ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА И СПОСОБ ЕЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ Российский патент 1999 года по МПК F02C3/14 

Настоящее изобретение относится к газотурбинной установке и также к способу ее эксплуатации.

Газотурбинная установка, состоящая, в основном, из компрессорного узла, первой камеры сгорания, расположенной за компрессорным узлом и передней первой турбиной, а также второй камеры сгорания, действующей за первой турбиной и перед второй турбиной, описана, например, в выкладке ФРГ N 2702440. В этой газотурбинной установке и в известных до сих пор установках подобной конструкции камеры сгорания выполнены в виде бункерных камер сгорания. При этом соединения камеры сгорания с расположенными перед и за ней лопаточными машинами, как это показано и описано в названном источнике, реализуются посредством трубопроводов, до сих пор посредством подводящих и отводящих каналов, которые конструктивно сложны с аэрогидродинамической и тепловой точек зрения. Не говоря уже о том, что названные бункерные камеры сгорания, возвышающиеся, как правило, под прямым углом от вала ротора, являются причиной увеличения размеров зданий, потребность в осевом пространстве для подводящих и отводящих каналов неизбежно вызывает удлинение вала ротора таким образом, что лопаточные машины необходимо из-за статических и динамических нагрузок устанавливать по меньшей мере на трех подшипниках, вал ротора разделен муфтами между отдельными лопаточными машинами или последние находятся во взаимодействии между собой посредством нескольких валов, в частности в реактивных газотурбинных установках, описанных, например, в выкладке ФРГ N 3447717, единственная камера сгорания между компрессором и турбиной выполнена в виде так называемой кольцевой камеры сгорания, что обеспечивает более компактный наружный кожух всей турбоустановки. При использовании же этой техники в энергоустановках возникают те же описанные выше проблемы в отношении не поддающихся учету статических и динамических факторов.

Известна также газотурбинная установка, содержащая состоящий по меньшей мере из одного компрессора компрессорный узел, первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, причем первая и вторая камеры сгорания имеют кольцеобразную конфигурацию, а также известен способ ее эксплуатации (см. Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей, Москва, Машиностроение, 1973 г. стр. 299-301, рис.133.

Недостатками указанной газотурбинной установки и способа ее эксплуатации является низкий КПД.

Задачей изобретения является повышение удельной мощности и КПД.

Кроме того, изобретение имеет то преимущество, что раскрытие дальнейшего потенциала разработок газовых турбин и комбинированных установок (газо- и паротурбинных установок) становится возможных благодаря повышенным температурам на выходе.

Предпочтительные и целесообразные усовершенствования решения задачи согласно изобретению охарактеризованы в зависимых пунктах формулы.

Поставленная задача решается за счет того, что в газотурбинной установке, содержащей, состоящий по меньшей мере из одного компрессора, компрессорный узел, первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, причем первая и вторая камеры сгорания имеют кольцеобразную конфигурацию, вторая камера сгорания выполнена в виде самовоспламеняющейся камеры сгорания, оборудованной завихрителями. Компрессорный узел может содержать два компрессора, взаимодействующих с промежуточным охладителем. Перед второй камерой сгорания установлен диффузор. Завихрители во второй камере сгорания снабжены поверхностью со стороны стекания, в основном, радиальную к стенке камеры сгорания. Завихрителями во вторую камеру сгорания впрыскивается главное топливо. Главное топливо впрыскивается через топливные копии, при этом топливные копии установлены по окружности второй камеры сгорания. Первая камера сгорания выполнена с возможностью эксплуатации с горелками с предварительным смешиванием. Лопаточные машины установлены на общем валу ротора, который опирается на два подшипника. Первая и вторая камеры сгорания выполнены кольцеобразными, при этом кольцеобразная конфигурация выполнена в виде множества отдельных камер сгорания, расположенных вокруг вала.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе эксплуатации газотурбинной установки, содержащей состоящий по меньшей мере из одного компрессора компрессорный узел, первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, и вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, расширение горячих газов в первой турбине уменьшает настолько, что эти частично расширенные горячие газы попадают в установленную за ней действующую перед второй турбиной вторую камеру сгорания с температурой выше температуры самовоспламенения впрыснутого в нее главного топлива, при этом горячие газы завихряют во второй камере сгорания. Частично расширенные горячие газы имеют во второй камере сгорания среднюю скорость > 60 м/с. Также предусматривают вспомогательные меры, которые обеспечивает самовоспламенение во второй камере сгорания также в том случае, когда должно установиться изменение температуры газов в зоне впрыска топлива. Отработавшие газы из второй турбины поступают во второй контур.

Ниже с помощью чертежа более подробно поясняется пример осуществления изобретения. Все не требующиеся для непосредственного понимания изобретения подробности опущены. Направление течения среды указано стрелками.

Единственная фигура изображает сечение газотурбогруппы.

Непоказанная подготовка топлива, необходимого для работы различных камер сгорания или теплогенераторов, может быть реализована, например, посредством взаимодействующей с газотурбинной установкой газификации угля. Разумеется, можно также использовать предназначенное для работы газотурбинной установки топливо из первичной сети. Если снабжение газообразным топливом осуществляется через газопровод, то для нужд газотурбинной установки или вообще схемы можно регенерировать потенциал из разности давлений и/или температур между первичной сетью и сетью потребителей. Настоящая газотурбинная установка может быть легко соединена с подключенным паровым контуром (не показан) в так называемую комбинированную установку. Газотурбинная установка в качестве автономного узла состоит из компрессора 2, подключенной к компрессору 2 камеры сгорания 3, подключенный к камере сгорания 3 турбины 4, подключенной к турбине 4 камеры сгорания 5 и подключенной к камере сгорания 5 турбины 6. Названные лопаточные машины 2, 4, 6 имеют единый вал 1 ротора, опирающийся на два подшипника 9, 15, установленных на торце компрессора 2 и за турбиной 6. Подшипники 9, 15 опираются на заделанные в фундамент 19 анкеры 17, 18. Ступень сжатия может быть в зависимости от эксплуатации разделена на два компрессора (не показаны), например, для повышения удельной мощности. При такой конструкции за первым компрессором и перед вторым компрессором включают промежуточный охладитель, в котором частично сжатый воздух подвергается промежуточному охлаждению. Тепло, скапливающееся в этом промежуточном охладителе (не показан) в результате промежуточного охлаждения, оптимальным образом, т.е. принося пользу, возвращается в процесс энергоустановки. Всасываемый воздух 7 попадает после его сжатия в корпус 12, включающий выход компрессора и турбину 4. В корпусе 12 размещена камера сгорания 3, выполненная в виде единой кольцевой камеры сгорания. Сжатый воздух может подаваться к камере 3 из воздухоаккумулятора (не показан). Камера 3 содержит на головной стороне распределенные по окружности горелки 11, способствующие генерированию горячего газа. Здесь могут использоваться диффузионные горелки. Для уменьшения выбросов токсичных веществ в результате сгорания, в частности оксидов азота, предпочтительно предусмотреть расположение горелок с предварительным смешиванием согласно европейскому патенту N 0321809, причем объект изобретения названной публикации является составной частью этого описания, как и описанный в ней вид подачи топлива, символически изображенный на фигуре топливными копьями 21, соединенными между собой при помощи кольцевой линии 20. Что касается расположения горелок с предварительным смешиванием по окружности кольцевой камеры сгорания 3, то оно может отличаться при необходимости, от обычной конфигурации таких же горелок, и вместо этого могут использоваться горелки с предварительным смешиванием, имеющие разную величину. Это осуществляется предпочтительно таким образом, что между двумя большими горелками расположена одна маленькая горелка такой же конфигурации. Большие горелки, которые должны выполнять функцию главных горелок, находятся с маленькими горелками, являющимися пилотными горелками этой камеры сгорания, в отношении проходящего через нее воздуха, т.е. сжатого воздуха из компрессора 2, в таком соотношении по величине, которое устанавливается в каждом конкретном случае. В общем диапазоне нагрузки камеры сгорания пилотные горелки работают как самостоятельные горелки с предварительным смешиванием, причем коэффициент избытка воздуха остается почти постоянным. Подключение и отключение главных горелок происходит по определенным, специфичным для данной установки заданным значениям. Поскольку пилотные горелки могут работать во всем диапазоне нагрузки при идеальной смеси, выброс оксидов азота очень низких и при частичной нагрузке. При такой конструкции циркулирующие линии обтекания в передней зоне камеры 3 подходят очень близко к центрам вихрей пилотных горелок, так что воспламенение возможно только этими пилотными горелками. При увеличении мощности количество подаваемого по ним топлива возрастает до тех пор, пока не будут запущены пилотные горелки, т.е. пока не будет получено полное количество топлива. Конструкцию рассчитывают так, чтобы этот момент соответствовал данным условиям сброса нагрузки газотурбогруппы. Дальнейшее повышение мощности осуществляется затем посредством главных горелок. При пиковой нагрузке газотурбинной установки главные горелки тоже полностью запущены. Поскольку инициированная пилотными горелками конфигурация "маленьких" горячих центров вихрей между "большими" более холодными центрами вихрей от главных горелок предельно нестабильна, у работающих на бедной смеси главных горелок в диапазоне частичной нагрузки достигается очень хорошее сгорание с низким в дополнение к сбросу оксидов азота выбросом CO и UHC, т.е. горячие вихри пилотных горелок сразу же проникают в маленькие вихри главных горелок. Само собой, кольцевая камера сгорания 3 может состоять из отдельных трубчатых камер сгорания, расположенных вокруг вала ротора также кольцеобразно с наклоном, а также спиралеобразно. Эта камера 3 независимо от своего использования, располагается и может располагаться геометрически так, что практически не оказывает влияния на длину ротора. Ниже более подробно описаны преимущества такого расположения, хорошо видного на фигуре. Горячие газы из камеры 3 попадают на непосредственно подключенную к ней турбину 4, расширяющее действие которой на горячие газы поддерживается намеренно минимальным, т.е. турбина 4 состоит не более чем из двух рядов рабочих лопаток. У такой турбины 4 необходимо выравнивание давления на торцах с целью стабилизации осевой тяги. Частично расширенные в турбине 4 горячие газы, попадающие непосредственно в камеру сгорания 5, имеют по описанным причинам довольно высокую температуру, предпочтительно ее следует рассчитать таким образом, чтобы она надежно составляла около 1000^oC. Камера 5 имеет в основном форму единого кольцеобразного осевого или почти осевого цилиндра. Камера 5 может, само собой, состоять также из аксиально или спиралеобразно расположенных закрытых камер. Что касается формулы кольцеобразной единственной камеры сгорания 5, то по окружности этого кольцеобразного цилиндра установлено несколько топливных копий 23, соединенных между собой кольцевой линией 22. Эта камера 5 не имеет горелки. Сжигание топлива 13, направленного в идущие из турбины 4 отработавшие газы, происходит здесь за счет самовоспламенения, если, правда, температурный уровень допускает такой вид эксплуатации. Исходя из этого, что камера 5 работает на газообразном топливе, например, природном газе, температура отработавших газов турбины 4 должна составлять для самовоспламенения около 1000^oC.

Таким образом, для обеспечения самовоспламенения природного газа в камере 5 температура газов на выходе из турбины 4 должна быть еще очень высока, около 1000^oC, а также и в режиме частичной нагрузки, что играет важную роль для расчета турбины 4. С целью обеспечения эксплуатационной надежности и высокого КПД у рассчитанной на самовоспламенение камеры сгорания, крайне важно, чтобы фронт пламени оставался по месту стабильным. Для этого в камере 5, предпочтительно на внутренней и наружной стенках, по периферии предусмотрен ряд элементов 14, установленных в осевом направлении предпочтительно перед топливными копьями 23. Задача этих элементов 14 состоит в создании вихрей, образующих зону обратного потока аналогично зоне обратного потока в горелках 11 с предварительным смешиванием. Поскольку у этой камеры 5 за счет ее осевого расположения и конструктивной длины речь идет о высокоскоростной камере, средняя скорость более 60 м/с, завихрители 14 должны быть выполнены, соответственно, аэрогидродинамически. Со стороны натекания они должны иметь форму тетраэдра с косыми поверхностями для натекания. Завихрители 14 могут быть установлены либо на наружной, либо на внутренней поверхности камеры 5, либо, как показано на чертеже, действовать в обоих местах. В представленном примере видно, что косые поверхности между наружными и внутренними завихрителями 14 расположены предпочтительно зеркально - симметрично таким образом, что проходное сечение камеры 5 за этим местом в зоне подачи топлива 13 получают завихряющее расширение. Завихрители 14 могут быть аксиально смещены относительно друг друга. Поверхность завихрителей 14 со стороны стекания выполнены в основном радиально, так, что начиная оттуда, устанавливается зона обратного потока. Самовоспламенение в камере 5 должно оставаться гарантированным также в неустановившихся диапазонах нагрузки и в диапазоне частичной нагрузки газотурбинной установки, т. е. должны быть принятые дополнительные меры, гарантирующие самовоспламенение в камере 5 даже тогда, когда должно возникнуть изменение температуры газов в зоне подачи топлива 13. Чтобы обеспечить надежное самовоспламенение подаваемого в камеру 5 газообразного топлива 13, к этому топливу добавляют небольшое количество другого топлива с более низкой температурой воспламенения. В качестве "вспомогательного топлива" здесь очень хорошо подходит, например, мазут. Жидкое вспомогательное топливо при его соответствующем впрыске выполняет задачу, так сказать, бикфордова шнура и обеспечивает самовоспламенение в камере 5 тогда, когда отработавшие газы из турбины 4 имеют температуру ниже оптимального уровня 1000^oC.

Эта мера - добавка мазута для обеспечения самовоспламенения - оказывается особенно уместной во всех случаях, когда газотурбинная установка эксплуатируется с уменьшенной нагрузкой. Эта мера, кроме того, в значительной степени способствует тому, что камера 5 может иметь минимальную осевую протяженность. Короткая конструктивная длина камеры 5, действие завихрителей 14 для стабилизации пламени и непрерывное гарантирование самовоспламенения являются причиной очень быстрого протекания горения и время нахождения топлива в зоне горячего фронта пламени остается минимальным. Непосредственно измеряемый эффект в отношении специфики горения касается выброса оксидов азота в таких минимальных количествах, что это больше не является темой для разговора. Такое положение вещей позволяет далее точно определить место сгорания, что сказывается на оптимизации охлаждения структур камеры 5. Подготовленные в ней горячие газы поступают затем в турбину 6. Термодинамические характеристики газотурбинной установки могут быть рассчитаны так, чтобы отработавшие газы 16 из турбины 6 имели еще высокий термический потенциал для оптимальной эксплуатации парового контура (не показан), благодаря чему установка превратилась бы в комбинированную. Как уже указывалось, при описании камеры 3 она расположена геометрически так, что не оказывает практически никакого влияния на длину ротора. Кроме того, удалось установить, что камера 5 между плоскостью стекания турбины 4 и плоскостью натекания турбины 6 имеет минимальную длину. Поскольку расширение горячих газов в турбине 4 происходит по небольшому числу рядов рабочих лопаток, можно создать газотурбогруппу, вал 1 ротора которой за счет своей уменьшенной длины опирается только на два подшипника 9, 15. В соответствии с этим подшипники 9, 15 установлены, с одной стороны, перед первой лопаточной машиной, т.е. здесь перед компрессором 2, а с другой стороны, за последней лопаточной машиной, т.е. здесь за турбиной 6, благодаря чему вал 1 не требует дополнительной опоры в зоне остальных агрегатов газотурбинной установки. Со стороны компрессора вал 1 содержит муфту 8, служащую для передачи мощности. Обычно здесь речь идет о генераторе 24, лишь обозначенном на фигуре. Для повышения КПД газотурбинной установки, предпочтительно, если перед камерой 5 предусмотреть небольшой диффузор (не показан). Им можно было бы уменьшить потерю общего напора во всей системе. С помощью обычных диаграмм расчета диффузора можно доказать, что уже при его минимальной длине можно достичь высокой степени восстановления скоростного напора. Как было изложено выше, ступени сжатия могут быть оборудованы промежуточным охлаждением. С тем, чтобы при оборудовании промежуточным охлаждением не изменить основную, изображенную на фигуре геометрическую концепцию газотурбогруппы, предложено установить промежуточный охладитель (не показан) внутри корпуса статора и непосредственно в направлении течения через ступени сжатия. Охлаждение в этом промежуточном охладителе осуществляется косвенно или непосредственно. При непосредственном охлаждении это должно происходить предпочтительно посредством агрегата, работа которого рассчитана на испарение впрыскиваемой воды. Благодаря этому полностью отпадает необходимость в обычных соединительных линиях к установленному вне корпуса статора промежуточному охладителю, а от него обратно через корпус статора к следующей ступени сжатия. Возможность использования рассчитанного на испарение воды промежуточного охладителя состоит в том, чтобы предусмотреть ту же геометрическую форму, которая уже задана у уже названной горелки 11. При таком использовании существует возможность подачи нужного количества воды внутрь промежуточного охладителя не только через сопло на головной стороне, но и при необходимости только через имеющиеся вдоль тангенциальных входных шлицев сопла этой преобразованной в промежуточный охладитель горелки. При разделении ступени сжатия, например, с целью интегрирования промежуточного охладителя, подшипник со стороны компрессора может быть установлен, насколько этого требуют статические и/или динамические расчеты, между обоими частичными компрессорами.

У газотурбинной установки, состоящей в основном из компрессора 2, первой камеры сгорания 3, первой турбины 4, второй камеры сгорания 5 и второй турбины 6, первая камера сгорания 3 выполнена в виде кольцевой камеры сгорания. Эта кольцевая камера сгорания 3 эксплуатируется с горелками 11 с предварительным смешиванием, распределенными по ее окружности. Первая турбина 4 рассчитана так, что ее отработавшие газы имеют температурный уровень, который выше температуры самовоспламенения применяемого во второй камере сгорания 5 топлива 13. Эта вторая камера сгорания 5 состоит из кольцеобразной камеры сгорания без горелок, в которую встроены завихрители 14. Лопаточные машины, т.е. компрессор 2, первая 4 и вторая 6 турбины, установлены на валу 1 ротора, опирающемся на два подшипника 9, 15. Такое осуществление изобретений повышает КПД установки и способа ее эксплуатации. 2 с. и 13 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Газотурбинная установка, содержащая состоящий по меньшей мере из одного компрессора компрессорный узел 2, первую камеру 3 сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину 4, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру 5 сгорания, действующую за первой турбиной, вторую турбину 6, действующую за второй камерой 2 сгорания, причем первая и вторая камеры сгорания имеют кольцеобразную конфигурацию, отличающаяся тем, что вторая камера 5 сгорания выполнена в виде самовоспламеняющейся камеры сгорания, оборудованной завихрителями 14. 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что компрессорный узел 2 содержит два компрессора, взаимодействующих с промежуточным охладителем. 3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что перед второй камерой 5 сгорания установлен диффузор. 4. Установка по п.1, отличающаяся тем, что завихрители 14 во второй камере сгорания 5 снабжены поверхностью со стороны стекания, в основном радиальной к стенке камеры сгорания 5. 5. Установка по п.1, отличающаяся тем, что за завихрителями 14 во вторую камеру 5 сгорания впрыскивается главное топливо 1. 6. Установка по п.5, отличающаяся тем, что сливное топливо 13 впрыскивается через топливные копии 23, при этом топливные копии 23 установлены по окружности второй камеры 5 сгорания. 7. Установка по п.1, отличающаяся тем, что первая камера 3 сгорания выполнена с возможностью эксплуатации с горелками 11 с предварительным смешиванием. 8. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что лопаточные машины 2, 4, 6 установлены на общем валу 1 ротора. 9. Установка по п.8, отличающаяся тем, что вал 1 ротора опирается на два подшипника 9, 15. 10. Установка по п.1, отличающаяся тем, что первая камера сгорания 3 и вторая камера сгорания 5 выполнены кольцеобразными. 11. Установка по п.10, отличающаяся тем, что кольцеобразная конфигурация выполнена в виде множества отдельных камер сгорания, расположенных вокруг вала ротора. 12. Способ эксплуатации газотурбинной установки, содержащей состоящий по меньшей мере из одного компрессора компрессорный узел, первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, и вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, отличающийся тем, что расширение горячих газов в первой турбине 4 уменьшают настолько, что эти частично расширенные горячие газы попадают в установленную за ней действующую перед второй турбиной 6 вторую камеру 5 сгорания с температурой выше температуры самовоспламенения впрыскнутого в нее главного топлива 13, при этом горячие газы завихряют во второй камере 5 сгорания. 13. Способ по п.12, отличающийся тем, что частично расширенные горячие газы имеют во второй камере 5 сгорания среднюю скорость > 60 м/с. 14. Способ по п. 12, отличающийся тем, что предусматривают вспомогательные меры, которые обеспечивают самовоспламенение во второй камере 5 сгорания также в том случае, когда должно установиться изменение температуры газов в зоне впрыска топлива. 15. Способ по п.12, отличающийся тем, что отработавшие газы 16 из второй турбины 6 эксплуатируют в паровом контуре.