турбины. Кроме того, за счет выполнения форсунок, которые впрыскивают аммиак и природный газ, в виде отдельных форсунок можно использовать небольшое количество топлива для охлаждения форсунок, использующих природный газ, которые подвергаются воздействию высокой температуры камеры сгорания, так что можно улучшать стойкость форсунок.
Далее приводится пояснение доли аммиака в топливе, которое впрыскивается из двух форсунок 43 и 44 камеры 40 сгорания, со ссылками на фиг.5 и 6. Также, приводится описание случая непрерывной подачи небольшого количества природного газа во время нормальной работы газотурбинного двигателя 1. На фиг.5 и 6 показаны графики зависимости от времени отношения аммиака и природного газа в пилотном топливе во время холодного запуска и сразу после холодного запуска, и непосредственно перед остановкой.
Во время холодного запуска газотурбинного двигателя 1 и сразу после холодного запуска, от момента времени t0 до момента времени t1, т.е. от начала запуска газотурбинного двигателя 1 до достижения достаточно высокой окружающей температуры вокруг трубы 41 камеры сгорания, как пилотная форсунка 43, так и основные форсунки 41 предварительного смешивания впрыскивают природный газ. В это время при впрыскивании небольшого количества аммиака, аммиак впрыскивается из основных форсунок 44 предварительного смешивания.
От момента времени t1 до момента времени t2, т.е. от достижения достаточно высокой окружающей температуры вокруг трубы 41 камеры сгорания до подачи в газотурбинный двигатель 1 лишь аммиака, доля аммиака в топливе, которое впрыскивается из основных форсунок 44 предварительного смешивания, постепенно становится больше. В это время можно подавать во все основные форсунки 44 предварительного смешивания топливо в виде смеси природного газа и аммиака и постепенно увеличивать долю аммиака в этом топливе. С другой стороны, за счет последовательного переключения топлива, которое впрыскивается из нескольких основных форсунок 44 предварительного смешивания, ступенчато для каждой основной форсунки 44 предварительного смешивания с природного газа на аммиак, можно постепенно повышать долю аммиака во всем топливе, которое впрыскивается из всех основных форсунок 44 предварительного смешивания. В качестве альтернативного решения, можно также переключать топливо, которое подается в каждую камеру 40 сгорания, последовательно с природного газа на аммиак. Наконец, в момент времени t2 топливо, которое впрыскивается из всех основных форсунок 44 предварительного смешивания, становится аммиаком. С другой стороны, пилотная форсунка 43 впрыскивает природный газ от момента времени t1 до момента времени t2.
В момент времени t2 топливо, которое впрыскивается из всех основных форсунок 44 предварительного смешивания, является аммиаком, а топливо, которое впрыскивается из пилотной форсунки 43, является природным газом, так что топливо является смесью из природного газа и аммиака.
Непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя, как показано на фиг.6, топливо, которое подается из двух форсунок 43 и 44, переключается с аммиака на природный газ в процессе, обратном процессу сразу после холодного запуска, так что уменьшается общее количество топлива, подаваемого в газотурбинный двигатель 1.
Следует отметить, что в указанном выше варианте выполнения природный газ используется в качестве топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака; однако можно использовать также нефть или другое ископаемое топливо. Если ископаемое топливо имеет лучшую возгораемость, чем аммиак, то его также можно использовать.
Кроме того, в указанном выше варианте выполнения был показан случай использования системы управления работой газотурбинного двигателя, согласно изобретению, тепловой электростанции, однако ее можно также использовать для управления работой газотурбинного двигателя для других применений, например газотурбинного двигателя для приведения в действие насоса, газотурбинного двигателя для приведения в действие наземного транспортного средства, самолета или судна и т.д.
Кроме того, в указанном выше варианте выполнения предусмотрена турбина, которая приводится в действие с использованием в основном аммиака в качестве топлива; однако турбина может быть также паросиловой установкой, снабженной котлом. В этом случае вместо камеры 40 сгорания газотурбинного двигателя 1 топливо сжигается в котле.
Хотя описание изобретения было приведено применительно к специальным вариантам выполнения, выбранным с целью иллюстрации, для специалистов в данной области техники понятно, что возможно множество модификаций без отхода от основной идеи и объема изобретения.

Claims (16)

1. Система управления работой газотурбинного двигателя, в который в качестве топлива может подаваться аммиак и топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, при этом в рабочей области ухудшенной возгораемости, в которой возгораемость аммиака ухудшается по сравнению со временем нормальной работы газотурбинного двигателя, доля топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в топливе, которое подается в газотурбинный двигатель, увеличивается по сравнению со временем нормальной работы.
2. Система по п.1, в которой топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, является ископаемым топливом.
3. Система по п.1, в которой рабочая область ухудшенной возгораемости является рабочей областью, в которой испарение аммиака является неполным при подаче аммиака в газотурбинный двигатель в качестве основного топлива.
4. Система по п.1, в которой рабочая область ухудшенной возгораемости является рабочей областью, в которой окружающая температура вокруг части, где сжигается топливо, ниже по сравнению со временем нормальной работы.
5. Система по п.1, в которой рабочая область ухудшенной возгораемости является рабочей областью во время запуска газотурбинного двигателя или сразу после запуска.
6. Система по п.1, в которой рабочая область ухудшенной возгораемости является рабочей областью, в которой количество топлива, подаваемого в газотурбинный двигатель, меньше, чем во время нормальной работы.
7. Система по п.1, в которой рабочая область ухудшенной возгораемости является рабочей областью непосредственно перед остановкой газотурбинного двигателя.
8. Система по п.1, в которой при изменении доли топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в топливе, которое подается в газотурбинный двигатель, постепенно уменьшается или увеличивается количество топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, которое подается в газотурбинный двигатель, чтобы исключить возникновение неполного сгорания.
9. Система по п.1, в которой аммиак не подается в газотурбинный двигатель в рабочей области ухудшенной возгораемости.
10. Система по п.9, в которой в рабочей области ухудшенной возгораемости в газотурбинный двигатель подается только топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
11. Система по п.1, в которой даже во время нормальной работы в газотурбинный двигатель подается топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
12. Система по п.11, в которой во время нормальной работы количество топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, соответствует 3-10% общего тепла, создаваемого топливом, подаваемым в газотурбинный двигатель.
13. Система по п.1, в которой газотурбинный двигатель имеет камеру сгорания, в которую подается топливо и воздух, и в которой смесь топлива и воздуха сжигается, при этом камера сгорания снабжена пилотным входом впрыскивания, который впрыскивает топливо для диффузного сгорания в зоне сгорания смеси топлива и воздуха, и несколькими основными входами впрыскивания, которые впрыскивают предварительно смешанное топливо для сгорания в зоне сгорания, и аммиак впрыскивается из основных входов впрыскивания, когда в газотурбинный двигатель подаются как аммиак, так и топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
14. Система по п.13, в которой пилотный вход впрыскивания непрерывно подает топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака.
15. Система по п.1, в которой газотурбинный двигатель имеет камеру сгорания, в которую подается топливо и воздух, и в которой смесь топлива и воздуха сжигается, при этом камера сгорания снабжена пилотным входом впрыскивания, который впрыскивает топливо для диффузного сгорания в зоне сгорания смеси топлива и воздуха, и множеством основных входов впрыскивания, которые впрыскивают предварительно смешанное топливо для сгорания в зоне сгорания, и топливо, которое впрыскивается из нескольких основных входов впрыскивания, ступенчато переключается для каждого основного входа впрыскивания, когда изменяется доля топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в топливе, которое подается в газотурбинный двигатель.
16. Тепловая электростанция, содержащая газотурбинный двигатель, работой которого управляет система управления работой газотурбинного двигателя по п.1.
RU2011105003/06A 2008-07-11 2009-07-10 Система управления работой газотурбинного двигателя и тепловая электростанция, содержащая такую систему RU2471082C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008-181751 2008-07-11
JP2008181751A JP5115372B2 (ja) 2008-07-11 2008-07-11 ガスタービンの運転制御装置
PCT/JP2009/062934 WO2010005120A1 (ja) 2008-07-11 2009-07-10 ガスタービンの運転制御装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011105003A RU2011105003A (ru) 2012-08-20
RU2471082C2 true RU2471082C2 (ru) 2012-12-27

Family

ID=41507221

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011105003/06A RU2471082C2 (ru) 2008-07-11 2009-07-10 Система управления работой газотурбинного двигателя и тепловая электростанция, содержащая такую систему

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20110100018A1 (ru)
EP (1) EP2317098A1 (ru)
JP (1) JP5115372B2 (ru)
CN (1) CN102149915A (ru)
BR (1) BRPI0915843A2 (ru)
RU (1) RU2471082C2 (ru)
WO (1) WO2010005120A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2024039828A1 (en) 2022-08-18 2024-02-22 L'air Liquide, Societe Anonyme Pour L'etude Et L'exploitation Des Procedes Georges Claude Method for heating a reformer with an ammonia-fired burner producing a stable flame

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5762228A (en) * 1996-07-26 1998-06-09 Dart Industries Inc. Vented seal with rocking vent cover
CN101880030B (zh) * 2009-05-08 2012-06-13 清华大学 臭氧发生装置
CN101881465B (zh) * 2009-05-08 2012-05-16 清华大学 电子点火装置
WO2012076496A1 (en) 2010-12-07 2012-06-14 Philip Morris Products S.A. Method and apparatus for introducing objects into a continuous flow of material
ITMI20111576A1 (it) * 2011-09-02 2013-03-03 Alstom Technology Ltd Metodo per commutare un dispositivo di combustione
JP5900972B2 (ja) * 2013-03-22 2016-04-06 一般財団法人電力中央研究所 Ｎｈ３併産型の発電プラント
JP6153163B2 (ja) * 2013-08-02 2017-06-28 一般財団法人電力中央研究所 再熱型アンモニアガスタービン
JP6255923B2 (ja) * 2013-11-11 2018-01-10 株式会社Ihi 燃焼装置、ガスタービン及び発電装置
JP2015190466A (ja) * 2014-03-31 2015-11-02 株式会社Ihi 燃焼装置、ガスタービン及び発電装置
JP2016032391A (ja) * 2014-07-30 2016-03-07 東洋エンジニアリング株式会社 複合エネルギーシステム
JP2016183839A (ja) * 2015-03-26 2016-10-20 一般財団法人電力中央研究所 微粉炭焚きボイラ装置及び発電設備
JP6520309B2 (ja) * 2015-03-31 2019-05-29 株式会社Ihi 燃焼装置、ガスタービン及び発電装置
EP3320268B1 (en) * 2015-07-06 2020-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Burner for a gas turbine and method for operating the burner
JP6880561B2 (ja) * 2016-03-30 2021-06-02 株式会社Ihi 燃焼装置及びガスタービン
JP2018138496A (ja) * 2017-02-24 2018-09-06 東京瓦斯株式会社 肥料製造装置、および、肥料製造方法
CN107100736B (zh) * 2017-06-09 2019-08-27 厦门大学 燃气轮机联合系统
CN107289665B (zh) * 2017-06-09 2020-01-07 厦门大学 区域能源供应系统
JP6906381B2 (ja) * 2017-07-03 2021-07-21 株式会社東芝 燃焼装置およびガスタービン
EP3450850A1 (en) * 2017-09-05 2019-03-06 Siemens Aktiengesellschaft A gas turbine combustor assembly with a trapped vortex cavity
JP7183868B2 (ja) * 2019-02-28 2022-12-06 株式会社Ihi 燃焼器バーナ及び燃焼器
CN114222888A (zh) * 2019-08-22 2022-03-22 株式会社拯救星球 燃料的燃烧装置
JPWO2022202196A1 (ru) * 2021-03-26 2022-09-29
WO2023181513A1 (ja) * 2022-03-25 2023-09-28 株式会社Ihi 燃焼システム
KR102643208B1 (ko) * 2022-03-28 2024-03-05 두산에너빌리티 주식회사 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈
WO2024043268A1 (ja) * 2022-08-25 2024-02-29 三菱パワー株式会社 ガスタービン及びガスタービン設備

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0275821A (ja) * 1988-09-08 1990-03-15 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
RU1492862C (ru) * 1987-01-21 1995-10-10 Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя
RU2221198C2 (ru) * 1998-06-18 2004-01-10 Абб Аб Способ пуска камеры сгорания
EP1614967A1 (de) * 2004-07-09 2006-01-11 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Vormischverbrennungssystem
US20070033919A1 (en) * 2005-08-11 2007-02-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor
US20070289311A1 (en) * 2006-06-16 2007-12-20 Siemens Power Generation, Inc. Combustion apparatus using pilot fuel selected for reduced emissions

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2884758A (en) * 1956-09-10 1959-05-05 Bbc Brown Boveri & Cie Regulating device for burner operating with simultaneous combustion of gaseous and liquid fuel
GB1199357A (en) * 1968-09-27 1970-07-22 Nuclear Power Group Ltd Nuclear Reactors Operating in Conjunction with Gas Turbines
US4081252A (en) * 1976-06-16 1978-03-28 Hans Osborg Method of improving combustion of fuels and fuel compositions
US4498288A (en) * 1978-10-13 1985-02-12 General Electric Company Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
US4833878A (en) * 1987-04-09 1989-05-30 Solar Turbines Incorporated Wide range gaseous fuel combustion system for gas turbine engines
US4888031A (en) * 1988-05-26 1989-12-19 Shell Oil Company Process for partial oxidation of a liquid or solid and/or a gaseous hydrocarbon-containing fuel
JP2783638B2 (ja) * 1990-03-19 1998-08-06 財団法人電力中央研究所 ガスタービン燃焼装置
DE19549140A1 (de) * 1995-12-29 1997-07-03 Asea Brown Boveri Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe mit niederkalorischem Brennstoff
US6201029B1 (en) * 1996-02-13 2001-03-13 Marathon Oil Company Staged combustion of a low heating value fuel gas for driving a gas turbine
JP3783442B2 (ja) * 1999-01-08 2006-06-07 株式会社日立製作所 ガスタービンの制御方法
JP3922830B2 (ja) * 1999-04-15 2007-05-30 株式会社東芝 火力発電プラント
US6202601B1 (en) * 2000-02-11 2001-03-20 Westport Research Inc. Method and apparatus for dual fuel injection into an internal combustion engine
US7111460B2 (en) * 2000-03-02 2006-09-26 New Power Concepts Llc Metering fuel pump
EP1346139A2 (en) * 2000-11-14 2003-09-24 Capstone Turbine Corporation Method and apparatus for turbogenerator anti-surge control
US20030150216A1 (en) * 2001-07-03 2003-08-14 O'beck John Timothy Gas turbine
US6813889B2 (en) * 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6640548B2 (en) * 2001-09-26 2003-11-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Apparatus and method for combusting low quality fuel
US6779333B2 (en) * 2002-05-21 2004-08-24 Conocophillips Company Dual fuel power generation system
JP3967978B2 (ja) * 2002-07-31 2007-08-29 財団法人電力中央研究所 ガス化発電プラント用ガスタービン燃焼器
EP1568942A1 (de) * 2004-02-24 2005-08-31 Siemens Aktiengesellschaft Vormischbrenner sowie Verfahren zur Verbrennung eines niederkalorischen Brenngases
JP2006009574A (ja) * 2004-06-22 2006-01-12 Tokyo Electric Power Co Inc:The 火力発電プラント
CN1940254B (zh) * 2005-09-29 2014-04-16 罗桂荣 动力循环系统与制冷循环系统复合式热力发动机
US9080513B2 (en) * 2007-10-31 2015-07-14 General Electric Company Method and apparatus for combusting syngas within a combustor
US8127556B2 (en) * 2008-10-08 2012-03-06 General Electric Company Method for operating a turbomachine having a syngas fuel supply system and a non-syngas fuel supply system
US20100275611A1 (en) * 2009-05-01 2010-11-04 Edan Prabhu Distributing Fuel Flow in a Reaction Chamber

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU1492862C (ru) * 1987-01-21 1995-10-10 Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя
JPH0275821A (ja) * 1988-09-08 1990-03-15 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
RU2221198C2 (ru) * 1998-06-18 2004-01-10 Абб Аб Способ пуска камеры сгорания
EP1614967A1 (de) * 2004-07-09 2006-01-11 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Vormischverbrennungssystem
US20070033919A1 (en) * 2005-08-11 2007-02-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor
US20070289311A1 (en) * 2006-06-16 2007-12-20 Siemens Power Generation, Inc. Combustion apparatus using pilot fuel selected for reduced emissions

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2024039828A1 (en) 2022-08-18 2024-02-22 L'air Liquide, Societe Anonyme Pour L'etude Et L'exploitation Des Procedes Georges Claude Method for heating a reformer with an ammonia-fired burner producing a stable flame

Also Published As

Publication number Publication date
EP2317098A1 (en) 2011-05-04
CN102149915A (zh) 2011-08-10
BRPI0915843A2 (pt) 2015-11-03
WO2010005120A1 (ja) 2010-01-14
US20110100018A1 (en) 2011-05-05
JP5115372B2 (ja) 2013-01-09
RU2011105003A (ru) 2012-08-20
JP2010019195A (ja) 2010-01-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2471082C2 (ru) Система управления работой газотурбинного двигателя и тепловая электростанция, содержащая такую систему
US11149662B2 (en) Zero emission propulsion systems and generator sets using ammonia as fuel
KR100785955B1 (ko) 연소용 액체 연료의 기화 기구 및 사용 방법
CA2763599C (en) Internal combustion engine
US8516818B2 (en) High altitude combustion system
JP4939179B2 (ja) ガスタービン燃焼器並びにその運転方法
JP4963406B2 (ja) ガスタービン燃焼器並びにその運転方法
JP2021099096A (ja) 代替燃料を使用してガスタービンエンジンを点火させて作動させるためのシステムおよび方法
US20120285175A1 (en) Steam injected gas turbine engine
US9169777B2 (en) Gas turbine engine with water and steam injection
JP2008240731A (ja) ターボグループの作動方法
CN108223130B (zh) 使用nmhc燃料的燃气涡轮联合循环动力装置的启动和操作的方法
US20130086882A1 (en) Power plant
RU2517995C2 (ru) Газотурбинная установка с впрыском жидкости в контур гту
JP6057775B2 (ja) ガスタービンプラント及びその制御方法
JP2015059695A (ja) ガスタービン燃焼器及びガスタービンシステム
JP6004920B2 (ja) ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の制御方法
Bhele Experimental Investigations on Combustion Characteristics of Jatropha biodiesel (JME) and its Diesel Blends for Tubular Combustor Application
Langella et al. Ammonia as a Fuel for Gas Turbines: Perspectives and Challenges
UCHIDA et al. Demonstration of direct spray combustion of liquid ammonia by 2MW-class gas turbine
RU2527010C2 (ru) Газотурбинная установка с впрыском водяного пара
RU83544U1 (ru) Газотурбинная установка
JP2007285122A (ja) ガスタービンエンジン
Al-Saraf et al. Experimental Investigation on the Emission Characteristics of a Dual–Fuel Micro Gas Turbine by Injecting Ethanol into Compressor Inlet Air
Holton et al. Low emissions, renewable, dispatchable power generation using ethanol/natural gas blends

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160711