RU2563446C2 - Газотурбинный узел и соответствующий способ работы - Google Patents

Газотурбинный узел и соответствующий способ работы Download PDF

Info

Publication number
RU2563446C2
RU2563446C2 RU2013149862/06A RU2013149862A RU2563446C2 RU 2563446 C2 RU2563446 C2 RU 2563446C2 RU 2013149862/06 A RU2013149862/06 A RU 2013149862/06A RU 2013149862 A RU2013149862 A RU 2013149862A RU 2563446 C2 RU2563446 C2 RU 2563446C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
burner
combustion
gas turbine
fuel
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2013149862/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013149862A (ru
Inventor
Роберт МАРМИЛИЧ
Ян ХЕЛЛАТ
Эвальд ФРАЙТАГ
Аднан ЭРОГЛУ
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд
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 Альстом Текнолоджи Лтд filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд
Publication of RU2013149862A publication Critical patent/RU2013149862A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2563446C2 publication Critical patent/RU2563446C2/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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/228—Dividing fuel between various burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C6/00—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion
    • F23C6/04—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection
    • 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
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/72—Application in combination with a steam turbine
    • F05D2220/722—Application in combination with a steam turbine as part of an integrated gasification combined cycle
    • 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
    • F23R2900/03341—Sequential combustion chambers or burners
    • 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
    • Y02E20/16—Combined cycle power plant [CCPP], or combined cycle gas turbine [CCGT]
    • 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
    • Y02E20/16—Combined cycle power plant [CCPP], or combined cycle gas turbine [CCGT]
    • Y02E20/18—Integrated gasification combined cycle [IGCC], e.g. combined with carbon capture and storage [CCS]
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный узел, содержащий компрессор, первую горелку, вторую горелку, присоединенную ниже по потоку от первой горелки, и одну турбину, присоединенную ниже по потоку от второй горелки. Первая горелка и вторая горелка образуют в направлении потока пути сгорания указанных горелок компонент трубчатого элемента камеры сгорания, при этом указанный элемент камеры сгорания является закрытым и продолжающимся между компрессором и турбиной. Также представлен способ работы газотурбинного узла. Изобретение позволяет улучшить процесс сгорания. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к газотурбинному узлу согласно преамбуле пункта 1 формулы изобретения. Настоящее изобретение также относится к способу согласно преамбуле пункта 21 формулы изобретения.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В документе ЕР 0620362 В1 раскрывается газотурбинный узел указанного выше типа. Узел содержит по меньшей мере один компрессор, первую камеру сгорания, расположенную ниже по потоку от компрессора, первую турбину, расположенную ниже по потоку от первой камеры сгорания, вторую камеру сгорания, расположенную ниже по потоку от первой турбины, и вторую турбину, расположенную ниже по потоку от второй камеры сгорания. Таким образом, посредством известного газотурбинного узла может быть реализован рабочий процесс газовой турбины, в котором используются последовательное сгорание в двух камерах сгорания и две турбины. Показатели по выбросам вредных веществ могут быть значительно улучшены за счет последовательного сгорания.
Еще один газотурбинный узел известен из документа DE 10312971 А1, общая идея которого заключается в использовании в газотурбинном узле двухступенчатого сгорания, причем между ступенями не размещается турбина, а именно турбина высокого давления. Этот газотурбинный узел реализует на практике предположение, что в камере сгорания, в которой сжигается обедненная топливная смесь, обычно остается так много окислителя в выхлопных газах, что для последующей дополнительной стадии сгорания необходимо будет добавить только топливо, и в этом случае в результате получают еще более обедненную смесь топливо/окислитель. Однако при отсутствии турбины между двумя ступенями сгорания или камерами сгорания, как и в случае ЕР 0620362 В1, выхлопные газы ниже по потоку от первой камеры сгорания будут иметь относительно высокую температуру, что при добавлении топлива может привести к внезапному воспламенению, и это в случае недостаточного смешивания ведет к неорганизованной реакции сгорания, которая сопровождается неблагоприятными высокими показателями выбросов вредных веществ.
Чтобы избежать этой проблемы, в документе DE 10312971 А1 предлагается охлаждать горячие выхлопные газы первой камеры сгорания перед тем, как в них будет вводиться дополнительное топливо для образования смеси топливо/окислитель для второй камеры сгорания. Посредством охлаждения выхлопных газов первой камеры сгорания или первой ступени сгорания, их температура может быть понижена до такой степени, что воспламенение введенного топлива будет отсрочено до тех пор, пока не будет получена смесь, достаточная для образования из выхлопных газов первой камеры сгорания и добавленного топлива требуемой обеденной смеси топливо/окислитель.
В этом случае особенно важно, чтобы топливо, которое вступает в действие на второй ступени сгорания, можно было вводить в охлажденные выхлопные газы первой ступени сгорания непосредственно, а именно без предварительного смешивания. Здесь для подачи топлива на вторую ступень сгорания, в частности, как следует из ЕР 0620362 В1, будет использоваться проверенная технология.
Посредством двухступенчатого сгорания обедненной смеси, при отсутствии между ступенями турбины, как можно заключить из DE 10312971 А1, возможно в номинальной рабочей точке газотурбинного узла достигнуть особенно хороших показателей по выбросам вредных веществ. Кроме того, обеспечиваются значительные преимущества для переходных режимов работы. Например, в режиме работы с частичной нагрузкой вторая камера сгорания может быть отключена, при этом первая камера сгорания работает, как и до этого, в номинальном режиме. Первая ступень сгорания тем самым может работать оптимально в том, что касается показателей выбросов вредных веществ и эффективности, в результате на этих переходных режимах работы газотурбинный узел в целом имеет хорошие показатели по выбросам вредных веществ и эффективности. Кроме того, возможно, в частности при запуске газотурбинного узла или при пиковых нагрузках, использовать вторую ступень сгорания в качестве «бустера», за счет этого соответственно большее количество топлива подается на вторую ступень сгорания.
В этом случае выхлопные газы первой камеры сгорания могут охлаждаться посредством теплопередачи. Тепло извлекается из выхлопных газов и передается к другой среде, так что возможно использовать извлеченное в процессе работы газотурбинного узла тепло в другом месте. Например, извлеченное тепло может использоваться для генерирования пара для паровой турбины.
В качестве альтернативы, охлаждение выхлопных газов первой камеры сгорания также может осуществляться посредством введения подходящей охлаждающей среды в выхлопные газы. Здесь уменьшение температуры выхлопных газов происходит за счет смешивания с более холодной охлаждающей средой. Однако при таком охлаждении увеличивается массовый расход, и это может в то же время привести к увеличению выходной мощности газотурбинного узла. Охлаждение посредством управляемого введения охлаждающей среды также может использоваться в качестве «бустера», чтобы, в частности на короткое время, регулировать выходную мощность газотурбинного узла.
Однако все еще остается потребность в дальнейшем улучшении показателей выброса вредных веществ и конструкции камеры сгорания в газотурбинном узле типа, указанного выше в начале настоящего описания. В конструкции камеры сгорания важно, в частности, уменьшить относительно большую осевую длину двух расположенных последовательно камер сгорания, которая определяет расстояние между опорами. В частности, необходимо исключить связанные со сгоранием технические проблемы, которые обнаруживаются в случае использования непрерывных кольцеобразных камер сгорания и которые возникают в газотурбинных устройствах с большой выходной мощностью. В заключение можно сказать, что также основной задачей при конструировании последовательных систем сгорания является получение более компактного газотурбинного узла в целом.
Дополнительно, в уровень техники входят решения, описанные в следующих релевантных документах:
- ЕР 0321809 А и В,
- ЕР 0704657 А и В,
- ЕР 0646705 А и В,
- ЕР 0646704 А и В,
- ЕР 0718470 А и В.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей настоящего изобретения является создание газотурбинного узла типа, указанного выше в начале настоящего описания, и соответствующего способа работы газотурбинного узла, имеющего более компактную конструкцию, которая обеспечивает улучшение процесса сгорания, в частности, при работе этих газотурбинных устройств с более высокими выходными мощностями, и используя которую могут быть уменьшены до минимума показатели выброса вредных веществ.
Для этого газотурбинный узел согласно изобретению по существу содержит компрессор, камеру сгорания, выполненную с двумя последовательно расположенными горелками или группой горелок, которые обеспечивают возможность последовательного сгорания, и турбину, расположенную после камеры горения.
Первая и вторая горелки или первая и вторая группы горелок в направлении потока их пути сгорания в каждом случае образуют составную часть трубчатого канала, который продолжается между компрессором и турбиной, имеет компактную конструкцию и является закрытым или по существу закрытым на себе и который выполняет функцию элемента камеры сгорания. Если предусмотрены множество элементов камеры сгорания, они расположены кольцеобразно вокруг ротора газотурбинного узла.
Эти каналы имеют различное проточное поперечное сечение, например круглое, овальное, эллиптическое, многоугольное и т.д., причем форма поперечного сечения может не быть одинаковой на всем их протяжении, а именно форма поперечного сечения в области второй горелки или второй группы горелок может отличаться от формы поперечного сечения в области первой горелки или первой группы горелок.
В направлении потока пути сгорания отдельные каналы могут иметь промежуточные участки, которые образуют общую кольцеобразную область. Эти промежуточные кольцеобразные участки могут относиться как к области сгорания первой и/или второй горелки, так и к пути потока между указанными горелками.
Элементы камеры сгорания могут иметь описанные ниже конфигурации, при этом иллюстрируемые здесь варианты не являются исчерпывающими, и приведенный выше термин «трубчатый» необязательно нужно понимать как когерентный неизменный трубопровод между компрессором и турбиной. То, что эти элементы камеры сгорания могут иметь различные поперечные сечения, уже было рассмотрено выше.
Согласно изобретению газотурбинный узел имеет между первой и второй горелкками или первой и второй группами горелок переходной канал, который образует прямое продолжение верхнего по потоку канала, или промежуточный кольцеобразный переходной канал, в который затем входят отдельные каналы.
Последний вариант конструкции переходного канала, в частности, предпочтителен, так как позволяет вводить в указанный переходной канал часть воздуха от компрессора и/или некоторое количество пара и/или другой газ. Кроме того, этот когерентный кольцеобразный переходной канал предпочтительно может быть выполнен в виде смесителя. Кроме того, этот переходной канал также предпочтительно может быть выполнен в виде теплообменника.
В этом случае указанные горелки или группы горелок могут быть выполнены в виде горелок предварительного смешивания, хотя это не обязательно, и, например, могут использоваться диффузионные горелки или гибридные горелки. Также возможно комбинировать горелки различных типов друг с другом в группах горелок.
Указанные горелки предварительного смешивания, в частности, могут работать с жидкими и/или газообразными топливами всех типов. Поэтому легко можно обеспечить различные топлива в отдельных группах горелок или горелках. В частности, горелка предварительного смешивания также может работать одновременно с различными топливами.
Горелка предварительного смешивания выполнена с возможностью работы по меньшей мере с обогащенным водородом топливом, и вторая горелка выполнена с возможностью работы по меньшей мере с обогащенным водородом топливом.
Однако эта конструкция не является обязательной, и при необходимости пламя, обеспечивающее сгорание, может действовать в канале горелки.
В контексте вышеуказанных положений, согласно которым в пути потока могут иметься кольцеобразные промежуточные участки, передаточный канал будет, если требуется, вести к турбине на стороне ниже по потоку от второй горелки или второй группы горелок, причем отдельные каналы сходятся в указанный передаточный канал, и тем самым на турбину будет оказывать действие объединенный поток.
Согласно одному варианту конструкции газотурбинного узла вращающиеся части компрессора и турбины расположены на общем роторе. Известный газотурбинный узел, имеющий несколько валов, также может использоваться в качестве основы для настоящего изобретения. И наконец, газотурбинный узел также может быть выполнен в виде составной части энергетической установки с комбинированным циклом газ/пар, а именно выхлопные газы от газотурбинного узла служат для генерирования пара для обеспечения работы паровой турбины, которая в свою очередь связана с расположенным далее генератором энергии. Также паровой контур может подавать пар, который служит для охлаждения теплонагруженного компонента газотурбинного узла.
Еще одной задачей настоящего изобретения является способ работы газотурбинного узла, по существу имеющего описанную выше структуру, а именно использование эффекта того, что первая и вторая горелки или первая и вторая группы горелок работают последовательно в направлении потока их пути газов сгорания в трубчатом элементе камеры сгорания, который продолжается между компрессором и турбиной и выполнен в виде канала. Тепловой потенциал выхлопных газов от этой камеры сгорания может улавливаться и использоваться для работы парового контура.
Однако основной для этого газотурбинного узла является конструкция, которая предпочтительно содержит множество трубчатых элементов камеры сгорания, которые расположены вокруг ротора, и при работе осуществляют относительно друг друга или автономное, или квазиавтономное последовательное сгорание. Это последовательное сгорание применительно к первой и второй горелкам или к первой и второй группам горелок возможно даже в том случае, когда путь потока отдельных каналов не является непрерывно автономным между компрессором и турбиной, а вместо этого имеются промежуточные участки, которые имеют равномерную кольцеобразную конструкцию, как, например, в случае передаточного канала к турбине.
Во-первых, дополнительное воздействие оказывается на выхлопные газы в промежуточном переходном канале, имеющем закрытую на себе или кольцеобразную конструкцию, ниже по потоку от первой горелки и выше по потоку от второй горелки. Одним из возможных воздействий является охлаждение выхлопных газов первой горелки посредством теплообменника, так как сгорание в первой горелке может сопровождаться образованием выхлопных газов с относительно высокой температурой, так что добавление топлива будет вести к немедленной реакции, то есть еще при недостаточном смешивании имеется риск того, что начнется спонтанный и поэтому неуправляемый процесс сгорания, от которого следует ожидать высоких значений выбросов вредных веществ. Инертная текучая среда, в частности вода, водяной пар, свежий воздух, воздух из перепускной линии или охлаждающий воздух используются в качестве охлаждающего вещества для работы этого теплообменника.
Две последовательно расположенные горелки или группы горелок каждого трубчатого элемента камеры сгорания работают отдельно с топливом, топливо для второй камеры сгорания вводится непосредственно через топливную форсунку, работающую здесь. Если температуры газа находятся в диапазоне между 900°C и 1100°C, происходит автоматическое воспламенение введенного топлива.
Чтобы обеспечить оптимальную координацию температур, преобладающих в трубчатом элементе камеры сгорания, возможно использовать для первой и/или второй горелок или первой и второй групп горелок обедненные смеси, в результате получают управляемое сгорание, тем самым исключая риск образования оксидов азота. Также может быть предусмотрено введение дополнительного топлива в промежуточный переходной канал между первой и второй горелками, в результате получая упреждающее предварительное смешивание выше по потоку от второй горелки. Этим топливом может быть обедненная смесь, хотя также возможно введение или добавление высокоактивного газа.
Предпочтительные варианты осуществления изобретения описаны в зависимых пунктах формулы изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Далее описываются более подробно примеры предпочтительных вариантов осуществления изобретения, которые иллюстрируются на прилагаемых чертежах. Все элементы, которые не являются существенными для непосредственного понимания изобретения, опущены. Идентичные элементы обозначены одинаковыми ссылочными позициями на различных чертежах.
На фиг. 1 показан очень упрощенный вид в продольном разрезе газотурбинного узла согласно изобретению, в котором переходной канал имеет средства впрыскивания.
На фиг. 2 показан разрез газотурбинного узла.
На фиг. 3 показана дополнительная конфигурация когерентного элемента горелки.
На фиг. 4 показана дополнительная конфигурация когерентного элемента горелки.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг. 1 показан газотурбинный узел 1, который содержит компрессор 2, первую горелку 8, вторую горелку 9 и по меньшей мере одну турбину 5, действующую ниже по потоку от реакционной области 4, относящейся ко второй горелке 9. Первая горелка 8 расположена ниже по потоку от компрессора 2, и на нее оказывает действие сжатый воздух от компрессора 2. Вторая горелка 9 расположена ниже по потоку от реакционной области 3, относящейся к первой горелке 8. Первая горелка 8 содержит первое устройство 6 подачи топлива, которое подает газообразное и/или жидкое топливо к указанной первой горелке 8 через топливную трубку 7. Вторая горелка 9 содержит автономное второе устройство 10 подачи топлива, которое также обеспечивает подачу газообразного и/или жидкого топлива. Непосредственно ниже по потоку от первой горелки 8 расположена связанная реакционная область 3, и ниже по потоку от последней расположен переходной канал 11, который, в зависимости от его конфигурации, может иметь различное назначение, что описывается более подробно ниже. Первая горелка 8 и вторая горелка 9, связанные реакционные области 3, 4 и переходной канал 11, соединенный между ними, образуют элемент 100 камеры сгорания, закрытый на себе и работающий автономно, как показывают отдельные устройства 6 и 10 подачи топлива. Здесь поэтому отсутствует последовательное сгорание посредством общих одинаковых кольцевых камер сгорания, а вместо этого сгорание осуществляется посредством множества элементов 100 камеры сгорания, которые расположены отдельно друг от друга вокруг ротора 12 газотурбинного узла 1 (см. фиг. 2).
Количество элементов 100 камеры сгорания, расположенных таким образом, зависит от размера газотурбинного узла 1 и от того, какую выходную мощность необходимо получить. Элементы 100 камеры сгорания расположены в корпусе 13 газотурбинного узла 1, при этом они окружены рубашкой 14 из воздуха, через которую сжатый воздух протекает к первой горелке 8.
Переходной канал 11 содержит путь 15 газов сгорания, символически изображенный на чертеже посредством стрелки, по которому газы сгорания первой горелки 8 протекают при работе газотурбинного узла.
Этот путь 15 сгорания, функционально соединенный с переходным каналом 11, может быть выполнен индивидуально в соответствии с его функцией.
На фиг. 1 переходной канал 11 функционально соединен с устройством 16 впрыска, которое соединено с рубашкой 14 сжатого воздуха посредством регулируемой линии 18 и через которые может быть осуществлено введение или впрыскивание охлаждающего воздуха в путь 15 газов сгорания, символически изображенный посредством стрелки. Устройство 16 впрыска может также работать с охлаждающей средой, подаваемой извне. Предпочтительно внешняя охлаждающая среда представляет собой текучую среду, инертную к реакции сгорания, такая как, например, вода или водяной пар. В качестве внешней охлаждающей среды также возможно использовать свежий воздух, воздух из перепускной линии или охлаждающий воздух.
В другом варианте осуществления переходной канал 11 может быть выполнен в виде теплообменника. Этот теплообменник также имеет описанный выше путь 15 газов сгорания, через который протекают газы сгорания первой горелки 8. Путь 15 газов сгорания, выполненный таким образом, обеспечивает путь охлаждающей среды, которая извлекает некоторое количество тепла из имеющих высокую температуру газов сгорания первой горелки 8. Для этого варианта осуществления переходного канала 11 можно сказать, что элементы 100 камеры сгорания непосредственно связаны с теплопередачей. Когда газотурбинный узел 1 работает, охлаждающая среда, например, вода или водяной пар, протекает через путь охлаждающей среды, питая переходной канал 11, выполненный в виде теплообменника. В этом теплообменнике тепло извлекается из газов сгорания и передается к используемой здесь охлаждающей среде, в результате этого газы сгорания первой горелки 8 охлаждаются, а охлаждающая среда нагревается. Нагретая охлаждающая среда может затем использоваться ниже по потоку от теплообменника в других процессах. Например, охлаждающая среда, если она представляет собой водяной пар, может подаваться в паровую турбину.
Переходной канал 11 также может быть выполнен в виде диффузора с возможностью другого вида работы, при которой устройство 16 впрыска выполнено в виде устройства внутреннего впрыска, которое подает соответствующую охлаждающую среду в путь 15 газов сгорания изнутри. Подаваемая изнутри охлаждающая среда это предпочтительно охлаждающий воздух, который может быть извлечен в подходящих местах из системы воздушного охлаждения газотурбинного узла 1. Например, это может быть легко реализовано после того, как элементы 100 камеры сгорания будут окружены в корпусе 13 рубашкой 14 воздуха, содержащей сжатый воздух.
Если длину единого ротора 12 необходимо минимизировать, может быть обеспечена конфигурация, в которой элементы 100 камеры сгорания не продолжаются в целом в горизонтальном направлении, а продолжаются под углом в вертикальном направлении, приблизительно от их середины, таким образом, что отдельные топливные трубки 7 проходят через корпус на его верхней стороне по существу под наклоном к вертикали или квазивертикально. В результате длина ротора 13 может быть уменьшена.
Независимо от того, каким образом продолжаются элементы 100 камеры сгорания, газотурбинный узел 1 согласно изобретению предпочтительно работает следующим образом.
Компрессор 2 генерирует сжатый воздух, который подается к первой горелке 8. Часть потока сжатого воздуха может в этом случае служить в качестве охлаждающего газа или охлаждающего воздуха и использоваться для охлаждения различных компонентов газотурбинного узла 1. Первое устройство 6 подачи топлива впрыскивает топливо непосредственно в отдельную горелку каждого элемента 100 камеры сгорания, причем на указанную горелку оказывает действие сжатый воздух и она выполнена в виде горелки 8 предварительного смешивания. Впрыск топлива и работа соответствующей горелки 8 предварительного смешивания в этом случае координируются друг с другом таким образом, чтобы получить обедненную смесь топливо/окислитель, которая сгорает в первой реакционной области 3 с оптимальными показателями выброса вредных веществ и эффективности. Газы сгорания, образующиеся в этом случае, подаются ко второй горелке 9 через переходной канал 11, который был описан выше. Следует иметь в виду, что горелка 8 предварительного смешивания выполнена с возможностью работы по меньшей мере с обогащенным водородом топливом, а вторая горелка 9 выполнена с возможностью работы по меньшей мере с обогащенным водородом топливом.
Если переходной канал 11 выполнен в виде теплообменника, газы сгорания из первой реакционной области 3 охлаждаются до такой степени, что впрыск топлива в газы сгорания, который осуществляется через второе устройство 10 подачи топлива, не ведет к нежелательному преждевременному автоматическому воспламенению вне второй реакционной области 4. Например, газы сгорания охлаждаются до температуры около 1100C или ниже посредством этого теплообменника.
Топливо затем подается в горелку 9 посредством второго устройства 10 подачи топлива к охлажденным газам сгорания, при этом здесь горелки и подача топлива выполнены таким образом, чтобы образовать из топлива и газов сгорания обедненную смесь топливо/окислитель, которая сгорает во второй реакционной области 4 с хорошими показателями по выбросам вредных веществ и эффективности.
Газы сгорания, образованные во второй реакционной области 4, затем оказывают действие на расположенную далее турбину 5. В этом контексте может быть предусмотрено, что все автономно работающие элементы 100 камеры сгорания образуют общий кольцеобразный передаточный канал 17, так что на турбину 5, работающую непосредственно ниже по потоку, оказывается равномерное действие.
В результате охлаждения выхлопных газов сгорания первой реакционной области 3 перед тем, как вторые средства 9 подачи топлива будут впрыскивать топливо, может быть обеспечено образование достаточной смеси в области горелки 9 до автоматического воспламенения топлива, впрыснутого посредством второго устройства 9 подачи топлива. Эти меры гарантируют, что будет происходить требуемое сгорание обедненной смеси.
В результате охлаждения выхлопных газов сгорания первой реакционной области 3 возможно посредством второго устройства 10 подачи топлива подавать топливо непосредственно в охлажденные газы сгорания. Это особенно предпочтительно, так как тем самым могут использоваться обычные технологии для прямой подачи топлива, проверенные на практике.
Существенными преимуществами реализуемого таким образом сгорания обедненной смеси являются, с одной стороны, улучшенные показатели по выбросам вредных веществ и эффективности газотурбинного узла 1. С другой стороны, получают преимущества для тех случаев, когда газотурбинный узел 1 работает за пределами его номинального режима работы. Например, газотурбинный узел 1, а именно отдельные элементы 100 камеры сгорания, могут также работать и только с одной горелкой 8, 9, предпочтительно с первой горелкой 8, например чтобы обеспечить работу с частичной нагрузкой. При работе газотурбинного узла 1 с частичной нагрузкой первая горелка 8 может работать в ее номинальной рабочей точке, в результате чего хорошие показатели по выбросам вредных веществ и эффективности могут быть достигнуты даже в этом режиме работы. Кроме того, обеспечивается возможность кратковременного увеличения выходной мощности газотурбинного узла 1 во время старта и/или в периоды пиковых нагрузок, например за счет того, что увеличенное количество топлива подается во вторую горелку 9.
В частности, за счет того, что газотурбинный узел, взятый здесь за основу, работает с множеством автономно действующих элементов 100 камеры сгорания, также возможен вариант, для работы с частичной нагрузкой, когда нет необходимости уменьшать работающие компоненты до использования только первой горелки 8, а можно уменьшить количество полностью задействованных элементов 100 камеры сгорания. Таким образом, в газотурбинном узле 1 согласно изобретению при любом режиме работы могут быть обеспечены максимальные гибкость, увеличение эффективности и уменьшение выбросов вредных веществ.
Кроме того, необходимо отметить, что при последовательном сгорании по существу нет необходимости подавать дополнительный свежий газ (воздух) для получения обедненной смеси топливо/окислитель как для первой горелки 8, так и для второй горелки 9. Для этого соотношение топливо/воздух, выбираемое для смеси топливо/окислитель, подаваемой к первой горелке 8, является настолько низким, что количество топлива, требуемое для реакции горения во второй реакционной области 4, может быть подано в обедненные газы сгорания, образующиеся в первой горелке 8, и получаемая таким образом смесь топливо/окислитель для второй реакционной области 4 будет достаточна бедной для осуществления требуемого эффективного сгорания с низкими показателями по выбросам вредных веществ.
Хотя при охлаждении газов сгорания посредством описанного выше теплообменника массовый поток от первой реакционной области 3 ко второй реакционной области 4 остается по существу постоянным, массовый поток, поступающий во вторую реакционную область 4, может быть увеличен посредством устройства 16 впрыска согласно фиг. 1.
Таким образом, одновременно может быть получено увеличение выходной мощности расположенной далее турбины 5. Охлаждающие средства в переходном канале 11, которые работают с устройством 16 впрыска, полезны, в частности, в том случае, когда введение охлаждающей среды будет использоваться для кратковременного увеличения выходной мощности газотурбинного узла 1, например, для работы в периоды пиковой нагрузки и/или для ускорения старта газотурбинного узла 1.
Как уже было подробно описано выше, последовательное сгорание с использованием первой и второй горелок 8, 9 возможно даже в том случае, когда путь потока отдельных элементов 100 камеры сгорания не является непрерывно автономным между компрессором 2 и турбиной 5, но содержит промежуточные участки, имеющие равномерную кольцеобразную форму, как, например, в случае передаточного канала к турбине. Такой участок может относиться непосредственно к переходному каналу 11. В принципе не исключается вариант, когда одна из реакционных областей 3, 4 имеет равномерную кольцеобразную конструкцию. Поэтому также возможно, что автономные с точки зрения потока участки каждого элемента 100 камеры сгорания относятся только к областям в окрестности горелок 8, 9.
На фиг. 2 представлен разрез по линии II-II на фиг. 1. Здесь иллюстрируется конфигурация элементов 100 камеры сгорания, расположенных кольцеобразно вокруг ротора 12.
На фиг. 3 представлен элемент 200 камеры сгорания с переменным профилем поперечного сечения в направлении потока. На стороне входа первый участок элемента 200 камеры сгорания выполнен с не одной горелкой, а группой 201 горелок, которая в свою очередь может содержать одинаковые или разные горелки. Здесь могут использоваться горелки предварительного смешивания, диффузионные горелки, гибридные горелки и т.д., а также комбинации этих горелок. Первая реакционная область 3 расположена ниже по потоку от первой группы горелок и приблизительно соответствует реакционной области 3 на фиг. 1. На нижней по потоку стороне реакционной области 3 начальное поперечное сечение переходит в более узкое. Это сужение образует новое очень узкое поперечное сечение 203, в котором используется горелка 202 типа SEV (последовательная экологичная). Горелка 202 типа SEV реализует функцию второй горелки и выполняет задачу по завершению тепловой обработки горячих газов. Здесь снова могут использоваться не только отдельные горелки, но и группы горелок. Работа горелки 202 такого типа SEV известна специалисту в области техники. Далее расположена вторая реакционная область 4, которая, по меньшей мере вначале, имеет приблизительно круглое поперечное сечение, соответствующее первой реакционной области 3. Однако далее ее поперечное сечение переходит в прямоугольный профиль 204, обеспечивающий оптимальные условия для потока, который будет оказывать действие на расположенную далее турбину 5.
На фиг. 4 показан газотурбинный узел с по меньшей мере одним когерентным элементом 300 камеры сгорания.
ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ
1 - Газотурбинный узел
2 - Компрессор
3 - Первая реакционная область
4 - Вторая реакционная область
5 - Турбина
6 - Первое устройство подачи топлива
7 - Топливная трубка
8 - Первая горелка
9 - Вторая горелка
10 - Второе устройство подачи топлива
11 - Переходной канал
12 - Ротор
13 - Корпус
14 - Рубашка из охлаждающего воздуха
15 - Путь газов сгорания
16 - Устройство впрыска
17 - Кольцеобразный передаточный канал
18 - Отвод для охлаждающего воздуха
100, 200, 300 - Элемент камеры сгорания

Claims (15)

1. Газотурбинный узел, содержащий по существу по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну первую горелку (8, 201), по меньшей мере одну вторую горелку (9, 202), расположенную после первой горелки, по меньшей мере одну турбину (5), расположенную после второй горелки, по меньшей мере один ротор, при этом по меньшей мере первая горелка и/или вторая горелка (8, 9) образуют, в направлении потока пути сгорания, образованного горелками, составную часть по меньшей мере одного элемента (100, 200, 300) камеры сгорания, продолжающегося между компрессором (2) и турбиной (5) и являющегося закрытым, при этом элемент камеры сгорания имеет трубчатую или переменную форму поперечного сечения и продолжается на радиальном расстоянии от ротора газотурбинного узла, при этом
переходной канал (11) выполнен в виде диффузора, и горелка предварительного смешивания выполнена с возможностью работы по меньшей мере с обогащенным водородом топливом, а вторая горелка выполнена с возможностью работы по меньшей мере с обогащенным водородом топливом, причем
элементы камеры сгорания сходятся ниже по потоку от второй реакционной области (4) и выше по потоку от турбины (5) в кольцеобразный передаточный канал (17), и
вращающиеся части компрессора (2) и турбины (5) расположены на общем роторе (12),
газотурбинный узел является составной частью энергетической установки с комбинированным циклом газ/пар.
2. Газотурбинный узел по п. 1, отличающийся тем, что путь сгорания содержит по меньшей мере одну реакционную область (3, 4), расположенную ниже по потоку от горелки.
3. Газотурбинный узел по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере два элемента камеры сгорания содержат в направлении потока их пути сгорания по меньшей мере один переходной канал (11).
4. Газотурбинный узел по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что элементы камеры сгорания содержат на их пути потока по меньшей мере один кольцеобразный передаточный канал (17).
5. Газотурбинный узел по п. 1, отличающийся тем, что путь сгорания содержит по меньшей мере одну реакционную область (3, 4), расположенную ниже по потоку от горелки, при этом переходной канал (11) расположен ниже по потоку от первой реакционной области (3) и выше по потоку от второй горелки (9).
6. Газотурбинный узел по п. 5, отличающийся тем, что часть воздуха от компрессора и/или некоторое количество пара и/или другой газ могут быть введены в переходной канал.
7. Газотурбинный узел по п. 5, отличающийся тем, что переходной канал выполнен в виде теплообменника.
8. Газотурбинный узел по п. 1, отличающийся тем, что первая горелка (8) представляет собой горелку предварительного смешивания.
9. Газотурбинный узел по п. 1, отличающийся тем, что передаточный канал (17) функционально сообщается по текучей среде выше по потоку от турбины (5) с выходящими здесь трубчатыми элементами камеры сгорания.
10. Газотурбинный узел по п. 1, отличающийся тем, что передаточный канал (17) к турбине (5) имеет когерентное кольцеобразное проточное поперечное сечение.
11. Способ работы газотурбинного узла, содержащего по существу по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну первую горелку (8, 201), по меньшей мере одну вторую горелку (9, 202), расположенную после первой горелки, по меньшей мере одну турбину (5), расположенную после второй горелки, при этом по меньшей мере первая горелка и вторая горелка (8, 9) образуют, в направлении потока их пути сгорания, составную часть трубчатого элемента (100, 200, 300) камеры сгорания, продолжающегося между компрессором (2) и турбиной (5) и являющегося закрытым, при этом элементы камеры сгорания расположены кольцеобразно вокруг ротора (12) газотурбинного узла, а элемент камеры сгорания выполнен с возможностью работы посредством последовательного сгорания, при этом
тепловой потенциал выхлопных газов из газотурбинного узла используют для работы парового контура,
газотурбинный узел подвергают работе с множеством трубчатых элементов камеры сгорания, расположенных вокруг ротора и при работе осуществляющих относительно друг друга автономное или сообщающееся сгорание,
топливо для первой горелки и/или второй горелки образовано обедненной смесью, и дополнительное топливо впрыскивают в промежуточный переходной канал (11), причем в качестве топлива используют обедненную смесь и/или высокоактивный газ.
12. Способ по п. 11, отличающийся тем, что газы сгорания от первого сгорания охлаждают в промежуточном переходном канале (11) ниже по потоку от реакционной области (3), относящейся к первой горелке (8), и выше по потоку от второй горелки (9).
13. Способ по п. 12, отличающийся тем, что газы сгорания от первого сгорания охлаждают посредством теплообменника в промежуточном переходном канале (11) ниже по потоку от реакционной области (3), относящейся к первой горелке (8), и выше по потоку от второй горелки (9).
14. Способ по п. 11, отличающийся тем, что для охлаждения газов сгорания используют инертную текучую среду, в частности воду, водяной пар, свежий воздух, перепускной воздух или охлаждающий воздух.
15. Способ по п. 11, отличающийся тем, что первое топливо подают к первой горелке (8), второе топливо подают ко второй горелке (9) и второе топливо впрыскивают непосредственно в газы сгорания от первого сгорания.
RU2013149862/06A 2011-04-08 2012-04-05 Газотурбинный узел и соответствующий способ работы RU2563446C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH636/11 2011-04-08
CH00636/11A CH704829A2 (de) 2011-04-08 2011-04-08 Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren.
PCT/EP2012/056323 WO2012136787A1 (de) 2011-04-08 2012-04-05 Gasturbogruppe und zugehöriges betriebsverfahren

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013149862A RU2013149862A (ru) 2015-05-20
RU2563446C2 true RU2563446C2 (ru) 2015-09-20

Family

ID=46001168

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013149862/06A RU2563446C2 (ru) 2011-04-08 2012-04-05 Газотурбинный узел и соответствующий способ работы

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10774740B2 (ru)
EP (1) EP2694878B1 (ru)
JP (1) JP5946519B2 (ru)
KR (1) KR101638333B1 (ru)
CN (1) CN103443542B (ru)
BR (1) BR112013025839A2 (ru)
CA (1) CA2832493C (ru)
CH (1) CH704829A2 (ru)
MX (1) MX2013010930A (ru)
RU (1) RU2563446C2 (ru)
WO (1) WO2012136787A1 (ru)

Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104541104A (zh) * 2012-08-24 2015-04-22 阿尔斯通技术有限公司 利用稀释气体混合器的连续燃烧
CA2829613C (en) * 2012-10-22 2016-02-23 Alstom Technology Ltd. Method for operating a gas turbine with sequential combustion and gas turbine for conducting said method
CA2830031C (en) 2012-10-23 2016-03-15 Alstom Technology Ltd. Burner for a can combustor
KR20150074155A (ko) 2012-10-24 2015-07-01 알스톰 테크놀러지 리미티드 희석 가스 혼합기를 가진 연속 연소
EP2725196A1 (en) 2012-10-24 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Combustor transition
EP2725197A1 (en) 2012-10-24 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Combustor transition
US9322556B2 (en) 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US10436445B2 (en) 2013-03-18 2019-10-08 General Electric Company Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine
US9631812B2 (en) 2013-03-18 2017-04-25 General Electric Company Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine
US9360217B2 (en) 2013-03-18 2016-06-07 General Electric Company Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine
US9383104B2 (en) * 2013-03-18 2016-07-05 General Electric Company Continuous combustion liner for a combustor of a gas turbine
US9400114B2 (en) 2013-03-18 2016-07-26 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US9316396B2 (en) * 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine
JP2016516975A (ja) * 2013-04-25 2016-06-09 ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ 希釈ガスを備えた多段燃焼
EP2796789B1 (en) 2013-04-26 2017-03-01 General Electric Technology GmbH Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine
EP2894405B1 (en) * 2014-01-10 2016-11-23 General Electric Technology GmbH Sequential combustion arrangement with dilution gas
US10400674B2 (en) * 2014-05-09 2019-09-03 United Technologies Corporation Cooled fuel injector system for a gas turbine engine and method for operating the same
US9869250B2 (en) * 2014-05-20 2018-01-16 United Technologies Corporation Particle tolerant turboshaft engine
EP2993404B1 (en) * 2014-09-08 2019-03-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Dilution gas or air mixer for a combustor of a gas turbine
EP3015661A1 (en) 2014-10-28 2016-05-04 Alstom Technology Ltd Combined cycle power plant
EP3015772B1 (en) 2014-10-31 2020-01-08 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor arrangement for a gas turbine
EP3015771B1 (en) 2014-10-31 2020-01-01 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor arrangement for a gas turbine
EP3023696B1 (en) 2014-11-20 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Lobe lance for a gas turbine combustor
EP3026219B1 (en) 2014-11-27 2017-07-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Support segment for a transition piece between combustor and turbine
EP3026218B1 (en) 2014-11-27 2017-06-14 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement
EP3037728B1 (en) 2014-12-22 2020-04-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Axially staged mixer with dilution air injection
EP3037726B1 (en) 2014-12-22 2018-09-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Separate feedings of cooling and dilution air
EP3124749B1 (en) 2015-07-28 2018-12-19 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement
US20180258778A1 (en) * 2015-08-28 2018-09-13 Siemens Aktiengesellschaft Non-axially symmetric transition ducts for combustors
CN105423341B (zh) * 2015-12-30 2017-12-15 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 有值班火焰的预混式低排放燃气轮机燃烧室
JP6839452B2 (ja) 2016-02-18 2021-03-10 ユーアール２４ テクノロジー，エルエルシー 自動尿採取器−分析器
EP3306199B1 (en) 2016-10-06 2020-12-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor device for a gas turbine engine and gas turbine engine incorporating said combustor device
IT201600127713A1 (it) * 2016-12-16 2018-06-16 Ansaldo Energia Spa Gruppo bruciatore per un impianto a turbina a gas, impianto a turbina a gas comprendente detto gruppo bruciatore e metodo per operare detto impianto
DE102017121841A1 (de) * 2017-09-20 2019-03-21 Kaefer Isoliertechnik Gmbh & Co. Kg Verfahren und Vorrichtung zur Umsetzung von Brennstoffen
EP3517759A1 (en) * 2018-01-25 2019-07-31 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine plant and method for operating a gas turbine plant
EP3702670B1 (en) * 2019-02-28 2021-12-15 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for operating a sequential combustor of a gas turbine
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
USD969308S1 (en) 2020-05-28 2022-11-08 Ur24Technology, Inc. Fluid collection apparatus
US11371709B2 (en) 2020-06-30 2022-06-28 General Electric Company Combustor air flow path
CN114508425B (zh) * 2021-12-06 2023-06-06 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于换热、射流及补氧的发动机进口空气冷却方法
US11828469B2 (en) 2022-03-03 2023-11-28 General Electric Company Adaptive trapped vortex combustor
US11747019B1 (en) * 2022-09-02 2023-09-05 General Electric Company Aerodynamic combustor liner design for emissions reductions
US11788724B1 (en) * 2022-09-02 2023-10-17 General Electric Company Acoustic damper for combustor

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5626017A (en) * 1994-07-25 1997-05-06 Abb Research Ltd. Combustion chamber for gas turbine engine
RU2106573C1 (ru) * 1993-04-08 1998-03-10 Асеа Браун Бовери АГ Горелка с предварительным смешиванием
WO2003038253A1 (de) * 2001-10-31 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Sequentiell befeuerte gasturbogruppe
DE10312971A1 (de) * 2003-03-24 2004-12-02 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren
RU2447304C2 (ru) * 2010-03-19 2012-04-10 Общество с ограниченной ответственностью Финансово-промышленная компания "Космос-Нефть-Газ" Газотурбинная установка

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1309873C (en) * 1987-04-01 1992-11-10 Graham P. Butt Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling
JPH01114623A (ja) * 1987-10-27 1989-05-08 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
CH674561A5 (ru) 1987-12-21 1990-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
CH687269A5 (de) 1993-04-08 1996-10-31 Abb Management Ag Gasturbogruppe.
DE59309644D1 (de) 1993-09-06 1999-07-15 Asea Brown Boveri Verfahren zur Erstellung eines Teillastbetriebes bei einer Gasturbogruppe
DE59307747D1 (de) 1993-09-06 1998-01-08 Asea Brown Boveri Verfahren zur Regelung einer mit zwei Brennkammern bestückten Gasturbogruppe
CA2141066A1 (en) * 1994-02-18 1995-08-19 Urs Benz Process for the cooling of an auto-ignition combustion chamber
DE4435266A1 (de) 1994-10-01 1996-04-04 Abb Management Ag Brenner
DE4446610A1 (de) 1994-12-24 1996-06-27 Abb Management Ag Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe
US5974781A (en) * 1995-12-26 1999-11-02 General Electric Company Hybrid can-annular combustor for axial staging in low NOx combustors
US20020157400A1 (en) * 2001-04-27 2002-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine with combined can-type and annular combustor and method of operating a gas turbine
US20030221409A1 (en) * 2002-05-29 2003-12-04 Mcgowan Thomas F. Pollution reduction fuel efficient combustion turbine
DE10233113A1 (de) * 2001-10-30 2003-05-15 Alstom Switzerland Ltd Turbomaschine
WO2003038242A1 (de) * 2001-10-30 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Turbomaschine
US6568187B1 (en) * 2001-12-10 2003-05-27 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
US6792763B2 (en) * 2002-08-15 2004-09-21 Power Systems Mfg., Llc Coated seal article with multiple coatings
US6868676B1 (en) * 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
US8015818B2 (en) * 2005-02-22 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Cooled transition duct for a gas turbine engine
US20070033945A1 (en) * 2005-08-10 2007-02-15 Goldmeer Jeffrey S Gas turbine system and method of operation
US8387398B2 (en) * 2007-09-14 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel
EP2072899B1 (en) * 2007-12-19 2016-03-30 Alstom Technology Ltd Fuel injection method
US8166764B2 (en) * 2008-07-21 2012-05-01 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
US8549859B2 (en) * 2008-07-28 2013-10-08 Siemens Energy, Inc. Combustor apparatus in a gas turbine engine
US8661779B2 (en) * 2008-09-26 2014-03-04 Siemens Energy, Inc. Flex-fuel injector for gas turbines
US20100175386A1 (en) * 2009-01-09 2010-07-15 General Electric Company Premixed partial oxidation syngas generation and gas turbine system
CH700796A1 (de) 2009-04-01 2010-10-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zum CO-emissionsarmen Betrieb einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung und Gasturbine mit verbessertem Teillast- Emissionsverhalten.
US8616002B2 (en) * 2009-07-23 2013-12-31 General Electric Company Gas turbine premixing systems
US8925328B2 (en) * 2009-10-26 2015-01-06 Siemens Energy, Inc. Gas turbine starting process
RU2531110C2 (ru) * 2010-06-29 2014-10-20 Дженерал Электрик Компани Газотурбинная установка и установка, содержащая лопатки-форсунки (варианты)
EP2738372B1 (en) * 2012-11-29 2018-02-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine temperature measurement

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2106573C1 (ru) * 1993-04-08 1998-03-10 Асеа Браун Бовери АГ Горелка с предварительным смешиванием
US5626017A (en) * 1994-07-25 1997-05-06 Abb Research Ltd. Combustion chamber for gas turbine engine
WO2003038253A1 (de) * 2001-10-31 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Sequentiell befeuerte gasturbogruppe
DE10312971A1 (de) * 2003-03-24 2004-12-02 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren
RU2447304C2 (ru) * 2010-03-19 2012-04-10 Общество с ограниченной ответственностью Финансово-промышленная компания "Космос-Нефть-Газ" Газотурбинная установка

Also Published As

Publication number Publication date
CN103443542A (zh) 2013-12-11
EP2694878A1 (de) 2014-02-12
CH704829A2 (de) 2012-11-15
KR101638333B1 (ko) 2016-07-12
WO2012136787A1 (de) 2012-10-11
CA2832493C (en) 2017-05-30
EP2694878B1 (de) 2018-12-12
BR112013025839A2 (pt) 2016-12-20
US20140033728A1 (en) 2014-02-06
RU2013149862A (ru) 2015-05-20
MX2013010930A (es) 2014-06-05
KR20140027237A (ko) 2014-03-06
JP2014510256A (ja) 2014-04-24
CN103443542B (zh) 2016-10-26
CA2832493A1 (en) 2012-10-11
JP5946519B2 (ja) 2016-07-06
US10774740B2 (en) 2020-09-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2563446C2 (ru) Газотурбинный узел и соответствующий способ работы
JP5544141B2 (ja) ガスタービンにおける統合型燃焼器−第１段ノズル並びに関連する方法
JP3984314B2 (ja) パワーステーションプラントの運転法
RU2621566C2 (ru) Топливовоздушная форсунка (варианты ), камера сгорания для газотурбинного двигателя (варианты ) и способ работы топливовоздушной форсунки (варианты )
EP2700878B1 (en) Method and apparatus for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine
RU2534189C2 (ru) Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины
CN104541104A (zh) 利用稀释气体混合器的连续燃烧
KR20150039107A (ko) 연속 연소 장치를 갖는 가스 터빈
KR101555500B1 (ko) 연속 연소에 의한 가스터빈 작동방법 및 상기 방법을 실시하는 가스터빈
JP6092047B2 (ja) ガスタービンのシーケンシャル燃焼式システムにおいて希釈空気を混合するための方法
JP2008082247A (ja) ガスタービン
WO2015053004A1 (ja) ガスタービンの燃料噴射装置
TW201615963A (zh) 具有廢氣再循環的軸向階段燃燒系統
US8413446B2 (en) Fuel injector arrangement having porous premixing chamber
US20110265485A1 (en) Fluid cooled injection nozzle assembly for a gas turbomachine
CN106468449B (zh) 带有用于稀释的冷却气体的连续燃烧布置
JP6148133B2 (ja) ガスタービン燃焼器及びガスタービンシステム
US20190032919A1 (en) Gas turbine combustor
JP3706455B2 (ja) 水素燃焼タービン用水素・酸素燃焼器
KR20180093816A (ko) 가스 터빈 발전소의 연소기를 위한 버너 조립체 및 상기 버너 조립체를 포함하는 연소기
JP2004308596A (ja) 蒸気噴射ガスタービンの出力制御方法
JPH09184429A (ja) ガスタービン群を駆動するための方法
JPH08135910A (ja) ガスタービン燃焼装置およびその制御方法
JP2004293519A (ja) 蒸気噴射ガスタービンの燃焼制御方法

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20170518