[go: up one dir, main page]

RU2566621C2 - Способ работы газовой турбины с последовательным сгоранием и газовая турбина для осуществления указанного способа - Google Patents

Способ работы газовой турбины с последовательным сгоранием и газовая турбина для осуществления указанного способа Download PDF

Info

Publication number
RU2566621C2
RU2566621C2 RU2013146093/06A RU2013146093A RU2566621C2 RU 2566621 C2 RU2566621 C2 RU 2566621C2 RU 2013146093/06 A RU2013146093/06 A RU 2013146093/06A RU 2013146093 A RU2013146093 A RU 2013146093A RU 2566621 C2 RU2566621 C2 RU 2566621C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
temperature
combustion
gas turbine
inlet
Prior art date
Application number
RU2013146093/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013146093A (ru
Inventor
Андреа КИАНИ
Аднан ЭРОГЛУ
Дуглас Энтони ПЕННЕЛЛ
Николя ТРЭН
Эвальд ФРАЙТАГ
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Альстом Текнолоджи Лтд filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд
Publication of RU2013146093A publication Critical patent/RU2013146093A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2566621C2 publication Critical patent/RU2566621C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/228—Dividing fuel between various burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/16—Combined cycle power plant [CCPP], or combined cycle gas turbine [CCGT]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Способ работы газовой турбины с последовательным сгоранием, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания собственно с первой камерой сгорания и первыми горелками, которая принимает сжатый воздух из компрессора, вторую камеру сгорания собственно со второй камерой сгорания и вторыми горелками, которая принимает горячий газ из первой камеры сгорания с заданной температурой на впуске второй камеры сгорания, и турбину, которая принимает горячий газ из второй камеры сгорания. Температуру на впуске второй камеры сгорания понижают для работы газовой турбины при увеличении нагрузки на газовую турбину с частичной нагрузки до базовой нагрузки. Температуру на впуске второй камеры сгорания повышают при уменьшении нагрузки на газовую турбину с базовой нагрузки до частичной нагрузки. Изобретение направлено на снижение выбросов СО и падения давления при работе с частичной нагрузкой без повышения риска обратной вспышки. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к технологии газовых турбин. Оно относится к способу работы газовой турбины с последовательным сгоранием в соответствии с преамбулой п.1 формулы изобретения. И дополнительно относится к газовой турбине для осуществления указанного способа.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Газовые турбины с последовательным сгоранием содержат две камеры сгорания, как показано, например, на фиг.1. Газовая турбина 10 по фиг.1 имеет ротор 11 окруженный кожухом 12. Компрессор 13 сжимает воздух, который подается в первую камеру сгорания, которая состоит из собственно камеры 14 сгорания и первых горелок 17. Топливо подается на первые горелки 17 посредством первого средства подачи 18 топлива. Горячие газы, образовавшиеся в первой камере 14, 17 сгорания, протекают через канал 21 горячих газов во вторую камеру сгорания, содержащую собственно вторую камеру 15 сгорания и вторые горелки 19. Топливо на вторые горелки 19 подается второй подачей 20 топлива. Горячий газ из второй камеры 15, 19 сгорания поступает в турбину 16 для выполнения работы.
Обычно турбину высокого давления устанавливают между первой камерой 14, 17 сгорания и второй камерой 15, 19 сгорания. Однако в этом случае турбина высокого давления опущена. Вместо этого в канал 21 для горячего газа можно впрыскивать разбавляющий воздух посредством средства подачи 23 разбавляющего воздуха.
При работе газовых турбин с частичной нагрузкой температура горячих газов в камере сгорания обычно снижается. При определенном температурном пределе горячих газов, выбросы СО увеличиваются и создают предел гарантированного количества выбросов СО. Эти выбросы СО обычно растут, когда нагрузка на газовую турбину снижается со 100% до частичной нагрузки, как показано на фиг.2, где выбросы СО показаны в зависимости от относительной нагрузки RLGT газовой турбины с пиком 12, характеризующим воспламенение во второй камере сгорания. При определенном пределе LTL нагрузки заданный предел LTCO по СО превышается. В то же время вторая камера сгорания характеризуется некоторым падением давления, которое оказывает отрицательное влияние на характеристики.
Для решения этой проблемы в предшествующем уровне техники использовались два различных подхода:
1. Запуск второй камеры сгорания при наивысшей возможной нагрузке. Однако такой подход не очень эффективен, поскольку температура горячих газов из первой камеры сгорания должна поддерживаться в пределах, налагаемых сроком службы турбины высокого давления (когда между первой и второй камерами сгорания имеется турбина высокого давления);
2. Отключение некоторых вторых горелок при низкой нагрузке так, чтобы остальные поджигались при более высокой температуре на выпуске при пониженной нагрузке. Такое решение имеет недостатком высокое напряжение на турбину низкого давления (позиция 16 на фиг.1) и ограничено температурными пределами котла (на электростанции с комбинированным циклом).
Дополнительно уровень техники определен в следующих документах.
В DE 103 12 971 А1 описана газотурбинная установка, в частности, для электростанции, содержащая компрессор и две камеры сгорания ниже по потоку, установленные последовательно, за которыми следует турбина. Между двумя камерами сгорания расположено охлаждающее устройство. Такое решение основано на последовательном сгорании без турбины высокого давления. Благодаря отсутствию турбины высокого давления между двумя камерами сгорания, на выпуске первой камеры сгорания газы имеют сравнительно высокую температуру, что приводит к спонтанному воспламенению топлива, впрыскиваемого во вторую камеру сгорания, а это создает избыточные тепловые напряжения в компонентах, рядом с топливными форсунками и к недостаточному смешиванию топлива и воздуха, определяя высокий уровень выбросов.
Для устранения указанного недостатка предлагается охлаждать горячие газообразные продукты сгорания, выходящие из первой камеры сгорания, прежде чем впрыскивать топливо в эти газообразные продукты сгорания для формирования смеси топлива и окислителя для второй камеры сгорания. Охлаждая горячие газообразные продукты сгорания, выходящие из первой камеры сгорания или из первого этапа сгорания, температуру выхлопных газов можно понизить в достаточной степени, чтобы задержать воспламенение топлива на достаточно длительное время, чтобы получить отсоединенное пламя и достаточное количество смеси для создания гомогенной и обедненной смеси топлива и окислителя.
Документ WO 03/038353 относится к переделке газотурбинной установки с последовательным сгоранием, по существу содержащей по меньшей мере один компрессор, камеру сгорания высокого давления, турбину высокого давления, камеру сгорания низкого давления и турбину низкого давления. Вращающиеся части компрессора, турбина высокого давления и турбина низкого давления расположены на общем роторе и при переделке все заявленные признаки, связанные с этой газотурбинной установкой, могут быть преимущественно упрощены. Переделанная газотурбинная установка содержит уменьшенный компрессор, исходную камеру сгорания высокого давления (работающую при пониженном давлении), исходную камеру сгорания низкого давления и исходную турбину низкого давления, при этом уменьшение компрессора достигается посредством удаления без замены нескольких последних в направлении потока ступеней высокого давления, или посредством удаления их из привода, и исходная турбина высокого давления выводится из работы без ее замены. Турбина высокого давления является лишь транспортным каналом между камерой сгорания высокого давления и камерой сгорания низкого давления. Горячие газы протекают из этой камеры сгорания высокого давления через транспортный канал непосредственно в камеру сгорания низкого давления.
В документе ЕР 2 206 959 А2 описана система газовой турбины, содержащая систему преобразователя топлива, содержащую впуск топлива, выполненный с возможностью приема спутного потока топлива, впуск кислорода, выполненный с возможностью введения спутного потока кислорода, область предварительного кондиционирования, выполненную с возможностью предварительной обработки спутного потока топлива, область смешивания, содержащую устройство предварительного смешивания, выполненное с возможностью способствовать смешиванию спутного потока топлива и спутного потока кислорода для образования газовой предварительной смеси, область реакции, выполненную с возможностью образования сингаза из газовой предварительной смеси, область с наименьшей температурой, выполненную с возможностью подмешивания спутного потока топлива в сингаз для образования обогащенной водородом топливной смеси и газовую турбину, выполненную с возможностью приема этой топливной смеси.
Документ WO 2010/112318 А1 относится к способу работы газовой турбины с последовательным сгоранием с частичной нагрузкой с низкими выбросами СО, при котором долю воздуха на работающих горелках второй камеры сгорания с частичной нагрузкой удерживают ниже максимальной доли воздуха, и к газовой турбине для осуществления указанного способа. Для уменьшения максимальной доли воздуха выполнен ряд модификаций в концепции работы газовой турбины, индивидуально или в комбинации. Одна модификация заключается в открытии ряда лопаток направляющего аппарата компрессора перед включением второй камеры сгорания. Для включения второй камеры сгорания ряд лопаток направляющего аппарата компрессора быстро закрывают и на горелки второй камеры сгорания синхронно подают топливо. Другая модификация заключается в отключении отдельных горелок с частичной нагрузкой.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей настоящего изобретения является создание способа работы газовой турбины с последовательным сгоранием, который снижает выбросы СО и падение давления при работе с частичной нагрузкой без повышения риска обратной вспышки.
Другой задачей изобретения является создание газовой турбины для осуществления такого способа.
Эти и другие задачи решаются посредством способа работы газовой турбины с последовательным сгоранием, при котором газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, содержащую собственно первую камеру сгорания и первые горелки, которая принимает сжатый воздух из компрессора, вторую камеру сгорания, содержащую собственно вторую камеру сгорания и вторые горелки, которая принимает горячий газ из первой камеры сгорания при заданной температуре на впуске во вторую камеру сгорания, и турбину, которая принимает горячий газ из второй камеры сгорания, при котором температуру на впуске второй камеры сгорания снижают для работы газовой турбины с базовой нагрузкой и при котором температуру на впуске второй камеры сгорания повышают при уменьшении нагрузки на газовую турбину с базовой нагрузки до частичной нагрузки.
Температуру на впуске второй камеры сгорания можно, например, понижать для работы при базовой нагрузке путем подмешивания потока разбавляющего воздуха и/или путем снижения отношения топлива к воздуху в первой камере сгорания, тем самым повышая температуру на выпуске первой камеры сгорания.
Температуру на впуске второй камеры сгорания можно повысить для работы с частичной нагрузкой относительно температуры на впуске при работе при базовой нагрузке путем повышения температуры на выпуске первой камеры сгорания. Ее также можно повысить при работе с частичной нагрузкой относительно температуры при базовой нагрузке путем уменьшения потока разбавляющего воздуха относительно потока указанного разбавляющего воздуха при базовой нагрузке.
Согласно варианту осуществления изобретения разбавляющий воздух дополнительно смешивается с горячим газом из первой камеры сгорания для получения пониженной температуры на впуске второй камеры сгорания относительно температуры на выпуске первой камеры сгорания. Дополнительное подмешивание разбавляющего воздуха в этом контексте может быть, например, увеличением отношения подмешиваемого разбавляющего воздуха к выпускному массовому расходу первой камеры сгорания с частичной нагрузкой относительно указанного отношения при базовой нагрузке.
Более конкретно, массовый расход разбавляющего воздуха меняют для достижения больших изменений температуры на впуске второй камеры сгорания. Большие изменения означают, что эти изменения больше, чем изменения которых можно было бы достичь только меняя температуру на выпуске первой камеры сгорания. Изменения температуры на выпуске первой камеры сгорания ограничены из-за стабильности камеры сгорания и пределов, налагаемых сроком службы. Повышение температуры на выпуске первой камеры сгорания ограничено из-за пределов, налагаемых сроком службы и пульсациями. Снижение температуры на выпуске первой камеры сгорания ограничено из-за пределов, налагаемых возможностью срыва пламени и пределами гасящих пульсаций. Такое изменение расхода разбавляющего воздуха может, например, возникать, либо как изменение пропорции общего количества воздуха поступающего в камеру сгорания в результате изменения массового расхода воздуха на компрессоре и температур горения и распределения давления в первой и второй камерах сгорания в соответствии с нагрузкой, или посредством регулируемой системы подачи.
Согласно другому варианту осуществления изобретения температурой на выпуске первой камеры сгорания или температурой на впуске второй камеры сгорания, соответственно, управляют в зависимости от нагрузки на газовую турбину.
Согласно еще одному варианту осуществления изобретения температурой на выпуске первой камеры сгорания или температурой на впуске второй камеры сгорания, соответственно, управляют в зависимости от давления сгорания, в частности в первой или второй камере сгорания или в приточной вентиляции компрессора или на впуске турбины.
Согласно еще одному варианту осуществления изобретения в качестве топлива используют газ с коротким временем воспламенения, в частности газ, с высоким содержанием H2, или газ, содержащий большую долю углеводородов более высшего порядка, именуемый газ C2+. Топливный газ, например, содержащий более 5% или более 10% (молярных %) Н2 и/или С2+, можно считать газом с высокой долей Н2/С2+ и, соответственно, имеющим короткое время воспламенения относительно времени воспламенения топливного газа с содержанием метана, например, более 95% или более 90%. Газ с коротким временем воспламенения это газ, время воспламенения которого меньше, чем время воспламенения топливного газа, содержащего 95% метана и максимум 5% Н2, при использовании топлива, содержащего водород, и газ с коротким временем воспламенения это газ, время воспламенения которого короче, чем у топливного газа, содержащего 95% метана и 5% С2+, при использовании топливного газа, содержащего углеводороды высшего порядка. Если топливный газ содержит Н2 и С2+, более короткое время воспламенения позволяет определить предел «короткого времени воспламенения».
Газовая турбина для осуществления способа по настоящему изобретению содержит компрессор, первую камеру сгорания, содержащую собственно камеру сгорания и первые горелки, и принимающую сжатый воздух из компрессора, вторую камеру сгорания, содержащую собственно камеру сгорания и вторые горелки и принимающую горячий газ из первой камеры сгорания с заданной температурой на впуске второй камеры сгорания, и турбину, которая принимает горячий газ из второй камеры сгорания. Она отличается тем, что в канале горячего газа, непосредственно соединяющем первую и вторую камеры сгорания, установлен смеситель, соединенный с подачей разбавляющего воздуха.
Согласно варианту газовой турбины по настоящему изобретению первые горелки соединены с подачей топлива, и устройство управления соединено с подачей разбавляющего воздуха и с подачей топлива соединено для управления указанными подачами для управления температурой на выпуске первой камеры сгорания или на впуске второй камеры сгорания, соответственно.
Согласно другому варианту газовой турбины по изобретению устройство управления содержит вход для сигнала нагрузки, представляющего нагрузку на газовую турбину.
Согласно еще одному варианту осуществления изобретения устройство управления содержит вход, соединенный с датчиком давления, который измеряет давление сгорания в газовой турбине.
Согласно еще одному варианту осуществления изобретения устройство управления содержит вход, соединенный с датчиком температуры, который измеряет температуру на впуске второй камеры сгорания/на выпуске первой камеры сгорания.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Далее следует более подробное описание разных вариантов осуществления настоящего изобретения со ссылками на приложенные чертежи, на которых:
фиг. 1 - схематичное изображение газовой турбины по варианту осуществления изобретения;
фиг. 2 - общая зависимость выбросов СО газовой турбины с последовательным сгоранием от температуры на впуске второй камеры сгорания;
фиг. 3 - зависимость выбросов СО газовой турбины с последовательным сгоранием от температуры на выпуске второй камеры сгорания для разных величин температуры на впуске второй камеры сгорания;
фиг. 4 - сравнение изменения температуры на впуске второй камеры сгорания с относительной нагрузкой на газовую турбину в прототипе (кривая D) и по настоящему изобретению (кривая Е);
фиг.5 - результаты эксперимента по выбросам СО газовой турбины с последовательным сгоранием в зависимости от температуры пламени во второй камере сгорания для низкой и высокой температур на впуске второй камеры сгорания.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Согласно концепции работы современных газовых турбин температура TI,SEV на впуске второй камеры сгорания поддерживается, по существу, постоянной для всего диапазона нагрузок от базовой нагрузки до частичной нагрузки (см. кривую D на фиг.4, которая показывает температуру TI,SEV на впуске второй камеры сгорания в зависимости от относительной нагрузки RLGT газовой турбины). Как показано на фиг.2, образование СО резко растет в нижней части кривой с частичной нагрузкой.
Согласно настоящему изобретению используется концепция работы газовой турбины, которая отличается более высокой температурой (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания при частичной нагрузке (более высокой температурой газа на выпуске первой камеры сгорания) и более низкой температурой на впуске второй камеры сгорания при базовой нагрузке (см. кривую Е на фиг.4). Благодаря более высокой температуре на впуске второй камеры сгорания такая концепция позволяет резко снизить выбросы СО при частичной нагрузке, как показано на фиг.3 и 5. На фиг.3 показаны выбросы СО в зависимости от температуры TE,SEV на выпуске второй камеры сгорания, тогда как параметр TI,SEV изменяется (кривая А показывает TI,SEV=TI,SEV,А, кривая В показывает TI,SEV=TI,SEV,А-50 К, а кривая С показывает TI,SEV=TI,SEV-100 К). На фиг.5 показаны выбросы СО в зависимости от температуры TF,SEV пламени во второй камере сгорания, где кривая F относится к высокой температуре на впуске, а кривая G относится к температуре на впуске, которая на 100 К ниже (кривая F показывает сниженный пик максимального воспламенения в точке Р1, улучшенное сгорание в условиях частичной нагрузке в точке Р2, и равновесие по СО в условиях базовой нагрузки, аналогичное кривой G в точке Р3).
Следует отметить, что при частичной нагрузке проблема обратной вспышки не ожидается, в частности для топлива на основе углерода (т.е. природный газ, С2+ и пр.), благодаря увеличенному времени воспламенения из-за пониженного давления.
В то же время, горелки второй камеры сгорания можно рассчитать на меньшие расходы (и, следовательно, скорости), что существенно снижает падение давления.
Следует отметить, что минимальная скорость (время пребывания) для второй (например, SEV) горелки определяется пределом по обратной вспышке при наивысшем давлении. Уменьшая температуру на впуске при базовой нагрузке (TI,SEV при 100%), время воспламенения продлевается так, что горелка может работать при меньшей скорости без дополнительного риска обратной вспышки. Кроме того, для дополнительного уменьшения выбросов NOx можно удлинить секцию смешивания.
Согласно кривой Е на фиг.4, газовая турбина работает с низкой температурой TI,SEV при базовой нагрузке (низкая температура горячего газа в первой камере сгорания) и с высокой температурой TI,SEV с частичной нагрузкой (высокая температура горячего газа в первой камере сгорания). Между первой и второй камерами сгорания турбина высокого давления отсутствует.
Согласно первому варианту осуществления изобретения для дополнительного подмешивания разбавляющего воздуха, подаваемого посредством средства подачи 23 разбавляющего воздуха для достижения заданной температуры TI,SEV на впуске второй камеры сгорания используется смеситель (позиция 22 на Фиг.1).
Более конкретно, в смесителе 22 массовый расход разбавляющего воздуха в дополнение к изменению подачи топлива также изменяется для достижения большего изменения температуры TI,SEV на впуске второй камеры сгорания.
Преимущество способа по настоящему изобретению заключается в возможности существенно больше повышать температуру горячего газа первой камеры сгорания (=TI,SEV). Согласно известному уровню техники, когда между двумя камерами сгорания установлена турбина высокого давления, возникают ограничения, налагаемые такой турбиной: либо чрезмерно сокращается срок службы, либо необходимо слишком много охлаждающего воздуха для работы с частичной нагрузкой с увеличенной температурой горячего газа первой камеры сгорания.
Преимущество способа по настоящему изобретению заключается в возможности осуществлять работу системы сгорания с различными составами газообразного топлива без ухудшения характеристик газотурбинного двигателя, поскольку можно снизить характеристики более реактивных видов газообразного топлива (которые менее склонны к образованию СО при частичной нагрузке, но характеризуются более коротким временем задержки воспламенения) в первой камере сгорания при частичной и базовой нагрузках для снижения общей температуры на впуске вторых горелок и второй камеры сгорания. Температура розжига во второй камере сгорания и температура на впуске турбины, однако, не меняются. В известной концепции работы газовых турбин требуемое уменьшение температуры на впуске второй камеры сгорания для таких видов реактивного газообразного топлива за счет наличия турбины высокого давления привело бы к ухудшению рабочих характеристик газотурбинного двигателя.
Температуру горячих газов первой камеры сгорания при частичной нагрузке можно увеличить на>10% или даже>20% от абсолютной температуры горячего газа первой камеры сгорания при базовой нагрузке (в известных решениях такое увеличение ограничено приблизительно 50 К). Следовательно, проблемы выбросов СО можно эффективно устранить.
Температуру TI,SEV на впуске второй камеры сгорания понижают для работы газовой турбины 10 при увеличении нагрузки RLGT на газовую турбину с частичной нагрузки до базовой нагрузки, и температуру TI,SEV на впуске второй камеры сгорания повышают при уменьшении нагрузки RLGT на газовую турбину 10 с базовой нагрузки до частичной нагрузки.
С частичной нагрузкой температура TI,SEV второй камеры сгорания понижена и типично, впускные лопатки компрессора закрыты. Уменьшенный массовый расход с уменьшенной температурой на впуске турбины создают давление, которой составляет от 30% до 60% давления базовой нагрузки. Это приводит к увеличению задержки воспламенения для второй камеры сгорания. Следовательно, скорость потока можно уменьшить без риска обратной вспышки (=>падение низкого давления) или можно сжигать газы с коротким временем воспламенения (газы с высоким содержанием Н2 или С2+).
Температурой (=TI,SEV) на выпуске первой камеры сгорания можно управлять, управляя массовым расходом топлива на первой камере сгорания и/или впрыскивая разбавляющий воздух на выпуске камеры сгорания (смеситель 22 на Фиг.1).
Согласно еще одному варианту осуществления изобретения температурой на выпуске первой камеры 14, 17 сгорания управляют в зависимости от нагрузки на газовую турбину. На фиг.1 устройство 25 управления получает сигнал LS нагрузки и управляет средством подачи 18 топлива первой камеры 14, 17 сгорания и/или средством подачи 23 разбавляющего воздуха смесителя 22.
Согласно другому варианту осуществления изобретения температурой на выпуске первой камеры сгорания 14, 17 управляют в зависимости от давления сгорания (например, в первой или второй камере сгорания/в приточной вентиляции компрессора/на впуске турбины). На фиг.1, например, показан датчик 24 давления для измерения давления в приточной вентиляции компрессора, который соединен с устройством 25 управления.
СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ
10 - Газовая турбина
11 - Ротор
12 - Кожух
14, 15 - Камера сгорания
16 - Турбина
17, 19 - Горелка
18, 20 - Средства подачи топлива
21 - Канал горячего газа
22 - Смеситель
23 - Средство подачи разбавляющего воздуха
24 - Датчик давления
25 - Устройство управления
LTCO - Предел по СО
LTL - Предел по нагрузке
RLGT - Относительная нагрузка на газовую турбину
TE,SEV - Температура на выпуске второй камеры сгорания
TI,SEV - Температура на впуске второй камеры сгорания
TF,SEV - Температура пламени второй камеры сгорания
A-G - Кривые
P1-P3 - Точки
LS - Сигнал нагрузки

Claims (10)

1. Способ работы газовой турбины (10) с последовательным сгоранием (14, 15, 17, 19), при этом газовая турбина (10) содержит компрессор (13), первую камеру (14, 17) сгорания собственно с первой камерой (14) сгорания и первыми горелками (17), которая принимает сжатый воздух из компрессора (13), вторую камеру (15, 19) сгорания собственно со второй камерой (15) сгорания и вторыми горелками (19), которая принимает горячий газ из первой камеры (14, 17) сгорания с заданной температурой (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания, и турбину (16), которая принимает горячий газ из второй камеры (15, 19) сгорания, отличающийся тем, что температуру (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания понижают для работы газовой турбины (10) при увеличении нагрузки (RLGT) на газовую турбину с частичной нагрузки до базовой нагрузки, и температуру (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания повышают при уменьшении нагрузки (RLGT) на газовую турбину с базовой нагрузки до частичной нагрузки.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что к горячим газам из первой камеры (14, 17) сгорания подмешивают разбавляющий воздух для достижения уменьшенной температуры (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания.
3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что массовый расход разбавляющего воздуха изменяют для достижения больших изменений температуры (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания.
4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что температурой на выпуске первой камеры (14, 17) сгорания или температурой (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания, соответственно, управляют в зависимости от нагрузки (LS) на газовую турбину.
5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что температурой на выпуске первой камеры (14, 17) сгорания или температурой (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания, соответственно, управляют в зависимости от давления сгорания, в частности, в первой или второй камере сгорания или в приточной вентиляции компрессора или на впуске турбины.
6. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве топлива используют газ с коротким временем воспламенения, в частности с высоким содержанием Н2 или с высокой концентрацией С2+.
7. Газовая турбина (10) для осуществления способа по любому из пп. 1-6, содержащая компрессор (13), первую камеру (14, 17) сгорания собственно с первой камерой (14) сгорания и первыми горелками (17), которая принимает сжатый воздух из компрессора (13), вторую камеру (15, 19) сгорания собственно со второй камерой (15) сгорания и вторыми горелками (19), которая принимает горячий газ из первой камеры (14, 17) сгорания с заданной температурой (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания, и турбину (16), которая принимает горячий газ из второй камеры сгорания (15, 19), отличающаяся тем, что в канале (21) горячего газа, непосредственно соединяющем первую и вторую камеры сгорания (14, 17 и 15, 19, соответственно), расположен смеситель (22), соединенный со средством подачи (23) разбавляющего воздуха.
8. Турбина по п. 7, отличающаяся тем, что первые горелки (17) соединены с подачей (18) топлива, а блок (25) управления соединен со средством подачи (23) разбавляющего воздуха и со средством подачи (18) топлива для управления указанными средствами подачи (18, 23) для управления температурой на выпуске первой камеры (14, 17) сгорания или температуры (TI,SEV) на впуске второй камеры сгорания, соответственно.
9. Турбина по п. 8, отличающаяся тем, что блок (25) управления содержит вход для сигнала (LS) нагрузки, представляющего нагрузку на газовую турбину.
10. Турбина по п. 8, отличающаяся тем, что блок (25) управления содержит вход, соединенный с датчиком (24) давления, который считывает давление сгорания газовой турбины (10).
RU2013146093/06A 2012-10-22 2013-10-15 Способ работы газовой турбины с последовательным сгоранием и газовая турбина для осуществления указанного способа RU2566621C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12189430.7 2012-10-22
EP12189430 2012-10-22

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013146093A RU2013146093A (ru) 2015-04-20
RU2566621C2 true RU2566621C2 (ru) 2015-10-27

Family

ID=47115459

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013146093/06A RU2566621C2 (ru) 2012-10-22 2013-10-15 Способ работы газовой турбины с последовательным сгоранием и газовая турбина для осуществления указанного способа

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9518511B2 (ru)
EP (1) EP2722508B1 (ru)
JP (1) JP6000220B2 (ru)
KR (1) KR101555500B1 (ru)
CN (1) CN103775215B (ru)
CA (1) CA2829613C (ru)
RU (1) RU2566621C2 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2888531B1 (en) * 2012-08-24 2020-06-17 Ansaldo Energia Switzerland AG Sequential combustion with dilution gas mixer
EP3015661A1 (en) 2014-10-28 2016-05-04 Alstom Technology Ltd Combined cycle power plant
EP3037726B1 (en) 2014-12-22 2018-09-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Separate feedings of cooling and dilution air
EP3037728B1 (en) * 2014-12-22 2020-04-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Axially staged mixer with dilution air injection
EP3061944A1 (en) * 2015-02-26 2016-08-31 General Electric Technology GmbH Method for controlling the operation of a gas turbine with sequential combustion
US10330015B2 (en) * 2015-09-25 2019-06-25 General Electric Company Transient emission temperature control of turbine systems
US11067279B2 (en) 2016-05-12 2021-07-20 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Method of selective combustor control for reduced emissions
EP3447379B1 (en) * 2017-08-25 2022-01-26 Ansaldo Energia IP UK Limited Method for operating a gas turbine plant and gas turbine plant
EP3683426B1 (en) * 2019-01-15 2023-05-03 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for operating a gas turbine power plant and gas turbine power plant
EP3845740B1 (en) * 2019-12-31 2024-04-03 ANSALDO ENERGIA S.p.A. Gas turbine assembly
EP3845813B1 (en) * 2019-12-31 2024-04-03 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for operating a gas turbine assembly and gas turbine assembly

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0646705B1 (de) * 1993-09-06 1999-06-09 Asea Brown Boveri Ag Verfahren zur Erstellung eines Teillastbetriebes bei einer Gasturbogruppe
EP0974789A1 (de) * 1998-07-22 2000-01-26 Asea Brown Boveri AG Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenbrennkammer mit flüssigem Brennstoff
RU2229030C2 (ru) * 2002-02-20 2004-05-20 Общество с ограниченной ответственностью "Интербизнеспроект" Способ повышения эффективности работы газотурбинной установки
EP1531305A1 (en) * 2003-11-12 2005-05-18 United Technologies Corporation Multi-point fuel injector
RU2278286C2 (ru) * 2004-03-18 2006-06-20 Институт теплофизики экстремальных состояний Объединенного института высоких температур Российской Академии Наук (ИТЭС ОВИТ РАН) РФ Газотурбинная установка
EP2206959A2 (en) * 2009-01-09 2010-07-14 General Electric Company Premixed partial oxidation syngas generation and gas turbine system

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0663646B2 (ja) * 1985-10-11 1994-08-22 株式会社日立製作所 ガスタ−ビン用燃焼器
JPH07166892A (ja) * 1993-12-17 1995-06-27 Kobe Steel Ltd ガスタービンの燃焼器異常診断装置
US5836164A (en) * 1995-01-30 1998-11-17 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor
US6058710A (en) * 1995-03-08 2000-05-09 Bmw Rolls-Royce Gmbh Axially staged annular combustion chamber of a gas turbine
GB9611235D0 (en) * 1996-05-30 1996-07-31 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber and a method of operation thereof
GB9726697D0 (en) * 1997-12-18 1998-02-18 Secr Defence Fuel injector
US20020162333A1 (en) * 2001-05-02 2002-11-07 Honeywell International, Inc., Law Dept. Ab2 Partial premix dual circuit fuel injector
WO2003038253A1 (de) 2001-10-31 2003-05-08 Alstom Technology Ltd Sequentiell befeuerte gasturbogruppe
JP2004132255A (ja) * 2002-10-10 2004-04-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器制御装置
DE10312971B4 (de) 2003-03-24 2017-04-06 General Electric Technology Gmbh Verfahren zum Betreiben einer Gasturbogruppe
US7137256B1 (en) * 2005-02-28 2006-11-21 Peter Stuttaford Method of operating a combustion system for increased turndown capability
DE102005042889B4 (de) * 2005-09-09 2019-05-09 Ansaldo Energia Switzerland AG Gasturbogruppe
JP5021730B2 (ja) * 2006-06-07 2012-09-12 アルストム テクノロジー リミテッド ガスタービンの運転のための方法及び該方法の実施のための複合サイクル発電プラント
CH700796A1 (de) * 2009-04-01 2010-10-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zum CO-emissionsarmen Betrieb einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung und Gasturbine mit verbessertem Teillast- Emissionsverhalten.
US20110219779A1 (en) * 2010-03-11 2011-09-15 Honeywell International Inc. Low emission combustion systems and methods for gas turbine engines
US8627668B2 (en) 2010-05-25 2014-01-14 General Electric Company System for fuel and diluent control
EP2444631A1 (en) * 2010-10-19 2012-04-25 Alstom Technology Ltd Power plant and method for its operation
CH704829A2 (de) * 2011-04-08 2012-11-15 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren.

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0646705B1 (de) * 1993-09-06 1999-06-09 Asea Brown Boveri Ag Verfahren zur Erstellung eines Teillastbetriebes bei einer Gasturbogruppe
EP0974789A1 (de) * 1998-07-22 2000-01-26 Asea Brown Boveri AG Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenbrennkammer mit flüssigem Brennstoff
RU2229030C2 (ru) * 2002-02-20 2004-05-20 Общество с ограниченной ответственностью "Интербизнеспроект" Способ повышения эффективности работы газотурбинной установки
EP1531305A1 (en) * 2003-11-12 2005-05-18 United Technologies Corporation Multi-point fuel injector
RU2278286C2 (ru) * 2004-03-18 2006-06-20 Институт теплофизики экстремальных состояний Объединенного института высоких температур Российской Академии Наук (ИТЭС ОВИТ РАН) РФ Газотурбинная установка
EP2206959A2 (en) * 2009-01-09 2010-07-14 General Electric Company Premixed partial oxidation syngas generation and gas turbine system

Also Published As

Publication number Publication date
JP6000220B2 (ja) 2016-09-28
CN103775215B (zh) 2016-10-05
CA2829613A1 (en) 2014-04-22
RU2013146093A (ru) 2015-04-20
JP2014084873A (ja) 2014-05-12
KR101555500B1 (ko) 2015-10-06
CA2829613C (en) 2016-02-23
US20140109586A1 (en) 2014-04-24
EP2722508A1 (en) 2014-04-23
CN103775215A (zh) 2014-05-07
EP2722508B1 (en) 2018-06-13
KR20140051089A (ko) 2014-04-30
US9518511B2 (en) 2016-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2566621C2 (ru) Способ работы газовой турбины с последовательным сгоранием и газовая турбина для осуществления указанного способа
US7980082B2 (en) Wobbe control and enhanced operability through in-line fuel reforming
US20100003123A1 (en) Inlet air heating system for a gas turbine engine
US9708983B2 (en) Gas turbine with sequential combustion arrangement
EP2581561B1 (en) Operating method for hydrogen /natural gas blends within a reheat gas turbine and gas turbine
EP3135880B1 (en) Gas turbine with a sequential combustion arrangement and fuel composition control
CN103958857B (zh) 贫燃料吸入燃气轮机
CN104937242B (zh) 用于减少氨泄漏的燃气轮机的运行方法
CN103857891B (zh) 贫燃料吸入燃气轮机
US20170058771A1 (en) System and method for generating steam during gas turbine low-load conditions
CN105074169A (zh) 用于使燃气轮机以低于其额定功率操作的方法
CN111712621B (zh) 用于运行燃气涡轮机的燃烧器组件的方法
RU2749287C1 (ru) Способ управления газовой турбиной и считываемый компьютером носитель хранения для выполнения такого способа
US7584616B2 (en) Method for the operation of a gas turbo group
KR20170020248A (ko) 희석을 위한 냉각 가스를 갖는 순차식 연소 장치
JP2014202475A (ja) 触媒燃焼空気加熱システム
CN105026733B (zh) 贫燃料吸入燃气轮机的控制方法及控制装置
EP2955353A1 (en) Method for operating a gas turbine with flue gas recirculation
RU2287066C1 (ru) Способ подачи пара в камеру сгорания парогазотурбинной установки
JP2005147136A (ja) ガスタービンの燃料制御装置

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20170518