RU2623336C2

RU2623336C2 - Газовая турбина с регулируемой системой воздушного охлаждения

Info

Publication number: RU2623336C2
Application number: RU2014143768A
Authority: RU
Inventors: Карстен ФРАНИТЦА; Петер МАРКС; Ульрих Роберт ШТАЙГЕР; Андреа БРИГЕНТИ
Original assignee: АНСАЛДО ЭНЕРДЖИА АйПи ЮКей ЛИМИТЕД
Priority date: 2012-03-30
Filing date: 2013-03-26
Publication date: 2017-06-23
Also published as: EP2831394A1; KR20140139603A; RU2014143768A; CN104204467B; EP2831394B1; WO2013144111A1; JP2015511684A; US20150027129A1; EP2831394B8; CN104204467A

Abstract

Газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания, турбину и систему воздушного охлаждения, которая содержит, по меньшей мере, одну первую магистраль воздушного охлаждения, которая идет от первой ступени давления компрессора к турбине, и, по меньшей мере, одну вторую магистраль воздушного охлаждения, которая идет от более высокой второй ступени давления компрессора к турбине. Система воздушного охлаждения газовой турбины также содержит соединительную магистраль, которая идет от второй магистрали воздушного охлаждения к первой магистрали воздушного охлаждения. Охлаждающее устройство для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока, который вытекает из второй магистрали воздушного охлаждения в первую магистраль воздушного охлаждения, и элемент управления размещены в соединительной магистрали. Изобретение направлено на обеспечение надежной работы системы воздушного охлаждения в широком рабочем диапазоне газовой турбины без необходимости допущения заметных потерь мощности или эффективности для работы в расчетном режиме. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к способу работы газовой турбины с магистралями воздушного охлаждения, которые снабжаются из компрессора при различных уровнях давления, а также к газовой турбине, по меньшей мере, с двумя магистралями воздушного охлаждения.

Уровень техники

Параллельно с требованиями по мощности и эффективности газовой турбины, увеличиваются требования к охлаждению компонентов машины с высокой тепловой нагрузкой, с одной стороны, и к конструкции системы охлаждения, с другой стороны. Следовательно, соответствующее охлаждение должно обеспечиваться в интересах эксплуатационной надежности для всех возможных рабочих режимов газовой турбины. Одновременно, потребление охлаждающего воздуха должно типично ограничиваться в максимально возможной степени. В EP 62932, предложено охлаждать компоненты газовой турбины с помощью пара в замкнутой схеме. Это требует сравнительно дорогостоящей герметизации компонентов, которые проводят охлаждающийся пар. Одновременно, выполняется чисто конвекционное охлаждение компонентов, пренебрегая влиянием охлаждающей пленки для уменьшения подводимого тепла в этом случае.

Охлаждение с помощью отбираемого из компрессора воздуха по-прежнему обеспечивает ряд преимуществ, при этом извлеченное количество охлаждающего воздуха типично должно минимизироваться в интересах рабочего процесса. Следовательно, системы воздушного охлаждения все более интенсивно конструируются на граничных линиях, чтобы обеспечивать соответствующее охлаждение в самой неблагоприятной рабочей точке, с точки зрения технических расчетов по охлаждению, но не потреблять больше охлаждающего воздуха, чем безусловно необходимо в процессе. С одной стороны, это означает высокую чувствительность к отклонениям в рабочем процессе с расчетной точки зрения касательно охлаждения, если, например, количество охлаждающего воздуха варьируется вследствие изменений коэффициентов давления в машине. С другой стороны, переохлаждение компонентов с тепловой нагрузкой приводит к ряду других рабочих точек, в результате чего потенциалы мощности и потенциалы эффективности остаются неиспользуемыми. Тем не менее, допустимый рабочий диапазон, в пределах которого возможна надежная работа, при которой все критические компоненты надлежащим образом снабжаются охлаждающим воздухом с подходящим уровнем температуры, в частности, в пределах которого возможны диапазон низкой частичной нагрузки и работа в режиме без нагрузки, либо принцип работы с работой в режиме частичной нагрузки или работы в режиме без нагрузки, типично ограничен посредством охлаждения с помощью отбираемого из компрессора воздуха.

Следовательно, иногда предлагается, например, в EP 1028230, размещать точки регулируемого дросселирования в охлаждающем воздушном тракте. DE 19907907 предлагает непосредственно регулировать начальное давление охлаждающего воздуха посредством рядов регулируемых лопаток ротора компрессора, которые размещаются непосредственно рядом с точкой отбора воздуха для охлаждающего воздуха.

JP 11182263 и EP 1128039 предлагают размещать дополнительные компрессоры в охлаждающем воздушном тракте газовой турбины. Таким образом, полное давление охлаждающего воздуха увеличивается выше давления, которое задается доступным посредством компрессора.

Помимо этого, дополнительная вспомогательная воздушная система газовой турбины, в которой посредством внешнего компрессора часть требуемого охлаждающего воздуха дополнительно может быть подана в отдельные охлаждающие воздушные тракты, известна из DE 2008044436 A1. Тем не менее, использование внешнего компрессора является невыгодным вследствие повышенного риска повреждения.

Также известно, что в ходе работы газовой турбины ниже расчетной точки, т.е. ниже номинальной нагрузки, может возникать избыток воздуха во время сгорания топлива. Чем ниже нагрузка, которая должна формироваться посредством газовой турбины, тем больше может быть избыток воздуха, предоставляемого посредством соответствующего компрессора для сгорания. Это приводит к тому, что температура в первичной зоне пламени в камере сгорания, которая является релевантной для способности выбросов CO, может падать ниже минимального значения. Как результат, выбросы CO высвобождаются на увеличенном уровне, что, при наличии предварительно определенных предельных значений выбросов, может ограничивать применимый рабочий диапазон газовой турбины при частичной нагрузке. Чтобы противодействовать этой проблеме, газотурбинная система и принцип работы, описанные в ней, известны из DE 10 2008044442 A1. Чтобы поддерживать выбросы из газотурбинной системы ниже предварительно заданного уровня, сжатый воздух, который обычно предоставляется посредством компрессора для сгорания, отклоняется посредством перепуска. Перепуск в этом случае открывается либо выше по потоку от точки отбора воздуха, т.е. в или выше по потоку от компрессора, либо также ниже по потоку, т.е. в турбину. Тем не менее, эта газотурбинная система и описанный способ работы излишне дополнительно снижают эффективность газовой турбины.

Из US 20100154434 A1 также известно о необходимости осуществлять включение системы подачи охлаждающего воздуха во время работы при низкой нагрузке таким образом, что отборы охлаждающего воздуха с более высоким давлением переключаются на тракты подачи охлаждающего воздуха, которые предоставляются с низкими давлениями охлаждающего воздуха во время работы в режиме полной нагрузки. Тем не менее, доказано, что процессы переключения могут, в частности, приводить к нестабильности сгорания и анормальным поведениям машины.

Сущность изобретения

Настоящее изобретение основано на цели обеспечения надежной работы системы воздушного охлаждения газовой турбины в широком рабочем диапазоне газовой турбины без необходимости, в свою очередь, допущения заметных потерь мощности или эффективности для работы в расчетном режиме. В частности, должны обеспечиваться режимы от работы в режиме низкой частичной нагрузки вплоть до работы в режиме без нагрузки без уменьшения срока службы с низкими выбросами выхлопных газов.

Один аспект раскрытия сущности заключается в том, чтобы направлять охлаждающий воздух из второй части системы охлаждения, которая работает при высоком давлении, в первую часть системы охлаждения, которая работает при более низком давлении, как только коэффициенты давления в первой части системы охлаждения более не обеспечивают соответствующее охлаждение. Это, например, имеет место, если для низкой частичной нагрузки регулируемые лопатки входного направляющего аппарата компрессора закрываются, и в результате рост давления в компрессоре смещается назад. Значительное закрытие регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора является преимущественным для того, чтобы уменьшать избыток воздуха при низкой частичной нагрузке или без нагрузки и за счет этого обеспечивать устойчивое и экологически чистое сгорание. Чтобы обеспечивать возможность использования охлаждающего воздуха второй части системы охлаждения в первой части, выполняется охлаждение охлаждающего воздуха, отклоняемого от второй части. Следовательно, конкретно необходима достаточно низкая температура охлаждающего воздуха, поскольку температура горячих газов при частичной нагрузке может оставаться достаточно высокой вследствие практически закрытых рядов регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, что требуется для реализации сгорания с низкими выбросами CO. Кроме того, температура на выходе компрессора и температуры в точке отбора воздуха из компрессора остаются относительно высокими, несмотря на низкие коэффициенты давления в компрессоре, поскольку при закрытии регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора падает эффективность компрессора. Она падает значительно в частях компрессора более чем на 40° и вплоть до более 60° по сравнению с позицией при полной нагрузке, в частности, в случае предложенного резкого закрытия регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора. В крайнем случае, эффективность компрессора падает ниже одной третьей эффективности при полной нагрузке, так что температуры в точке отбора воздуха из компрессора остаются высокими даже в случае низкого коэффициента давления. В дополнение к частям горячих газов турбины, ротор газовой турбины также охлаждается с помощью охлаждающего воздуха. Кроме того, если тепловая нагрузка турбины при частичной нагрузке является более низкой и, следовательно, может быть охлаждена с помощью более горячего охлаждающего воздуха, следует обеспечивать то, что охлаждающий воздух ротора остается достаточно прохладным.

Раскрытая газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания и турбину, ротор, а также систему воздушного охлаждения, по меньшей мере, с одной первой магистралью воздушного охлаждения, которая идет от низкой первой ступени давления компрессора к турбине, и, по меньшей мере, одной второй магистралью воздушного охлаждения, которая идет от более высокой второй ступени давления компрессора к турбине.

Раскрытая газовая турбина отличается посредством того факта, что система воздушного охлаждения газовой турбины содержит соединительную магистраль, которая идет от второй магистрали воздушного охлаждения к первой магистрали воздушного охлаждения, при этом охлаждающее устройство для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока, который вытекает из второй магистрали воздушного охлаждения в первую магистраль воздушного охлаждения, и элемент управления для управления вспомогательным охлаждающим воздушным потоком размещены в соединительной магистрали.

Согласно одному варианту осуществления газовой турбины, быстродействующий охладитель размещен в соединительной магистрали для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока. Для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока вода может впрыскиваться в быстродействующий охладитель и испаряется и за счет теплоты испарения приводит к охлаждению вспомогательного охлаждающего воздушного потока. Помимо этого, в результате пара, который формируется, увеличивается массовый расход охлаждающего воздуха, и рассеянное тепло подается в турбину с выгодным преимуществом.

Согласно дополнительному варианту осуществления газовой турбины, теплообменник размещен в соединительной магистрали для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока. В нем вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждается посредством теплообмена. Рассеянное тепло может быть использовано, например, для предварительного нагрева топлива или в цикле вода-пар.

Согласно еще одному другому варианту осуществления газовой турбины, инжекторный насос (также называемый "струйным насосом") размещен в соединительной магистрали. Впускное отверстие на стороне всасывания инжекторного насоса соединено с окружающей средой, и впускное отверстие для рабочей жидкости соединено со второй магистралью воздушного охлаждения. Посредством инжекторного насоса, может вовлекаться окружающий воздух, причем этот окружающий воздух перемешивается в инжекторном насосе со вспомогательным охлаждающим воздухом из второй магистрали воздушного охлаждения и в результате охлаждает его. В результате роста давления в инжекторном насосе, смесь может вводиться в первую магистраль воздушного охлаждения и подаваться в турбину для охлаждения.

Чтобы обеспечивать то, что чистый воздух подается в систему охлаждения посредством инжекторного насоса, фильтрованный воздух подается в инжекторный насос. Согласно одному варианту осуществления, впускное отверстие на стороне всасывания в инжекторный насос соединено с окружающей средой через фильтровальное отделение газовой турбины. Фильтровальное отделение типично является составной частью газотурбинной установки, чтобы предоставлять чистый всасываемый воздух для компрессора. Альтернативно, чистый воздух также может быть извлечен, например, в подходящей точке здания электростанции или шумопоглощающего кожуха, при этом в таком случае должны соблюдаться соответствующие правила безопасности.

Согласно одному варианту осуществления, быстродействующий охладитель, теплообменник и инжекторный насос предоставлены отдельно или в комбинации. Например, может быть преимущественным сначала охлаждать вспомогательный массовый поток посредством быстрого охлаждения и, следовательно, увеличивать массовый поток до того, как он направляется в качестве рабочей среды в инжекторный насос. Помимо этого, комбинация с теплообменником, например, является преимущественной для того, чтобы выполнять охлаждение посредством быстрого охлаждения или посредством теплообмена, в зависимости от доступности воды.

Согласно дополнительному варианту осуществления газовой турбины, обратный клапан размещен в первой магистрали воздушного охлаждения между компрессором и соединением соединительной магистрали с упомянутой первой магистралью воздушного охлаждения, причем этот обратный клапан предотвращает обратный поток вспомогательного охлаждающего воздуха от второй магистрали воздушного охлаждения к первой магистрали воздушного охлаждения в компрессор. Любой тип обратного клапана или откидного клапана, который содержит закрывающийся элемент, который закрывается в одном направлении и открывается в другом направлении посредством протекающей текучей среды, должен пониматься под обратным клапаном в этом случае.

Альтернативно обратному клапану или в комбинации с обратным клапаном, элемент управления охлаждающим воздухом может размещаться в первой магистрали воздушного охлаждения между компрессором и соединением соединительной магистрали с первой магистралью воздушного охлаждения, посредством которого первая магистраль воздушного охлаждения может перекрываться между компрессором и соединительной магистралью. Команда для перекрытия может быть инициирована в результате измерения перепада давления, например, которое указывает обратный поток вспомогательного охлаждающего воздуха. Подходящее измерение перепада давления представляет собой, например, разность между давлением в точке отбора охлаждающего воздуха, с которой соединяется первая магистраль воздушного охлаждения, и давлением в соединительной точке, в которой соединительная магистраль открывается в первую магистраль воздушного охлаждения.

В дополнение к газовой турбине, способ работы такой газовой турбины является предметом данного раскрытия. Газовая турбина содержит компрессор с рядом регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, камеру сгорания и турбину, а также систему воздушного охлаждения, по меньшей мере, с одной первой магистралью воздушного охлаждения, которая идет от первой ступени давления компрессора к турбине, и, по меньшей мере, одной второй магистралью воздушного охлаждения, которая идет от более высокой второй ступени давления компрессора к турбине.

Согласно одному варианту осуществления раскрытого способа, при частичной нагрузке газовой турбины ряд регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора закрывают по сравнению с позицией при полной нагрузке, и вспомогательный охлаждающий воздушный поток из второй магистрали воздушного охлаждения направляют через соединительную магистраль, которая идет от второй магистрали воздушного охлаждения к первой магистрали воздушного охлаждения. В этом случае, этот вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждают в охлаждающем устройстве до введения его в первую магистраль воздушного охлаждения, и массовым расходом этого вспомогательного охлаждающего воздушного потока управляют посредством элемента управления.

В результате закрытия регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, рост давления в компрессоре смещается таким образом, что запас по давлению из первой точки отбора воздуха из компрессора, с которой соединяется первая магистраль воздушного охлаждения, более недостаточен для надежного охлаждения турбины. В результате вспомогательного охлаждающего воздушного потока, увеличивается давление в первой магистрали воздушного охлаждения. Поток отбираемого воздуха из первой точки отбора воздуха из компрессора уменьшается в этом случае. В результате этого уменьшения, увеличивается давление в точке отбора воздуха из компрессора. Тем не менее, при значительном закрытии рядов регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, возникает отрицательный допустимый запас по давлению, так что отбор охлаждающего воздуха из первой точки отбора воздуха из компрессора невозможен.

Согласно одному варианту осуществления способа, вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждают в быстродействующем охладителе, который размещен в соединительной магистрали, посредством впрыска воды во вспомогательный охлаждающий воздушный поток. В результате не только преимущественно охлаждается вспомогательный охлаждающий воздушный поток, но и также увеличивается его массовый расход.

Согласно дополнительному варианту осуществления способа, вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждают в теплообменнике, который размещен в соединительной магистрали. Рассеянное тепло может быть использовано с выгодным преимуществом, например, в качестве технологического тепла.

Согласно еще одному другому варианту осуществления способа, вспомогательный охлаждающий воздушный поток вводят во впускное отверстие для рабочей среды инжекторного насоса, который размещен в соединительной магистрали, и окружающий воздух вовлекают через впускное отверстие на стороне всасывания инжекторного насоса. В результате перемешивания с введенным окружающим воздухом, уменьшается температура результирующего вспомогательного охлаждающего воздушного потока в процессе. Кроме того, смесь окружающего воздуха и вспомогательного охлаждающего воздушного потока вводят в первую магистраль воздушного охлаждения. В дополнение к вспомогательному охлаждающему воздуху при уменьшенной температуре, в результате добавления окружающего воздуха уменьшается требование для охлаждающего воздуха при высоком давлении из второй магистрали воздушного охлаждения, и, следовательно, минимизируется влияние на мощность и эффективность газовой турбины.

Чтобы обеспечивать надежное охлаждение турбины, согласно одному варианту осуществления способа, элемент управления для управления вспомогательным охлаждающим воздушным потоком открывают при условии, что ряд регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора закрыт в степени, которая является более значительной, чем первое предельное значение позиции лопаток входного направляющего аппарата компрессора. Поскольку рост давления в компрессоре зависит не только от позиции регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, но также и от других рабочих параметров, таких как температура окружающей среды, загрязнение или износ вследствие старения компрессора либо, например, впрыск воды в компрессор, это первое предельное значение, например, выбирается таким образом, что оно имеет абсолютную величину, которая гарантирует то, что достаточный запас по давлению всегда обеспечивается в первой магистрали воздушного охлаждения независимо от рабочего режима. Первое предельное значение находится, например, в пределах диапазона ряда регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, которые закрываются на 30-50° по сравнению с точкой полной нагрузки.

В результате значительного закрытия регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, в зависимости от угла при закрытии, конструкции компрессора и позиции первой точки отбора воздуха из компрессора, резкое падение давления и, в крайнем случае, даже отрицательное давление относительно окружающей среды может возникать в первой точке отбора воздуха из компрессора. Чтобы предотвращать обратный поток вспомогательного охлаждающего воздуха в компрессор, согласно одному варианту осуществления способа, элемент управления для управления вспомогательным охлаждающим воздушным потоком открывают при условии, что ряд регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора закрыт в степени, которая является более значительной, чем второе предельное значение позиции лопаток входного направляющего аппарата компрессора. Второе предельное значение находится, например, в пределах диапазона ряда регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, которые закрываются более чем на 40-60° по сравнению с точкой полной нагрузки.

Согласно дополнительному варианту осуществления способа, чтобы предотвращать обратный поток вспомогательного охлаждающего воздуха в компрессор, измеряют разность давлений, которая служит признаком обратного потока. В качестве характерной разности давлений, например, измеряют разность между давлением в точке отбора охлаждающего воздуха из компрессора, с которой соединяется первая магистраль воздушного охлаждения, и давлением в соединительной точке, в которой соединительная магистраль открывается в первую магистраль воздушного охлаждения. Элемент управления охлаждающим воздухом закрывается, как только эта разность давлений становится отрицательной.

Регулирующий клапан для управления вспомогательным охлаждающим воздушным потоком, который направлен из второй магистрали воздушного охлаждения в первую магистраль воздушного охлаждения, а также управление регулирующим клапаном охлаждающего воздуха в первой магистрали воздушного охлаждения также может быть выполнено в качестве функции от рабочего режима газовой турбины посредством использования уравнений приближения или "таблиц поиска". Оно может выполняться, например, в зависимости от температуры окружающей среды, температуры на входе компрессора или аэродинамической скорости.

Для многих операторов электростанций, преимущественно управлять работой газовой турбины без нагрузки, если выбросы в режиме без нагрузки газовой турбины дают такую возможность, чтобы исключать циклы запуска-остановки или обеспечивать быструю нагрузку.

Традиционно, температура горячих газов резко уменьшается при низкой частичной нагрузке и без нагрузки, так что, в частности, секция низкого давления газовой турбины почти не подвергается тепловой нагрузке. Вследствие предложенного принципа работы с рядами регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, закрытыми в значительной степени, может минимизироваться уменьшение горячих газов, так что температура горячих газов (или температура на входе в турбину) остается высокой, и температура на выходе из турбины также остается высокой. Высокая температура на выходе из турбины является, в частности, важной для работы электростанции с комбинированным циклом с нижерасположенным котлом, из которого снабжается паровая турбина, поскольку паровая секция электростанции с комбинированным циклом, следовательно, может оставаться работать и, в частности, может нагружаться в любое время с точками остановки. Кроме того, при высокой температуре выхлопных газов, циклическая тепловая нагрузка уменьшается или полностью исключается в результате разгрузки компонентов цикла вода-пар до низкой частичной нагрузки или отсутствия нагрузки.

Согласно одному варианту осуществления способа, температура выхлопных газов турбины понижается при частичной нагрузке и без нагрузки посредством закрытия ряда регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора не более чем на 80 градусов по сравнению с температурой выхлопных газов турбины при полной нагрузке. В частности, температура выхлопных газов турбины согласно одному варианту осуществления может поддерживаться, по меньшей мере, при 80% от температуры выхлопных газов турбины при полной нагрузке (измеряется в °C).

Кроме того, производительность работы турбины минимизируется в результате уменьшенного коэффициента давления. Согласно одному варианту осуществления способа, коэффициент давления турбины без нагрузки регулируется до четверти коэффициента давления при полной нагрузке или до еще меньшего коэффициента давления.

В дополнение к описанным вариантам осуществления, возможна комбинация способов с другими известными мерами для уменьшения выбросов CO при частичной нагрузке. В частности, возможны меры для увеличения температуры на входе компрессора посредством подогревателя воздуха (предварительного нагрева всасываемого воздуха) и/или противообледенительной системы, а также посредством рециркуляции выхлопных газов.

Раскрытие сущности может применяться, например, без ограничения, к газовым турбинам с одной камерой сгорания, а также к газовым турбинам с последовательным сгоранием, известным из EP0718470. Оно является подходящим, в частности, для газовых турбин с последовательным сгоранием, поскольку в случае таких газовых турбин, первая камера сгорания и первая турбина типично охлаждаются посредством системы охлаждения высокого давления, и вторая камера сгорания и вторая турбина охлаждаются посредством одной или более систем охлаждения промежуточной и более низкой ступени давления.

Краткое описание чертежей

Предпочтительные варианты осуществления раскрытия сущности описываются в нижеприведенном тексте со ссылкой на чертежи, которые служат просто для пояснения и не должны интерпретироваться как ограничивающие. На чертежах:

фиг. 1 показывает схематичный вид газовой турбины с системой воздушного охлаждения с двумя уровнями давления согласно предшествующему уровню техники;

фиг. 2 показывает схематичный вид газовой турбины с соединительной магистралью между двумя системами воздушного охлаждения и охлаждающим устройством для вспомогательного охлаждающего воздушного потока и элемента управления;

фиг. 3 показывает схематичный вид газовой турбины с быстродействующим охладителем для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока;

фиг. 4 показывает схематичный вид газовой турбины с теплообменником для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока;

фиг. 5 показывает схематичный вид газовой турбины с инжекторным насосом для добавления окружающего воздуха и для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока.

Следует понимать, что примерные варианты осуществления и чертежи являются только информативными и никоим образом не должны служить в качестве ограничения раскрытия сущности, которое характеризуется в формуле изобретения.

Подробное описание изобретения

Фиг. 1 показывает в схематичном виде существенные элементы газовой турбины с системой воздушного охлаждения с двумя уровнями давления. Газовая турбина 10 содержит компрессор 1, при этом воздух для сгорания, который сжимается в нем, подается в камеру 2 сгорания и сгорает в ней с топливом. Горячие газообразные продукты сгорания затем расширяются в турбине 3. Полезная энергия, которая генерируется в турбине 3, затем преобразуется в электроэнергию посредством генератора 4, например, который размещается на том же валу.

Горячие выхлопные газы 8, которые выходят из турбины 3, для оптимального использования энергии, по-прежнему содержащейся в них, типично используются в котле-утилизаторе (HRSG, не показан) для формирования пара. Он может быть преобразован в паровой турбине в применимую механическую энергию или использован, например, в качестве технологического пара.

Проиллюстрированная газовая турбина 10 содержит систему воздушного охлаждения с двумя ступенями давления. Из первой ступени давления компрессора 1 первая магистраль 5 воздушного охлаждения направляет охлаждающий воздух в турбину 3, в которой этот охлаждающий воздух охлаждает компоненты с тепловой нагрузкой в секции низкого давления турбины 3. Из более высокой второй ступени давления компрессора 1, вторая магистраль 6 воздушного охлаждения направляет охлаждающий воздух в турбину 3, который охлаждает компоненты с тепловой нагрузкой в секциях высокого давления и/или среднего давления турбины 3. Камера сгорания аналогично охлаждается с помощью охлаждающего воздуха высокого давления (не показан).

На фиг. 2 показан схематичный вид газовой турбины 10, в которой соединительная магистраль 7 размещена между первой магистралью 5 воздушного охлаждения и вторыми магистралями 6 воздушного охлаждения. В соединительной магистрали предусмотрено охлаждающее устройство 9 для вспомогательного охлаждающего воздушного потока и элемент 11 управления. При открытом элементе 11 управления, вспомогательный охлаждающий воздушный поток вытекает из второй магистрали 6 воздушного охлаждения через соединительную магистраль 7 и охлаждающее устройство 9 в первую магистраль 5 воздушного охлаждения. Посредством вспомогательного охлаждающего воздушного потока может быть увеличено давление охлаждающего воздуха в первой магистрали 5 воздушного охлаждения, если, например, оно падает ниже необходимого минимального давления в результате закрытия ряда регулируемых лопаток 19 входного направляющего аппарата компрессора.

Поскольку охлаждающий воздух, который отклоняется от первой точки отбора воздуха из компрессора, сжимается только до низкого уровня давления (типично от одной пятой до одной третьей от давления на выходе компрессора), этот охлаждающий воздух является прохладным относительно температуры на выходе компрессора. Температура в первой точке отбора воздуха типично остается ниже 200°C, в зависимости от расчетного режима и рабочего режима. Охлаждающий воздух второй магистрали 6 воздушного охлаждения имеет значительно более высокий уровень давления или даже извлекается на выходе компрессора. Соответственно, этот охлаждающий воздух является значительно более горячим, чем охлаждающий воздух первой точки отбора воздуха из компрессора. Он типично выше 250°C и может превышать 500°C. Поскольку охлаждающий воздух второй магистрали 6 воздушного охлаждения является более горячим, он должен быть охлажден в охлаждающем устройстве 9 до того, как он подается в первую магистраль 5 воздушного охлаждения, чтобы обеспечивать то, что части, охлажденные посредством этого вспомогательного охлаждающего воздушного потока или посредством смеси охлаждающего воздуха первой точки отбора воздуха из компрессора и вспомогательного охлаждающего воздуха, успешно отрабатывают свой срок службы.

Только посредством комбинации охлаждения и регулируемой подачи вспомогательного охлаждающего воздуха может быть реализована более длительная работа в режиме частичной нагрузки с рядом практически закрытых регулируемых лопаток 19 входного направляющего аппарата компрессора (рядом регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора, закрытых более чем на 30°, типично даже более чем на 40° по сравнению с позицией при полной нагрузке) без уменьшения срока службы. Это, в частности, необходимо для так называемых принципов работы при низкой частичной нагрузке. Эти принципы работы необходимы для того, чтобы иметь возможность управлять работой газовой турбины при очень низкой нагрузке с низкой потребной мощности электросети без выключения. Нагрузка, которая меньше 40% от полной нагрузки, типично упоминается в качестве низкой частичной нагрузки. В зависимости от требований сети, преимущественно уменьшать нагрузку ниже 30% или даже ниже 10% от полной нагрузки.

Чтобы управлять подачей охлаждающего воздуха через первую магистраль 5 воздушного охлаждения, элемент 12 управления охлаждающим воздухом размещается в магистрали 5 воздушного охлаждения между первой точкой отбора воздуха из компрессора и соединительной магистралью 7. Посредством этого массовый расход охлаждающего воздуха может управляться или даже полностью прекращаться, если при низкой частичной нагрузке охлаждение при низком давлении реализуется полностью посредством вспомогательного охлаждающего воздуха. Кроме того, в магистрали 5 воздушного охлаждения, между первой точкой отбора воздуха из компрессора и соединительной магистралью 7, предусмотрен обратный клапан 16, который предотвращает обратный поток вспомогательного охлаждающего воздуха в компрессор во время значительного закрытия регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора. Он должен приводить к потере мощности и эффективности газовой турбины 10 и может приводить к вредному нагреву компрессора 1.

Регулирующий клапан охлаждающего воздуха также возможен во второй магистрали 6 воздушного охлаждения, при этом он должен использоваться только в качестве ограничителя в зависимости от рабочего режима, а не в качестве отсечного клапана (не показан).

На фиг. 3 показан схематичный вид газовой турбины 10 с быстродействующим охладителем 13 для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока. В быстродействующем охладителе 13, вода впрыскивается через водный инжектор 14 во вспомогательный охлаждающий воздух, испаряется в быстродействующем охладителе 13 и охлаждает вспомогательный охлаждающий воздух в процессе. Вспомогательный охлаждающий воздушный поток, который увеличивается посредством пара, который формируется во время быстрого охлаждения, дополнительно направляется через соединительную магистраль 7 в первую магистраль 5 воздушного охлаждения и используется для охлаждения секции низкого давления турбины 3.

Фиг. 4 схематично показывает вид газовой турбины 10 с теплообменником 20 для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока. Вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждается посредством теплообмена до температуры, при которой вспомогательный охлаждающий воздушный поток в системе охлаждения низкого давления гарантирует срок службы секции низкого давления турбины 3. Тепло рассеивается, например, посредством воздушно-воздушного теплообмена или посредством воздушно-водяного теплообмена.

Фиг. 5 схематично показывает вид газовой турбины, в которой инжекторный насос 15 размещается в соединительной магистрали 7. Через элемент 11 управления вспомогательный охлаждающий воздух из второй магистрали 6 воздушного охлаждения может быть подан во впускное отверстие 23 для рабочей среды инжекторного насоса 15. Рабочая среда выпускается на высокой скорости через форсунку, которая размещается, например, в самом узком поперечном сечении сужающегося-расширяющегося поперечного сечения потока инжекторного насоса 15. Впускное отверстие на стороне всасывания инжекторного насоса 15 соединяется с окружающей средой через фильтровальное отделение 18 газовой турбины 10. В инжекторном насосе 15 возникает повышение полного давления введенного окружающего воздуха 17', в результате чего этот окружающий воздух вместе со вспомогательным охлаждающим воздухом, который отклоняется от второй магистрали воздушного охлаждения, может вводиться в первую магистраль воздушного охлаждения. Посредством перемешивания с окружающим воздухом 17' и посредством выбора соответствующего отношения масс окружающего воздуха и вспомогательного охлаждающего воздуха температура смеси приспосабливается к требованиям системы воздушного охлаждения низкого давления.

Кроме того, изобретение также предоставляет возможность уменьшения до минимума количества охлаждающего воздуха, например, в зависимости от температуры горячих газов в области компонентов, которые должны охлаждаться, что требуется для эксплуатационной надежности, а также соответствующего увеличения при высокой нагрузке газовой турбины.

Естественно, газовая турбина также может быть оборудована тремя или более ступеней давления.

В свете предыдущих вариантов осуществления, большое число возможных вариантов осуществления изобретения, которые характеризуются в формуле изобретения, становится доступным для специалистов в данной области техники.

Список обозначений

1 - компрессор

2 - камера сгорания

3 - турбина

4 - генератор

5 - первая магистраль воздушного охлаждения

6 - вторая магистраль воздушного охлаждения

7 - соединительная магистраль

8 - выхлопные газы

9 - охлаждающее устройство

10 - газовая турбина

11 - элемент управления

12 - элемент управления охлаждающим воздухом

13 - быстродействующий охладитель

14 - водный инжектор

15 - инжекторный насос

16 - обратный клапан

17, 17' - окружающий воздух

18 - фильтровальное отделение

19 - ряд регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора

20 - теплообменник

21 - измерение давления в первой точке отбора охлаждающего воздуха из компрессора

22 - измерение давления в соединительной точке

23 - впускное отверстие для рабочей среды

Claims

1. Газовая турбина (10), содержащая компрессор (1), камеру (2) сгорания, турбину (3) и систему воздушного охлаждения, которая содержит, по меньшей мере, одну первую магистраль (5) воздушного охлаждения, которая идет от первой ступени давления компрессора (1) к турбине (3), и, по меньшей мере, одну вторую магистраль (6) воздушного охлаждения, которая идет от более высокой второй ступени давления компрессора (1) к турбине (3),

отличающаяся тем, что система воздушного охлаждения газовой турбины (10) содержит соединительную магистраль (7), которая идет от второй магистрали (6) воздушного охлаждения к первой магистрали (5) воздушного охлаждения, при этом охлаждающее устройство (9), для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока, который вытекает из второй магистрали (6) воздушного охлаждения в первую магистраль (5) воздушного охлаждения, и элемент (11) управления размещены в соединительной магистрали (7).

2. Газовая турбина (10) по п. 1, отличающаяся тем, что в соединительной магистрали (7) размещен быстродействующий охладитель (13) в качестве охлаждающего устройства (9) для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока.

3. Газовая турбина (10) по п. 1, отличающаяся тем, что теплообменник (20) размещен в соединительной магистрали (7) в качестве охлаждающего устройства (9) для охлаждения вспомогательного охлаждающего воздушного потока.

4. Газовая турбина (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что инжекторный насос (15) размещен в охлаждающем устройстве (9) соединительной магистрали (7), причем впускное отверстие на стороне всасывания этого инжекторного насоса соединено с окружающей средой, а его впускное отверстие (23) для рабочей среды соединено со второй магистралью (6) воздушного охлаждения, так что может вовлекаться окружающий воздух (17'), и смесь окружающего воздуха (17) и вспомогательного охлаждающего воздуха из второй магистрали (6) воздушного охлаждения может направляться через выпускное отверстие инжекторного насоса (15) через соединительную магистраль (7) и дополнительно в первую магистраль (5) воздушного охлаждения.

5. Газовая турбина (10) по п. 4, отличающаяся тем, что впускное отверстие на стороне всасывания в инжекторном насосе (15) соединено с окружающей средой через фильтровальное отделение (18) газовой турбины (10).

6. Газовая турбина (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что обратный клапан (16) размещен в первой магистрали (5) воздушного охлаждения между компрессором (1) и соединением соединительной магистрали (7) с первой магистралью (5) воздушного охлаждения, предотвращая обратный поток вспомогательного охлаждающего воздуха из второй магистрали (6) воздушного охлаждения в компрессор (1).

7. Газовая турбина (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что элемент (12) управления охлаждающим воздухом размещен в первой магистрали (5) воздушного охлаждения между компрессором (1) и соединением соединительной магистрали (7) с первой магистралью (5) воздушного охлаждения, посредством которого первая магистраль (5) воздушного охлаждения может перекрываться между компрессором (1) и соединительной магистралью (7).

8. Способ работы газовой турбины (10), которая содержит компрессор (1) с рядом регулируемых лопаток (19) входного направляющего аппарата компрессора, камеру (2) сгорания и турбину (3), при этом газовая турбина содержит систему воздушного охлаждения, по меньшей мере, с одной первой магистралью (5) воздушного охлаждения, которая идет от первой ступени давления компрессора (1) к турбине (3), и, по меньшей мере, одной второй магистралью (6) воздушного охлаждения, которая идет от более высокой второй ступени давления компрессора (1) к турбине (3),

отличающийся тем, что при частичной нагрузке газовой турбины (10) ряд регулируемых лопаток (19) входного направляющего аппарата компрессора закрывают по сравнению с позицией при полной нагрузке и вспомогательный охлаждающий воздушный поток из второй магистрали (6) воздушного охлаждения направляют через соединительную магистраль (7), которая идет от второй магистрали (6) воздушного охлаждения к первой магистрали (5) воздушного охлаждения, причем этот вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждают в охлаждающем устройстве (9) до введения его в первую магистраль (5) воздушного охлаждения и массовым расходом этого вспомогательного охлаждающего воздушного потока управляют посредством элемента (11) управления.

9. Способ работы газовой турбины (10) по п. 8, отличающийся тем, что вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждают в быстродействующем охладителе (13), который размещен в соединительной магистрали (7), посредством впрыска воды.

10. Способ работы газовой турбины (10) по п. 8, отличающийся тем, что вспомогательный охлаждающий воздушный поток охлаждают в теплообменнике (20), который размещен в соединительной магистрали (7).

11. Способ работы газовой турбины (10) по одному из пп. 8-10, отличающийся тем, что вспомогательный охлаждающий воздушный поток вводят во впускное отверстие (23) для рабочей среды инжекторного насоса (15), который размещен в соединительной магистрали (7), окружающий воздух (17, 17') вовлекают через впускное отверстие на стороне всасывания инжекторного насоса (15), и посредством перемешивания с окружающим воздухом (17) уменьшают температуру вспомогательного охлаждающего воздушного потока, и смесь окружающего воздуха и вспомогательного охлаждающего воздушного потока вводят в первую магистраль (5) воздушного охлаждения.

12. Способ работы газовой турбины (10) по одному из пп. 8-10, отличающийся тем, что элемент (11) управления для управления вспомогательным охлаждающим воздушным потоком открывают при условии, что ряд регулируемых лопаток (19) входного направляющего аппарата компрессора закрыт в степени, которая является более значительной, чем первое предельное значение позиции регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора.

13. Способ работы газовой турбины (10) по одному из пп. 8-10, отличающийся тем, что элемент (12) управления охлаждающим воздухом, который размещен в первой магистрали (5) воздушного охлаждения между компрессором (1) и соединением соединительной магистрали (7), закрывают при условии, что ряд регулируемых лопаток (19) входного направляющего аппарата компрессора закрыт в степени, которая является более значительной, чем второе предельное значение позиции регулируемых лопаток входного направляющего аппарата компрессора.

14. Способ работы газовой турбины (10) по одному из пп. 8-10, отличающийся тем, что измеряют разность давлений между давлением в точке (21) отбора охлаждающего воздуха из компрессора, с которой соединена первая магистраль (5) воздушного охлаждения, и давлением в соединительной точке (22), в которой соединительная магистраль (7) открывается в первую магистраль (5) воздушного охлаждения, и тем, что элемент (12) управления охлаждающим воздухом закрывают, как только эта разность давлений становится отрицательной.

15. Способ работы газовой турбины (10) по одному из пп. 8-10, отличающийся тем, что при низкой частичной нагрузке ниже 10% от мощности при полной нагрузке и без нагрузки температуру газов на выходе из турбины поддерживают равной, по меньшей мере, 80% от температуры газов на выходе из турбины при полной нагрузке посредством закрытия ряда регулируемых лопаток (19) входного направляющего аппарата компрессора.