EP0870157B1 - Method of operating a gas-turbine-powered generating set using low-calorific-value fuel - Google Patents
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- EP0870157B1 EP0870157B1 EP96940973A EP96940973A EP0870157B1 EP 0870157 B1 EP0870157 B1 EP 0870157B1 EP 96940973 A EP96940973 A EP 96940973A EP 96940973 A EP96940973 A EP 96940973A EP 0870157 B1 EP0870157 B1 EP 0870157B1
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- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]
Definitions
- the invention relates to a method for operating a gas turbine group with low calorific Fuel, the gas turbine group consisting essentially of one Compressor, a combustion chamber, a turbine and a generator exists and wherein the low calorific fuel is compressed by means of a fuel compressor becomes.
- US 5,451,160 describes a burner for the combustion of gases various heating values.
- the burner includes an inner part that acts as Pilot burner acts and an outer, concentrically surrounding the pilot burner Main burner.
- Pilot burner acts and an outer, concentrically surrounding the pilot burner Main burner.
- the invention has for its object in a method for operating a Gas turbine group with low-calorie fuel of the type mentioned Stabilize combustion of fuels with low calorific values.
- the essence of the invention is therefore that when the gas turbine group is started up in one Part of the combustion air is mixed with low-calorific fuel in a stoichiometric manner is so that a stable flame arises that at the latest after reaching the nominal speed and the synchronization the amount of low calorie Fuel is lowered so far that it is just over-stoichiometric Ratio is reached and that in the remaining combustion air flow the remaining low-calorie fuel to achieve the desired load is added.
- a gas turbine group is shown schematically, consisting essentially from a compressor 40, a gas turbine 41 and a generator 46, the are connected via a shaft 42 and a combustion chamber 43.
- a fuel compressor 48 for Compression of low calorific, gaseous fuel arranged.
- the compressor 40 air is sucked in via an air supply 44, compressed and the compressed air is passed into the combustion chamber 43.
- the Combustion air fuel in the form of additional fuel 45 (pilot gas or liquid fuel) or from compressed low-calorific fuel 11 and the fuel-air mixture burned.
- the smoke gases produced are introduced into the gas turbine 41, where they are expanded and part of the Energy of the flue gases is converted into turning energy. This turning energy is driven via shaft 42 to drive generator 46 and compressor 40 used.
- the still hot exhaust gases are discharged via a line 47.
- a burner 1 of the combustion chamber 43 consists essentially of one central fuel lance 2, an inner tube 3 and an outer tube 4, which are arranged concentrically to an axis of symmetry 8.
- On the downstream The end of the fuel lance 2 is a fuel nozzle, not shown arranged for the injection of liquid fuel.
- the liquid fuel is directed to the fuel nozzle via the fuel lance.
- an annular channel 5 is formed, via the low calorific gas, to which high calorific gas is added depending on the calorific value can be introduced as pilot gas 10 into the combustion chamber 43.
- an annular channel formed by a partition into an inner sub-channel 21 and an outer Subchannel 22 is divided.
- the ratio of the partial cross sections of the partial channels 21, 22 can be set, whereby the low-calorie fuel is also divided accordingly can.
- the combustion air is also in two Partial air flows 9a and 9b divided.
- Flows through the inner sub-channel 21 Partial fuel flow 11a of the low calorific fuel, through the outer Subchannel 22 flows a partial fuel stream 11b of the low calorific fuel.
- the sub-streams 11a, 11b are different, not shown Valves regulated.
- Swirl bodies 7 are arranged at the downstream end of the channel 6, which is the mixing of fuel 10, 11 and combustion air 9a, 9b support.
- the fuel quantity M is plotted in percent on the ordinate.
- On the abscissa is the speed from point A to point B, and from point B to Point C plotted the load.
- the speed is zero and increases to point B where the nominal speed is reached, for example 3600 revolutions per minute for 60 hearts.
- the transient start-up process is carried out with low-calorific gas 11 a, which is supplied through the inner subchannel 21.
- the system compressor 40 and turbine 41 begins to convert the amount of heat supplied into the combustion chamber 43 into power in the upper third of the nominal speed B.
- the drive power from the generator 46 and thus also the temperature in the combustion chamber 43 can be reduced, which results in a reduction in the amount of low-calorie fuel 11a at point D.
- the system compressor 40 and turbine 41 is in thermal equilibrium.
- the connection of the second partial fuel stream 11 b of the low calorific Fuel via the outer subchannel 22 takes place before or after the synchronization.
- the fuel quantity of the first partial fuel stream 11a is so lower far enough to maintain a stable flame. This will make the difference between the required fuel for the selected load point and the Maximum amount of fuel in the first partial fuel stream 11 a.
- the second Partial fuel flow 11b is thus also the largest possible amount of fuel available, which leads to stable operation even when the exterior is switched on Burner subchannel 22 leads.
- Fuel 12 in the center can additionally fuel 12 in the center to be injected into the flame. This is done using liquid fuel via the fuel lance 2 or by means of pilot gas 10 via the channel 5 of the burner.
- the amount of fuel 12 is small and is usually below five percent of the amount of fuel supplied.
- the burner 1 is arranged in a combustion chamber 43.
- Combustion air 9 is fed into a dome 24 and from there it is led to the downstream end of the burner 1 via air channels 25 running in the flow direction.
- the air duct is not divided into an outer and an inner area.
- the burner 1 is here also divided by means of partition walls 28 in the flow direction alternately into radially widening air ducts 25 and fuel ducts 21 ′, 22 ′, the fuel ducts in turn being subdivided into a ring by the partition wall 20.
- the low calorific gas 11a and 11b is guided around the burner via annular channels 26 and 27 which surround the burner 1 and is fed into the inner fuel channel 21 'and the outer fuel channel 22' via openings 29, 30.
- the low-calorific fuel is fed in when starting and operating the burner as described above.
- the combustion air is not subdivided into a ring
- the low-calorific gas 11 a supplied through the inner subchannel 21 essentially only mixes with the combustion air in the center of the burner, corresponding to FIG Combustion air 9 mixed, creates a rich mixture at least in the center of the burner and thus a stable combustion. A flame thus arises in the interior of the combustion chamber which, if no fuel 11b is supplied via the outer fuel channel 22 ', is enveloped with combustion air 9.
- No swirl bodies 7 are arranged in the burner from FIG. 4.
- the mixing of combustion air 9 and fuel 11 a, 11 b takes place through a curvature of the partition wall 28 at the downstream end of the burner 1. This creates a swirl when it emerges from the burner, which mixes fuel and combustion air.
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Abstract
Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe mit niederkalorischem Brennstoff, wobei die Gasturbogruppe im wesentlichen aus einem Verdichter, einer Brennkammer, einer Turbine und einem Generator besteht und wobei der niederkalorische Brennstoff mittels eines Brennstoffverdichters verdichtet wird.The invention relates to a method for operating a gas turbine group with low calorific Fuel, the gas turbine group consisting essentially of one Compressor, a combustion chamber, a turbine and a generator exists and wherein the low calorific fuel is compressed by means of a fuel compressor becomes.
Derartige Verfahren sind bekannt. Im Gegensatz zu Gasturbinen, welche mit herkömmlichen mittel- oder hochkalorischen Brennstoffen wie Erdgas oder Oel mit einem Heizwert von 40 MJ/kg oder mehr betrieben werden, stellt bei Gasturbinen, welche einen niederkalorischen Brennstoff mit einem Heizwert in der Grössenordnung unter 10 MJ/kg verwenden, die Stabilisation der Verbrennung ein Problem dar. Besonders bei Heizwerten unterhalb 3 MJ/kg (≡ 700 kcal/mn 3) wird die Flamme instabil.Such methods are known. In contrast to gas turbines, which are operated with conventional medium or high calorific fuels such as natural gas or oil with a calorific value of 40 MJ / kg or more, gas turbines which use a low calorific fuel with a calorific value in the order of less than 10 MJ / kg , the stabilization of the combustion is a problem. The flame becomes unstable, especially with heating values below 3 MJ / kg (≡ 700 kcal / m n 3 ).
Die US 5,451,160 beschreibt einen Brenner für die Verbrennung von Gasen mit verschiedensten Heizwerten. Der Brenner beinhaltet einen inneren Teil, der als Pilotbrenner fungiert und einen äusseren, den Pilotbrenner konzentrisch umschliessenden Hauptbrenner. Bei Betrieb des Pilot- und Hauptbrenners mit niederkalorischen Gasen stellt jedoch die Stabilität der Flamme ein Problem dar und es besteht die Gefahr der Löschung der Flamme. US 5,451,160 describes a burner for the combustion of gases various heating values. The burner includes an inner part that acts as Pilot burner acts and an outer, concentrically surrounding the pilot burner Main burner. When operating the pilot and main burner with low calorific Gases, however, pose a problem with the stability of the flame there is a risk of extinguishing the flame.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einem Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe mit niederkalorischem Brennstoff der eingangs genannten Art die Verbrennung von Brennstoffen mit geringen Heizwerten zu stabilisieren.The invention has for its object in a method for operating a Gas turbine group with low-calorie fuel of the type mentioned Stabilize combustion of fuels with low calorific values.
Erfindungsgemäss wird dies durch die Merkmale des ersten Anspruches erreicht. According to the invention, this is achieved by the features of the first claim.
Kern der Erfindung ist es also, dass beim Anfahren der Gasturbogruppe in einen Teil der Verbrennungsluft niederkalorischer Brennstoff überstöchiometrisch zugemischt wird, so dass eine stabile Flamme entsteht, dass spätestens nach Erreichen der Nenndrehzahl und der Synchronisation die Menge des niederkalorischen Brennstoffes so weit abgesenkt wird, dass gerade noch ein überstöchiometrisches Verhältnis erreicht wird und dass in den restlichen Verbrennungsluftstrom der restliche niederkalorische Brennstoff zur Erreichung der gewünschten Last zugemischt wird.The essence of the invention is therefore that when the gas turbine group is started up in one Part of the combustion air is mixed with low-calorific fuel in a stoichiometric manner is so that a stable flame arises that at the latest after reaching the nominal speed and the synchronization the amount of low calorie Fuel is lowered so far that it is just over-stoichiometric Ratio is reached and that in the remaining combustion air flow the remaining low-calorie fuel to achieve the desired load is added.
Die Vorteile der Erfindung sind unter anderem darin zu sehen, dass die Gasturbogruppe im wesentlichen alleine mit niederkalorischem Brennstoff betrieben werden kann. Dadurch wird die Wirtschaftlichkeit von Gasturbinen die mit niederkalorischen Stoffen mit geringsten Heizwerten betrieben werden erhöht.The advantages of the invention can be seen, inter alia, in the fact that the gas turbine group operated essentially alone with low-calorific fuel can be. This makes the economy of gas turbines lower calorific Fabrics operated with the lowest calorific values are increased.
In den Zeichnungen sind Ausführungsbeispiele der Erfindung schematisch dargestellt.Exemplary embodiments of the invention are shown schematically in the drawings.
Es zeigen:
- Fig. 1
- eine schematische Darstellung einer Gasturbogruppe;
- Fig. 2
- einen Teilquerschnitt durch einen Brenner der Gasturbogruppe;
- Fig. 3
- eine schematische Darstellung des Betriebsverfahrens der Gasturbogruppe;
- Fig. 4
- eine Brennkammer mit Brenner der Gasturbogruppe;
- Fig. 5
- einen Teilquerschnitt durch den Brenner aus Fig. 4;
- Fig. 6
- eine Teilabwicklung des Brenners aus Fig.4;
- Fig. 7
- Draufsicht auf den Brenneraustritt vom Brennraum aus.
- Fig. 1
- a schematic representation of a gas turbine group;
- Fig. 2
- a partial cross section through a burner of the gas turbine group;
- Fig. 3
- a schematic representation of the operating method of the gas turbine group;
- Fig. 4
- a combustion chamber with a burner of the gas turbine group;
- Fig. 5
- a partial cross section through the burner of Fig. 4;
- Fig. 6
- a partial processing of the burner from Figure 4;
- Fig. 7
- Top view of the burner outlet from the combustion chamber.
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Only the elements essential for understanding the invention are shown.
In Fig. 1 ist schematisch eine Gasturbogruppe dargestellt, im wesentlichen bestehend
aus einem Verdichter 40, einer Gasturbine 41 und einem Generator 46, die
über eine Welle 42 verbunden sind, sowie einer Brennkammer 43. Zwischen
Verdichter und 40 und Generator 46 ist zusätzlich ein Brennstoffverdichter 48 zur
Verdichtung von niederkalorischem, gasförmigen Brennstoff angeordnet. Selbstverständlich
kann die Brennstoffverdichtung auch auf beliebige andere Weise
erfolgen. Im Verdichter 40 wird Luft über eine Luftzuführung 44 angesaugt, komprimiert
und die verdichtete Luft in die Brennkammer 43 geleitet. Dort wird der
Verbrennungsluft Brennstoff in der Form von Zusatzbrennstoff 45 (Pilotgas oder
flüssiger Brennstoff) oder von verdichtetem niederkalorischen Brennstoff 11 zugeführt
und das Brennstoff-Luft-Gemisch verbrannt. Die entstandenen Rauchgase
werden in die Gasturbine 41 eingeleitet, wo sie entspannt werden und ein Teil der
Energie der Rauchgase in Drehenergie umgewandelt wird. Diese Drehenergie
wird über die Welle 42 zum Antrieb des Generators 46 und des Verdichters 40
verwendet. Die noch heissen Abgase werden über eine Leitung 47 abgeführt.In Fig. 1, a gas turbine group is shown schematically, consisting essentially
from a
Nach Fig.2 besteht ein Brenner 1 der Brennkammer 43 im wesentlichen aus einer
zentralen Brennstofflanze 2, einem inneren Rohr 3 und einen äusseren Rohr 4,
welche konzentrisch zu einer Symmetrieachse 8 angeordnet sind. Am stromabwärtigen
Ende der Brennstofflanze 2 ist eine nicht näher dargestellte Brennstoffdüse
zur Eindüsung von flüssigem Brennstoff angeordnet. Der flüssige Brennstoff
wird dabei über die Brennstofflanze zur Brennstoffdüse geleitet. Durch die
Brennstofflanze 2 und das innere Rohr 3 wird ein ringförmiger Kanal 5 gebildet,
über den niederkaloriges Gas, dem je nach Heizwert hochkaloriges Gas zugemischt
werden kann, als Pilotgas 10 in die Brennkammer 43 eingeleitet wird.
Durch das innere Rohr 3 und das äussere Rohr 4 wird ein ringförmiger Kanal
gebildet, der über eine Trennwand in einen innerern Teilkanal 21 und einen äusserem
Teilkanal 22 unterteilt wird. Durch die radiale Position der Trennwand 20
kann das Verhältnis der Teilquerschnitte der Teilkanäle 21, 22 eingestellt werden,
wodurch der niederkalorische Brennstoff ebenfalls entsprechend aufgeteilt werden
kann. Durch die Trennwand 20 wird die Verbrennungsluft ebenfalls in zwei
Teilluftströme 9a und 9b unterteilt. Durch den inneren Teilkanal 21 strömt ein
Teilbrennstoffstrom 11a des niederkalorischen Brennstoffes, durch den äusseren
Teilkanal 22 strömt ein Teilbrennstoffstrom 11b des niederkalorischen Brennstoffes.
Die Teilströme 11a, 11b werden dabei durch verschiedene, nicht dargestellte
Ventile geregelt. Am stromabwärtigen Ende des Kanales 6 sind Drallkörper 7 angeordnet,
welche die Durchmischung von Brennstoff 10, 11 und Verbrennungsluft
9a, 9b unterstützen.According to Figure 2, a
In Fig. 3 ist auf der Ordinate die Brennstoffmenge M in Prozent aufgetragen. Auf der Abszisse ist vom Punkt A zum Punkt B die Drehzahl, und vom Punkt B zum Punkt C die Last aufgetragen. Im Punkt A ist die Drehzahl gleich Null und steigt bis zum Punkt B an, wo die Nenndrehzahl erreicht wird, beispielsweise 3600 Umdrehungen pro Minute für 60 Herz.3, the fuel quantity M is plotted in percent on the ordinate. On the abscissa is the speed from point A to point B, and from point B to Point C plotted the load. At point A, the speed is zero and increases to point B where the nominal speed is reached, for example 3600 revolutions per minute for 60 hearts.
Um einen sicheren Start der Gasturbogruppe zu gewährleisten, wird der transiente
Anfahrprozess mit niederkalorischem Gas 11a gefahren, das durch den inneren
Teilkanal 21 zugeführt wird. Dadurch dass das zum Starten benötigte niederkalorische
Gas mit einer kleineren Luftmenge, d.h. mit dem Teilluftstrom 9a, bedingt
durch den kleineren Querschnitt des Teilkanals 21, zugeführt wird, entsteht ein
fetteres Gemisch und somit eine stabile Verbrennung.
Da auch hier aufgrund der relativ kleinen Teilkanalquerschnitte nur relativ kleine,
nicht dargestellte Ventile zur Regelung des Brennstoffmassenflusses verwendet
werden müssen, kann dadurch auch hier eine sehr schnelle Regelung erfolgen,
was schnelle Temperaturkorrekturen erlaubt. Aus diesen Temperaturkorrekturen
ergibt sich der Buckel beim Punkt D. Beim Hochfahren der Gasturbogruppe beginnt
das System Verdichter 40 und Turbine 41 im oberen Drittel der Nenndrehzahl
B die in der Brennkammer 43 zugeführte Wärmemenge in Leistung umzusetzen.
Dadurch kann die Antriebsleistung vom Generator 46 und damit auch die
Temperatur in der Brennkammer 43 reduziert werden, was eine Reduktion der
Menge des niederkalorischen Brennstoffes 11a beim Punkt D zur Folge hat. Bei
Nenndrehzahl B ist dann das System Verdichter 40 und Turbine 41 im thermischen
Gleichgewicht.In order to ensure a safe start of the gas turbine group, the transient start-up process is carried out with low-
Since here too, because of the relatively small subchannel cross sections, only relatively small valves (not shown) have to be used to regulate the fuel mass flow, very rapid regulation can also take place here, which allows rapid temperature corrections. The hump at point D results from these temperature corrections. When the gas turbine group is started up, the
Nach dem Erreichen der Nenndrehzahl im Punkt B erfolgt die Synchronisation der
Gasturbogruppe mit dem Netz, in das die im Generator 46 erzeugte elektrische
Energie eingespeist werden soll. After reaching the nominal speed in point B, the synchronization takes place
Gas turbine group with the network into which the electrical generated in
Das Zuschalten des zweiten Teilbrennstoffstromes 11 b des niederkalorischen
Brennstoffes über den äusseren Teilkanal 22 erfolgt vor oder nach der Synchronisation.
Die Brennstoffmenge des ersten Teilbrennstoffstromes 11a ist dabei so
weit abzusenken, dass eine stabile Flamme erhalten bleibt. Dadurch wird die Differenz
zwischen dem benötigten Brennstoff für den gewählten Lastpunkt und der
Brennstoffmenge des ersten Teilbrennstoffstromes 11 a maximal. Dem zweiten
Teilbrennstoffstrom 11b steht somit ebenfalls eine grösstmögliche Brennstoffmenge
zur Verfügung, was zu einem stabilen Betrieb auch bei zugeschaltetem äusseren
Brenner-Teilkanal 22 führt.The connection of the second
Zwischen Punkt B, der Null-Last, und Punkt C, maximaler Last, wird die GesamtMenge
des niederkalorischen Brennstoffes 11a und 11b im wesentlichen linear
zur Last eingestellt.Between point B, the zero load, and point C, the maximum load, the total amount
of the low
Zur weiteren Stabilisierung der mit niederkalorischem Brennstoff 11a und 11 b erzeugten
Flamme in der Brennkammer 43 kann zusätzlich Brennstoff 12 ins Zentrum
der Flamme eingedüst werden. Dies geschieht mittels flüssigem Brennstoff
über die Brennstofflanze 2 oder mittels Pilotgas 10 über den Kanal 5 des Brenners.
Die Menge des Brennstoffes 12 ist klein und liegt üblicherweise unterhalb
fünf Prozent der zugeführten Brennstoffmenge.To further stabilize those generated with low-
In Fig. 4 und den weiteren Fig. 5, 6 und 7 ist der Brenner 1 in einer Brennkammer
43 angeordnet. Verbrennungsluft 9 wird in einen Dom 24 geleitet und von dort
über in Strömungsrichtung verlaufende Luftkanäle 25 zum stromabwärtigen Ende
des Brenners 1 geführt. Im Gegensatz zu Fig. 2 ist hier der Luftkanal nicht in einen
äusseren und einen inneren Bereich unterteilt. Der Brenner 1 ist jedoch auch
hier mittels Trennwänden 28 in Strömungsrichtung abwechselnd in sich radial erweitemde
Luftkanäle 25 und Brennstoffkanäle 21', 22' unterteilt, wobei die
Brennstoffkanäle wiederum durch die Trennwand 20 ringförmig unterteilt sind.
Das niederkalorische Gas 11a und 11b wird über ringförmige Kanäle 26 und 27,
die den Brenner 1 umschliessen, um den Brenner herumgeführt und in den inneren
Brennstoffkanal 21' und den äusseren Brennstoffkanal 22' über Oeffnungen
29, 30 eingespeist. Die Einspeisung des niederkalorischen Brennstoffes beim
Starten und Betrieb des Brenners erfolgt dabei wie oben beschrieben. Obwohl
hier die Verbrennungsluft nicht ringförmig unterteilt ist, vermischt sich das durch
den inneren Teilkanal 21 zugeführte niederkalorische Gas 11 a im wesentlichen
nur mit der Verbrennungsluft im Zentrum des Brenners, entsprechend Fig. 2. Dadurch
dass sich das niederkalorische Gas 11a nur mit einem Teil der Verbrennungsluft
9 vermischt, entsteht zumindest im Zentrum des Brenners ein fetteres
Gemisch und somit eine stabile Verbrennung. Es entsteht im Inneren des Brennraumes
somit eine Flamme, die falls über den äusseren Brennstoffkanal 22' kein
Brennstoff 11b zugeführt wird, mit Brennluft 9 umhüllt wird.
Beim Brenner aus Fig. 4 sind keine Drallkörper 7 angeordnet. Die Vermischung
von Brennluft 9 und Brennstoff 11 a, 11 b erfolgt durch eine Krümmung der Trennwand
28 beim stromabwärtigen Ende des Brenners 1. Dadurch wird beim Austritt
aus dem Brenner ein Drall erzeugt, der Brennstoff und Brennluft durchmischt.4 and the further FIGS. 5, 6 and 7, the
No swirl bodies 7 are arranged in the burner from FIG. 4. The mixing of
Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf das gezeigte und beschriebene Ausführungsbeispiel beschränkt. Es können auch mehrere Trennwände eingebaut werden, um die Teilkanäle weiter zu unterteilen. Dadurch kann eine exakte Anpassung an die jeweiligen Verhältnisse erreicht werden.Of course, the invention is not limited to that shown and described Embodiment limited. Multiple partitions can also be installed to further subdivide the subchannels. This allows an exact Adaptation to the respective conditions can be achieved.
- 11
- Brennerburner
- 22
- Brennstofflanzefuel lance
- 33
- inneres Rohrinner tube
- 44
- äusseres Rohrouter tube
- 55
- Kanal für PilotgasChannel for pilot gas
- 77
- Drallkörperswirler
- 88th
- Symmetrieachseaxis of symmetry
- 9,9a,9b9,9a, 9b
- Verbrennungsluftcombustion air
- 1010
- Pilotgaspilot gas
- 11a, 11b11a, 11b
- niederkalorisches Gaslow calorific gas
- 1212
- Brennstofffuel
- 2020
- Trennwand partition wall
- 2121
- innerer Teilkanalinner subchannel
- 21'21 '
- innerer Brennstoffkanalinner fuel channel
- 2222
- äusserer Teilkanalouter subchannel
- 22'22 '
- äusserer Brennstoffkanalouter fuel channel
- 2323
- Brennkammerwandcombustion chamber wall
- 2424
- Domcathedral
- 2525
- Luftkanalair duct
- 2626
- Ringkanal für 11aRing channel for 11a
- 2727
- Ringkanal für 11bRing channel for 11b
- 2828
- Trennwandpartition wall
- 2929
- Oeffnung von 26 nach 21'Opening from 26 to 21 '
- 3030
- Oeffnung von 27 nach 22'Opening from 27 to 22 '
- 4040
- Verdichtercompressor
- 4141
- Gasturbinegas turbine
- 4242
- Wellewave
- 4343
- Brennkammercombustion chamber
- 4444
- Luftzuführungair supply
- 4545
- Zusatzbrennstoffadditional fuel
- 4646
- Generatorgenerator
- 4747
- Abgasleitungexhaust pipe
- 4848
- Brennstoffverdichterfuel compressor
- AA
- Drehzahl-NullpunktSpeed Zero
- BB
- Nenndrehzahl / Last-NullpunktNominal speed / load zero point
- CC
- Voll-LastFull load
- DD
- Scheitel-PunktCrown point
Claims (4)
- Method of operating a gas turbine group with low calorific value fuel, whereby the gas turbine group essentially comprises a compressor (40), a combustion chamber (43), a turbine (41) and a generator (46) and whereby the low calorific value fuel is compressed by means of a fuel compressor (48), characterized in that low calorific value fuel (11a) in excess of the stoichiometric quantity is mixed into part of the combustion air (9, 9a) during the starting of the gas turbine group so that a stable flame appears, in that after the attainment of the rated rotational speed (B) and synchronization, at the latest, the quantity of low calorific value fuel (11a) is reduced to such an extent that a ratio is attained which is just over the stoichiometric ratio and in that the rest of the low calorific value fuel (11b) is mixed into the rest of the combustion airflow (9, 9b) in order to attain the desired load.
- Method according to Claim 1, characterized in that fuel (12) is sprayed into the centre of the combustion air (9, 9a).
- Method according to Claim 1, characterized in that the combustion air is subdivided into at least two partial airflows (9a, 9b) before entry into the combustion chamber.
- Method according to Claim 1, characterized in that the first partial airflow (9a) is surrounded by the second partial airflow (9b).
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