Камера сгорания для газовой турбины

 

Камера сгорания для газовой турбины является протекаемой вдоль оси текущим из компрессорной части к турбинной части потоком сжатого воздуха, который имеет завихрение относительно оси. При этом на входе камеры сгорания предусмотрен кольцевой канал с впускной частью для отделения частичного потока из потока, которая содержит средства для устранения от частичного потока его завихрения и сообщается с каналами охлаждения для охлаждения камеры сгорания, а также с пилотными горелками для стабилизации горения в камере сгорания. Такое выполнение камеры сгорания приводит к уменьшению термодинамических потерь, и позволяет использовать отделение частичного потока как для целей охлаждения, так и для целей стабилизации. 6 з.п.ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины, которая вдоль оси является протекаемой текущим из компрессорной части к турбинной части, поступающим на входе и имеющим завихрение потоком сжатого воздуха, с расположенным на входе кольцевым каналом и расположенной в нем впускной частью для отделения частичного потока из потока, причем впускная часть сообщается с пилотными горелками для стабилизации горения в камере сгорания. Такая камера сгорания следует из патента США N 5207064.

Изобретение относится, в частности, к подготовке частичного потока из потока, чтобы применять его для дальнейших целей при эксплуатации газовой турбины. Известным применением для такого частичного потока является охлаждение турбинной части, а также охлаждение расположенной между компрессорной частью и турбинной частью и протекаемой потоком камеры сгорания. Это является необходимым в обычной стационарной газовой турбине для производства электроэнергии с мощностью 100 Мвт и выше, так как поток перед входом в турбинную часть нагревается путем сжигания топлива до температуры выше 1000^oC и таким образом подвергает структурные части турбинной части и другие компоненты газовой турбины большой термической нагрузке. С такой термической нагрузкой нельзя справиться без охлаждения. Предпочтительным образом в качестве охлаждающего средства используют воздух, который отбирают от потока. Уже было предложено смешивать этот воздух с другими веществами, в частности, с водяным паром.

Так как системы для направления ответвленного для охлаждения воздуха часто являются разветвленными и потеря давления, которую претерпевает в потоке попадающая для сжигания главная часть сжатого воздуха в камере сгорания, обычно поддерживается малой по причинам обеспечения высокого термодинамического коэффициента полезного действия, должна предусматриваться возможность повышать статическое давление, при котором находится ответвленный воздух. Для этого само собой разумеется должен использоваться вентилятор или компрессор, что конечно означает высокие аппаратурные затраты и потерю нетто- коэффициента полезного действия, так как энергия для работы вентилятора или компрессора в конечном итоге должна даваться самой газовой турбиной и таким образом больше не имеется в распоряжении для ввода в сеть энергоснабжения. В принципе поэтому является желательным, избегать использования вентилятора или компрессора.

Общие указания по выполнению горелок и камер сгорания для газовых турбин наряду с каналами горячего газа, которые соединяют такие камеры сгорания с турбинными частями, следуют из ЕР 0193838, B1, US-патента Re. 33896, EP 0224817, B1, US-патента 4749029, ЕР 0483554, A1 И ЕР 0489193, A1. Названный последним документ относится к камере сгорания для газовой турбины в форме, так называемой, кольцевой камеры сгорания и дает также указания на охлаждение структурных частей этой кольцевой камеры сгорания.

Охлаждение частей ротора газовой турбины посредством частичного потока воздуха описано в ЕР 0447886, A1.

Из патента США 5207064 известна система с камерой сгорания для газовой турбины. Система содержит собственно камеру сгорания, а также устройства, приданные камере сгорания, которые отбирают из потока сжатого воздуха, пронизывающего камеру сгорания, частичные потоки. Эти частичные потоки подводят частично к, так называемым, пилотным горелкам, которые в каждом из этих частичных потоков сжигают малую часть подведенного в целом топлива и стабилизируют происходящее в другом месте в потоке горения, для которого подводят преобладающую часть топлива. Другие отбираемые в другом месте частичные потоки служат для охлаждения камеры сгорания. Частичные потоки отбираются от потока соответственно вблизи тех мест, где они используются по назначению; для пилотных горелок частичные потоки отбирают во впускной области системы, для охлаждения внешней стенки камеры сгорания отбор частичных потоков производят вблизи внешней стенки, а для охлаждения внутренней стенки камеры сгорания отбор частичных потоков производят вблизи этой внутренней стенки. Сама камера сгорания выполнена кольцевой формы и окружает ротор газовой турбины, который соединяет подключенную после камеры сгорания турбинную часть с подключенной перед камерой сгорания компрессорной частью.

Задачей настоящего изобретения является указание камеры сгорания названного выше вида, в которой предусмотрены просто выполненные и не сложные средства для отбора частичных потоков и которая в значительной степени может оставаться свободной от дополнительных встраиваемых деталей для возможно свободного от потерь направления потока.

Для решения этой задачи предлагается камера сгорания для газовой турбины, которая вдоль оси является протекаемой текущим из компрессорной части к турбинной части, поступающим на входе и имеющим завихрение потоком сжатого воздуха, с расположенным на входе кольцевым каналом и расположенной в нем впускной частью для отделения частичного потока из потока, причем впускная часть сообщается с пилотными горелками для стабилизации горения в камере сгорания, и причем впускная часть содержит средства, чтобы устранять из частичного потоки его завихрения, и дополнительно сообщается с каналами охлаждения для охлаждения камеры сгорания.

В смысле изобретения многочисленные различные средства для отделения частичных потоков из потока объединены в одной единственной, предусмотренной на входе камеры сгорания впускной части, в которой путем устранения завихрения и связанного с этим замедления готовят находящийся при высоком статическом давлении частичный поток, который через соответствующие устройства сообщается с каналами охлаждения для охлаждения камеры сгорания, а также с пилотными горелками для стабилизации процесса горения. В остальном камера сгорания может оставаться свободной от дополнительных встраиваемых деталей, кроме тех встраиваемых деталей, которые требуются для необходимого во всех случаях подвода топлива к потоку. В остальном поток может в значительной степени свободно перемещаться через камеру сгорания, так что термодинамические потери в значительной степени исключаются.

Само собой разумеется, что устранение завихрения ответвленного, согласно изобретению, частичного потока производится не за счет диссипации (рассеяния), то есть за счет трения, а при избежании в значительной степени турбулентностей за счет отклонения, чтобы достигнуть возможно большого повышения статического давления в частичном потоке и тем самым получить возможно большое удовольствие от получающихся из этого преимуществ. Предпочтительным образом частный поток является частью пронизывающего кольцевую частичную область кольцевого канала потока, так как таким образом обеспечивается, что при отделении не теряется ни одно завихрение. Соединение соответственным образом выполненной впускной части с каналами охлаждения предпочтительным образом происходит за счет соответствующих труб.

Средствами для устранения завихрения из частичного потока являются предпочтительно соответствующим образом выполненные и расположенные направляющие лопатки.

Кроме того, для подвода топлива к потоку предпочтительно предусмотрены ребра, расположенные таким образом, что топливо, которое подводится через них к потоку, воспламеняется на пилотном пламени, которое поставляется пилотными горелками. Для подвода топлива как к пилотным горелкам, так и к ребрам предусмотрена соответствующая система подачи топлива. В рамках этого выполнения пилотные горелки имеются предпочтительно в таком количестве, которое соответствует половинному или целому количеству, в котором имеются ребра. Таким образом получается каждый раз придание в соответствие одной пилотной горелки одному ребру или соответственно одной пилотной горелки двум ребрам, которые могут использоваться путем соответствующего позиционирования пилотной горелки и ребра или соответственно ребер относительно друг друга так, что в потоке в области поставляемого пилотной горелкой пилотного пламени получается особенно высокая концентрация топлива, что способствует повышенной воспламенимости топливно-воздушной смеси и таким образом стабилизации горения.

Дополнительная форма дальнейшего развития только что описанного выполнения отличается тем, что камера сгорания подключена к турбинной части, которая должна обтекаться потоком через венец направляющих лопаток, причем количество ребер равно количеству направляющих лопаток. Это выполнение способствует при соответствующем позиционировании ребер и направляющих лопаток друг относительно друга тому, что локальные максимумы распределения температуры в потоке, которые получаются вследствие неоднородностей при подводе топлива к потоку, приходят к положению между двумя направляющими лопатками, так что температура, которой нагружена одна направляющая лопатка, лежит явно ниже максимальной, появляющейся в потоке температуры. Тем самым при нацелено неоднородном подводе топлива в соответственно расположенное устройство может достигаться подъем термически существенной средней температуры потока через нацеленный подъем максимума распределения температуры, без увеличения термической нагрузки направляющих лопаток. Таким образом, согласно изобретению, освоена возможность повышения термодинамического коэффициента полезного действия газовой турбины.

Снабженная ребрами для подвода топлива камера сгорания является предпочтительно свободной от встроенных деталей с тем, чтобы поток мог проходить через камеру сгорания в значительной степени без помех. Эта камера сгорания особым образом избегает термодинамических потерь, которые могли бы получаться на турбулентностях и/или на сложных встроенных деталях, и таким образом имеет большое преимущество относительно достижения высокого коэффициента полезного действия.

Примеры выполнения изобретения следуют из чертежей. На каждом чертеже обозначены только те элементы примеров выполнения, которые имеют значение для пояснения. При этом соответствующие друг другу элементы имеют одинаковые ссылочные позиции. Чертежи выполнены частично схематизированными и/или частично искаженными и, в частности, не должны рассматриваться в качестве соответствующего масштабу изображения воспроизведения конкретной формы выполнения. В частности, показано: на фиг. 1 - 3 - виды камеры сгорания в газовой турбине; на фиг. 4 - вид особенно предпочтительной формы выполнения камеры сгорания.

Фиг. 1 показывает вырез из газовой турбины, а именно часть компрессорной части 18, часть турбинной части 19, а также лежащую между ними камеру сгорания 6 в форме кольцевой камеры сгорания. Расположение является осесимметричным относительно оси 3. Компрессорная часть 18 поставляет поток 2 сжатого газа, а именно сжатого воздуха, который продвигается по винтовой линии вдоль оси 3 и соответственно имеет относительно этой оси 3 завихрение. На фиг. 2 и 3 это показано. Поток 2 входит в большей части в камеру сгорания 6, причем от него отбирается в кольцевом канале 4 на входе камеры сгорания 6 частичный поток 1. Этот частичный поток 1 проникает в кольцевой области частичной области 5 кольцевого канала 4 во впускную часть 8 и поступает там сначала на направляющие лопатки 11, которые в основном лишают его завихрения. После направляющих лопаток 11 частичный поток 1 входит в основном параллельно к оси 3 в сборное пространство 20 и оттуда подается для многих применений. Через направленную наружу трубу 10 часть частичного потока 1 попадает в канал охлаждения 14 за внешнюю сторону 13 кольцевого канала 4 и может таким образом охлаждать камеру сгорания 6; при этом она частично попадает через отверстия охлаждающего воздуха 22 снова в камеру сгорания 6, частично она снова смешивается после камеры сгорания 6 с потоком 2. Другая часть частичного потока 1 попадает через направленную внутрь трубу 9 за внутреннюю сторону 12 кольцевого канала 4 и попадает оттуда также в канал охлаждения 14, где она охлаждает камеру сгорания 6. Сзади камеры сгорания 6 она попадает снова частично к потоку 2; другие части попадают через имеющиеся на внутренней стороне 12 отверстия охлаждающего воздуха 22 непосредственно в камеру сгорания 6. Другая часть частичного потока 1 попадает к пилотной горелке 7 и смешивается там с топливом, которое подводят через систему подачи топлива 17. Эта пилотная горелка 7 служит для известного подготовительного нагрева потока 2 и стабилизирует горение в камере сгорания 6, которое поставляет большую часть подводимого к потоку 2 тепла. Горение в камере сгорания 6 происходит с помощью топлива, которое подается через систему подачи топлива 17 к вставленному в камеру сгорания 6 ребру 15, откуда оно через сопла 16 попадает в поток 2. Сгорание происходит в камере сгорания 6 с сохранением завихрения потока 2, откуда результируются различные преимущества относительно термодинамического коэффициента полезного действия газовой турбины. Турбинная часть 19 имеет на своем обращенном к камере сгорания 6 конце неподвижные направляющие лопатки 21, которые всегда причисляются к подвергающимся самой высокой термической нагрузке деталям газовой турбины и на практике часто нуждаются в охлаждении точно также, как и камера сгорания 6. Отделенный от потока 2 частичный поток 1 может служить также и для этого; от соответствующего представления на фиг. 1 отказались по причинам наглядности. Относительно выполнения систем охлаждения для направляющих лопаток 21 и других компонентов турбинной части 19 следует сослаться на цитированные документы по уровню техники, а также соответствующие специальные знания. Камера сгорания 6 окружает ротор 24 газовой турбины. Между камерой сгорания 6 и ротором 24 находится уплотнительное устройство 23, например лабиринтное уплотнение, которое обеспечивает, что поток 2 полностью достигает камеры сгорания 6.

Фиг. 2, как дано понять линией II - II на фиг. 1, показывает фронтальный вид впускной части 8. Завихрение потока 2 представлено изогнутой стрелкой. Ось 3 видна в виде крестика. Явно видно, что впускная часть 8 охватывает имеющую кольцевую форму частичную область 5 кольцевого канала 4. Видны также направляющие лопатки 11, которые направлены таким образом, что они уменьшают, предпочтительно в значительной степени устраняют завихрение попавшего во впускную часть 8 частичного потока 1 для повышения статического давления. Видны также направленные внутрь или соответственно наружу трубы 9 и 10, через которые части частичного потока 1 попадают по их соответственным назначениям, в частности, к каналам охлаждения 14 для камеры сгорания 6, как уже пояснялось.

Фиг. 3 показывает, в соответствии с линией III - III на фиг. 1, поперечное сечение через камеру сгорания 6 перпендикулярно к оси 3. Также и здесь изогнутая стрелка символизирует завихрение потока 2. Видны ребра 15 с соплами 16, а также направляющие лопатки 21, которые уже принадлежат к турбинной части 19. Количество и расположение ребер 15 и направляющих лопаток 21 так согласовано друг с другом, чтобы поддерживать малой термическую нагрузку направляющих лопаток 21 за счет потока 2, который неравномерно нагревается вследствие выбранной геометрии ребер 15.

Фиг. 4 показывает вид впускной части 8 наряду с направленными наружу трубами 10, а также пилотными горелками 7 в виде, перпендикулярном к оси 3. Явно видно, что каждая труба 10 имеет профиль с уплощенным поперечным сечением; при этом профиль направлен так, что он оказывает потоку 2, который движется по винтовой линии вокруг оси 3, возможно малое сопротивление.

Изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины, которая выполнена с точки зрения возможности направления без помех и с малыми потерями пронизывающего ее потока сжатого воздуха и которая позволяет ответвление от потока частичного потока, который подвергается такому воздействию, что он превосходным образом является пригодным для различных целей, в частности для целей охлаждения и целей стабилизации.

Формула изобретения

1. Камера сгорания для газовой турбины, которая вдоль оси является протекаемой текущим из компрессорной части к турбинной части, поступающим на входе и имеющим завихрение потоком сжатого воздуха, содержащая расположенный на входе кольцевой канал с расположенной в нем впускной частью для отделения из потока частичного потока, причем впускная часть сообщается с пилотными горелками для стабилизации горения в камере сгорания, отличающаяся тем, что впускная часть содержит средства для устранения из частичного потока его завихрения и дополнительно сообщается с каналами охлаждения для охлаждения камеры сгорания.

2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что впускная часть простирается через имеющую кольцевую форму частичную область кольцевого канала и соединена трубами с каналами охлаждения.

3. Камера сгорания по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что средства для устранения из частичного потока его завихрения выполнены в виде направляющих лопаток.

4. Камера сгорания по одному из пп.1 - 3, отличающаяся тем, что она имеет ребра для подвода топлива к потоку, причем топливо воспламеняется и сгорает на пилотном пламени, поставляемом пилотными горелками, а также систему подачи топлива для подвода топлива как к пилотным горелкам, так и к ребрам.

5. Камера сгорания по п.4, отличающаяся тем, что пилотные горелки имеются предпочтительно в таком количестве, которое соответствует половинному или целому количеству, в котором имеются ребра.

6. Камера сгорания по п.5, отличающаяся тем, что она подключена к турбинной части, обтекаемой потоком через венец направляющих лопаток, причем количество ребер равно количеству направляющих лопаток.

7. Камера сгорания по одному из пп.4 - 6, отличающаяся тем, что после кольцевого канала встроены только ребра.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4