RU2826042C1 - Gas turbine engine with additional blades-nozzles of fire heating - Google Patents
Gas turbine engine with additional blades-nozzles of fire heating Download PDFInfo
- Publication number
- RU2826042C1 RU2826042C1 RU2023131736A RU2023131736A RU2826042C1 RU 2826042 C1 RU2826042 C1 RU 2826042C1 RU 2023131736 A RU2023131736 A RU 2023131736A RU 2023131736 A RU2023131736 A RU 2023131736A RU 2826042 C1 RU2826042 C1 RU 2826042C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- additional
- fuel
- blades
- turbine
- gas turbine
- Prior art date
Links
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 title description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 48
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 47
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 46
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 11
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 10
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 claims abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 22
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 5
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 5
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 4
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 3
- 102100031118 Catenin delta-2 Human genes 0.000 description 2
- 241000196324 Embryophyta Species 0.000 description 2
- 101000922056 Homo sapiens Catenin delta-2 Proteins 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 230000002542 deteriorative effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000003137 locomotive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 description 1
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000002918 waste heat Substances 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) осевого типа и может быть использовано в энергетических установках для привода электрогенераторов и в сфере транспорта в качестве механического привода или турбореактивного движителя.The invention relates to axial-type gas turbine engines (GTE) and can be used in power plants to drive electric generators and in the field of transport as a mechanical drive or turbojet propulsion device.
Целью изобретения является повышение КПД выработки энергии и мощности ГТД простого цикла и установок на его основе. В осевой турбине ГТД нагретое в камере сгорания рабочее тело расширяется в последовательно расположенных лопаточных ступенях турбины, теряя в каждой из ступеней расширения давление и температуру. Одним из способов повышения КПД газотурбинного цикла выработки энергии является его приближение к термодинамическому циклу Карно за счет повышения средней величины верхней температуры цикла. Для этого усложняют цикл ГТУ, применяя вторую камеру сгорания (КС) в середине ступеней расширения. Эта КС повышает среднюю температуру расширения рабочего тела в газотурбинном цикле, а также температуру выхлопных газов, в свою очередь повышающую в составе парогазовых установок КПД парового цикла и общий КПД ПТУ. Мощность ГТУ при этом существенно возрастает, что является даже более важным целевым параметром, чем стремление к повышению КПД. Такое увеличение мощности достигается без повышения начальной температуры газов после КС, существенно удорожающей ГТУ из-за необходимости применения используемых сплавов, уменьшении сложности системы охлаждения турбины и уменьшении эмиссии вредных веществ. В МКИ для подобных изобретений выделен подкласс газотурбинных установок F02C 3/14, отличающиеся размещением камер сгорания.The aim of the invention is to increase the efficiency of energy production and power of a simple-cycle gas turbine engine and plants based on it. In an axial turbine of a gas turbine engine, the working fluid heated in the combustion chamber expands in successively arranged blade stages of the turbine, losing pressure and temperature in each of the expansion stages. One of the ways to increase the efficiency of a gas turbine cycle of energy production is to bring it closer to the thermodynamic Carnot cycle by increasing the average value of the upper temperature of the cycle. To do this, the GTU cycle is complicated by using a second combustion chamber (CC) in the middle of the expansion stages. This CC increases the average expansion temperature of the working fluid in the gas turbine cycle, as well as the exhaust gas temperature, which in turn increases the efficiency of the steam cycle and the overall efficiency of the STU in combined-cycle plants. The power of the GTU increases significantly, which is an even more important target parameter than the desire to increase the efficiency. Such increase in power is achieved without increasing the initial temperature of gases after the combustion chamber, which significantly increases the cost of the gas turbine due to the need to use the alloys used, reducing the complexity of the turbine cooling system and reducing the emission of harmful substances. In the IPC, a subclass of gas turbine units F02C 3/14 is allocated for such inventions, differing in the placement of combustion chambers.
На практике реализована ГТУ сложного цикла GT24 мощностью 165 МВт (и ее увеличенная модель GT26 мощностью 240 МВт) фирмы ABB [1] - аналог. В основной камере сгорания КС1 сжигается 2/3 топлива, затем продукты сгорания расширяются в одноступенчатой турбине высокого давления (ТВД) и поступают в дополнительную камеру сгорания КС2, куда подводится оставшаяся 1/3 топлива. После КС2 газы расширяются в четырехступенчатой турбине низкого давления (ТНД). Обе КС - кольцевые, на выходе из них одинаково высокие температуры газа 1235°С. В дополнительной КС2 загрязняющие атмосферу вредные вещества - оксиды азота NOx - практически не образуются.In practice, the GT24 complex cycle gas turbine unit with a capacity of 165 MW (and its enlarged model GT26 with a capacity of 240 MW) from ABB [1] is an analogue. In the main combustion chamber KS1, 2/3 of the fuel is burned, then the combustion products expand in a single-stage high-pressure turbine (HPT) and enter the additional combustion chamber KS2, where the remaining 1/3 of the fuel is supplied. After KS2, the gases expand in a four-stage low-pressure turbine (LPT). Both KS are annular, with equally high gas temperatures of 1235°C at their outlet. In the additional KS2, harmful substances polluting the atmosphere - nitrogen oxides NOx - are practically not formed.
Дополнительный огневой подогрев рабочего тела вызвал необходимость увеличения степени повышения давления в цикле до 30, чтобы сохранить приемлемую температуру выхлопных газов 610°С на входе в котел-утилизатор парового цикла ИГУ. Мощность ГТУ GT24 увеличивается максимально на 40% по сравнению с мощностью ГТУ простого цикла с такими же термодинамическими параметрами, но КПД при этом падает. В более экономичном варианте при увеличении мощности до величины 30% эффективный КПД составит 39,3% и практически соответствует КПД ГТУ простого цикла при тех же параметрах.Additional fire heating of the working fluid required increasing the pressure increase ratio in the cycle to 30 in order to maintain an acceptable exhaust gas temperature of 610°C at the inlet to the waste heat boiler of the steam cycle of the IGU. The capacity of the GT24 GTU increases by a maximum of 40% compared to the capacity of the simple-cycle GTU with the same thermodynamic parameters, but the efficiency drops. In a more economical version, with an increase in capacity to 30%, the effective efficiency will be 39.3% and practically corresponds to the efficiency of the simple-cycle GTU with the same parameters.
Недостатком применения второй КС является незавершенность пути к увеличению средней температуры расширения рабочего тела в газотурбинном цикле, но даже выполненный таким образом первый шаг приводит к необходимости увеличения вала ГТД за счет длины подводящего и отводящего каналов КС2 и самой КС2, что вызывает дополнительную вибрацию и нагрузку на подшипники вала, что требует создания нового корпуса ГТД.The disadvantage of using the second KS is the incompleteness of the path to increasing the average expansion temperature of the working fluid in the gas turbine cycle, but even the first step taken in this way leads to the need to increase the GTE shaft due to the length of the supply and discharge channels of KS2 and KS2 itself, which causes additional vibration and load on the shaft bearings, which requires the creation of a new GTE housing.
Известны газотурбинные установки, с камерами сгорания, выполненными по меньшей мере частично в роторе турбины, относящиеся в МКИ к подклассу F02C 3/16. В их числе известна наиболее близкая по техническому существу и достигаемому результату газотурбинная установка, включающая камеру сгорания с подводами воздуха и топлива с высоким давлением в горелочные устройства и отводом образованных продуктов сгорания в последовательно расположенные ступени охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток турбины, подвод дополнительного газообразного топлива в проточную часть по меньшей мере второй ступени расширения, [2] - прототип. Достигаемым результатом прототипа является повышение КПД и мощности ГТД путем увеличения средней температуры расширения рабочего тела в газотурбинном цикле, а также температуры выхлопных газов, за счет сжигания дополнительного топлива в проточной части турбины, как и в аналоге, но в большем количестве ступеней расширения. Поскольку рабочее тело имеет после камеры сгорания достаточное количество кислорода и в ступенях расширения высокую температуру, инициировать возгорание топлива не требуется. Для обеспечения стабильного самовозгорания топлива и сокращения размера факела на задней кромке лопаток выполнены отверстия малого диаметра (менее 3,2 мм) с конусной расточкой. Это позволяет обеспечить микродиффузионное горение и сократить время пребывания продуктов горения в зоне высокотемпературного факела до 0,5 мс, результатом чего является сокращение вредных выбросов (чего нельзя достичь в дополнительной КС [1]), температура рабочего тела в каждой ступени при этом повышается на 93°С. Однако, для получения оптимальных характеристик при подводе дополнительного топлива в проточную часть ГТУ предлагается модернизировать существующую конструкцию путем увеличения количества ступеней сжатия компрессора, а ступеней расширения, соответственно, с 4 до 5. Для снижения стоимости ГТУ температуру газов после основной КС можно снизить на 149°С от 1455°С.Known are gas turbine units with combustion chambers implemented at least partially in the turbine rotor, related in the IPC to subclass F02C 3/16. Among them, the closest in technical essence and achievable result gas turbine unit is known, including a combustion chamber with air and fuel supplies under high pressure to burner devices and removal of the formed combustion products to successively located stages of cooled nozzle and working turbine blades, supply of additional gaseous fuel to the flow part of at least the second expansion stage, [2] - prototype. The achievable result of the prototype is an increase in the efficiency and power of the GTE by increasing the average expansion temperature of the working fluid in the gas turbine cycle, as well as the temperature of the exhaust gases, due to the combustion of additional fuel in the flow part of the turbine, as in the analogue, but in a larger number of expansion stages. Since the working fluid has a sufficient amount of oxygen after the combustion chamber and a high temperature in the expansion stages, it is not necessary to initiate combustion of the fuel. To ensure stable spontaneous combustion of fuel and reduce the size of the flame, small diameter holes (less than 3.2 mm) with a conical bore are made on the trailing edge of the blades. This ensures microdiffusion combustion and reduces the residence time of combustion products in the high-temperature flame zone to 0.5 ms, resulting in a reduction in harmful emissions (which cannot be achieved in an additional CS [1]), the temperature of the working fluid in each stage increases by 93 ° C. However, to obtain optimal characteristics when supplying additional fuel to the flow part of the GTU, it is proposed to modernize the existing design by increasing the number of compressor compression stages, and expansion stages, respectively, from 4 to 5. To reduce the cost of the GTU, the gas temperature after the main CS can be reduced by 149 ° C from 1455 ° C.
Исключение отдельной дополнительной камеры сгорания не требует увеличения длины ротора турбины, что позволяет осуществить реконструкцию существующего ГТД, повышающую среднюю температуру расширения рабочего тела в газотурбинном цикле. Для достижения оптимального соотношения мощности и КПД при подводе дополнительного топлива в проточную часть ГТД в прототипе предлагается увеличить количество ступеней сжатия в компрессоре, но изменение компрессора без ухудшения его внутреннего КПД является наиболее трудоемкой задачей при создании ГТД.The exclusion of a separate additional combustion chamber does not require an increase in the length of the turbine rotor, which allows for the reconstruction of the existing GTE, increasing the average expansion temperature of the working fluid in the gas turbine cycle. To achieve the optimal ratio of power and efficiency when supplying additional fuel to the flow part of the GTE, the prototype proposes to increase the number of compression stages in the compressor, but changing the compressor without deteriorating its internal efficiency is the most labor-intensive task in creating a GTE.
КПД газотурбинного цикла и мощность турбины можно увеличить за счет увеличения степени расширения рабочего тела в турбине. Использование сжигания дополнительного топлива в проточной части турбины дает возможность сделать это без увеличения количества ступеней сжатия воздуха в компрессоре ГТД. Для этого нужно использовать эффект инжекции, который можно организовать при увеличении объема и скорости протекающего в межлопаточном пространстве рабочего тела за счет сжигания дополнительного топлива в проточной части турбины.The efficiency of the gas turbine cycle and the turbine power can be increased by increasing the expansion ratio of the working fluid in the turbine. Using combustion of additional fuel in the flow part of the turbine makes it possible to do this without increasing the number of air compression stages in the compressor of the gas turbine engine. To do this, it is necessary to use the injection effect, which can be organized by increasing the volume and speed of the working fluid flowing in the interblade space by burning additional fuel in the flow part of the turbine.
Достигаемым результатом изобретения является повышение КПД и мощности ГТД путем увеличения степени расширения рабочего тела и средней температуры расширения рабочего тела в газотурбинном цикле с помощью создания инжектора при микрофакельном сжигании дополнительного топлива в пространстве между сопловыми лопатками турбины, имеющими удобный (последовательно сужающийся и расширяющийся) аэродинамический профиль. При этом не требуется создавать новый компрессор и можно использовать ротор существующего ГТД, лопаточный аппарат турбины которого потребует изменения.The achieved result of the invention is an increase in the efficiency and power of the gas turbine engine by increasing the expansion ratio of the working fluid and the average expansion temperature of the working fluid in the gas turbine cycle by creating an injector with micro-torch combustion of additional fuel in the space between the nozzle blades of the turbine, which have a convenient (sequentially narrowing and expanding) aerodynamic profile. In this case, it is not necessary to create a new compressor and it is possible to use the rotor of an existing gas turbine engine, the blade apparatus of the turbine of which will require modification.
Указанный результат обеспечивается тем, что на входе между сопловыми лопатками размещаются дополнительные направляющие лопатки-форсунки с каналами для подвода дополнительного топлива, выход топлива из которых находится в зоне самого узкого сечения между соседними сопловыми лопатками. В образованном таким образом сопле инжектора возникающая микрофакельная струя газов с высокой температурой свою кинетическую энергию передает рабочему телу, увеличивает объемный расход газов и их скорость, которая преобразуется после смешивания потоков в теплоту и потенциальную энергию с повышением давления.The specified result is ensured by the fact that at the inlet between the nozzle blades there are additional guide blades-injectors with channels for supplying additional fuel, the fuel outlet from which is in the zone of the narrowest section between adjacent nozzle blades. In the injector nozzle formed in this way, the resulting micro-torch jet of gases with a high temperature transfers its kinetic energy to the working fluid, increases the volumetric flow rate of gases and their speed, which is converted after mixing the flows into heat and potential energy with an increase in pressure.
Схема расположения сопловых и дополнительной лопатки-форсунки приведена, согласно изобретению, на фиг. 1.The arrangement diagram of the nozzles and additional blade-nozzle is shown, according to the invention, in Fig. 1.
На схеме приняты следующие обозначения:The following notations are used in the diagram:
1 - сопловые лопатки газовой турбины с открытой системой воздушного охлаждения, 2 - выход охлаждающего воздуха на поверхность лопатки, 3 - дополнительная направляющая лопатка-форсунка с каналом для подвода дополнительного топлива, 4 - вход рабочего тела турбины с пониженным содержанием кислорода, 5 - зона сгорания дополнительного топлива в потоке рабочего тела.1 - nozzle blades of a gas turbine with an open air cooling system, 2 - cooling air outlet onto the blade surface, 3 - additional guide blade-nozzle with a channel for supplying additional fuel, 4 - inlet of the turbine working fluid with a reduced oxygen content, 5 - combustion zone of additional fuel in the flow of the working fluid.
Способ открытого охлаждения сопловых лопаток 1 может быть разный, поэтому на схеме каналы их охлаждения не приведены. Поверхность дополнительной лопатки 3 на порядок меньше, чем лопатки 1, она в достаточной мере охлаждается потоком топлива, температура которого значительно (на 300°С) ниже, чем охлаждающего воздуха.The method of open cooling of nozzle blades 1 can be different, therefore their cooling channels are not shown in the diagram. The surface of the additional blade 3 is an order of magnitude smaller than blade 1, it is sufficiently cooled by the fuel flow, the temperature of which is significantly (by 300°C) lower than the cooling air.
Форма дополнительной направляющей лопатки-форсунки должна обеспечить равномерное разделение набегающего потока смеси газов и на своем выходном торце выполнить функцию турбулизатора потока по типу уголковых стабилизаторов горения для обычных микрофакельных горелок, обеспечивая устойчивость горения, как это делается для форсажной камеры авиационного ГТД [3]. Конкретные форма и размеры основных и дополнительных лопаток-форсунок могут быть определены только экспериментальным путем, так как методов расчета достижения оптимальной формы для микрофакельного инжектора в межлопаточном пространстве не существует. Можно предположить, что входная кромка дополнительной направляющей лопатки-форсунки будет острой, а выходная, с микроотверстиями форсунки, наоборот, иметь вогнутую форму, обеспечивающую создание зоны пониженного давления для интенсивного смешивания топлива с кислородом рабочего тела. Оптимальные размеры и профили лопаток, их взаимное расположение, количество и размеры выходных микроотверстий могут быть определены в результате натурного моделирования.The shape of the additional guide vane-nozzle should ensure uniform separation of the incident flow of the gas mixture and at its outlet end perform the function of a flow turbulator similar to corner combustion stabilizers for conventional microtorch burners, ensuring combustion stability, as is done for the afterburner of an aircraft gas turbine engine [3]. The specific shape and dimensions of the main and additional guide vanes-nozzles can only be determined experimentally, since there are no methods for calculating the achievement of the optimal shape for a microtorch injector in the interblade space. It can be assumed that the inlet edge of the additional guide vane-nozzle will be sharp, and the outlet edge, with the nozzle microholes, on the contrary, will have a concave shape, ensuring the creation of a low-pressure zone for intensive mixing of the fuel with the oxygen of the working fluid. The optimal dimensions and profiles of the blades, their mutual arrangement, the number and dimensions of the outlet microholes can be determined as a result of full-scale modeling.
При недостаточном количестве кислорода для самовозгорания топлива в проточной части турбины, в дополнительных направляющих лопатках-форсунках можно выполнить каналы для подвода дополнительного воздуха, выход из которых находится рядом с выходом топлива, что иллюстрирует фиг. 2, эти выходы равномерно распределены по высоте лопатки-форсунки при помощи каналов 1, 2, 3, 4. Соотношение расходов, проходных сечений каналов, количества и диаметра выходных отверстий топлива и воздуха может меняться в зависимости от необходимости в количестве подводимого воздуха.If there is insufficient oxygen for spontaneous combustion of fuel in the flow section of the turbine, additional air supply channels can be made in the additional guide vanes-nozzles, the outlet of which is located next to the fuel outlet, as illustrated in Fig. 2, these outlets are evenly distributed along the height of the blade-nozzle using channels 1, 2, 3, 4. The ratio of flow rates, flow sections of the channels, the number and diameter of the outlet openings of fuel and air can change depending on the need for the amount of air supplied.
Возможен также режим беспламенного горения, при котором фронт пламени не образуется, и реакции горения происходят при смешивании топлива, воздуха и рециркулируемых продуктов сгорания, что обеспечивает температуру, близкую к температуре рециркулируемых продуктов сгорания [4].A flameless combustion mode is also possible, in which a flame front is not formed, and combustion reactions occur when mixing fuel, air and recirculated combustion products, which ensures a temperature close to the temperature of the recirculated combustion products [4].
В случае использования в качестве источника топлива регазифицированного СПГ появляется возможность повысить давление рабочего потока топлива до сотен атмосфер при помощи насоса, то есть с затратами энергии несопоставимо меньшими, чем при сжатии газообразного топлива. Высокое давление топлива существенно увеличивает степень сжатия инжектора и превращает его в струйный компрессор. Следствием этого может явиться избыточное повышение температуры выхлопных газов турбины, что дает возможность уменьшения расхода топлива, и таким образом начальной температуры рабочего тела в камере сгорания и последующих ступенях огневого подогрева. При использовании топливного газа высокого давления канал в лопатке для уменьшения толщины наружной стенки должен быть разбит на несколько параллельных ходов малого поперечного сечения, имеющих выходные отверстия по секциям на разной высоте лопатки. Схема расположения в лопатке-форсунке каналов воздуха и топлива, секций с выходными отверстиями приведена на фиг. 3. Количество выходных отверстий воздуха и их диаметр в 2 и более раз выше, чум у топлива для приближения к стехиометрическому соотношению их расходов, поэтому выходные отверстия воздуха попарно разнесены по высоте и по сторонам относительно каждого отверстия для выхода топлива. Развитие технологий применения СПГ расширяет географию использования СПГ как топлива ГТУ, по меньшей мере в части дополнительного топлива для дополнительных направляющих лопаток-форсунок.In case of using regasified LNG as a fuel source, it becomes possible to increase the pressure of the working fuel flow to hundreds of atmospheres using a pump, i.e. with energy costs incomparably lower than when compressing gaseous fuel. High fuel pressure significantly increases the compression ratio of the injector and turns it into a jet compressor. This may result in an excessive increase in the temperature of the turbine exhaust gases, which makes it possible to reduce fuel consumption, and thus the initial temperature of the working fluid in the combustion chamber and subsequent stages of fire heating. When using high-pressure fuel gas, the channel in the blade should be divided into several parallel passages of small cross-section, having outlet openings in sections at different heights of the blade, to reduce the thickness of the outer wall. The layout of the air and fuel channels, sections with outlet openings in the injector blade is shown in Fig. 3. The number of air outlet holes and their diameter are 2 or more times higher than the fuel chum to approach the stoichiometric ratio of their consumption, therefore the air outlet holes are spaced in pairs by height and by the sides relative to each fuel outlet hole. The development of LNG application technologies expands the geography of LNG use as a GTU fuel, at least in terms of additional fuel for additional guide vanes-injectors.
Кроме того, холодный регазифицированный природный газ можно перед сжиганием в основной КС и/или дополнительных ступенях дожигания с большим эффектом использовать для замкнутого охлаждения сопловых лопаток турбины. Для этого холодный природный газ перед его сжиганием в основной камере сгорания и/или дополнительных ступенях дожигания подсоединяется к каналам замкнутого охлаждения сопловых лопаток. В первую очередь это важно для первой ступени, так как на охлаждении этой сопловой лопатки в современных высокотемпературных ГТД расходуется до 4%-5% воздуха высокого давления с выхода компрессора, что уменьшает КПД и мощность ГТД.In addition, cold regasified natural gas can be used with greater efficiency for closed-loop cooling of turbine nozzle blades before combustion in the main combustion chamber and/or additional afterburning stages. For this purpose, cold natural gas is connected to closed-loop cooling channels of the nozzle blades before combustion in the main combustion chamber and/or additional afterburning stages. This is especially important for the first stage, since up to 4%-5% of high-pressure air from the compressor outlet is consumed to cool this nozzle blade in modern high-temperature GTEs, which reduces the efficiency and power of the GTE.
Таким образом, согласно изобретению, обеспечивается повышение КПД и мощности ГТД при использовании ротора и корпуса существующего ГТД и без необходимости создания нового компрессора.Thus, according to the invention, an increase in the efficiency and power of a gas turbine engine is ensured using the rotor and housing of an existing gas turbine engine and without the need to create a new compressor.
Увеличение КПД и мощности ГТД происходит путем повышения степени расширения рабочего тела и средней температуры расширения рабочего тела в газотурбинном цикле, за счет создания при помощи лопатки-форсунки инжектора при помощи микрофакельного сжигания дополнительного топлива в пространстве между сопловыми лопатками турбины, введение лопатки-форсунки в зоне самого узкого сечения между соседними сопловыми лопатками ступени расширения турбины обеспечивает возможность использования ротора и компрессора существующего ГТД при реконструкции его турбинной части. Диапазон возможностей такой реконструкции широк. Если температура выхлопных газов реконструируемого ГТД недостаточна для их эффективного использования в паросиловой части цикла ПТУ, ее можно существенно увеличить за счет использования микрофакельного сжигания дополнительного топлива в нескольких ступенях турбины и без использования высокого давления регазифицированного СПГ. Если температура выхлопных газов реконструируемого ГТД достаточна или не имеет значения, можно максимально увеличить КПД и мощности ГТД (в пределах возможности усиления прочности его ротора) за счет использования микрофакельного сжигания дополнительного регазифицированного СПГ в максимальном количестве ступеней турбины или увеличив количество ступеней расширения за счет повышения давления рабочего тела в каждой ступени.The efficiency and power of the GTE are increased by increasing the expansion ratio of the working fluid and the average expansion temperature of the working fluid in the gas turbine cycle, by creating an injector blade using micro-flame combustion of additional fuel in the space between the turbine nozzle blades, the introduction of a nozzle blade in the narrowest section between adjacent nozzle blades of the turbine expansion stage provides the possibility of using the rotor and compressor of the existing GTE during the reconstruction of its turbine section. The range of possibilities for such reconstruction is wide. If the exhaust gas temperature of the reconstructed GTE is insufficient for their effective use in the steam-power section of the STU cycle, it can be significantly increased by using micro-flame combustion of additional fuel in several turbine stages and without using high pressure regasified LNG. If the exhaust gas temperature of the reconstructed GTE is sufficient or does not matter, it is possible to maximize the efficiency and power of the GTE (within the limits of the possibility of increasing the strength of its rotor) by using micro-flare combustion of additional regasified LNG in the maximum number of turbine stages or by increasing the number of expansion stages by increasing the pressure of the working fluid in each stage.
Дополнительное увеличение средней температуры расширения рабочего тела в газотурбинном цикле происходит путем увеличения количества ступеней огневого подогрева, при этом понижается содержание кислорода в рабочем теле и возникающая вследствие этого невозможность самовозгорания топлива, поэтому предусматривается подвод в необходимом количестве дополнительного воздуха в каналы лопатки-форсунки, выход из которых находится рядом с выходом топлива. Для интенсификации процесса горения на поверхность выходной кромки лопатки-форсунки и поверхность сопловых лопаток может быть нанесен термозащитный слой с катализатором горения.An additional increase in the average expansion temperature of the working fluid in the gas turbine cycle occurs by increasing the number of stages of fire heating, while the oxygen content in the working fluid decreases and the resulting impossibility of spontaneous combustion of the fuel, therefore, provision is made for the supply of the required amount of additional air into the channels of the injector blade, the outlet of which is located near the fuel outlet. To intensify the combustion process, a heat-protective layer with a combustion catalyst can be applied to the surface of the outlet edge of the injector blade and the surface of the nozzle blades.
Увеличение КПД и мощности ГТД может происходить путем экономии сжатого компрессором воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины, который замещается холодным регазифицированным природным газом, проходящим по каналам замкнутой системы охлаждения лопатки.An increase in the efficiency and power of a gas turbine engine can be achieved by saving compressed air from the compressor used to cool the turbine nozzle blades, which is replaced by cold regasified natural gas passing through the channels of a closed blade cooling system.
Применение СПГ в качестве топлива для ГТУ обеспечено реально достигнутым техническим уровнем отечественной науки и промышленности и было использовано в ТРДД НК-8 (для самолета ТУ 155) и магистральном газотурбовозе ГТ 1 h. Возможно также размещение электростанции с подобными ГТУ в существующих или планируемых комплексах СПГ.The use of LNG as a fuel for gas turbines is ensured by the actually achieved technical level of domestic science and industry and was used in the NK-8 turbofan engine (for the TU 155 aircraft) and the GT 1 h mainline gas turbine locomotive. It is also possible to place a power plant with similar gas turbines in existing or planned LNG complexes.
Источники информацииSources of information
1. В.А. Иванов. Особенности проектирования ГТУ сложного цикла GT24. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(19), 20091. V.A. Ivanov. Design Features of the Complex Cycle Gas Turbine Plant GT24. Bulletin of the Samara State Aerospace University, No. 3 (19), 2009
2. 3. Pat. 2003/0037533 A1 United States, Reheat combustor for gas combustion turbine, Eric Carelli Richard, Holm Thomas, Lippert Dennis, Bachovchin Int, Siemens Energy Inc, 2001, IPC F02C3/16.2. 3. Pat. 2003/0037533 A1 United States, Reheat combustor for gas combustion turbine, Eric Carelli Richard, Holm Thomas, Lippert Dennis, Bachovchin Int, Siemens Energy Inc, 2001, IPC F02C3/16.
3. Патент RU 2472027 С1, МПК F02K 3/10. Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии // Кишалов А.Е., Мыльников В.С. // 2011.07.123. Patent RU 2472027 C1, IPC F02K 3/10. Frontal device of the afterburner with a variable geometry flame stabilizer // Kishalov A.E., Mylnikov V.S. // 2011.07.12
4. Рябчиков К.С. Беспламенное горение // Электронный журнал «Научный лидер», выпуск 4(49), январь 2022. https: // scilead.ru/joumal4. Ryabchikov K.S. Flameless combustion // Electronic journal "Scientific leader", issue 4(49), January 2022. https: // scilead.ru/joumal
Claims (3)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2826042C1 true RU2826042C1 (en) | 2024-09-03 |
Family
ID=
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB619634A (en) * | 1946-12-17 | 1949-03-11 | Nolan Peter William Moore | Improvements relating to internal combustion turbines and like apparatus working with gases at high temperatures |
| US2579049A (en) * | 1949-02-04 | 1951-12-18 | Nathan C Price | Rotating combustion products generator and turbine of the continuous combustion type |
| GB759251A (en) * | 1948-10-01 | 1956-10-17 | Karl Leist | Improvements in or relating to gas turbines |
| RU2009350C1 (en) * | 1991-06-14 | 1994-03-15 | Анатолий Гаврилович Серков | Method of operating gas-turbine engine and gas-turbine engine |
| DE4330613A1 (en) * | 1993-09-09 | 1995-03-16 | Siemens Ag | Method and device for driving a gas turbine |
| DE10043933A1 (en) * | 2000-09-06 | 2002-03-14 | Alstom Power Nv | Operating method for gas turbine with fuel injected through guide blade into hot gas flow for flame-free oxidation |
| US7603863B2 (en) * | 2006-06-05 | 2009-10-20 | General Electric Company | Secondary fuel injection from stage one nozzle |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB619634A (en) * | 1946-12-17 | 1949-03-11 | Nolan Peter William Moore | Improvements relating to internal combustion turbines and like apparatus working with gases at high temperatures |
| GB759251A (en) * | 1948-10-01 | 1956-10-17 | Karl Leist | Improvements in or relating to gas turbines |
| US2579049A (en) * | 1949-02-04 | 1951-12-18 | Nathan C Price | Rotating combustion products generator and turbine of the continuous combustion type |
| RU2009350C1 (en) * | 1991-06-14 | 1994-03-15 | Анатолий Гаврилович Серков | Method of operating gas-turbine engine and gas-turbine engine |
| DE4330613A1 (en) * | 1993-09-09 | 1995-03-16 | Siemens Ag | Method and device for driving a gas turbine |
| DE10043933A1 (en) * | 2000-09-06 | 2002-03-14 | Alstom Power Nv | Operating method for gas turbine with fuel injected through guide blade into hot gas flow for flame-free oxidation |
| US7603863B2 (en) * | 2006-06-05 | 2009-10-20 | General Electric Company | Secondary fuel injection from stage one nozzle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11073084B2 (en) | Turbocooled vane of a gas turbine engine | |
| US5611197A (en) | Closed-circuit air cooled turbine | |
| US7600368B2 (en) | High compression gas turbine with superheat enhancement | |
| JP4245678B2 (en) | How to operate a combined cycle plant | |
| CN101008351B (en) | Method and apparatus for enabling engine turn down | |
| US8763400B2 (en) | Aerodynamic pylon fuel injector system for combustors | |
| GB2236145A (en) | Gas turbine engine steam cooling | |
| US20080229751A1 (en) | Cooling system for gas turbine engine having improved core system | |
| KR101982143B1 (en) | Devices and processes for retrofitting complex cycle power plants | |
| US20140331686A1 (en) | Gas turbine combined cycle system | |
| US5743081A (en) | Gas turbine engine | |
| US20110083444A1 (en) | Low btu fuel injection system | |
| EP2700879B1 (en) | Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine, and sequential combustion system for a gas turbine comprising dilution air injector | |
| JP2003201863A (en) | Combustor and gas turbine with it | |
| RU2826042C1 (en) | Gas turbine engine with additional blades-nozzles of fire heating | |
| Spytek | Application of an inter-turbine burner using core driven vitiated air in a gas turbine engine | |
| CA1235583A (en) | Processes of intensification of the thermoenergetical cycle and air jet propulsion engines | |
| CN106468449B (en) | Continuous combustion arrangement with cooling gas for dilution | |
| Ol’Khovskii | Prospective gas turbine and combined-cycle units for power engineering (A review) | |
| CN211448781U (en) | System for cooling turbine blade with participation of fuel | |
| CN1116508C (en) | Method for operating a gas turbine | |
| Ai et al. | Development of an air cooled G class gas turbine (the M501GAC) | |
| KR101984397B1 (en) | Rotor, turbine and gas turbine comprising the same | |
| Clark et al. | Design and Application of a Trapped-Vortex Compact Combustor in a Small-Scale JetCat Engine | |
| Ol’khovskii | Aeroderivative GTUs for Power Generation (Overview) |