RU2817776C2 - Gas turbine unit with combustion chamber air bypass - Google Patents
Gas turbine unit with combustion chamber air bypass Download PDFInfo
- Publication number
- RU2817776C2 RU2817776C2 RU2021117503A RU2021117503A RU2817776C2 RU 2817776 C2 RU2817776 C2 RU 2817776C2 RU 2021117503 A RU2021117503 A RU 2021117503A RU 2021117503 A RU2021117503 A RU 2021117503A RU 2817776 C2 RU2817776 C2 RU 2817776C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- combustion chamber
- combustion
- passage
- swirler
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 168
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 8
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 8
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 24
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 description 4
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical class [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
Abstract
Description
Данное изобретение относится к газотурбинным установкам с воздушным байпасом камеры сгорания.This invention relates to gas turbine units with an air bypass of the combustion chamber.
Из уровня техники известны многочисленные варианты выполнения газотурбинных установок, которые, в частности, также содержат воздушный байпас камеры сгорания.Numerous embodiments of gas turbine installations are known from the prior art, which, in particular, also contain an air bypass for the combustion chamber.
По существу, газотурбинная установка является машиной для выработки энергии или приведения в движение, в которой сгорает топливо или смесь воздуха и топлива для выработки химической энергии. Основными элементами газотурбинной установки, по существу, являются турбина, компрессор и камера сгорания, расположенная между ними.Essentially, a gas turbine is a power generating or propulsion machine in which a fuel or a mixture of air and fuel is burned to produce chemical energy. The main elements of a gas turbine plant are essentially a turbine, a compressor and a combustion chamber located between them.
Для выработки механической энергии воздух сжимается в компрессоре, смешивается с топливом в камере сгорания, где смесь воспламеняется или сгорает в зоне горения. Образующиеся при этом продукты сгорания расширяются в расположенной далее турбине.To generate mechanical energy, air is compressed in a compressor and mixed with fuel in a combustion chamber, where the mixture is ignited or burned in a combustion zone. The resulting combustion products expand in a further turbine.
В зависимости от температуры, при которой в зоне горения происходит горение смеси, или температуры пламени в зоне горения, изменяются выбросы, так что в зависимости от температуры горения из турбины выходят различные количества оксидов азота (NOx), монооксидов углерода (CO) и других отработавших газообразных веществ.Depending on the temperature at which the mixture burns in the combustion zone, or the temperature of the flame in the combustion zone, emissions change so that, depending on the combustion temperature, different amounts of nitrogen oxides (NOx), carbon monoxides (CO) and other exhaust gases leave the turbine. gaseous substances.
Поскольку величины выбросов регулируются законом, желательно поддерживать температуру горения и, таким образом, горение в приемлемом диапазоне. Во время работы газотурбинной установки в режиме частичной мощности, при котором температура горения является неблагоприятной, и, таким образом, сгорание является неполным, часто используется воздушный байпас камеры сгорания, известный из уровня техники, с помощью которого часть воздуха, движущегося из компрессора в камеру сгорания, минует зону горения.Since emission values are regulated by law, it is desirable to maintain combustion temperature and thus combustion within an acceptable range. During operation of a gas turbine plant in partial power mode, in which the combustion temperature is unfavorable and thus combustion is incomplete, a combustion chamber air bypass known in the art is often used, by which part of the air moving from the compressor to the combustion chamber , passes the combustion zone.
С этой целью в отношении известных газотурбинных установок предусмотрено, что с наружной стороны к наружному корпусу высокого давления проходят трубки, по которым транспортируется воздух, движущийся из компрессора в камеру сгорания, причем эти трубки проходят через корпус высокого давления и стенку камеры сгорания в камеру сгорания, ограничивая камеру сгорания.For this purpose, in the case of known gas turbine installations, it is provided that tubes extend from the outside to the outer high-pressure casing through which air moving from the compressor into the combustion chamber is transported, these tubes passing through the high-pressure casing and the wall of the combustion chamber into the combustion chamber, limiting the combustion chamber.
Однако такая конструкция имеет много недостатков. Прежде всего, создаются высокие температурные градиенты или расширения самой трубки и компонентов, которые соединяются трубкой, из-за разницы температуры или рабочих температур компонентов, так что необходим компенсатор для выравнивания различных расширений компонентов. Помимо этого, уменьшается срок службы камеры сгорания или всей газотурбинной установки, поскольку результате соединения различных компонентов с прикладыванием усилия в них возникают дополнительные напряжения. Системы с воздушным байпасом камеры сгорания, спроектированные указанным образом, также являются очень сложными и дорогостоящими, поскольку помимо высоких температур они также подвергаются воздействию больших перепадов давления.However, this design has many disadvantages. First of all, high temperature gradients or expansions of the tube itself and the components that are connected by the tube are created due to differences in temperature or operating temperatures of the components, so that an expansion joint is needed to equalize the different expansions of the components. In addition, the service life of the combustion chamber or the entire gas turbine installation is reduced, since additional stresses are created in them as a result of the force applied to the various components being connected. Combustion air bypass systems designed in this manner are also very complex and expensive because, in addition to high temperatures, they are also subject to large pressure drops.
Таким образом, задача данного изобретения состоит в устранении вышеуказанных недостатков и создании газотурбинной установки с воздушным байпасом камеры сгорания, стоимость которого, несмотря на наличие воздушного байпаса камеры сгорания, является низкой, и срок эксплуатации которого является длительным, несмотря на наличие воздушного байпаса камеры сгорания.Thus, the objective of this invention is to eliminate the above disadvantages and create a gas turbine installation with a combustion chamber air bypass, the cost of which, despite the presence of an air bypass of the combustion chamber, is low, and the service life of which is long, despite the presence of an air bypass of the combustion chamber.
Эта задача решается с помощью совокупности отличительных признаков по п.1 формулы изобретения.This problem is solved using a set of distinctive features according to claim 1 of the claims.
Согласно изобретению, предлагаются узел для газотурбинной установки или узел камеры сгорания для газотурбинной установки и по другому аспекту изобретения газотурбинная установка, содержащая такой узел. Узел содержит камеру сгорания, завихритель, который также может именоваться генератором завихрений, зону горения, расположенную во внутреннем пространстве камеры сгорания, и средство подачи воздуха, причем воздушный поток, движущийся, в частности, из компрессора, расположенного выше по потоку, должен поступать в камеру сгорания с помощью средства подачи воздуха. В переходной области от средства подачи воздуха к завихрителю, через которое может перетекать воздух, может быть предусмотрена или образована камера повышенного давления, которая также может именоваться форкамерой, для воздуха, движущегося в завихритель или через завихритель в камеру сгорания. Кроме того, узел, соединяющийся с воздушным пространством, завихритель и камера сгорания, содержит крышку, закрывающую камеру сгорания, которая закрывает камеру сгорания предпочтительно с одной стороны или с обеих сторон и может дополнительно располагаться на завихрителе или образовывать завихритель и ограничивать или закрывать камеру повышенного давления с передней стороны. Согласно изобретению, дополнительно предусмотрено, что узел содержит канал для прохождения воздуха в качестве воздушного байпаса камеры сгорания, который выполнен с возможностью направления части воздушного потока с помощью средства подачи воздуха в узел от камеры повышенного давления через крышку и через завихритель мимо зоны горения в камеру сгорания. Соответственно, воздушный поток, проходящий через средство подачи воздуха, делится, предпочтительно во время работы газотурбинной установки в режиме частичной мощности, на главный поток, движущийся через завихритель в зону горения, и воздушный байпасный поток, движущийся по каналу для прохождения воздуха мимо зоны сгорания. С помощью канала для прохождения воздуха, спроектированного указанным образом, или продолжения этого канала от камеры повышенного давления через крышку и завихритель в камеру сгорания соединяются только компоненты, которые во время эксплуатации газотурбинной установки имеют одинаковую или исходную температуру, так что на канале для прохождения воздуха или на соединенных с ним компонентах не возникают никакие перепады температур, и, соответственно, не создаются никакие высокие перепады температуры и давления, так что рабочая характеристика камеры сгорания или горения, происходящего в камере сгорания, улучшается без принятия сложных мер, например, установки компенсатора, который должен использоваться с этой целью.According to the invention, there is provided an assembly for a gas turbine installation or a combustion chamber assembly for a gas turbine installation and, in another aspect of the invention, a gas turbine installation comprising such an assembly. The assembly contains a combustion chamber, a swirler, which can also be called a swirl generator, a combustion zone located in the internal space of the combustion chamber, and an air supply means, wherein the air flow moving, in particular, from a compressor located upstream, must enter the chamber combustion using an air supply. In the transition region from the air supply means to the swirler, through which air can flow, a pressure chamber, which may also be referred to as a prechamber, may be provided or formed for air moving into the swirler or through the swirler into the combustion chamber. In addition, the assembly connecting to the air space, the swirler and the combustion chamber, contains a cover covering the combustion chamber, which closes the combustion chamber preferably on one side or both sides and can further be located on the swirler or form a swirler and limit or close the increased pressure chamber from the front. According to the invention, it is additionally provided that the assembly contains a channel for the passage of air as an air bypass of the combustion chamber, which is configured to direct part of the air flow by means of air supply means into the assembly from the increased pressure chamber through the cover and through the swirler past the combustion zone into the combustion chamber . Accordingly, the air flow passing through the air supply means is divided, preferably during operation of the gas turbine installation in partial power mode, into a main flow moving through the swirler into the combustion zone, and a bypass air flow moving through the air passage channel past the combustion zone. By means of an air passage designed in this manner, or an extension of this passage from the plenum through the cover and swirler, only components are connected to the combustion chamber which, during operation of the gas turbine plant, are at the same or initial temperature, so that the air passage or no temperature differences occur on the components connected to it, and accordingly no high temperature and pressure differences are created, so that the performance of the combustion chamber or the combustion occurring in the combustion chamber is improved without taking complex measures, for example installing a compensator, which should be used for this purpose.
Соответственно, в предпочтительном варианте осуществления температурная кривая канала для прохождения воздуха и/или температуры в местах присоединения канала для прохождения воздуха колеблется или варьируется от стороны впуска, на которой воздух поступает в канал для прохождения воздуха, до стороны выпуска, на которой воздух выходит из канала для прохождения воздуха, максимум на 10%, предпочтительно максимум на 5%, еще более предпочтительно максимум на 1%. Соответственно, можно предусмотреть, чтобы канал для прохождения воздуха проходил только через такие компоненты, как крышка, завихритель и стенка камеры сгорания, которые во время эксплуатации имеют одинаковые или, по меньшей мере, сходные температуры, которые отклоняются друг от друга, например, максимально на 10%. С помощью канала для прохождения воздуха, образованного, например, в виде трубки, по меньшей мере, частично, предпочтительно соединены термически и/или механически только компоненты, которые во время эксплуатации имеют одинаковую или сходную температуру и одинаковую или сходную характеристику материала, так что градиенты температуры и/или расширения на канале для прохождения воздуха или вдоль каналов для прохождения воздуха не создаются.Accordingly, in a preferred embodiment, the temperature curve of the air passage and/or the temperature at the connection points of the air passage fluctuates or varies from the inlet side at which air enters the air passage to the exhaust side at which air leaves the passage for air passage, a maximum of 10%, preferably a maximum of 5%, even more preferably a maximum of 1%. Accordingly, it can be provided that the air passage passes only through components such as the cover, the swirler and the wall of the combustion chamber, which during operation have the same or at least similar temperatures, which deviate from each other, for example, by a maximum 10%. By means of an air channel formed, for example, in the form of a tube, only components which during operation have the same or similar temperature and the same or similar material characteristics are connected at least partially, preferably thermally and/or mechanically, so that gradients no temperatures and/or expansions are created on the air passage or along the air passages.
Для того чтобы иметь возможность эффективно спроектировать канал для прохождения воздуха другая разработка предлагает формирование канала с помощью выполнения трубопровода, по меньшей мере, частично.In order to be able to effectively design a channel for the passage of air, another development proposes the formation of a channel by providing a pipeline, at least partially.
Дополнительно или как вариант канал для прохождения воздуха может быть образован крышкой, по меньшей мере, частично, так что, например, секция канала для прохождения воздуха, проходящая через крышку, может быть образована за одно целое с крышкой.Additionally or alternatively, the air passageway may be formed by the lid, at least in part, so that, for example, a section of the air passage passage extending through the lid may be formed integrally with the lid.
В дополнение к этому можно предусмотреть, чтобы канал для прохождения воздуха был образован завихрителем, по меньшей мере, частично. Как и в случае с крышкой, завихритель или его материал могут образовывать канал для прохождения воздуха в виде единой детали. Когда, например, предусмотрены направляющие лопатки или другие направляющие элементы, с помощью которых главный поток, движущийся через завихритель, должен подвергаться завихрению, поступая в камеру сгорания, они могут быть спроектированы как полые элементы, по меньшей мере, частично, так чтобы байпасный поток мог проходить через направляющие элементы, и воздух байпасного потока не мог входить в главный поток или направлялся отдельно от него. Однако, как вариант, легко могут быть предусмотрены трубопровод, ведущий в направляющие элементы или проходящая между ними, и байпасный поток.In addition, provision can be made for the passage of air to be formed at least partially by the swirler. As with the cap, the swirler or its material may provide an air passage as a single piece. Where, for example, guide vanes or other guide members are provided by which the main flow moving through the swirler is to be swirled as it enters the combustion chamber, they may be designed as hollow members, at least in part, so that the bypass flow can pass through the guide elements, and the bypass flow air could not enter the main flow or was directed separately from it. However, as an option, a pipeline leading to or between the guide elements and a bypass flow can easily be provided.
Преимущественным, в частности, является вариант осуществления, согласно которому канал для прохождения воздуха ведет из камеры повышенного давления через крышку в наружную область, которая предпочтительно расположена на стороне крышки, обращенной в сторону от камеры сгорания. Канал для прохождения воздуха выполнен с возможностью перенаправления байпасного потока в наружную область на стороне крышки, обращенной в сторону от камеры сгорания. Кроме того, канал для прохождения воздуха ведет от наружной области через крышку в завихритель, в котором байпасный поток остается предпочтительно полностью изолированным от главного потока. Из завихрителя канал для прохождения воздуха ведет в секцию камеры сгорания, которая расположена в направлении прохождения главного потока после зоны горения и/или смещена от нее, так что воздух, движущийся с помощью байпасного потока в камеру сгорания, не может поступать в зону горения и, соответственно, не вовлекается в горение. Секция канала для прохождения воздуха, ведущая через наружную область, которая может быть образована, например, в виде трубки, спроектирована применительно к ее длине и направлению таким образом, что от выхода из крышки до входа в крышку она, по существу, поддерживает свою температуру. Как вариант, канал для прохождения воздуха также может продолжаться полностью в крышке, однако в результате он становится более сложной по конструкции и более дорогостоящей.An advantageous embodiment in particular is that the air passage leads from the pressure chamber through the cover to an outer area, which is preferably located on the side of the cover facing away from the combustion chamber. The air passage is configured to redirect the bypass flow to an external area on the side of the cover facing away from the combustion chamber. In addition, an air passage leads from the outer area through the cover into the swirler, in which the bypass flow preferably remains completely isolated from the main flow. From the swirler, an air passage leads to a section of the combustion chamber that is located in the direction of the main flow after the combustion zone and/or offset from it, so that the air moving by the bypass flow into the combustion chamber cannot enter the combustion zone and, accordingly, it is not involved in combustion. The air passage section leading through the outer region, which may be formed, for example, in the form of a tube, is designed in terms of its length and direction such that from its exit from the lid to its entry into the lid, it substantially maintains its temperature. Alternatively, the air passage can also extend entirely into the lid, but this results in a more complex design and more expensive construction.
Для обеспечения возможности регулирования и контроля воздушного потока через канал для прохождения воздуха или расхода байпасного потока и, таким образом, также расхода главного потока другая разработка также предусматривает, чтобы в канале для прохождения воздуха был установлен клапан, предпочтительно пропорциональный клапан. Еще более предпочтительно, чтобы такой клапан был расположен вдоль секции канала для прохождения воздуха, продолжающейся в наружной области и/или даже в наружной области, в результате чего клапан можно легко монтировать и обслуживать.In order to be able to regulate and control the air flow through the air passage or the bypass flow rate and thus also the main flow flow, another development also provides for a valve, preferably a proportional valve, to be installed in the air passage. Even more preferably, such a valve is located along a section of the air passage extending into the outer region and/or even into the outer region, whereby the valve can be easily installed and maintained.
Для термического соединения крышки и завихрителя, а также предпочтительно секции канала для прохождения воздуха, проходящей через них или образованной указанными компонентами, в другом исполнении предусмотрено, что крышка и завихритель образованы как единое целое друг с другом или, по меньшей мере, как один компонент.For the thermal connection of the lid and the swirler, and preferably also the air passage section passing through them or formed by said components, in another embodiment it is provided that the lid and the swirler are formed integrally with each other or at least as one component.
Для обеспечения возможности эффективного распределения и поступления байпасного потока в камеру сгорания канал для прохождения воздуха дополнительно направляет байпасный поток в варианте осуществления в кольцевое пространство, образованное в камере сгорания, которое кольцеобразно окружает зону горения. Предпочтительно, кольцевое пространство примыкает к стенке камеры сгорания и ограничивается ею, по меньшей мере, частично. Положение кольцевого пространства, из которого воздух, поступающий с байпасным потоком, может кольцеобразно распределяться и поступать в секции камеры сгорания, примыкающие к кольцевому пространству, предпочтительно смещено к зоне горения в радиальном направлении и/или в осевом направлении относительно оси вращения или центральной оси камеры сгорания.To enable the bypass flow to be effectively distributed and supplied to the combustion chamber, the air passageway further directs the bypass flow in the embodiment to an annular space formed in the combustion chamber, which annularly surrounds the combustion zone. Preferably, the annular space is adjacent to and is at least partially limited by the wall of the combustion chamber. The position of the annular space from which the air entering with the bypass flow can be annularly distributed and supplied to sections of the combustion chamber adjacent to the annular space is preferably offset towards the combustion zone in the radial direction and/or in the axial direction relative to the axis of rotation or the central axis of the combustion chamber .
Когда в варианте осуществления предусмотрено множество каналов для прохождения воздуха, они могут подавать воздух вдоль соответствующего байпасного потока в пространствах, отделенных друг от друга, в камеру сгорания. Например, также могут быть предусмотрены многочисленные кольцевые пространства, которые в каждом случае частично окружают зону горения кольцеобразно или полукольцеобразно. Когда предусмотрено множество каналов для прохождения воздуха, каждый из них предпочтительно следует в описанном направлении и содержит клапан для регулирования расхода воздуха.When multiple air passages are provided in an embodiment, they may supply air along a corresponding bypass flow in spaces separated from each other into the combustion chamber. For example, multiple annular spaces can also be provided, which in each case partially surround the combustion zone in an annular or semi-annular manner. When a plurality of air passages are provided, each of them preferably follows the described direction and includes a valve for regulating the air flow.
Для обеспечения возможности эффективного направления воздуха, распределяемого с помощью байпасного потока, в камеру сгорания таким образом, чтобы воздух не поступал в зону горения и не вовлекался в происходящее там горение, в сходном преимущественном варианте осуществления на кольцевом пространстве предусмотрен, по меньшей мере, один элемент для прохождения потока, который может быть образован, например, в виде впускного отверстия или сопла. С помощью элемента для прохождения потока байпасный поток или воздух, движущийся с помощью байпасного потока, поступает в секцию камеры сгорания, расположенную снаружи кольцевого пространства. Предпочтительно, предусмотрено много элементов для прохождения потока, которые расположены кольцеобразно на равных расстояниях на кольцевом пространстве, так что байпасный поток кольцеобразно проходит вокруг горячих газов, образующихся в зоне горения, предпочтительно не оказывая отрицательного влияния на процесс сгорания в камере сгорания.To enable the air distributed by the bypass flow to be effectively directed into the combustion chamber so that the air does not enter the combustion zone and is not entrained in the combustion occurring there, in a similar advantageous embodiment, at least one element is provided in the annular space for the passage of a flow, which can be formed, for example, in the form of an inlet or a nozzle. By means of the flow element, the bypass flow or air moved by the bypass flow enters a section of the combustion chamber located outside the annulus. Preferably, a plurality of flow elements are provided which are arranged annularly at equal distances in the annular space such that the bypass flow annularly flows around the hot gases generated in the combustion zone, preferably without adversely affecting the combustion process in the combustion chamber.
Воздух, подаваемый в камеру сгорания байпасным потоком, в дальнейшем может поступать совместно с горячими газами, которые образуются в результате горения воздуха, подаваемого главным потоком в зону горения, из камеры сгорания на турбину.The air supplied to the combustion chamber by the bypass flow can subsequently be supplied together with hot gases that are formed as a result of combustion of the air supplied by the main flow to the combustion zone from the combustion chamber to the turbine.
Соответственно, другой предпочтительный вариант осуществления предусматривает, что, по меньшей мере, один элемент для прохождения потока или элементы для прохождения потока выполнен/выполнены с возможностью введения или нагнетания байпасного потока в секцию камеры сгорания, расположенную снаружи кольцевого пространства, таким образом, что байпасный поток в камере сгорания не проходит через зону горения, или в зону горения, и, таким образом, на сгорание, происходящее в зоне горения смеси топлива и воздуха главного потока, не оказывается влияния и предпочтительно не оказывается отрицательного влияния. В частности, воздух байпасного потока, поступающий через, по меньшей мере, один элемент для прохождения потока, втягивается горячими газами, образующимися во время горения, и движется в направлении турбины.Accordingly, another preferred embodiment provides that at least one flow element or elements are configured to introduce or force bypass flow into a section of the combustion chamber located outside the annulus such that the bypass flow in the combustion chamber does not pass through the combustion zone or into the combustion zone, and thus the combustion occurring in the combustion zone of the main flow mixture of fuel and air is not affected and preferably not negatively affected. In particular, the bypass flow air entering through the at least one flow element is drawn in by the hot gases generated during combustion and moves towards the turbine.
Предпочтительно, камера сгорания является цилиндрической камерой сгорания, так что камера сгорания образована в виде трубы, что на техническом языке именуется «трубчатой камерой сгорания». Здесь крышка с завихрителем, а также зона сгорания в камере сгорания предпочтительно расположены у переднего конца или секции трубчатой камеры сгорания, которая обращена в сторону от турбины.Preferably, the combustion chamber is a cylindrical combustion chamber such that the combustion chamber is formed in the form of a tube, which is technically referred to as a "tubular combustion chamber". Here, the swirl cap as well as the combustion zone in the combustion chamber are preferably located at the front end or section of the tubular combustion chamber which faces away from the turbine.
Кроме того, газотурбинная установка или узел согласно предпочтительному варианту осуществления содержит корпус высокого давления или наружный корпус высокого давления, окружающий расположенную на расстоянии камеру сгорания, причем средство подачи воздуха образовано с помощью воздушного пространства между стенкой камеры сгорания, ограничивающей камеру сгорания, и корпусом высокого давления, кольцеобразно окружающим стенку камеры сгорания. Соответственно, воздушное пространство предпочтительно также продолжается вокруг камеры сгорания.In addition, the gas turbine installation or assembly according to a preferred embodiment comprises a high pressure casing or an outer high pressure casing surrounding a spaced combustion chamber, the air supply means being formed by an air space between a combustion chamber wall defining the combustion chamber and the high pressure casing , ring-shaped surrounding the wall of the combustion chamber. Accordingly, the air space preferably also extends around the combustion chamber.
Вышеописанные признаки могут комбинироваться любым образом при условии, что это технически возможно, и что вышеописанные признаки не противоречат друг другу.The above-described features can be combined in any way, provided that this is technically possible and that the above-described features do not contradict each other.
Другие преимущественные варианты изобретения приведены в зависимых пунктах формулы изобретения или детально показаны на фигурах совместно с описанием предпочтительного варианта осуществления. На чертежах:Other advantageous embodiments of the invention are given in the dependent claims or shown in detail in the figures together with the description of the preferred embodiment. On the drawings:
на фиг. 1 показана часть камеры сгорания с корпусом высокого давления, завихрителем и расположенной на нем крышкой;in fig. 1 shows a part of the combustion chamber with a high-pressure housing, a swirler and a cover located on it;
на фиг. 2 показана часть пространства высокого давления, образованного в камере сгорания.in fig. 2 shows part of the high pressure space formed in the combustion chamber.
Чертежи являются схематическими. Одинаковые номера позиций на чертежах указывают на одни и те же функциональные или конструктивные признаки.The drawings are schematic. Identical item numbers in the drawings indicate the same functional or design features.
На фиг. 1 показана часть газотурбинной установки или узел газотурбиной установки, точнее говоря, участок камеры сгорания 10, выполненной в виде трубчатой камеры сгорания, вокруг которой кольцеобразно в окружном направлении расположен корпус 20 высокого давления, завихритель 30, расположенный на передней стороне камеры сгорания 10, и крышка 40, закрывающая камеру сгорания 10 с передней стороны. Узел, показанный на фиг. 1 и состоящий из вышеуказанных компонентов (камера сгорания 10, корпус 20 высокого давления, завихритель 30, крышка 40), также может именоваться камерой сгорания в сборе, а фактический компонент, в котором происходит горение, именуется камерой сгорания 10.In fig. 1 shows a part of a gas turbine installation or a gas turbine installation unit, more precisely, a section of the combustion chamber 10, made in the form of a tubular combustion chamber, around which a high-pressure housing 20, a swirler 30 located on the front side of the combustion chamber 10, and a cover are located in a ring-shaped manner in the circumferential direction. 40, covering the combustion chamber 10 from the front side. The node shown in FIG. 1 and consisting of the above components (combustor 10, high pressure housing 20, swirler 30, cover 40) may also be referred to as a combustion chamber assembly, and the actual component in which combustion occurs is referred to as combustion chamber 10.
Воздух, сжимаемый компрессором, установленным выше по потоку, движется вдоль направления воздушного потока S0 по воздушному пространству 21, которое определяется кольцевым расположением корпуса 20 высокого давления вокруг камеры сгорания 10 и его расстоянием до стенки 12 камеры сгорания, которая окружает камеру сгорания 10 в окружном направлении вокруг ее центральной оси и, таким образом, ограничивает камеру сгорания 10 в радиальном направлении. Соответственно, само воздушное пространство 21 также образовано кольцеобразно вокруг камеры сгорания 10. Воздушный поток S0 также движется кольцеобразно по воздушному пространству 21 от компрессора, установленного выше по потоку, в форкамеру завихрителя 30, в которой образована камера 22 повышенного давления, причем на фиг. 1 в качестве примера показана и обозначена только одна возможная траектория потока. Тот факт, что показанная траектория потока только в качестве примера относится как к воздушному потоку S0, поступающему от компрессора, который также может именоваться основным потоком, так и к главному потоку S1 и байпасному потоку S2, объяснятся ниже.The air compressed by the upstream compressor moves along the air flow direction S0 through the air space 21, which is defined by the annular arrangement of the high-pressure housing 20 around the combustion chamber 10 and its distance from the combustion chamber wall 12, which surrounds the combustion chamber 10 in the circumferential direction. around its central axis and thus limits the combustion chamber 10 in the radial direction. Accordingly, the air space 21 itself is also formed annularly around the combustion chamber 10. The air flow S0 also moves annularly through the air space 21 from the compressor installed upstream into the pre-chamber of the swirler 30, in which the high-pressure chamber 22 is formed, and in FIG. 1 shows and indicates only one possible flow path as an example. The fact that the flow path shown, by way of example only, refers to both the air flow S0 coming from the compressor, which may also be referred to as the main flow, as well as the main flow S1 and the bypass flow S2, will be explained below.
Воздух, протекающий вдоль направления воздушного потока S0 в камеру 22 повышенного давления, делится, по меньшей мере, во время работы газотурбинной установки в режиме частичной мощности, на главный поток S1 и байпасный поток S2, движущийся через соответствующее отверстие канала 60 для прохождения воздуха с помощью клапана 70. Воздух, движущийся в направлении главного потока S1, движется по завихрителю 30 и при этом завихряется или подвергается завихрению. Подвергнутый завихрению воздух из завихрителя 30, движущийся или нагнетаемый в направлении главного потока S1 в камеру сгорания 10, который предварительно и предпочтительно был смешан с топливом в завихрителе 30 и/или пространстве, кольцеобразно окруженном завихрителем 30 и/или крышкой 40, или смесь воздуха и топлива, образованная посредством завихрения, воспламеняется или сгорает в камере сгорания 10, так что горение стабилизируется в зоне 13 горения в камере сгорания 10, и пламя горит в зоне 13 горения.The air flowing along the direction of the air flow S0 into the increased pressure chamber 22 is divided, at least during operation of the gas turbine unit in the partial power mode, into a main flow S1 and a bypass flow S2 moving through the corresponding opening of the air passage 60 with the help of valve 70. The air moving in the direction of the main flow S1 moves along the swirler 30 and in doing so is vortexed or subject to vortex. Swirled air from the swirler 30, moving or forced in the direction of the main flow S1 into the combustion chamber 10, which has previously and preferably been mixed with fuel in the swirler 30 and/or the space annularly surrounded by the swirler 30 and/or the cover 40, or a mixture of air and The fuel generated by swirling is ignited or burned in the combustion chamber 10, so that combustion is stabilized in the combustion zone 13 in the combustion chamber 10, and the flame burns in the combustion zone 13.
Рабочий диапазон пламени и, таким образом, горение в зоне горения зависит, помимо прочего, от соотношения воздуха и топлива, подаваемых с помощью главного потока S1. Смесь также может именоваться топливо-воздушной смесью.The operating range of the flame and thus the combustion in the combustion zone depends, among other things, on the ratio of air and fuel supplied by the main flow S1. The mixture may also be referred to as the fuel-air mixture.
Когда камера сгорания 10 работает в слишком экономичном режиме, выбросы монооксида углерода сильно увеличиваются. Это ограничивает рабочий диапазон газотурбинной установки в диапазоне частичной мощности. Для поддержания выбросов на низком уровне и увеличения рабочего диапазона сгорания, происходящего в зоне 13 горения или в камере сгорания 10, существует возможность прохождения воздуха, движущегося вдоль направления воздушного потока S0, по каналу 60 для прохождения воздуха вдоль направления байпасного потока S2 после зоны 13 горения посредством открывания или регулирования клапана 70, так чтобы в пламя поступало меньше воздуха, что позволяет исключить выбросы монооксида углерода.When combustion chamber 10 is operated too economically, carbon monoxide emissions increase greatly. This limits the operating range of the gas turbine plant to the partial power range. To maintain emissions low and increase the operating range of combustion occurring in combustion zone 13 or combustion chamber 10, it is possible for air moving along air flow direction S0 to pass through passage 60 for air to pass along bypass flow direction S2 after combustion zone 13 by opening or adjusting valve 70 so that less air enters the flame, thereby eliminating carbon monoxide emissions.
Согласно изобретению, в газотурбинной установке или узле, частично показанном на фиг. 1, предусмотрено, что часть воздуха, движущегося по воздушному пространству 21 в камеру 22 повышенного давления завихрителя 30, выпускается через крышку 40, в результате чего создается байпасный поток S2, проходящий по каналу 60 для прохождения воздуха. Объем воздуха, подаваемый вдоль направления байпасного потока S2, или количество воздуха, которое отделяется от воздуха, движущегося по воздушному пространству 21, регулируется клапаном 70 или положением клапана 70.According to the invention, in a gas turbine installation or assembly, partially shown in FIG. 1, it is provided that part of the air moving through the air space 21 into the high-pressure chamber 22 of the swirler 30 is discharged through the cover 40, resulting in the creation of a bypass flow S2 passing through the air passage channel 60. The amount of air supplied along the bypass flow direction S2, or the amount of air that is separated from the air moving through the air space 21, is controlled by the valve 70 or the position of the valve 70.
Воздух, следующий вдоль байпасного потока S2, проходит по каналу 60 для прохождения воздуха, являющемуся, например, трубчатым, от крышки 40 к клапану 70 и обратно к крышке 40 через завихритель 30 и в кольцевое пространство 14, расположенное ниже по потоку от завихрителя 30.The air following the bypass flow S2 passes through the air passage 60, which is, for example, tubular, from the cap 40 to the valve 70 and back to the cap 40 through the swirler 30 and into the annular space 14 located downstream of the swirler 30.
Кольцевое пространство 14 показано в увеличенном виде на фиг. 2. Воздух, поступающий по каналу 60 для прохождения воздуха в кольцевое пространство 14, поступает или нагнетается в камеру сгорания 10 с помощью, по меньшей мере, одного элемента 15 для прохождения потока, так чтобы это не влияло отрицательно на пламя или горение в зоне 13 горения. С помощью вышеуказанной компоновки или с помощью канала 60 для прохождения воздуха со стороны 61 впуска в или на камере 22 повышенного давления к стороне 62 выпуска в или на кольцевом пространстве 14 через крышку 40 и завихритель 30, взаимно соединяются только компоненты, которые имеют приблизительно одну и ту же температуру материала и взаимно соединяются даже без воздушного байпаса камеры сгорания, образованного каналом 60 для прохождения воздуха. С помощью вышеуказанной компоновки устраняются недостатки большинства газотурбинных установок с воздушным байпасом камеры сгорания, известных из предшествующего уровня техники.The annular space 14 is shown in an enlarged view in FIG. 2. The air entering through the air passage 60 into the annular space 14 is introduced or forced into the combustion chamber 10 by at least one flow element 15 so as not to adversely affect the flame or combustion in the zone 13 combustion. With the above arrangement, or with the passage 60 for air passing from the inlet side 61 in or on the pressure chamber 22 to the outlet side 62 in or on the annulus 14 through the cover 40 and swirl 30, only components that have approximately one and the same temperature of the material and are mutually connected even without the air bypass of the combustion chamber formed by the channel 60 for the passage of air. The above arrangement eliminates the disadvantages of most gas turbine units with an air bypass combustion chamber known from the prior art.
Изобретение не ограничивается предпочтительными примерами вышеприведенных вариантов осуществления. Наоборот, допускается ряд осуществлений, которые могут использовать показанное техническое решение даже с кардинально отличающимися типами вариантов исполнения.The invention is not limited to the preferred examples of the above embodiments. On the contrary, a number of implementations are conceivable that may use the illustrated technical solution even with radically different types of embodiments.
Перечень номеров позицийList of item numbers
10 – камера сгорания10 – combustion chamber
11 – внутреннее пространство камеры сгорания11 – internal space of the combustion chamber
12 – стенка камеры сгорания12 – wall of the combustion chamber
13 – зона горения13 – combustion zone
14 – кольцевое пространство14 – annular space
15 - элемент для прохождения потока15 - element for flow passage
20 – корпус высокого давления20 – high pressure housing
21 – воздушное пространство21 – airspace
22 – камера повышенного давления22 – high pressure chamber
30 - завихритель30 - swirler
40 - крышка40 - cover
60 - канал для прохождения воздуха60 - channel for air passage
61 - сторона впуска канала для прохождения воздуха61 - inlet side of the channel for air passage
62 - сторона выпуска канала для прохождения воздуха62 - outlet side of the channel for air passage
70 - клапан70 - valve
S0 – воздушный поток, проходящий через воздушное пространствоS0 – air flow passing through the airspace
S1 – главный потокS1 – main stream
S2 – байпасный потокS2 – bypass flow
Claims (18)
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102020116245.6 | 2020-06-19 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2021117503A RU2021117503A (en) | 2022-12-19 |
RU2817776C2 true RU2817776C2 (en) | 2024-04-22 |
Family
ID=
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1136543A (en) * | 1966-02-21 | 1968-12-11 | Rolls Royce | Liquid fuel combustion apparatus for gas turbine engines |
US4353205A (en) * | 1980-04-16 | 1982-10-12 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Primary zone air proportioner |
US5351477A (en) * | 1993-12-21 | 1994-10-04 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
RU97479U1 (en) * | 2010-05-24 | 2010-09-10 | Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
RU2439435C1 (en) * | 2010-06-30 | 2012-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gte combustion chamber front device fuel-air module |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1136543A (en) * | 1966-02-21 | 1968-12-11 | Rolls Royce | Liquid fuel combustion apparatus for gas turbine engines |
US4353205A (en) * | 1980-04-16 | 1982-10-12 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Primary zone air proportioner |
US5351477A (en) * | 1993-12-21 | 1994-10-04 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
RU97479U1 (en) * | 2010-05-24 | 2010-09-10 | Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
RU2439435C1 (en) * | 2010-06-30 | 2012-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gte combustion chamber front device fuel-air module |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR102334882B1 (en) | Combustion system with panel fuel injectors | |
CN101839487B (en) | Method and apparatus for delivery of a fuel and combustion air mixture to a gas turbine engine | |
US7617684B2 (en) | Impingement cooled can combustor | |
JP6659344B2 (en) | System and method for utilizing cooling air in a combustor | |
CA2143250C (en) | Gas turbine combustion system and combustion control method therefor | |
US9714767B2 (en) | Premix fuel nozzle assembly | |
EP0700499B1 (en) | A gas turbine engine combustion chamber | |
CN110100133B (en) | Mixing device and burner head for a burner with reduced NOx emissions | |
EP2837889B1 (en) | Sequential combustion with dilution gas mixer | |
JP4997018B2 (en) | Pilot mixer for a gas turbine engine combustor mixer assembly having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports | |
JP2002174426A (en) | Flow adjusting apparatus for catalyst combustor and method for obtaining uniform gas velocity distribution | |
US10030869B2 (en) | Premix fuel nozzle assembly | |
JP2017172953A (en) | Axially staged fuel injector assembly | |
JP2004507700A (en) | Annular combustor for use with energy systems | |
US9534789B2 (en) | Two-branch mixing passage and method to control combustor pulsations | |
JP2021096016A (en) | Gas turbine combustor | |
US6508061B2 (en) | Diffuser combustor | |
US9057524B2 (en) | Shielding wall for a fuel supply duct in a turbine engine | |
RU2817776C2 (en) | Gas turbine unit with combustion chamber air bypass | |
CN110030581B (en) | Burner for a gas turbine power station combustor | |
US20230104395A1 (en) | Floating primary vane swirler | |
CN113819488B (en) | Assembly of a gas turbine with a combustor air bypass | |
US11209163B2 (en) | Gas turbine combustor, manufacturing method for gas turbine and gas turbine combustor | |
RU2812558C1 (en) | Low-emission dual-circuit burner | |
WO2023140180A1 (en) | Combustor and gas turbine |