RU2522146C2 - Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах - Google Patents

Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах Download PDF

Info

Publication number
RU2522146C2
RU2522146C2 RU2012103683/06A RU2012103683A RU2522146C2 RU 2522146 C2 RU2522146 C2 RU 2522146C2 RU 2012103683/06 A RU2012103683/06 A RU 2012103683/06A RU 2012103683 A RU2012103683 A RU 2012103683A RU 2522146 C2 RU2522146 C2 RU 2522146C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
channels
flow
fuel
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2012103683/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012103683A (ru
Inventor
Владимир Викторович Черниченко
Павел Анатольевич Солженикин
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"
Priority to RU2012103683/06A priority Critical patent/RU2522146C2/ru
Publication of RU2012103683A publication Critical patent/RU2012103683A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2522146C2 publication Critical patent/RU2522146C2/ru

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

Способ может быть использован в энергетике, а именно в газоперекачивающих агрегатах материальных газопроводов, автономных электростанциях и других энергоустановках, содержащих газотурбинный привод, работающий на природном газе. В данном способе топливо к отдельным горелкам подается с критическими параметрами течения в каналах, проходные сечения которых выполняют идентичными. Продольные профили всех каналов выполняют совпадающими с профилем любого произвольно взятого канала, предпочтительно изготовленного первым, с точностью, определяемой погрешностью изготовления, причем стенки каналов выполняют с одинаковой шероховатостью поверхности, при этом равенство расходов топлива, поступающего во входную часть каждого канала, дополнительно обеспечивают за счет выполнения во входной части канала настроечного элемента, преимущественно в виде фаски, с возможностью изменения его геометрических размеров при настройке канала на заданный расход. Технический результат изобретения - обеспечение равномерности температурного поля перед турбиной газотурбинной установки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах магистральных газопроводов, автономных электростанциях и в других энергоустановках, содержащих газотурбинный привод, работающий на природном газе.
Известны способы выравнивания температурного поля в газотурбинных двигателях (установках), основанные на равенстве расходов топлива через отдельные горелочные устройства камеры сгорания путем и заключающиеся в подборе комплекта форсунок (горелочных устройств) по производительности (Трофимович Г.К., Речистер В.Д., Гильмутдинов А.Г. Справочник по ремонту судовых газотурбинных двигателей. - Л.: Судостроение, 1980, с.72) или в калибровке отверстий в горелочных устройствах (Моверман Г.С., Радчик И. И. Ремонт импортных газоперекачивающих агрегатов. - М.: Недра, 1986, с.72-77).
К недостатку данных технических решений следует отнести то, что при изменении проходных сечений на отдельных топливных линиях, например, за счет нагарообразования на калиброванных отверстиях или их эрозионного износа из-за содержания в топливе мехпримесей происходит изменение массовых расходов топлива на отдельных топливных линиях, а следовательно, создаются условия к неравномерности температурного поля перед турбиной.
Известен способ выравнивания температурного поля в газотурбинных установках, основанный на равенстве расходов топлива через отдельные горелочные устройства камеры сгорания, причем топливо к отдельным горелочным устройствам подают с критическими параметрами течения в каналах, проходные сечения которых выполняют идентичными (патент РФ №2121068, МПК: F02C 7/22 - прототип).
Указанный способ реализуется следующим образом.
На каждой линии подачи топлива к горелкам организуются сечения с критическими параметрами течения, при этом изменения гидравлических характеристик за этими сечениями не приводят к изменению расходов топлива, а следовательно, к изменению температуры в камерах сгорания. В зависимости от геометрии сечения и физико-химических свойств рабочего тела критические параметры течения могут быть различны. При любом выбранном конструктивном исполнении канала, в котором создается течение с критическими параметрами, на каждой топливной линии горелки должен быть один и тот же вариант, т.е. проходные сечения в каналах должны быть идентичными.
Основным недостатком указанного способа является то, что при нагарообразовании на горелках перед ними будет расти давление (т.е. увеличиваться Pвых), и отдельные каналы будут выходить из критического режима течения раньше расчетного значения и на них изменится (уменьшится) расход топливного газа, а следовательно, уменьшится температура в соответствующих камерах сгорания.
Задачей предложенного изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение равномерности температурного поля перед турбиной газотурбинной установки.
Решение поставленной задачи достигается за счет того, что в предложенном способе выравнивания температурного поля в газотурбинных установках, основанном на обеспечении равенства расходов компонентов топлива через отдельные горелочные устройства камеры сгорания и заключающемся в подаче компонентов топлива к отдельным горелочным устройствам по каналам, в которых обеспечивают критические параметры течения, состоящим из входной и выходной частей, соединенных между собой при помощи минимального проходного сечения, при этом проходные сечения указанных каналов выполняют идентичными, согласно изобретению продольные профили всех каналов выполняют совпадающими с профилем любого произвольно взятого канала, предпочтительно изготовленного первым, с точностью, определяемой погрешностью изготовления, причем стенки каналов выполняют с одинаковой шероховатостью поверхности, при этом равенство расходов топлива, поступающего во входную часть каждого канала, дополнительно обеспечивают за счет выполнения во входной части канала настроечного элемента, преимущественно в виде фаски, с возможностью изменения его геометрических размеров при настройке канала на заданный расход.
В варианте применения способа входную и выходную части каналов выполняют профилированными.
Совокупность существенных признаков предложенного способа позволяет получить иные свойства в сравнении с известными решениями, заключающиеся в том, что обеспечивается стабилизация массового расхода топлива через каждое горелочное устройство независимо от изменения в них проходных сечений. Таким образом, предложенное техническое решение соответствует критериям "Изобретательский уровень" и "Новизна".
Данное техническое решение планируется к внедрению на одном из газотурбинных приводов газоперекачивающего агрегата магистрального газопровода и, следовательно, отвечает критерию "Промышленная применимость".
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 приведен один из вариантов профиля канала, с помощью которого можно организовать течение с критическими параметрами, на фиг.2 показана зависимость (характер) изменения массового расхода топлива при изменении отношения давлений на вышеуказанном канале.
Основными элементами канала, представленного на фиг.1, являются:
1 - входная часть канала (конфузор), или сужающаяся часть для организации течения потока на входе с минимальными гидравлическими потерями давления;
2 - минимальное проходное сечение для обеспечения заданного массового расхода рабочего тела (топливного газа);
3 - выходная часть канала (диффузор), или расширяющаяся часть для организации течения потока на выходе с минимальными гидравлическими потерями давления;
α- угол конусности расширяющейся части (диффузора);
Fс - площадь минимального проходного сечения;
Fвых - площадь выходного сечения;
Pвх - давление входа;
Pвых - давление выхода.
На фиг.2 обозначены:
4 - зависимость изменения расхода топлива применительно к каналу фиг.1;
5 - зависимость изменения расхода топлива применительно к каналу диафрагмы (на фиг.1 и 2 не показано);
mт - текущий расход топлива при изменении давления Pвых;
mт max - расчетный расход топлива при Pвх=const и наличии критического течения в канале.
Предложенный способ выравнивания температурного поля в газотурбинных установках может быть реализован следующим образом.
Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных установках основан на обеспечении равенства, расходов компонентов топлива через отдельные горелочные устройства камеры сгорания и заключается в подаче компонентов топлива к отдельным горелочным устройствам по каналам, в которых обеспечивают критические параметры течения, состоящим из входной и выходной частей, соединенных между собой при помощи минимального проходного сечения, при этом проходные сечения указанных каналов выполняют идентичными, продольные профили всех каналов выполняют совпадающими с профилем любого произвольно взятого канала, предпочтительно изготовленного первым, с точностью, определяемой погрешностью изготовления, причем стенки каналов выполняют с одинаковой шероховатостью поверхности, при этом равенство расходов топлива, поступающего во входную часть каждого канала, дополнительно обеспечивают за счет выполнения во входной части канала настроечного элемента, преимущественно в виде фаски, с возможностью изменения его геометрических размеров при настройке канала на заданный расход.
При достижении критических параметров течения на массовый расход газа не оказывают влияния возмущения, имеющие место по потоку за сечением, в котором создано это условие. Исходя из этого, если на каждой линии подачи топлива к горелкам организовать сечения с критическими параметрами течения, то изменения гидравлических характеристик за этими сечениями не будут приводить к изменению расходов топлива, а следовательно, к изменению температуры в камерах сгорания. В зависимости от геометрии сечения и физико-химических свойств рабочего тела критические параметры течения могут быть различны.
Так, например, для воздуха на дросселирующем элементе в виде диафрагмы (дроссельной шайбы с острыми кромками) критические параметры достигают при отношении давлений Pвых/Pвх≤0,528, а на дросселирующем элементе в виде сопла Лаваля с малой конусностью диффузора (6-12) град) при Pвых/Pвх≤0,92-0,93 в зависимости от качества изготовления сопла.
При величинах отношений давлений больше указанных расход уменьшается (см. фиг.2).
Дросселирующий элемент в виде сопла Лаваля (см. фиг.1) представляет собой последовательное соединение конфузора 1 и диффузора 3 с образованием между ними минимального проходного сечения 2.
Входная часть сопла (конфузор) выполняется конической с углом конусности 40-60 град или с профилем в виде радиуса скрепления входных кромок в 1.5-2 раза больше радиуса минимального сечения.
Выходную часть сопла выполняется с углом конусности 6-12 град при отношении площадей F в ы х F с = 5 6
Figure 00000001
Возможны другие исполнения расширяющейся части, например:
- по закону обеспечения Δ P Δ X = c o n s t
Figure 00000002
.
здесь ΔР - перепад давления на участке сопла, ΔХ - длина участка сопла;
- с переменным углом конусности: вначале 6-12 град, затем 15-30 град.
Последние указанные исполнения в основном позволяют уменьшить длину сопла при прочих равных условиях. С другой стороны, известно, что для уменьшения длины подобных дросселирующих элементов применяют элемент в виде решетки. Для предложенного технического решения каждое отверстие в решетке выполняется, например, в виде сопла Лаваля.
При любом выбранном конструктивном исполнении канала, в котором создается течение с критическими параметрами, на каждой топливной линии горелки должен быть один и тот же вариант, т.е. проходные сечения в каналах должны быть идентичными. В противном случае, например, при нагарообразовании на горелках перед ними будет расти давление (т.е. увеличиваться Pвых) и отдельные каналы будут выходить из критического режима течения раньше расчетного значения и на них изменится (уменьшится) расход топливного газа на этих каналах, а следовательно, уменьшится температура в соответствующих камерах сгорания.
При реализации предложенного технического решения следует принять во внимание то, что расчет геометрии сопла на заданный расход топлива при критических параметрах течения необходимо производить для величины отношения давлений порядка Pвых/Pвх=0,85. Тогда при нагарообразовании на горелках и уменьшении в связи с этим на них проходных сечений, а следовательно увеличении отношения давлений до Pвых/Pвх=0,92 будет обеспечиваться стабилизация расхода топлива. С целью исключения эрозионного износа проходного сечения Fс необходимо внутреннюю поверхность канала (сопла) выполнять с высокой твердостью, что на практике вполне возможно, т.к. этот канал будет смонтирован в относительно холодной зоне, где применимы соответствующие материалы.
Кроме вышеотмеченных положительных качеств следует иметь в виду, что еще предложенное техническое решение позволяет упростить систему управления (регулирования) газотурбинной установки и упростить конструкцию элементов разводки топлива по отдельным линиям. Это обуславливается тем, что расход топлива по отдельным линиям в предложенном решении зависит только от величины входного давления сопла, а не от перепада давления на этих линиях, которое, как правило, находится во взаимосвязи с давлением воздуха после компрессора и на порядок может быть выше перепада на этих линиях. В связи с этим легко устанавливается взаимосвязь давления топлива перед соплом и давления воздуха после компрессора, которую можно реализовать редуктором давления. В части упрощения разводки следует понимать, что дополнительные сужения, повороты, влияния на расход топлива оказывать не будут, они только скажутся на гарантированном диапазоне стабилизации расхода (т.е. на диапазон от Pвых/Pвх=0,85 до Pвых/Pвх=0,92, который рекомендуется выбирать для исключения влияния нагарообразования.
Использование предложенного способа позволит обеспечить сохранность настройки равномерного температурного поля перед турбиной при длительной работе газотурбинной установки, особенно в газоперекачивающих агрегатах магистральных газопроводов.

Claims (2)

1. Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных установках, основанный на обеспечении равенства расходов компонентов топлива через отдельные горелочные устройства камеры сгорания и заключающийся в подаче компонентов топлива к отдельным горелочным устройствам по каналам, в которых обеспечивают критические параметры течения, и состоящим из входной и выходной частей, соединенных между собой при помощи минимального проходного сечения, при этом проходные сечения указанных каналов выполняют идентичными, отличающийся тем, что продольные профили всех каналов выполняют совпадающими с профилем любого произвольно взятого канала, предпочтительно изготовленного первым, с точностью, определяемой погрешностью изготовления, причем стенки каналов выполняют с одинаковой шероховатостью поверхности, при этом равенство расходов топлива, поступающего во входную часть каждого канала, дополнительно обеспечивают за счет выполнения во входной части канала настроечного элемента, преимущественно в виде фаски, с возможностью изменения его геометрических размеров при настройке канала на заданный расход.
2. Способ выравнивания по п.1, отличающийся тем, что входную и выходную части каналов выполняют профилированными.
RU2012103683/06A 2012-02-02 2012-02-02 Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах RU2522146C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012103683/06A RU2522146C2 (ru) 2012-02-02 2012-02-02 Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012103683/06A RU2522146C2 (ru) 2012-02-02 2012-02-02 Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012103683A RU2012103683A (ru) 2013-08-10
RU2522146C2 true RU2522146C2 (ru) 2014-07-10

Family

ID=49159228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012103683/06A RU2522146C2 (ru) 2012-02-02 2012-02-02 Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2522146C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2711724C1 (ru) * 2018-10-04 2020-01-21 Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК") Способ оценки положения эпицентра теплового поля выхлопа газотурбинной установки

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU665114A1 (ru) * 1965-05-21 1979-05-30 И. Л. Фроловский Способ регулировани температурного пол в камерах сгорани газотурбинного двигател
US4189914A (en) * 1978-06-19 1980-02-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Supercritical fuel injection system
SU628743A1 (ru) * 1974-11-28 1990-08-23 Предприятие П/Я А-1469 Способ контрол степени неравномерности температурного пол газотурбинного двигател
GB2324147A (en) * 1997-04-10 1998-10-14 Europ Gas Turbines Ltd Fuel-injection arrangement for a gas turbine combustor
RU2121068C1 (ru) * 1997-01-08 1998-10-27 Предприятие по добыче, переработке и транспортировке газа "Севергазпром" Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных установках
RU2216638C2 (ru) * 2001-10-01 2003-11-20 Багерман Анатолий Захарович Устройство для обеспечения равномерного температурного поля газового потока

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU665114A1 (ru) * 1965-05-21 1979-05-30 И. Л. Фроловский Способ регулировани температурного пол в камерах сгорани газотурбинного двигател
SU628743A1 (ru) * 1974-11-28 1990-08-23 Предприятие П/Я А-1469 Способ контрол степени неравномерности температурного пол газотурбинного двигател
US4189914A (en) * 1978-06-19 1980-02-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Supercritical fuel injection system
RU2121068C1 (ru) * 1997-01-08 1998-10-27 Предприятие по добыче, переработке и транспортировке газа "Севергазпром" Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных установках
GB2324147A (en) * 1997-04-10 1998-10-14 Europ Gas Turbines Ltd Fuel-injection arrangement for a gas turbine combustor
RU2216638C2 (ru) * 2001-10-01 2003-11-20 Багерман Анатолий Захарович Устройство для обеспечения равномерного температурного поля газового потока

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2711724C1 (ru) * 2018-10-04 2020-01-21 Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК") Способ оценки положения эпицентра теплового поля выхлопа газотурбинной установки

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012103683A (ru) 2013-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107587944B (zh) 控制燃气涡轮组件的方法
EP3130764B1 (en) Steam valve
RU2013116452A (ru) Способы, системы и устройства повторного нагрева двигателей внутреннегшо сгорания с рециркуляцией выхлопных газов
US10451275B2 (en) Apparatus and method for controlling a pressure gain combustor
ATE523660T1 (de) Fluidgesteuerter ventil für ein gasturbinentriebwerk und für eine brennkammer
US10830156B2 (en) Fuel supply pipeline system for gas turbine
US20140090353A1 (en) Systems and Methods for Determining a Target Exhaust Temperature for a Gas Turbine
US11208959B2 (en) System and method for flexible fuel usage for gas turbines
RU2522146C2 (ru) Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах
RU2667845C1 (ru) Система подачи криогенного топлива
EP3830480B1 (en) Calibration of a boiler
US11754003B2 (en) Gas turbine firing temperature control with air injection system
RU2121068C1 (ru) Способ выравнивания температурного поля в газотурбинных установках
EP2175120B1 (en) Method and system for operating a turbomachine
US8307627B2 (en) Method and device for monitoring the formation of deposits of solid particles, particularly in a fuel line and in the fuel valves of a gas turbine
US20140294559A1 (en) Multiple mode gas turbine engine gas fuel system with integrated control
US20170096897A1 (en) Method for expanding a gas flow and device thereby applied
KR101595996B1 (ko) 가변 냉각 유로를 구비한 가스터빈
US20150082801A1 (en) Gas turbine and method to operate the gas turbine
Semenova et al. The acoustic model of oscillations of gas combustion in coaxial pipes
CN101307735A (zh) 超燃冲压发动机燃烧室壁面压力分布控制方法
EP3755896B1 (en) Controller and method
BR112017017305A2 (pt) ?método para aperfeiçoar a eficiência de carga parcial em um motor e motor de turbina a gás?
Basok et al. Calculating the parameters of self-oscillations in the vertical combustion chamber of the blast-furnace air heater during unstable combustion
Arbekov Experimental study of the effect of tangential swirling injection on diffuser effectiveness

Legal Events

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

Effective date: 20150203