Изобретение относится к способу сжигания топлива в сжатом воздухе, который подают в движущемся вдоль оси потоке, причем вначале от потока отделяют множество частичных потоков, к каждому из которых по-отдельности подводят часть топлива и сжигают во вдающемся в поток пилотном пламени, причем остальное топливо распределяют в потоке, поджигают на пилотных пламенях и сжигают.
Изобретение относится, в частности, к сжиганию топлива в сжатом воздухе, который течет в газовой турбине между компрессорной частью и турбинной частью. Изобретение может использоваться также для сжигания топлива в сжатом воздухе, который течет между двумя турбинными частями соответствующей газовой турбины.
В служащей для получения механической энергии газовой турбине воздух сжимают в компрессорной части до высокого давления, затем нагревают за счет подвода тепла, обычно путем сжигания топлива, причем, как правило, в основном высокое давление сохраняют и, наконец, расширяют в турбинной части. Сжигание топлива обычно производят таким образом, что газ направляют через камеру сгорания, в которой находится горелка или устройство из множества горелок, через которые газ подводят к подлежащему сжиганию топливу и воспламеняют.
Примеры подобных горелок следуют из EP 0 193 838 B1, US-патента Re. 33896, ЕР 0 276 696 B1, US-патента 5 062 792, WO 92/19913 A1, а также в других формах выполнения из EP 0 210 462 A1, EP 0 321 809 A1 и EP 0 483 554 A1. Пример для используемой в газовой турбине камеры сгорания с множеством горелок следует из EP 0 489 193 A1. Эта камера сгорания имеет круглое кольцевое пространство с торцевой стенкой, в которой закреплены горелки, причем большая часть подаваемого для сжигания сжатого воздуха поступает через горелки в кольцевое пространство. Кольцевое пространство далее ограничено внутренней стенкой и внешней стенкой, которые соответственно имеют шлицы для прохода воздуха. Воздух, поступающий в кольцевое пространство через эти шлицы, служит для охлаждения внутренней стенки и внешней стенки. Камера сгорания расположена между компрессорной частью и турбинной частью газовой турбины. Перед тем, как поток сжатого в компрессорной части воздуха поступает в камеру сгорания, он многократно отклоняется и теряет завихрение, которое он вероятно имел при покидании компрессорной части, самое позднее при входе в камеру сгорания. Каждая горелка со своей стороны дает частичному потоку газа, который проходит через нее, известное завихрение, что однако не приводит к тому, что поток газа получает завихрение относительно оси. За счет выполнения камеры сгорания и относительно сложного направления потока получаются потери давления в существенной степени; кроме того, так как поток теряет завихрение, которое возможно было сообщено ему в компрессорной части, при входе в турбинную часть потоку снова должно сообщаться завихрение, что требует значительных затрат на аппаратуру и влечет за собой дальнейшее падение давления.
Пример камеры сгорания, в которой поток сжатого воздуха должен подводится с завихрением, следует из EP 0 590 297 A1. Этот документ, хотя и не дает однозначных указаний, как должна быть сконструирована камера сгорания, однако указывает на то, что вследствие направления потока через камеру сгорания с сохранением завихрения она должна содержать обычно предусматриваемое на входе турбинной части неподвижное направляющее колесо.
Вид и способ, каким образом происходит сжигание в потоке сжатого воздуха, являются зависимыми от множества деталей, которые описывают поток. В частности, тогда, когда поток движется относительно быстро, происходящее в нем сжигание может быть склонным к нестабильностям, которые выражаются в повышенном производстве вредных веществ и могут приводить к полному прекращению сгорания. Сжигание в течение краткого времени, которое должно происходить в относительно быстро текущем потоке, является во всяком случае очень желательным, чтобы подавлять образование окислов азота, которое устанавливается само по себе из возникающих при сгорании высоких температур, не вдаваясь в детали происходящей при сжигании реакции. Для начала этого образования окислов азота требуется только избыток кислорода в возникающем при сжигании дымовом газе, что однако всегда имеет место в газовой турбине. Незначительное время пребывания потока при явно высокой температуре является однозначным малому образованию окислов азота. Описанная только что проблематика получает при известных обстоятельствах более высокий вес, если подводят поток с завихрением, так как при заданном времени пребывания потока это требует для сжигания топлива более высокой скорости потока.
С учетом этой проблематики в основе настоящего изобретения лежит задача, указания способа названного выше вида, при котором постоянно гарантируется стабильность сжигания топлива.
Для решения этой задачи согласно изобретению предлагается способ сжигания топлива в сжатом воздухе, который подают в движущемся вдоль оси потоке, при котором вначале от потока отделяют множество частичных потоков, к каждому из которых по-отдельности подводят часть топлива и сжигают во вдающемся в поток пилотном пламени, и причем остальное топливо распределяют в потоке, поджигают на пилотных пламенях и сжигают, причем остальное топливо распределяют в потоке неоднородно так, что образующееся за счет этого распределение топлива в потоке имеет локальный максимум на каждом пилотном пламени.
В смысле изобретения отказались от обычной практики разделения потока воздуха, в котором должно сжигаться топливо, на множество частичных потоков и подведения к каждому из этих частичных потоков более или менее отдельно тепла; основная нагрузка сжигания происходит согласно изобретению без разделения потока на множество частичных потоков. Часть потока конечно отделяют и разделяют на частичные потоки, и эти частичные потоки служат для образования пилотных пламеней, которые вдаются в поток и образуют источники зажигания для остатка топлива, которое более или менее свободно распределено в потоке. Распределение топлива в потоке является нацеленно неоднородным так, что на каждом пилотном пламени имеет место локальный максимум распределения. Неоднородность распределения топлива в потоке обеспечивает то, что на каждом пилотном пламени имеет место относительно богатая смесь из топлива и воздуха, которая может зажигаться просто и надежно; в этом смысле не желательная согласно обычному пониманию неоднородность в распределении топлива способствует стабилизации горения и обеспечению того, что все топливо сжигается.
Отделенные от потока частичные потоки имеют такие параметры и снабжаются соответствующими количествами топлива, чтобы получить стабильное при всех возможных обстоятельствах сжигание; в частности, для этого сжигания можно образовывать относительно богатую смесь из топлива и воздуха. Остальное топливо подводится непосредственно к потоку, причем получающаяся смесь в среднем является сравнительно бедной, как этого требуют обычные условия эксплуатации для газовой турбины. Соответственно имеющийся избыток воздуха может при известных обстоятельствах отрицательно воздействовать на сжигание и требует по-возможности дальнейших мер по стабилизации сжигания. Эту стабилизацию согласно изобретению производят с помощью образованных при выгодных обстоятельствах пилотных пламеней, которые действуют в качестве источников зажигания и обеспечивают то, что непосредственно подведенное к потоку топливо зажигается и полностью сжигается.
Поток сжатого воздуха может, при необходимости, иметь завихрение относительно оси, что, в частности, является предпочтительным в газовой турбине; а именно при этом могут отпадать направляющие устройства, которые должны устранять возможно возникающее в компрессорной части завихрение потока, и газовая турбина может быть выполнена проще. Дополнительно возможно может отпадать направляющее устройство на входном зазоре газовой турбины, которым и должно было бы создаваться завихрение, необходимое для вращающихся компонент турбинной части для их функционирования; если даже полный отказ от направляющих устройств не всегда возможен, направляющие устройства могут однако быть выполнены более просто, так как поток уже имеет часть необходимого завихрения и должен отклоняться меньше, чем обычно.
Предпочтительным образом из той части потока, из которой ответвляют частичные потоки, перед ответвлением завихрение устраняют, особенно предпочтительно полностью устраняют. Устранение завихрения связано с замедлением и повышением давления, которое может быть с выгодой использовано для образования пилотного пламени. А именно, возникающее при замедлении давление является при соответствующем выполнении направляющих устройств достаточным для образования пилотного пламени, так что не должны предусматриваться никакие дополнительные воздуходувки или тому подобные устройства.
Особенно предпочтительным является применение способа в газовой турбине, причем поток подают из компрессорной части газовой турбины и после сжигания топлива подводят к турбинной части газовой турбины. С дальнейшим преимуществом направляющие лопатки во входном зазоре, через который поток притекает к турбинной части, предусмотрены в таком количестве и расположены так, что локальный максимум неоднородного вследствие неоднородного распределения топлива распределения температуры в потоке расположен соответственно между двумя направляющими лопатками. Это, в частности, может достигаться тем, что количество пилотных пламеней совпадает с количеством направляющих лопаток, и что пилотные пламени и направляющие лопатки с учетом возможного завихрения потока подходящим образом позиционированы относительно друг друга.
Примеры выполнения изобретения следуют из чертежей. На чертежах отказались от представления деталей, которые не являются важными для пояснения. При этом чертежи не должны рассматриваться в качестве соответствующего масштабу представления конкретного примера выполнения. В частности, показано:
фиг. 1 - устройство для осуществления способа сжигания топлива в сжатом воздухе, в осевом продольном сечении;
фиг. 2 - поперечное сечение через это же устройство, как показано линией II-II на фиг. 1;
фиг. 3 - тангенциальное сечение через это же устройство, как показано линией III-III на фиг. 2;
фиг. 4 - поперечное сечение через устройство согласно фиг. 1, как показано линией IV-IV на фиг. 1;
фиг. 5 - поперечное сечение через используемое в устройстве ребро для подачи нескольких различных видов топлива;
фиг. 6 - устройство с двумя системами для подачи топлива.
Соответствующие друг другу части имеют одинаковые ссылочные позиции; поэтому при последующем пояснении делается общая ссылка на фигуры 1 - 4.
В частности, из фигуры 1 можно видеть вырез из газовой турбины, а именно расположенную между компрессорной частью 4 и турбинной частью 5 камеру сгорания с окружающим кольцом ось 1 газовой турбины кольцевым пространством 6. Из компрессорной части 4 подается поток 2 сжатого воздуха, который продвигается вдоль оси 1 и соответственно имеет относительно этой оси 1 завихрение. Свойство, что поток 2 имеет завихрение, намечено символизирующими его изогнутыми стрелками. Поток 2 пронизывает в большей части беспрепятственно кольцевое пространство 6, которое ограничено в направлении к оси 1 внутренней стенкой 12 и в направлении от оси 1 наружной стенкой 13. Кольцевое пространство 6 окружает ротор 23 газовой турбины. Чтобы помешать тому, чтобы часть потока 2 текла вдоль ротора 23, между ним и внутренней стенкой 12 введено уплотнительное устройство 24, например, лабиринтное уплотнение. Подлежащее сжиганию топливо подводят через систему подачи 8. Большая часть топлива при этом течет к ребрам 7 и попадает через предусмотренные в каждом ребре 7 сопла 9 в поток 2, где она зажигается и сгорает. Топливо должно полностью сгорать, прежде чем поток 2 через входной зазор 14 войдет в турбинную часть 5 и достигнет предусмотренные там направляющие лопатки 15. Чтобы вызвать и стабилизировать сжигание подведенного через ребра 7 топлива, и чтобы дополнительно ответвить воздух для охлаждения внутренней стенки 12 и наружной стенки 13, более или менее непосредственно за компрессорной частью 4 в кольцевое пространство 6 входит кольцевой трубопровод 16. Часть воздуха течет в кольцевой трубопровод 16 и разветвляется там на множество частичных потоков 3. Соответственно один из этих частичных потоков 3 через соответствующий трубопровод охлаждения 19 попадает за внутреннюю стенку 12 или соответственно наружную стенку 13 кольцевого пространства 6 и может охлаждать ее. Другой частичный поток 3 течет к пилотной горелке 10. Эта пилотная горелка 10 имеет сопло 11, к которому через систему подачи топлива 8 подводят топливо, и расположена перед ребром 7. Часть топлива подводят к пилотной горелке 10 или соответственно предусмотренному множеству пилотных горелок 10 и там сжигают главным образом с тем воздухом, который подводят через частичный поток 3. При этом возможно точно регулировать соотношение компонентов смеси топлива и воздуха, в частности, до значения, которое гарантирует постоянное и стабильное сжигание. Это сжигание стабилизирует сжигание топлива, которое подводят через ребро 7. Разумеется, что пилотная горелка 10 и ребро 7 в зависимости от исполнения тангенциально смещены друг относительно друга; в этом смысле видное из фигуры 1 расположение не является репрезентативным. Поступившая в кольцевой трубопровод 16 часть потока 2 попадает сначала на отклоняющие лопатки 17 и там отклоняется так, что первоначально имевшееся завихрение теряется. Это отклонение связано с известным торможением и получающимся отсюда повышением статического давления и способствует тем самым в значительной степени стабилизации частичных потоков 3. Отклоненная отклоняющими лопатками 17 часть потока 2 попадает в сборное пространство 18, откуда ответвляются частичные потоки 3. Расположение ребра 7 сзади пилотной горелки 10 не является обязательным; положения ребра 7 и пилотной горелки 10 вдоль оси 1 должны выбираться в соответствии с соотношениями потока. Является возможным, что пилотная горелка 10 и ребро 7 приходят к положению рядом друг с другом; тогда возможно ребра 7 могут частично заменять трубопроводы охлаждения 19. Смотри также фигуру 6
Фигура 2 показывает, в каком пространственном отношении расположены относительно друг друга ребра 7 кольцевого пространства и направляющие лопатки 15 в турбинной части 5, в виде поперечного сечения перпендикулярно к оси 1, которая видна на фигуре в виде крестика. Изогнутая стрелка представляет завихрение потока 2. Видно, что имеет место столько же направляющих лопаток 15, как и ребер 7, и видно также, что ребра 7 и направляющие лопатки 15 определенным образом азимутально смещены друг относительно друга. Если это смещение соответственно завихрению потока 2 выбрано правильно, то максимум распределения температуры в потоке 2, который получается в месте, в котором вследствие неоднородного распределения топлива получился локальный максимум распределения топлива, приходит к положению точно между двумя направляющими лопатками 15 и может тем самым способствовать тепловой разгрузке направляющих лопаток 15.
Каким образом может быть осуществлена такая тепловая разгрузка направляющих лопаток 15, следует из фигуры 3. Там представлено тангенциальное сечение через представленное на фигуре 2 в поперечном сечении устройство в соответствии с линией III - III на фигуре 2. Видно, как поток 2 течет от ребер 7 к направляющим лопаткам 15. На фигуре 3 эскизно нанесено также распределение температуры в потоке 2, когда он оттекает от ребер 7 и сжигание закончено. Температура T нанесена в зависимости от координаты x, которая должна измеряться перпендикулярно к потоку 2. Видно, что локальный максимум температуры T лежит между направляющими лопатками 15, причем температура потока 2 вблизи направляющей лопатки 15 по сравнению с ее максимумом явно понижена. С точки зрения термодинамики для протекающего в газовой турбине процесса существенным является среднее значение температуры, усредненное по всему потоку; за счет неоднородного распределения температуры вследствие геометрии расположения ребер 7 может быть достигнуто, что направляющие лопатки 15 нагружены не средним значением температуры или даже более высокой температурой, а явно уменьшенной по сравнению со средним значением температурой. С учетом того, что между прочим предельная допускаемая тепловая нагрузка имеющихся в распоряжении материалов определяет максимум температуры при входе в турбинную часть 5, с использованием преимуществ изобретения может быть достигнуто значительное повышение этого максимума.
Из фигуры 3 видна также конструкция ребер 7. Ребра 7 являются полыми, причем внутреннее пространство 8 относится к системе подачи для топлива, и содержат множество сопел 9, через которые топливо подводят к потоку 2. Сопла 9 могут в значительной степени произвольно быть распределенными по ребрам 7; не является необходимым предусматривать сопла 9 только на концах ребер на стороне оттекания. Единственным существенным критерием для расположения сопел 9 является то, что должна достигаться желаемая в смысле изобретения неоднородность распределения топлива в потоке 2.
Фигура 4 показывает расположение кольцевого трубопровода 16 для ответвления частичных потоков 3 с трубопроводами охлаждения 19. Можно видеть также отклоняющие лопатки 17, которые отклоняют входящую в кольцевой трубопровод 16 часть потока 2 в направлении оси и в известной степени замедляют, чтобы достигнуть повышения статического давления в частичных потоках 3.
Фигура 5 показывает поперечное сечение через ребро 7, которое выполнено с возможностью подачи по выбору нескольких видов топлива. Внутри ребра 7 находятся три топливных канала 20, 21 и 22, причем самый маленький топливный канал 20 служит для подачи нефти, средний топливный канал для подачи природного газа, а самый большой топливный канал для подачи газообразного топлива с низкой теплотой сгорания, например, каменноугольного газа. Каждый топливный канал 20, 21, 22 входит в соответствующие сопла 9.
Фигура 6 показывает взаимодействие обеих систем, которые в смысле изобретения подводят топливо к потоку 2. В нижней части фигуры намечены соотношения потока в камере сгорания, причем ребра 7 и пилотные горелки 10 обтекаются потоком 2. Согласно представлению поток 2 течет прямо. Фигура справедлива также для потока 2, который течет с завихрением, причем тогда конечно ордината должна проходить иначе, чем в случае потока 2, текушего без завихрения, не параллельно оси 1, а вдоль потока и соответственно по спирали вокруг оси 1. Абсцисса на фигуре в любом случае является азимутальным углом, который должен измеряться вокруг оси 1. К каждой пилотной горелке 10 подводят (не представленный) ответвленный от потока 2 частичный поток воздуха, смешанного с также подводимым топливом, и сжигают с образованием вдающегося в поток 2 пилотного пламени 25. Пилотные горелки 10 образуют таким образом первую ступень для подвода тепла к потоку 2. Вторая ступень для подвода тепла дана ребрами 7, из которых потоку 2 непосредственно подается топливо. При этом из каждого ребра 7 топливо вытекает в направлениях примерно перпендикулярно к потоку 2 и распределяется вдоль показанных штриховыми линиями линий потока 26. Вследствие расположения ребер 7 распределение топлива в потоке 2 является неоднородным, и это нанесено на диаграмме в верхней части фигуры. Соответственно два потока топлива из соседних друг с другом ребер 7 постепенно сливаются и образуют соответственно локальный максимум распределения топлива, в котором топливо зажигается соответственно на пилотном пламени 25. Вдоль нанесенных пунктиром фронтов пламени 27 горение в потоке 2 распространяется и обуславливает, наконец, полное сжигание поданного через ребра 7 топлива. На диаграмме в верхней части фигуры нанесено распределение 28 топлива; по абсциссе нанесен азимутальный угол, по ординате нанесена концентрация. Ордината показана прерывистой линией, чтобы символизировать, что графическое представление показывает только форму распределения 28 и не задумано в качестве количественного высказывания. Распределение 28 соответствует примерно распределению топлива на линии, соединяющей вершины пилотных пламеней друг с другом. Распределение 28 стоит в тесной связи с распределением температуры в потоке, как уже пояснялось на примере фигуры 3; чем выше локальная концентрация топлива, тем выше является также достигаемая при сжигании температура. Следует отметить еще одну выгодную форму дальнейшего развития изобретения согласно фигуре 6: эта форма дальнейшего развития состоит в том, что как направляющие лопатки 15 (сравни фигуру 3), так и ребра 7 и пилотные горелки 10 предусмотрены в соответственно одинаковом количестве.
Согласно изобретению указан способ сжигания топлива в сжатом воздухе, который, в частности, пригоден для применения в газовой турбине и гарантирует быстрое и полное сжигание топлива.
Способ сжигания топлива в сжатом воздухе относится к сжиганию жидкого или газообразного топлива в сжатом воздухе в газовой турбине. Сжатый воздух подают в перемещающемся вдоль оси потоке. При этом вначале от потока отделяют множество частичных потоков. К каждому из потоков по отдельности подводят часть топлива и сжигают во вдающемся в потокопилотном пламени. Остальное топливо подводят в различных местах к потоку. Распределяют в потоке неоднородно. Образующееся за счет неоднородного распределения топливо в потоке имеет локальный максимум на каждом пилотном пламени. Далее топливо поджигают на пилотных пламенах и сжигают. Такое осуществление способа способствует стабилизации горения и обеспечению того, что все топливо сжигается. 4 з.п.ф-лы, 6 ил.
| US 5207064 A, 04.05.93 | |||
| GB 768370 A, 13.02.87 | |||
| US 3433015 A, 18.03.69 | |||
| Камера сгорания | 1961 |
|
SU151158A1 |
| Устройство для смешения потоков | 1981 |
|
SU981652A2 |
