RU2635422C2 - Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина - Google Patents

Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина Download PDF

Info

Publication number
RU2635422C2
RU2635422C2 RU2016112464A RU2016112464A RU2635422C2 RU 2635422 C2 RU2635422 C2 RU 2635422C2 RU 2016112464 A RU2016112464 A RU 2016112464A RU 2016112464 A RU2016112464 A RU 2016112464A RU 2635422 C2 RU2635422 C2 RU 2635422C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
section
cross
gas turbine
hole
Prior art date
Application number
RU2016112464A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016112464A (ru
Inventor
Торстен ЭНГЛЕР
Мануэль ГУТЕРМУТ
Томас КЕРСТИНС
Маттиас КЛЯЙНЕНХАММАНН
Норберт КНЮВЕР
Кай ЗЮЗЕЛЬБЕК
Марк ТЕРТИЛЬТ
Ульрих Вагнер
Франк ВАЙДНЕР
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2016112464A publication Critical patent/RU2016112464A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2635422C2 publication Critical patent/RU2635422C2/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
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • 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
    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
    • F02C9/50—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with control of working fluid flow
    • F02C9/52—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with control of working fluid flow by bleeding or by-passing 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
    • F05D2270/112—Purpose of the control system to prolong engine life by limiting temperatures
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature
    • 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
    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
    • 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
    • F23R2900/03342—Arrangement of silo-type combustion chambers
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение касается газовой турбины, а также способа ее эксплуатации. Газовая турбина имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания с горелкой и турбину для сброса давления. Предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания. При этом поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно регулировать с помощью регулирующего органа, причем скорость изменения поперечного сечения отверстия выбирается таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания были постоянными. Изобретение позволяет опускать диапазон с частичной нагрузкой для создания более низких мощностей без превышения предельных значений выброса окиси углерода. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Данное изобретение касается способа работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой, которая имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания, предусмотренную с горелкой, и турбину для сброса давления, причем предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания. Также данное изобретение касается такой газовой турбины.
Уровень техники
Газовые турбины, в которых для создания более низкой мощности используется частичная нагрузка, обычно ограничены по мощности в силу требований, регламентирующих предельные значения выброса окиси углерода. При снижении частичной нагрузки, для создания более низких мощностей, температура в первичной зоне сгорания обычно значительно снижается. Если эта температура в первичной зоне в газовой турбине становится ниже обычных предельных значений температуры, количество выбросов окиси углерода увеличивается по экспоненте, поскольку при сгорании окиси углерода больше не образуется в достаточной мере двуокись углерода. Поэтому при достижении предварительно определенных предельных значений необходимо ограничивать режим с частичной нагрузкой для создания более низких значений мощности, чтобы не нарушались предельные значения выброса окиси углерода. Такое ограничение влияет также на работу соединенной с такой газовой турбиной паротурбинной установки- (аналогично газо-паровой энергетической установке, GuD), поскольку нельзя уменьшить мощность турбины, что, возможно, желает потребитель, если предельное значение температуры в первичной зоне стало ниже предварительно определенных предельных значений.
Таким образом, с целью соблюдения предварительно определенных предельных значений выброса окиси углерода, эксплуатирующее предприятие электростанции вынуждено периодически выключать газовую турбину, т.е. соединенную с этой газовой турбиной паротурбинную установку, или сохранять прежние параметры в диапазоне с частичной нагрузкой, который обеспечивает работоспособность установки при мощности, которая выше технически возможной минимальной мощности.
Раскрытие изобретения
Задача изобретения заключается в том, чтобы создать газовую турбину, т.е. способ работы такой газовой турбины, который позволяет, кроме того, опускать диапазон с частичной нагрузкой, без превышения предельных значений выброса окиси углерода. Другими словами, диапазон частичной нагрузки газовой турбины, таким образом, необходимо расширить с нижней стороны с соблюдением предельных значений выброса окиси углерода. Прежде всего, этот диапазон частичной нагрузки необходимо предусмотреть в рамках другого, технически доступного диапазона нагрузки, который можно создать посредством соответствующей регулировки направляющей лопатки (так называемого диапазона регулировки направляющей лопатки).
Такого типа техническая задача поставлена в публикациях US 2010/0175387 А1 и US 5,537,864. В этих документах предлагается посредством соответствующего блока управления регулировать количество воздуха, подаваемого из компрессора по байпасному проточному каналу таким образом, чтобы температура в первичной зоне менялась незначительно. Однако поскольку саму температуру в первичной зоне нельзя измерить напрямую, такие блоки управления всегда зависят от предварительно определенных приемок, т.е. оценок.
В этом месте следует внимание на то, что температура в первичной зоне (TRZ) - это рассчитанная по балансу энергии вокруг горелки и пламени средняя температура, которая описывает термодинамическое состояние горячего газа после завершения химической реакции. Поэтому TRZ соотносится с долей окиси углерода в отработанном газе.
Раскрытие изобретения
Таким образом, желательно создать способ, который сможет предотвратить вышеуказанные проблемы, и который одновременно сможет предусмотреть контролируемые величины, которые могут лучше определяться.
Задача данного изобретения решается в способе работы газовой турбины с признаками по п. 1 формулы изобретения, а также в газовой турбине признаками пункта 7 формулы изобретения.
В частности, положенные в основу изобретения задачи решаются посредством способа эксплуатации такой газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой, которая имеет компрессор для подготовки воздуха, предусмотренную вместе с горелкой камеру сгорания и турбину для сброса давления, причем, кроме того, предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания, и причем, кроме того, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно регулировать с помощью регулирующего органа, способ которого имеет следующие шаги:
- работа газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой;
- регулировка поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала таким образом, чтобы выбрать скорость изменения сечения отверстия таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания, главным образом, была постоянной, в частности, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания менялась не более, чем на 10%.
Кроме того, положенные в основу изобретения задачи решаются в газовой турбине, которая имеет компрессор для подготовки воздуха, предусмотренную с горелкой камеры сгорания и турбину для сброса давления, причем, кроме того, предусмотрен байпасный проточный канал, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины направлять воздух компрессора на горелку и на поток горячего газа, образовавшийся в камере сгорания, и причем, кроме того, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно регулировать с помощью регулирующего органа, причем, кроме того, содержится регулирующее устройство, которое выполнено для того, чтобы таким образом регулировать поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала, чтобы выбрать скорость изменения сечения отверстия таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания, главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания менялась не более, чем на 10%.
При этом регулирующее устройство предпочтительно выполнено в виде регулирующего элемента, однако, оно может быть выполнено в виде управляющего модуля. При этом регулирующее устройство обеспечивает автоматическую регулировку скорости изменения поперечного сечения отверстия, т.е. поперечного сечения отверстия.
Следует обратить внимание на то, что относительную потерю давления в камере сгорания можно рассчитать как отношение разности давлений в камере сгорания к конечному давлению компрессора. При этом дифференциальное давление в камере сгорания получается как разность двух статических давлений, которые определяются в различных точках измерения в камере сгорания. Обычно давление определяется перед горелкой, т.е. в зоне горелки, и величина давления внутри камеры сгорания, почти на конце зоны сгорания. Разность давлений, рассчитанная по двум значениям давления, делится на конечное давление компрессора, которое, как уже видно из названия, описывает статическое давление на конце компрессора и также может определяться с помощью измерений.
Также следует обратить внимание на то, что, согласно изобретению, температура материала камеры сгорания относится к температуре материала, которая измеряется непосредственно или также косвенно. Такой температурой, в частности, является температура стенки камеры сгорания, температура плитки камеры сгорания, или иногда температура узла с пламенной трубой, который содержит камера сгорания.
Наличие вышеописанного байпасного проточного канала в газовой турбине уже известно из уровня техники. Так, например, в документе DE 4339724 С1 описана газовая арматура, которая имеет общую стенку между выходом компрессора и входом турбины. Эта стенка имеет одну заслонку, которая закрывает соответствующий шлиц в этой стенке. При этом шлицы должны быть предусмотрены аналогично байпасному проточному каналу. Шлицы могут по-разному регулироваться относительно поперечного сечения отверстия посредством приведения в действия заслонки. В соответствии с теорией, изложенной в документе DE 4339724 С1, предусмотрена регулировка шлицов в соответствии с мощностью газовой турбины, чтобы, таким образом, удерживать массовый поток в турбине на соответствующем уровне. При сбросе нагрузки, для того, чтобы предотвратить самопроизвольное ускорение газовой турбины, шлицы могут перемещаться в конечное положение, посредством соответствующего приведения в действие, резко, чтобы, таким образом, предотвратить перекрытие (байпасе) горелки воздухом компрессора. Однако описанный в документе DE 4339724 С1 режим работы предусмотрен исключительно для регулировки мощности и не позволяет, тем самым, работать в режиме, который выполняется в соответствии с предельными значениями выброса окиси углерода.
В этом месте следует обратить внимание на то, что публикация документа DE 4339724 С1 возможна исключительно со ссылкой на данную заявку.
Регулировка поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала может теперь обеспечить возможность работы в соответствии с предельными значениями выброса окиси углерода в режиме с частичной нагрузкой можно было достичь режима. При этом поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно на время изменить, так, чтобы выбрать изменение скорости поперечного сечения отверстия таким образом, чтобы температура в первичной зоне, главным образом, была постоянной. При этом температура в первичной зоне остается, главным образом, постоянной внутри диапазона мощности газовой турбины, определенного посредством диапазона регулировки направляющей лопатки. При достижении минимального диапазона регулировки направляющей лопатки температура в первичной зоне обычно всегда выше температуры, начиная с которой следует рассчитывать на значительное увеличение выбросов окиси углерода. Соответствующие методы оценки такой температуры известны из уровня техники.
В результате таких методов оценки тепловых параметров, т.е. соответствующих расчетных методов, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала можно также рассчитать для трубопроводов, частичная нагрузка которых, в частности, лежат ниже диапазона мощности газовой турбины, определенного посредством диапазона регулировки направляющей лопатки, причем иногда в качестве краевого условия можно обеспечить, главным образом, постоянную температуру в первичной зоне. Такие методы оценки, т.е. расчетные методы, могут основываться также на пробных измерениях. Если теперь частичная нагрузка уменьшается, согласно изобретению, выполняется непрерывная регулировка поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала в сторону больших значений, так что в результате обеспечивается компенсации давления между расположенной на напорной стороне зоной байпасного проточного канала (камера сгорания) и расположенной на всасывающей стороне зоной байпасного проточного канала (сборная емкость для воздуха компрессора).
В результате этого также уменьшается перепад давления, который определяет скорость потока воздуха, направленного на горелку. Одновременно можно также -менять, в зависимости от варианта выполнения газовой турбины - мощность охлаждения для охлаждения камеры сгорания, и, в результате подачи воздуха компрессора в каналы охлаждения камеры сгорания, охлаждаются нагревающиеся под воздействием горячего газа детали в камере сгорания. В этом месте следует упомянуть, в частности, газовую турбину типа SGT Х-2000Е фирмы-заявителя, в которой предусмотрены такие каналы охлаждения для охлаждения колен пламенной трубы посредством резкого охлаждения (см. почти также DE 4339724 С1).
В результате снижения давления направленного на горелку потока воздуха компрессора происходит также снижение мощности охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания. Если, теперь тепловые нагрузки для нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания в результате уменьшения охлаждения становятся слишком большими, возможно повреждение материала, а также выход из строя отдельных деталей конструкции. Для того, чтобы предотвратить такое развитие событий, в данном случае, согласно изобретению, предлагается, изменить скорость изменения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала, а именно, таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания использовались как регулируемые величины. Посредством, главным образом, постоянной относительной потери давления в камере сгорания, скорость потока воздуха компрессора также удерживается, главным образом, постоянной для охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания. В результате обеспечивается, главным образом, постоянная скорость охлаждения, что позволяет предотвратить увеличение значений температур, воздействию которых подвергается нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания.
Согласно варианту выполнения, предлагается выполнить газовую турбину посредством способа для режима с частичной нагрузкой со следующими шагами:
- работа газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой;
- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%. Это должно выполняться, в частности, при уменьшении частичной нагрузки, а именно, прежде всего, до тех пор, пока тепловые нагрузки для нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания не станут слишком большими. Затем можно приводить в действие газовую турбину посредством способа согласно пункту 1 формулы изобретении, так чтобы результирующая мощность охлаждения в камере сгорания, т.е. нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания, главным образом, была постоянной. Согласно варианту выполнения, температура в первичной зоне, таким образом, прежде всего, используется как соответствующая регулируемая величина, причем после того, как температура достигла предельного значения, которое больше нельзя превышать, относительная потеря давления в камере сгорания или температура материала камеры сгорания используется как другая регулируемая величина. Посредством комбинирования режимов работы, т.е. посредством выбора соответствующих отдельных режимов работы, обеспечивается возможность поддержания величины выброса окиси углерода, главным образом, на постоянном уровне, т.е. в пределах предварительно определенных предельных значений.
Скорость изменения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала выбирается во время режима с частичной нагрузкой таким образом, чтобы было возможно снизить частичную нагрузку внутри предельных значений, специфических для данной установки (иногда определяется посредством диапазона регулировки направляющей лопатки).
Согласно изобретению, возможно выполнить изменение поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала в виде постоянного и/или пошагового изменения во времени, причем соответствующие изменения выполняются таким образом, чтобы положенные в основу регулирующие величины (иногда относительная потеря давления в камере сгорания, главным образом, оставались постоянными, в частности, менялись не более, чем на 10%. Соответствующим образом выполненные изменения, в случае дискретного изменения, могут быть положены в основу аналогично опорным точкам в регулирующем устройстве, которые затем, в случае необходимости, вызывают соответствующее изменение поперечного сечения отверстия. При этом под скоростью изменения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала следует понимать временные средние значения, определенные через отдельные дискретные опорные точки.
Согласно первому и, в частности, предпочтительному варианту выполнения предложенного в изобретении способа, предусмотрено, что во время первого интервала времени способ для работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой выполняется с помощью следующих шагов:
- работа газовой турбины (100) в режиме частичной нагрузкой;
- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%. Во время второго интервала времени способ выполняется по пункту 1 формулы изобретения, причем, в частности, второй интервал времени следует за первым интервалом времени. Как подробно пояснялось выше, можно обеспечить, таким образом, особенно эффективный режим работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой, который позволяет обеспечить работу с соответствующими значениями выброса окиси углерода даже при очень малых диапазонах частичной нагрузки. Согласно варианту выполнения, особенно предпочтительно, чтобы при этом частичная нагрузка уменьшалась через интервалы времени, в частности, уменьшалась через оба интервала времени.
Согласно другому варианту выполнения предложенного в изобретении способа предусмотрено, что способ для работы газовой турбины с частичной нагрузкой имеет следующие шаги:
- работа газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой;
- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10% во время первого интервала времени до тех пор, пока первый тепловой параметр не достигнет предварительно определенного первого предельного значения, причем, в этом случае, в частности, второй интервал времени, во время которого способ выполняется по пункту 1 формулы изобретения, следует за первым интервалом. Таким образом, первый тепловой параметр является, в частности, мерой для мощности охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания. Таким образом, при превышении теплового предельного значения (первого предельного значения) можно обеспечить более безопасную работу газовой турбины даже при еще более низкой мощности в режиме с частичной нагрузкой, чем во время первого интервала времени, не превышая предельные значения выброса окиси углерода.
Согласно другому, особенно предпочтительному способу, предусмотрено, что способ выполняется по пункту 1 формулы изобретения при уменьшении частичной нагрузки до тех пор, пока второй тепловой параметр не достигнет предварительно определенного второго предельного значения, причем, в этом случае, в частности, изменение поперечного сечения отверстия выбирается таким образом, что поперечное сечение отверстия уменьшается, в частности, уменьшается постепенно. Такое техническое мероприятие может иногда потребоваться, поскольку относительная потеря давления в камере сгорания зависит от условий окружающей среды, и, таким образом, не всегда можно обеспечить достаточную мощность охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания, если' значения температур окружающей среды очень высокие. Если теперь, несмотря на постоянное, т.е. постепенное увеличение поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала, достаточная мощность охлаждения не обеспечивается, может быть превышено второе предельное значение второго теплового параметра. Тепловым параметром является, в частности, соответствующая регулируемая величина, которая регистрирует температурную нагрузку в камере сгорания, и, таким образом, обеспечивает безопасную работу газовой турбины. Соответствующим параметром для такой температурной нагрузки может быть, например, измеренная температура материала (предпочтительно в камере сгорания), которая регистрируется непосредственно или косвенно с помощью термоэлемента, т.е. эквивалентный параметр, например, такой, как относительная потеря давления в камере сгорания или другая соответствующая тепловая величина.
Если теперь второе предельное значение достигается посредством второго теплового параметра, поперечное сечение отверстия байпасного проточного канала уменьшается. Такое уменьшение предпочтительно выполняется с шириной шага примерно 10% от всего диапазона перемещения. Вследствие этого массовый поток охлаждающего воздуха снова увеличивается, и нагревающиеся под воздействием горячего газа детали камеры сгорания усиленно охлаждаются. Согласно варианту выполнения, этот процесс при постепенном изменении можно повторять до тех пор, пока второй тепловой параметр не достигнет значения выше другого третьего теплового предельного значения.
В соответствии с другим вариантом выполнения способа предусмотрено, что при уменьшении поперечного сечения отверстия и при достижении третьего теплового предварительно определенного предельного значения изменение поперечного сечения отверстия выбирается посредством второго теплового параметра таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия снова увеличилось, в частности, снова увеличивалось постепенно. При этом постепенное увеличение можно предпочтительно выполнять с шагами примерно 10% от всего диапазона перемещения. Таким образом, посредством выполненного сначала уменьшения и посредством последующего за ним увеличения поперечного сечения отверстия байпасного проточного канала можно обеспечить стабильное регулирование газовой турбины.
Согласно особенно предпочтительному варианту выполнения предложенного в изобретении способа, предусмотрено, что способ выполняется внутри диапазона регулировки направляющих лопаток. Вследствие этого, как пояснялось выше, диапазон мощности с частичной нагрузкой, кроме того, может продолжать сокращаться, но предельные значения СО не должны нарушаться. Таким образом, можно значительно улучшить гибкость работы газовой турбины.
Согласно первому, особенно предпочтительному варианту выполнения предложенной в изобретении газовой турбины, предусмотрено, что, кроме того, содержатся одна схема регулирования и один измерительный зонд, причем измерительный зонд выполнен для регистрации теплового параметра, а схема регулирования выполнена для того, чтобы при уменьшении частичной нагрузки при достижении предварительного определенного предельного значения (второе предельное значение) теплового параметра (второй тепловой параметр) выбирать изменение поперечного сечения отверстия таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия снова уменьшалось, в частности, уменьшалось постепенно.
Как, кроме того, было описано выше, можно обеспечить стабильное регулирование газовой турбины, причем одновременно в расчете может учитываться зависимость относительной потери давления в камере сгорания от условий окружающей среды. Также одновременно можно обеспечить защиту нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания посредством достаточного охлаждения.
Согласно другому, особенно предпочтительному варианту выполнения предложенной в изобретении турбины, предусмотрено, что газовая турбина выполнена таким образом, что направленный на горелку воздух компрессора частично предусмотрен для охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания, в частности, колен пламенной трубы, с помощью трубопровода через каналы охлаждения в камере сгорания. Посредством наличия каналов охлаждения в камере сгорания можно обеспечить, в частности, при выполнении способа по пункту 1 формулы изобретения, достаточную мощность охлаждения. Таким образом, можно предотвратить перегрев и появление в результате него повреждений нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания.
Далее изобретение следует описать более подробно со ссылкой на отдельные фигуры. При этом следует отметить, что технические элементы, которые имеют одинаковые условные обозначения, имеют одинаковые технические функции.
Также следует обратить внимание на то, что на последующих фигурах изображения представлены лишь схематично, и таким образом, оснований для ограничения в отношении выполнимости изобретения нет.
Также следует отметить, что поясненные далее элементы функционируют друг с другом в любой комбинации, если эта комбинация может решить положенные в основу изобретения задачи.
Краткое описание чертежей
На них показаны:
Фиг. 1 - схематичное изображение изменения температуры в первичной зоне (TRZ) в зависимости от относительной мощности газовой турбины (ΔGTP) при полностью закрытом и открытом поперечном сечении отверстия байпасного проточного канала;
Фиг. 2 - изображение диаграммы относительного поперечного сечения отверстия (RQ) в зависимости от скорректированной температуры на выходе турбины (ОТС) внутри диапазона регулировки направляющих лопаток (LSVB) в соответствии с соответствующими вариантами выполнения предложенного в изобретении режима работы с частичной нагрузкой;
Фиг. 3 - функциональная зависимость второго теплового параметра (ТК2) в зависимости от времени (t) в режиме для уменьшения мощности частичной нагрузки при достижении второго предельного значения (GW2), а также третьего предельного значения (GW3);
Фиг. 4 - вариант выполнения предложенного в изобретении способа по пункту 1 формулы изобретения в виде диаграммы потока;
Фиг. 5 - вариант выполнения предложенной в изобретении газовой турбины на перспективном виде, в боковом сечении;
Фиг. 6 - упрощенный схематичный вид в сечении показанной на фиг. 5 газовой турбины.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 показано изображение хода изменения температуры в первичной зоне TRZ (в °С) в зависимости от относительной мощности газовой турбины ΔGTP (в %). На ней изображены два принципиально отличающихся режима работы газовой турбины, а именно, один - при полностью закрытом байпасном проточном канале (режим работы 200), а также один - при полностью открытом байпасном проточном канале (режим работы 210). Можно хорошо видеть, что в обоих режимах работы 200 и 210 ход изменения имеет более плоский участок в области диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB, на котором газовую турбину можно приводить в действие при обычном режиме с частичной нагрузкой посредством соответствующей регулировки направляющих лопаток в диапазоне регулировки направляющей лопатки LSVB при различных мощностях частичной нагрузки. Однако больше невозможно поддерживать режим с частичной нагрузкой внутри этого диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB посредством регулировки направляющих лопаток. Доступные для изобретения диапазоны касаются предпочтительно этих лежащих между ними диапазонов. Они лежат, в результате, между диапазоном 200 при закрытом байпасным проточном канале и диапазоном 210, который представляет режим работы с открытым байпасным проточном каналом.
В качестве примера на фиг. 1 показаны две точки 220 и 230, которые служат для наглядного представления других рабочих точек. Рабочая точка 220 представляет собой рабочее состояние при минимальном диапазоне регулировки направляющей лопатки, в котором, при частично открытом байпасном проточным канале, достигается температура первичной зоны TRZ, имеющаяся при основной нагрузке. В отличие от нее, рабочая точка 230 представляет собой рабочее состояние, в котором также достигается температура первичной зоны TRZ при основной нагрузке, но при полностью открытом байпасном проточным канале. Однако рабочая точка 230, в отношении относительной мощности газовой турбины, предусмотрена значительно ниже технически возможного минимального диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB.
На фиг. 2 показана функция относительного поперечного сечения отверстия RQ в зависимости от скорректированной температуры на выходе турбины (ОТС). Относительное поперечное сечение отверстия RQ определяется как отношение представленного, то есть, отрегулированного поперечного сечения отверстия Q к максимально возможному поперечному сечению отверстия. При этом представленный режим работы ниже диапазона регулировки направляющей лопатки LSVB имеет кривую, которая имеет несколько опорных точек. При уменьшении скорректированной температуры на выходе турбины ОТС, т.е. при уменьшении мощности частичной нагрузки, прежде всего, во время первого интервала времени ZA1, выбирается режим работы, в котором требуется, чтобы регулировка поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 была выбрана таким образом, чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбрать таким образом, чтобы температура в первичной зоне TRZ, главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%. Во время этого первого интервала времени ZA1, таким образом, можно обеспечить, главным образом, постоянную температура в первичной зоне TRZ, в результате чего значения выброса в атмосферу СО можно удерживать выше определенных предельных значений, которые нельзя превышать.
Во время второго интервала времени ZA2, который следует непосредственно за первым интервалом времени ZA1, режим работы меняется таким образом, как он выполняется согласно варианту выполнения по пункту 1 формулы изобретения. При этом регулировка поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 в газовой турбине выполняется таким образом, чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбрать таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания ΔBDV или температура материала МТ камеры сгорания 4, главным образом, была постоянной, в частности, таким образом, чтобы относительная потеря давления в камере сгорания ΔBDV или температура материала МТ камеры сгорания 4 менялись не более, чем на 10%. Согласно такому режиму работы можно обеспечить, чтобы при поддержании предельных значений выбросов в атмосферу СО, кроме того, обеспечивалась достаточная мощность охлаждения для нагревающихся под воздействием горячего газа деталей в камере сгорания, и, таким образом, можно было предотвратить термические повреждения этих деталей конструкции.
Другие, показанные на изображении опорные точки, т.е. рабочие состояния, касаются, соответственно, известных из уровня техники опорных точек, т.е. рабочих состояний, и далее не поясняются.
Приведенная на фиг. 2 скорректированная температура на выходе турбины ОТС соответствует температуре на выходе турбины, скорректированной по температуре воздуха, как подробно поясняется, например, в документе ЕР 1462633 А1.
На фиг. 3 показана временная зависимость изменения второго теплового параметра ТК2 при уменьшении частичной нагрузки. На этой фигуре, прежде всего, при малых значениях времени, показано, что уменьшение частичной нагрузки приводит также к уменьшению второго теплового параметра ТК2. Однако при превышении предварительно определенного второго предельного значения GW2 изменение поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 выбирается таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия Q теперь уменьшалось, в частности, уменьшалось постепенно. При этом постепенное уменьшение определяется посредством величины изменения ΔQ поперечного сечения отверстия Q. Таким образом, сначала выполняется уменьшение поперечного сечения отверстия Q на два шага, в результате чего ход изменения теплового параметра ТК2 снова поднимается над вторым предельным значением GW2. Ход изменения второго теплового параметра ТК2 после двух постепенных уменьшений поперечного сечения отверстия Q достигает третьего предварительно определенного предельного значения GW3, что означает, что следует снова увеличить поперечное сечения отверстия Q, в частности, снова его постепенно увеличить. Увеличение поперечного сечения отверстия Q, в свою очередь, выполняется в два шага, от сравнения значений до выполнения обоих шагов, так, что окончательное поперечное сечения отверстия Q соответствует поперечному сечению отверстия Q, которое было установлено до ввода" постепенных изменений. Таким образом, значительно сниженный тепловой параметр стабилизируется, и, таким образом, выполняется стабилизация работы газовой турбины 100 в режиме с частичной нагрузкой. Изменения поперечного сечения отверстия Q в соответствие с величиной изменения ΔQ выполняются регулирующим устройством 20, которое обеспечивает соответствующие настройки.
На фиг. 4 показан вариант выполнения предложенного в изобретении способа по пункту 1 формулы изобретения, который имеет следующие шаги:
- работа газовой турбины 100 в режиме с частичной нагрузкой (первая технологическая операция 400);
- регулировка поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 таким образом, чтобы выбрать скорость изменения V сечения отверстия Q таким образом, чтобы относительная потеря давления ΔBDV или температура материала МТ камеры сгорания 4, главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления ΔBDV в камере сгорания или температура материала МТ камеры сгорания 4 менялась не более, чем на 10% (вторая технологическая операция 410).
На фиг.5 показан перспективный вид сбоку в сечении предложенной в изобретении газовой турбины 100, которая, главным образом, соответствует продаваемой фирмой-заявителем модели SGT5-2000E. При этом газовая турбина 100 имеет, помимо компрессора 1 и турбины для сброса давления 5 камеру сгорания 4, предусмотренную с несколькими горелками 3. При работе газовой турбины 100 воздух 2 подается из компрессора 1 сбоку на внешнюю сторону камеры сгорания 4 к горелкам 3. В результате статического перепада давления между камерой сгорания 4 и давлением направленного на внешнюю сторону камеры сгорания 4 воздуха компрессора 2 охлаждающий воздух, отобранный из этого воздуха компрессора 2, проходит по каналам охлаждения 7 в камеру сгорания 4. Остальной воздух 2 направляется на горелки 3 и сгорает вместе с соответствующим топливом. Продукты сгорания в виде потока горячего газа 6 отводятся из камеры сгорания 4 и направляются в турбину для сброса давления 5 для создания механических сил.
Представленная газовая турбина 100 имеет не показанный далее более подробно байпасный проточный канал 10, который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины 100 направлять воздух компрессора 2 на горелку 3 и на поток горячего газа 6, образовавшийся в камере сгорания 4, причем, кроме того, поперечное сечение отверстия Q байпасного проточного канала 10 регулируется с помощью регулирующего органа 11. Впрочем, этот регулирующий орган 11 подробно не показан.
На фиг.6 в схематичном виде, в сечении, показан изображенный на фиг.6 вариант выполнения газовой турбины 100; на этой фигуре изображены как байпасные проточные каналы 10, так и регулирующий орган 11 для регулировки поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10. При работе газовой турбины 100 воздух 2 сначала направляется из не показанного далее компрессора 1 камеры сгорания 4. При этом воздух 2 направляется по объему между камерой сгорания 4 и внешней стенкой 8 к горелкам 3. При этом воздух 2 проходит по байпасному проточному каналу 10, который имеет поперечного сечения отверстия Q и который соединяет зону между топочной камерой 4 и внешней стенкой 8 с топочной камерой 4. Поперечное сечение отверстия Q может регулироваться посредством выполненной в виде регулирующего органа 11 заслонки (более точные варианты выполнения к этой технологии можно взять из документа DE 4339724 С1). Далее поток воздуха компрессора 2 разделяется посредством поперечного сечения отверстия Q, причем одна часть, кроме того, поступает далее к горелкам 3 камеры сгорания 4, а другая часть поступает через поперечное сечение отверстия Q в камеру сгорания 4 для компенсации давления.
Направленный к горелкам 3 поток воздуха компрессора 2, кроме того, уменьшается посредством того, что часть этого воздуха компрессора 2 проходит в топочную камеру 4 по каналам охлаждения 7, которые также не показаны, и, при этом охлаждает не показанные далее нагревающиеся под воздействием горячего газа детали, в частности, колен пламенной трубы камеры сгорания 4. В этом случае мощность охлаждения пропорциональна статической разнице давления, образовавшейся в каналах охлаждения.
Кроме того, газовая турбина 100 имеет регулирующее устройство 20, которое содержит схему регулирования 30, которая выполнена для соответствующей регулировки поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10. Также газовая турбина 100 имеет измерительный зонд 40, который измеряет тепловые параметры (например, температуру на выходе турбины) и передает измеренные значения на регулирующее устройство 20, т.е. схему регулирования 30. Также газовая турбина 100 имеет расположенный в камере сгорания 4 второй измерительный зонд 50, который выполнен для того, чтобы измерять температуру материала МТ камеры сгорания 4 и передавать измеренные значения на регулирующее устройство 20, т.е. схему регулирования 30. Регулирующее устройство 20 обеспечивает регулировку поперечного сечения отверстия Q байпасного проточного канала 10 таким образом, чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбрать таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более, чем на 10%, или чтобы скорость изменения V поперечного сечения отверстия Q выбиралась таким образом, чтобы относительная потеря давления ΔBDV в камере сгорания и температура материала МТ камеры сгорания 4, главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления ΔBDV в камере сгорания и температура материала МТ камеры сгорания 4 менялись не более, чем на 10%.
Другие варианты выполнения приводятся далее в пунктах формулы изобретения.

Claims (15)

1. Способ работы газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой, которая имеет компрессор (1) для подготовки воздуха (2), камеру сгорания (4), предусмотренную с горелкой (3), и турбину для сброса давления (5), причем, кроме того, предусмотрен байпасный проточный канал (10), который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины (100) направлять воздух (2) компрессора на горелку (3) и на поток горячего газа (6), образовавшийся в камере сгорания (4), при этом поперечное сечение отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) можно регулировать с помощью регулирующего органа (11), при котором предусмотрены следующие этапы:
- работа газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой;
- автоматическая регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость (V) изменения поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) в камере сгорания или температура материала (МТ) камеры сгорания (4), главным образом, была постоянной, в частности, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) в камере сгорания (4) или температура материала (МТ) камеры сгорания (4) менялась не более чем на 10%.
2. Способ по п. 1, при котором во время первого интервала времени (ZA1) первый способ для работы газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой выполняется следующими этапами:
- работа газовой турбины (100) в режиме частичной нагрузкой;
- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной, и, в частности, менялась не более чем на 10%, и чтобы во время второго интервала времени (ZA2) способ выполнялся по п. 1 формулы изобретения, причем, в частности, второй интервал времени (ZA2) следует непосредственно за первым интервалом времени (ZA1).
3. Способ по п. 1 или 2, при котором первый способ для работы газовой турбины (100) в режиме с частичной нагрузкой со следующими этапами:
- работа газовой турбины (100) в режиме частичной нагрузкой;
- регулировка поперечного сечения отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) таким образом, чтобы выбрать скорость изменения (V) поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы температура в первичной зоне (TRZ), главным образом, была постоянной и, в частности, менялась не более, чем на 10%, выполняется во время первого интервала времени до тех пор, пока первый тепловой параметр (ТК1) не достигнет предварительно определенного первого предельного значения (GW1), причем за ним следует, в частности, второй интервал времени (ZA2), во время которого способ выполняется по п. 1.
4. Способ по п. 1 или 2, при котором способ выполняется по пункту 1 при уменьшении частичной нагрузки до тех пор, пока второй тепловой параметр (ТК2) не достигнет предварительно определенного второго предельного значения (GW2), причем, в этом случае, в частности, изменение поперечного сечения отверстия (Q) выбирается таким образом, что поперечное сечение отверстия (Q) уменьшается, в частности уменьшается постепенно.
5. Способ по п. 4, при котором при уменьшении поперечного сечения отверстия (Q) и при достижении третьего теплового предварительно определенного предельного значения (GW3) изменение поперечного сечения отверстия (Q) выбирается посредством второго теплового параметра (ТК2) таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия (Q) снова увеличилось, в частности снова увеличивалось постепенно.
6. Способ по п. 1 или 2, при котором способ выполняется внутри диапазона регулировки направляющих лопаток (LSVB).
7. Газовая турбина (100) для осуществления способа по одному из пп. 1-6, содержащая компрессор (1) для подготовки воздуха (2), камеру сгорания (4), предусмотренную с горелкой (3), и турбину для сброса давления (5), причем предусмотрен байпасный проточный канал (10), который выполнен для того, чтобы во время работы газовой турбины (100) направлять воздух (2) компрессора на горелку (3) и на поток горячего газа (6), образовавшийся в камере сгорания (4), при этом поперечное сечение отверстия (Q) байпасного проточного канала (10) можно регулировать с помощью регулирующего органа (11), отличающаяся тем, что она содержит регулирующее устройство (20), которое выполнено для того, чтобы таким образом регулировать поперечное сечение отверстия (Q) байпасного проточного канала (10), чтобы выбрать скорость изменения сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) в камере сгорания или температура материала (МТ) камеры сгорания (4), главным образом, были постоянными, в частности, чтобы относительная потеря давления (ΔBDV) или температура материала (МТ) камеры сгорания (4) менялась не более чем на 10%.
8. Газовая турбина по п. 7, отличающаяся тем, что содержит одну схему регулирования (30) и один измерительный зонд (40), выполненный для регистрации теплового параметра (ТК2), а схема регулирования (30) выполнена для того, чтобы при уменьшении частичной нагрузки при достижении предварительного определенного предельного значения (GW2) теплового параметра (ТК2) выбирать изменение поперечного сечения отверстия (Q) таким образом, чтобы поперечное сечение отверстия (Q) снова уменьшалось, в частности уменьшалось постепенно.
9. Газовая турбина по п. 7 или 8, отличающаяся тем, что она выполнена таким образом, что направленный на горелку (3) воздух (2) компрессора, по меньшей мере, частично предусмотрен для охлаждения нагревающихся под воздействием горячего газа деталей камеры сгорания (4), в частности колен пламенной трубы, с помощью трубопровода через каналы охлаждения (7) в камере сгорания (4).
RU2016112464A 2013-10-30 2014-10-23 Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина RU2635422C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13190849.3 2013-10-30
EP20130190849 EP2868898A1 (de) 2013-10-30 2013-10-30 Verbesserter Teillastbetrieb einer Gasturbine mit einstellbarem Bypass-Strömungskanal
PCT/EP2014/072703 WO2015062948A1 (de) 2013-10-30 2014-10-23 Teillastbetrieb einer gasturbine mit einstellbarem bypass-strömungskanal

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016112464A RU2016112464A (ru) 2017-10-05
RU2635422C2 true RU2635422C2 (ru) 2017-11-13

Family

ID=49510001

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016112464A RU2635422C2 (ru) 2013-10-30 2014-10-23 Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10774751B2 (ru)
EP (2) EP2868898A1 (ru)
CN (1) CN105683530B (ru)
RU (1) RU2635422C2 (ru)
WO (1) WO2015062948A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2765667C2 (ru) * 2019-12-30 2022-02-01 Публичное акционерное общество "ОДК-Кузнецов" (ПАО "ОДК-Кузнецов") Устройство перепуска воздуха и газотурбинный двигатель, содержащий устройство перепуска воздуха

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6786233B2 (ja) * 2016-03-22 2020-11-18 三菱パワー株式会社 ガスタービンの特性評価装置及びガスタービンの特性評価方法
WO2019164475A1 (en) * 2018-02-20 2019-08-29 Siemens Aktiengesellschaft A method for starting up a gas turbine engine of a combined cycle power plant
EP3561269A1 (en) * 2018-04-23 2019-10-30 Siemens Aktiengesellschaft Combustion system control
EP3898119B1 (en) * 2018-12-17 2023-07-12 Atlas Copco Industrial Technique AB A method, a tool controller and computer program to enable different functionality sets for at least a first and a second tool associated with a tool controller
US11280496B2 (en) * 2020-03-25 2022-03-22 General Electric Company Gas turbine engine and methods of controlling emissions therefrom

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5537864A (en) * 1993-12-10 1996-07-23 Solar Turbines Incorporated Apparatus and method for determining and controlling combustor primary zone temperature
WO1998023902A1 (en) * 1996-11-26 1998-06-04 Alliedsignal Inc. Combustor dilution bypass system
RU2310086C1 (ru) * 2006-02-13 2007-11-10 Закрытое Акционерное общество "Научно-Производственная Фирма "НЕВТУРБОТЕСТ" (ЗАО НПФ "НЕВТУРБОТЕСТ") Газотурбинная установка
US20100175387A1 (en) * 2007-04-05 2010-07-15 Foust Adam M Cooling of Turbine Components Using Combustor Shell Air

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB775365A (en) * 1954-05-06 1957-05-22 Nat Res Dev Improvements in or relating to combustion apparatus
US4168348A (en) * 1974-12-13 1979-09-18 Rolls-Royce Limited Perforated laminated material
KR930013441A (ko) 1991-12-18 1993-07-21 아더 엠.킹 다수의 연소기들을 포함한 가스터어빈 연소장치
DE4339724C1 (de) * 1993-11-22 1995-01-19 Siemens Ag Gasarmatur
ES2441241T3 (es) 2003-03-28 2014-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Método para el control de la temperatura del gas caliente de una turbina de gas
FR2882112B1 (fr) 2005-02-16 2007-05-11 Snecma Moteurs Sa Prelevement en tete des roues mobiles de compresseur haute pression de turboreacteur
US7549292B2 (en) * 2005-10-03 2009-06-23 General Electric Company Method of controlling bypass air split to gas turbine combustor
CH699309A1 (de) * 2008-08-14 2010-02-15 Alstom Technology Ltd Thermische maschine mit luftgekühlter, ringförmiger brennkammer.
US8355854B2 (en) * 2009-05-08 2013-01-15 General Electric Company Methods relating to gas turbine control and operation
DE102011007059A1 (de) * 2011-04-08 2012-10-11 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammeranordnung mit Verdichterendluft-Bypass für den Teillastbetrieb
WO2013102113A2 (en) * 2011-12-30 2013-07-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with variable speed turbines
RU2563445C2 (ru) * 2012-07-13 2015-09-20 Альстом Текнолоджи Лтд Способ и устройство для регулирования помпажа газотурбинного двигателя
US9376961B2 (en) * 2013-03-18 2016-06-28 General Electric Company System for controlling a flow rate of a compressed working fluid to a combustor fuel injector

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5537864A (en) * 1993-12-10 1996-07-23 Solar Turbines Incorporated Apparatus and method for determining and controlling combustor primary zone temperature
WO1998023902A1 (en) * 1996-11-26 1998-06-04 Alliedsignal Inc. Combustor dilution bypass system
RU2310086C1 (ru) * 2006-02-13 2007-11-10 Закрытое Акционерное общество "Научно-Производственная Фирма "НЕВТУРБОТЕСТ" (ЗАО НПФ "НЕВТУРБОТЕСТ") Газотурбинная установка
US20100175387A1 (en) * 2007-04-05 2010-07-15 Foust Adam M Cooling of Turbine Components Using Combustor Shell Air

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2765667C2 (ru) * 2019-12-30 2022-02-01 Публичное акционерное общество "ОДК-Кузнецов" (ПАО "ОДК-Кузнецов") Устройство перепуска воздуха и газотурбинный двигатель, содержащий устройство перепуска воздуха

Also Published As

Publication number Publication date
WO2015062948A1 (de) 2015-05-07
CN105683530B (zh) 2018-02-13
EP3058204B1 (de) 2019-03-20
EP2868898A1 (de) 2015-05-06
US20160273457A1 (en) 2016-09-22
CN105683530A (zh) 2016-06-15
RU2016112464A (ru) 2017-10-05
US10774751B2 (en) 2020-09-15
EP3058204A1 (de) 2016-08-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2635422C2 (ru) Способ работы газовой турбины в режиме с частичной нагрузкой и газовая турбина
US7100357B2 (en) System for controlling gas turbine by adjusting a target exhaust temperature
US20070113560A1 (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engine systems
US8141335B2 (en) Intake air heating control device for gas turbine
JP2011027106A (ja) ガスタービンエンジンの制御のための方法
JP5193197B2 (ja) ガスタービン作動方法ならびに当該方法を実施するためのガスタービン
US20140150438A1 (en) System and method for operating a gas turbine in a turndown mode
EP3521593B1 (en) Gas turbine combustor, gas turbine, and control method for gas turbine combustor
JP5550592B2 (ja) ガスタービンの制御装置
JP2017505403A (ja) ガスタービンを部分負荷で動作させる方法
JP5836069B2 (ja) ガスタービン及びガスタービンの燃焼制御方法
CN106224101B (zh) 用于操作燃烧装置的方法和系统
KR101841508B1 (ko) 열매 보일러
CN105164389B (zh) 用于发电的燃气轮机设备及运行所述设备的方法
WO2009016665A1 (en) Device and method for regulating the exhaust temperature of a gas turbine
JP2013160154A (ja) ガスタービン制御装置及び方法並びにプログラム、それを用いた発電プラント
US20200173360A1 (en) Gas turbine engine and methods of operating same
JP3500710B2 (ja) 燃料加熱ガスタービンプラント
RU2645184C2 (ru) Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности
JP6963512B2 (ja) 燃料供給システム、ガスタービン、発電プラント、制御方法及びプログラム
CN106164417B (zh) 用于由主动液压间隙调节操作燃气轮机的方法
KR20210019113A (ko) 가스 연료로 가스 터빈 발전소를 운전하기 위한 방법
JP5660958B2 (ja) ガスタービンの制御装置、ガスタービン、及びガスタービンの制御方法
JP2014169701A (ja) ガスタービンの制御方法及びガスタービンの燃空比設定方法
CN115539221A (zh) 燃气轮机NOx闭环控制方法、系统

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220114