КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ Российский патент 2015 года по МПК F23R3/34 

Данное изобретение относится к камере сгорания газовой турбины согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.

Камера сгорания газовой турбины, в которой происходит сгорание с предварительным смешиванием, снабжена дополнительно к основным горелкам пилотной горелкой для сгорания с предварительным смешиванием. Пилотная горелка служит для стабилизации сгорания. Производимое пилотной горелкой диффузионное пламя или пламя с предварительным смешиванием используется как пилотное пламя для основной горелки при производстве более обогащенного топливом пламени, вследствие чего стабилизируется сгорание. Пилотная горелка может иметь при необходимости на выходе конус, облегчающий стабилизацию пилотного пламени. В такой камере сгорания газовой турбины основные горелки расположены через определенные интервалы вокруг пилотной горелки. Высокие мощности такой камеры сгорания газовой турбины требуют высоких температур на входе турбины, которые возникают при высокой температуре пламени. В отношении возникновения значений величин CO и NOx необходимо фиксировать температуру пламени и продолжительность пребывания газа в камере сгорания в допустимых границах.

Высокие температуры в газовой турбине требуют высокой температуры пламени, воздействующего также на значение величин NOx и повышающего их. К тому же для фиксации значений величин NOx в допустимых границах нужно минимизировать среднюю температуру пламени в камере сгорания относительно возникающих значений величин NOx до согласованной с КПД допустимой величины. Кроме того, необходимо снижать продолжительность пребывания газа в камере сгорания, например, посредством укороченной камеры сгорания.

Однако для низких значений величин NOx необходимо достигать также низких значений величин CO. Но при температуре пламени менее чем 1300°С повышаются значения величин CO. Даже локально ограниченный объем в камере сгорания, в которой эта нижняя граница температуры занижена, может иметь доминирующее влияние на повышенные выбросы CO. Для фиксации CO на низком значении величины необходимо хорошее перемешивание. Однако для этого требуется увеличение продолжительности пребывания газа или пути его смешивания в камере сгорания, например, посредством удлиненной камеры сгорания. Однако это находится в противоречии с сокращением продолжительности пребывания для уменьшения значений величин NOx.

Поэтому для фиксации значений величин Nox, кроме того, в допустимых границах, нужно было бы все же осуществлять мероприятия, например, по подогреву воздуха компрессора, подводимого к камере сгорания или по уменьшению его количества, или же, по обведению его, по меньшей мере, частично вокруг камеры сгорания за счет изменения системы подачи. Однако это отрицательно сказывалось бы на эксплуатации турбины в режиме основной нагрузки. К тому же вследствие этого повышались бы производственные издержки. Это также отрицательно влияло бы на эксплуатационную готовность машины, что также являлось бы большим недостатком.

Поэтому задача предложенного изобретения состоит в создании такой камеры сгорания газовой турбины, которая может эксплуатироваться с повышенной температурой пламени, а следовательно, с увеличенным КПД и без описанных выше недостатков.

Задача решается посредством камеры сгорания газовой турбины с признаками пунктов 1, 4 или 5 формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения содержат предпочтительные варианты выполнения изобретения.

Посредством турбулизирующих генераторов, в частности, на внутренней стороне и/или на внешней стороне пилотного конуса достигают лучшего перемешивания вниз по потоку пилотного конуса пилотной смеси, возникающей в пилотном конусе, и основной смеси, образующейся основными горелками. Благодаря этому вниз по потоку пилотного конуса возникает лучшее сгорание образующейся основной пилотной смеси. Это создает возможность для уменьшения продолжительности пребывания газа и сокращения пути его смешивания в камере сгорания без увеличения значения величины CO. Вследствие этого даже при высоких значениях температуры пламени достигают низких значений величин NOx. Благодаря этому удается отказаться от мероприятий, уменьшающих значение величины NOx. Кроме того, отказавшись от холодного локально ограниченного объема в камере сгорания, можно расширить стабильный рабочий диапазон с незначительными выбросами CO для более незначительной средней температуры.

Далее приводится более подробное описание других преимуществ, признаков и свойств данного изобретения при помощи примеров выполнения со ссылкой на приложенные чертежи. При этом признаки примеров выполнения могут быть предпочтительными в отдельности или в комбинации друг с другом. На чертежах в схематическом виде показаны:

фиг.1. Продольный разрез камеры сгорания газовой турбины согласно уровню техники;

фиг.2. Поперечный разрез камеры сгорания газовой турбины, вертикальный к продольному разрезу, согласно уровню техники;

фиг.3. Вид сбоку соответствующего изобретению пилотного конуса согласно первому примеру выполнения;

фиг.4. Поперечный разрез, вертикальный к продольному разрезу, соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно первому примеру выполнения;

фиг.5. Вид сбоку соответствующего изобретению пилотного конуса согласно второму примеру выполнения;

фиг.6. Вид сбоку соответствующего изобретению пилотного конуса согласно третьему примеру выполнения;

фиг.7. Поперечный разрез, вертикальный к продольному разрезу соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно третьему примеру выполнения;

фиг.8. Продольный разрез соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно четвертому примеру выполнения;

фиг.9. Поперечный разрез, вертикальный к продольному разрезу, соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно пятому примеру выполнения.

На фиг.1 и 2 показана камера сгорания газовой турбины согласно уровню техники. Представленная на них камера сгорания газовой турбины имеет пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра 2. Цилиндр 2 открывается на своем конце к камере сгорания (не показано). Пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку 1, а также радиально отстоящую от внешнего периметра топливной форсунки 1 цилиндрическую наружную обшивку 9. Между топливной форсункой 1 и наружной обшивкой 9 расположен пилотный турбулизирующий элемент 5. Пилотный конус 4 с внутренней стороной 11 и внешней стороной 12 расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке. Пилотный конус 4 имеет внутри переднего участка цилиндра 2 отверстие 6. Несколько основных горелок расположены относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки. Каждая основная горелка имеет основную форсунку 7, а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки 7 внешний цилиндр 20. Кроме того, в зазоре расположены основные турбулизирующие элементы 21. Такая основная горелка производит при смешивании топлива с воздухом основную смесь, выталкиваемую основной горелкой в направлении камеры сгорания (не показано).

В пилотном конусе 4 при смешивании воздуха и пилотного топлива образуется пилотное пламя (пилотная смесь), так что поступающее от основных горелок имеющееся в смеси топливо воспламеняется, а вследствие этого сжигается поступающая от основной горелки смесь (основная смесь).

Далее на фиг.3 и 4 показан первый пример выполнения изобретения. Для лучшего смешивания выходящей из пилотного конуса 4 в направлении камеры сгорания обогащенной топливом пилотной смеси и поступающей из основной горелки обедненной топливом основной смеси на внутренней стороне 11 пилотного конуса 4 установлены в виде выступов четыре турбулизирующих генератора (фиг.3 и фиг.4). Они установлены, прежде всего, на участке отверстия 6 пилотного конуса 4. Выступы 30 могут быть также установлены на внешней стороне 12 пилотного конуса 4 (не показано). При этом выступы 30 предпочтительно установлены с равномерными интервалами по всей окружности отверстия 6 пилотного конуса 4 (фиг.4). Вместо выступов 30 также могут быть выполнены лунки или углубления (не показано). Турбулизирующие генераторы способствуют лучшему перемешиванию, а благодаря этому значительно лучшим значениям величины CO. Вследствие этого даже при кратковременной продолжительности пребывания газообразного продукта сгорания в камере сгорания (не показано) и его короткого пути смешивания с высокими температурами пламени можно достигать хороших значений величины NOx. Благодаря этому можно отказаться от других мероприятий по сокращению значений величины NOx. Поэтому больше не возникают нарушения при эксплуатации, например, при основной нагрузке.

Далее на фиг.5 показан второй пример выполнения изобретения. В данном случае отдельное кольцо 33 полосы предусмотрено в качестве турбулизирующего генератора, расположенного по всей окружности внешней стороны 12 на участке отверстия 6 пилотного конуса 4. Альтернативно (не показано) могут быть предусмотрены также полосы, расположенные на некотором расстоянии друг от друга по окружности внешней стороны 12 на участке отверстия 6 пилотного конуса 4. Кольцо 33 полосы расположено под углом от 30° до 60° к внешней стороне 12 пилотного конуса 4. Полосы (не показано) могут быть расположены также под таким же углом. Это позволяет получать особенно хорошее перемешивание пилотной смеси и основной смеси, а благодаря этому особенно эффективное сгорание.

Затем на фиг.6 и 7 показан третий пример выполнения изобретения. В данном случае турбулизирующие генераторы выполнены как трапециевидные полосы 35, расположенные в отверстии 6 по всей его окружности, причем трапециевидные полосы 35 расположены в пилотном конусе 4 попеременно под углом -/+30°. И таким образом также можно значительно повысить результат перемешивания пилотной смеси и основной смеси.

Турбулизирующие генераторы могут быть также, например, крыльями, углами или призмами с острой, прямой кромкой, расположенными под заданным углом по всей окружности отверстия 6 в пилотном конусе 4 (не показаны). При этом острая кромка обращена к камере сгорания (не показано). Такие крылья могут быть расположены также в пилотном конусе 4 попеременно под разными углами (не показано), в частности под углом от +/-30°.

На фиг.8 показан другой пример выполнения соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины. Камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление А. Кроме того, каждая из основных горелок имеет основные форсунки 7 и расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки 7 внешний цилиндр 20. Кроме того, удлинительные трубы 230 выполнены такими, что они удлиняют отверстия внешних цилиндров 20, и, в частности, удлинительные трубы 230 радиально сужаются и расширяются в направлении окружности, так что каждая удлинительная труба 230 переходит одна в другую со смежной удлинительной трубой 230. Вследствие этого образуется кольцеобразное основное отверстие 240 форсунок. Кольцеобразное основное отверстие 240 форсунок удлиняется в осевом направлении А вплоть до отверстия 6 пилотного конуса 4. При этом на внутренней стороне 111 кольцеобразного основного отверстия 240 форсунки расположены турбулизирующие генераторы, например выступы 30. Кроме того, турбулизирующие генераторы расположены на внутренней стороне 11 и/или на внешней стороне 12 пилотного конуса 4. Это способствует лучшему перемешиванию, а благодаря этому - улучшенным значениям величины CO, чем в такой же конфигурации газовой турбины без турбулизирующих генераторов.

На фиг.9 показан пятый пример соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины. Она имеет осевое направление А. Каждая из основных горелок имеет основные форсунки 7 и расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки 7 внешний цилиндр 20 (фиг.8). Существуют удлинительные трубы 250 с выходным отверстием со стороны камеры сгорания, выполненные так, что они удлиняют отверстия внешних цилиндров 20 (фиг.8) в осевом направлении А вплоть до отверстия 6 пилотного конуса 4. При этом на внутренней стороне 260 удлинительных труб 250 на участке выходного отверстия удлинительных труб 250 расположены турбулизирующие генераторы, например выступы 30. Кроме того, на внутренней стороне 11 и/или на внешней стороне 12 пилотного конуса 4 расположены турбулизирующие генераторы. Это способствует лучшему перемешиванию, а благодаря этому - более лучшим значениям величины CO, чем в такой же конфигурации газовой турбины без турбулизирующих генераторов.

Камера сгорания газовой турбины содержит пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра, открывающегося на одном конце в камеру сгорания. Пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку, а также радиально отстоящую вокруг внешнего периметра топливной форсунки цилиндрическую наружную обшивку. Между топливной форсункой и наружной обшивкой расположен пилотный турбулизирующий элемент. Несколько основных горелок расположены относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки. Пилотный конус выполнен с внутренней стороной и внешней стороной и расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива. Пилотный конус имеет на своей внутренней стороне и внешней стороне турбулизирующие генераторы. Турбулизирующие генераторы являются трапециевидными и/или треугольными полосами, расположенными в отверстии пилотного конуса по всей окружности отверстия. Трапециевидные и/или треугольные полосы расположены на пилотном конусе попеременно под углом +/-30°. Изобретение направлено на создание камеры сгорания, которая может эксплуатироваться с повышенной температурой пламени, и, следовательно, с увеличенным кпд. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

1. Камера сгорания газовой турбины, содержащая:
пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра (2), открывающегося на одном конце в камеру сгорания, причем пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку (1), а также радиально отстоящую вокруг внешнего периметра топливной форсунки (1) цилиндрическую наружную обшивку (9), и между топливной форсункой (1) и наружной обшивкой (9) расположен пилотный турбулизирующий элемент (5);
несколько основных горелок, расположенных относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки,
пилотный конус (4) с внутренней стороной (11) и внешней стороной (12), причем пилотный конус (4) расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие 6, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива;
пилотный конус (4) имеет на своей внутренней стороне (11) и внешней стороне (12) турбулизирующие генераторы, отличающийся тем, что
турбулизирующие генераторы являются трапециевидными и/или треугольными полосами (35), расположенными в отверстии (6) пилотного конуса (4) по всей окружости отверстия (6),
причем трапециевидные и/или треугольные полосы (35) расположены на пилотном конусе (4) попеременно под углом +/-30°.

2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (230) выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20), и, в частности, удлинительные трубы (230) радиально сужаются и расширяются в направлении окружности, так что каждая удлинительная труба (230) переходит друг в друга со смежной удлинительной трубой (230), поэтому образуется кольцеобразное основное отверстие (240) форсунки, удлиняющееся в осевом направлении (А) вплоть до отверстия (6) пилотного конуса (4), причем на внутренней стороне (111) кольцеобразного основного отверстия (240) форсунки расположены турбулизирующие генераторы.

3. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (250) с выходным отверстием со стороны камеры сгорания выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20) в осевом направлении (А) до отверстия (6) пилотного конуса (4), причем на внутренней стороне (260) удлинительных труб (250) на участке выходного отверстия расположены турбулизирующие генераторы.

4. Камера сгорания газовой турбины, содержащая:
пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра (2), открывающегося на одном конце в камеру сгорания, причем пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку (1), а также радиально отстоящую от внешнего периметра топливной форсунки (1) цилиндрическую наружную обшивку (9), причем между топливной форсункой (1) и наружной обшивкой (9) расположен пилотный турбулизирующий элемент (5);
несколько основных горелок, расположенных относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки,
пилотный конус (4) с внутренней стороной (11) и внешней стороной (12), причем пилотный конус (4) расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие 6, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива;
пилотный конус (4) имеет на своей внутренней стороне (11) и внешней стороне (12) турбулизирующие генераторы, отличающийся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (230) выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20), и, в частности, так, что удлинительные трубы (230) радиально сужаются и расширяются в направлении окружности, так что каждая удлинительная труба (230) переходит друг в друга со смежной удлинительной трубой (230), поэтому образуется кольцеобразное основное отверстие (240) форсунки, удлиняющееся в осевом направлении (А) вплоть до отверстия (6) пилотного конуса (4), причем на внутренней стороне (111) кольцеобразного основного отверстия (240) форсунки расположены турбулизирующие генераторы.

5. Камера сгорания газовой турбины, содержащая:
пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра (2), открывающегося на одном конце в камеру сгорания, причем пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку (1), а также радиально отстоящую от внешнего периметра топливной форсунки (1) цилиндрическую наружную обшивку (9), причем между топливной форсункой (1) и наружной обшивкой (9) расположен пилотный турбулизирующий элемент (5);
несколько основных горелок, расположенных относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки,
пилотный конус (4) с внутренней стороной (11) и внешней стороной (12), причем пилотный конус (4) расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие 6, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива;
пилотный конус (4) имеет на своей внутренней стороне (11) и внешней стороне (12) турбулизирующие генераторы, отличающийся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (250) с выходным отверстием со стороны камеры сгорания выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20) в осевом направлении (А) до отверстия (6) пилотного конуса (4) и причем на внутренней стороне (260) удлинительных труб (250) на участке выходного отверстия расположены турбулизирующие генераторы.