ES2288687T3 - Componente de refrigeracion abierta para una turbina de gas, camara de combustion y turbina de gas. - Google Patents
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Abstract
Componente de refrigeración abierta para una turbina de gas con una pared (20) exterior solicitada con gas caliente, que delimita al menos parcialmente un primer (15) espacio hueco para un primer medio y en la que están dispuestas aberturas (3, 12) de paso, aberturas (3, 12) de paso que por un lado desembocan en el espacio (15) hueco y por otro lado desembocan en el espacio (21) de gas caliente así como con al menos un segundo espacio hueco para mezclar adicionalmente un segundo medio que está conectado en circulación con las aberturas (3, 12) de paso, caracterizado porque el segundo espacio hueco se forma mediante canales (9, 13) de suministro previstos en la pared (20) exterior, que están conectados a través de canales (4) transversales con las aberturas (3, 12) de paso configuradas como perforación de paso, de manera que ambos medios no pueden mezclarse hasta que estén dentro de las perforaciones de paso.
Description
Componente de refrigeración abierta para una
turbina de gas, cámara de combustión y turbina de gas.
La presente invención se refiere a un componente
de refrigeración abierta para una turbina de gas con una pared
exterior solicitada con gas caliente, que delimita al menos
parcialmente un primer espacio hueco para un primer medio y en la
que están dispuestas aberturas de paso, aberturas de paso que por un
lado desembocan en el espacio hueco y por otro lado desembocan en
el espacio de gas caliente así como con al menos un segundo espacio
hueco para mezclar adicionalmente un segundo medio que está
conectado en circulación con las aberturas de paso. La invención se
refiere además a una cámara de combustión así como una turbina de
gas.
Las paredes de la cámara de combustión, así como
los álabes de turbina de gas, en el caso de un funcionamiento
conforme al uso previsto de la turbina de gas, están sometidos a un
elevado esfuerzo físico. Para hacer más resistentes la cámara de
combustión así como los álabes frente al esfuerzo elevado estos
componentes están dotados de una refrigeración. Siempre que se
emplee aire como medio de refrigeración éste se extrae con un
difusor desde un compresor conectado aguas arriba de la cámara de
combustión y se pierde el proceso de combustión. Como consecuencia
aumentan las temperaturas de llama así como las emisiones
NO_{x}.
La pared de una cámara de combustión se
refrigera o bien de manera abierta o bien de manera cerrada. La
refrigeración abierta está configurada en este caso como
refrigeración por convección, refrigeración por película o también
como refrigeración por impacto con una salida de aire de
refrigeración hacia el espacio de combustión. La refrigeración
cerrada exige un gasto de construcción más elevado y lleva a una
pérdida de presión elevada debido al guiado de aire de
refrigeración y a la propia refrigeración.
Para reducir el efecto negativo que provoca la
extracción de aire de refrigeración se conoce el añadir combustible.
En el estado de la técnica esto se conoce como calentamiento
posterior de aire de refrigeración o en un sentido más amplio como
combustión escalonada.
Para ello el documento US 5.125.793 muestra un
álabe de turbina de una turbina de gas con una pared exterior doble
que rodea un espacio hueco. En la pared exterior doble está
dispuesto un canal de circulación para aire. En el espacio hueco
circula un combustible fluido que se inyecta a través de aberturas
de paso en el canal de circulación que se encuentra en la pared
doble y allí da con un catalizador. A través del catalizador el
combustible se descompone de manera endotérmica en al menos un gas
combustible, lo que refrigera el álabe. El aire transporta los
gases hacia una salida desde la que la mezcla entra en la turbina y
allí puede quemarse.
Además, por el documento US 6.192.688 se conoce
una cámara de combustión de una turbina de gas con varios radios
huecos independientes en cuyo espacio hueco se conduce un
combustible. El espacio hueco está unido mediante aberturas con el
espacio de combustión. En un canal de suministro dispuesto en la
pared exterior de los radios se conduce adicionalmente aire a las
aberturas para obtener en conexión con el combustible una mezcla
combustible que se alimenta a la cámara de combustión para la
reducción de NO_{x} durante el funcionamiento de la turbina de
gas.
Además, por el documento US 4.347.037 se conoce
un álabe de turbina hueco en el que están instaladas aberturas de
refrigeración por película distribuidas de manera uniforme en las
paredes laterales alrededor de las que puede circular gas caliente.
Para cada abertura de refrigeración por película está previsto en
cada caso un canal de salida. En sus entradas dispuestas en la
pared de alabe desembocan en cada caso dos canales de alimentación
separados que comienzan en el espacio hueco interior del álabe de
turbina para poder conducir el aire de refrigeración necesario para
la refrigeración por película desde el espacio hueco hasta la
abertura de refrigeración por película.
Lo desventajoso en los conceptos conocidos es
que para la mezcla de aire de refrigeración y combustible debe
facilitarse un volumen en el que en los componentes pueden
inflamarse las partes de la reacción mediante inflamación
espontánea o retroceso de llama. Por ello en determinadas
circunstancias se forman procesos de operación estables de manera
que el efecto de refrigeración de la mezcla
combustible-aire se pierde o bien el componente
puede dañarse mediante la combustión que aparece en el
interior.
Por lo tanto, el objetivo de la presente
invención es indicar un componente para una turbina de gas, una
cámara de combustión así como una turbina de gas con los que pueden
reducirse las desventajas anteriormente descritas.
El objetivo se soluciona mediante las
características de la reivindicación 1. En las reivindicaciones
dependientes se indican configuraciones ventajosas.
La solución prevé que se realice un guiado
separado de medio refrigerante y combustible en canales separados.
La mezcla de estos dos medios para formar una mezcla combustible
sucede por tanto solamente poco antes de introducirse por soplado
en el gas caliente. Por tanto se impide que la mezcla combustible se
inflame en los propios componentes, es decir fuera del canal de
circulación y/o fuera de la cámara de combustión mediante retroceso
de llama o inflamación espontánea.
Esto se consigue al formarse el segundo espacio
hueco a través de canales de suministro previstos en la pared
exterior que están comunicando a través de canales transversales con
las aberturas de paso configuradas como perforación de paso, de
manera que los dos medios puedan mezclarse solamente dentro de las
perforaciones de paso.
Con la invención se propone además una cámara de
combustión para una turbina de gas con un elemento de pared que
presenta una disposición correspondiente.
La invención se aparta de la realización de dos
paredes conocida por el estado de la técnica. Por ello el segundo
espacio hueco formado hasta ahora entre la pared doble puede
integrarse ahora como canal de suministro en la pared exterior, que
se une con las aberturas de paso a través de canales transversales
separados. Con ello por tanto se crea por primera vez una
posibilidad de evitar sustancialmente de manera completa un volumen
de mezcla en el componente, por lo que puede evitarse en gran medida
retrocesos de llama e inflamación espontánea en el componente.
Además, con un componente configurado como elemento de pared de una
cámara de combustión puede reducirse un aumento de temperatura de
llama en el caso de una refrigeración abierta, dado que el aire
refrigerado a partir de ahora puede enriquecerse con combustible sin
las desventajas anteriormente descritas. La presente invención
permite por lo tanto que la corriente de aire de refrigeración pueda
elevarse sin efectos negativos en la combustión.
Con la presente invención puede conseguirse
además que pueda influirse en la acústica de llamas, especialmente
que pueda ajustarse. Para ello la abertura de paso puede estar
prevista, por ejemplo, para que el aire de refrigeración circule
hacia el espacio de combustión de la cámara de combustión. A través
del canal de suministro previsto en la pared exterior del
componente puede alimentarse combustible que se mezcla con el aire
de refrigeración al entrar en la abertura de paso y así forma una
mezcla combustible. Un retroceso de llama se evita en cuanto a que
antes de la desembocadura del canal transversal en la abertura de
paso no se presenta ninguna mezcla inflamable en uno de los canales
de suministro o en los espacios huecos. Por lo tanto pueden evitarse
los estados, parcialmente peligrosos, no deseados anteriormente
mencionados.
En una configuración adicional se propone que la
pared exterior presente una pluralidad de perforaciones de paso,
una pluralidad de canales de suministro que discurren entre las
perforaciones y una pluralidad de canales transversales adicionales
que enlazan los canales de suministro con las perforaciones de paso.
A través de la estructura a modo de red de los canales y
perforaciones puede conseguirse una uniformidad de la mezcla de
combustible y aire de refrigeración que circula en la cámara de
combustible. Además, existe la posibilidad de enfriar el componente
de manera más uniforme de manera que pueden evitarse
sobrecalentamientos locales.
Además se propone que el componente presente al
menos dos capas que pueden unirse entre sí. Así, por ejemplo, una
capa puede presentar el canal mientras que una segunda capa se forma
en el lado de la cámara de combustión a partir de un material
especialmente resistente. Puede conseguirse una elevada capacidad de
carga del componente.
Además se propone que el canal se instale en al
menos una superficie de capa de una de las capa en el lado de la
unión. El canal puede instalarse de esta manera mediante fresado o
procedimientos de remoción de material similares en la superficie
de una capa, formándose canales cerrados al unirse las capas
adyacentes. El canal puede instalarse por ello en el componente
mediante procedimientos conocidos así como también económicos.
En una configuración adicional ventajosa se
propone que el espacio hueco pueda unirse con una primera fuente de
fluidos y el canal de suministro puede unirse con una segunda fuente
de fluidos. Ambos fluidos, es decir, medios puede emplearse para
refrigerar el álabe de manera que se reduce el caudal de aire
necesario para la refrigeración. El proceso de combustión dispone
de una cantidad de aire mayor, de manera que pueden reducirse altas
temperaturas de llama así como la emisión de NO_{x}. El mismo
principio que para el elemento de pared de la cámara de combustión
sirve esencialmente de base para el álabe. Tampoco en este caso
existe fundamentalmente ningún volumen de mezcla, de manera que el
retroceso de llama y la inflamación espontánea pueden evitarse en
gran medida. La fiabilidad de la turbina de gas con respecto a
álabes defectuosos puede aumentarse. Tal como también en el caso de
la cámara de combustión, la corriente de aire de refrigeración puede
aumentarse sin efectos negativos en la combustión y la acústica de
llamas puede ajustarse.
Con la invención se propone además que una de
las dos fuentes de fluido sea una fuente de medios de oxidación y
la otra fuente de fluido sea una fuente de combustible. De manera
ventajosa puede conseguirse que una mezcla inflamable se origine
solamente en la zona de la desembocadura de la abertura de paso en
el canal de circulación de la turbina de gas si la desembocadura de
los canales está dispuesta lo suficientemente cerca de la
desembocadura de la abertura de paso en el canal de
circulación.
La invención propone también una turbina de gas,
presentando la turbina de gas una cámara de combustión según la
invención. Los efectos negativos, tal como se han descrito
anteriormente, pueden reducirse en gran medida mediante la
alimentación de combustible, permitiendo la cámara de combustión
según la invención un funcionamiento seguro con respecto a la
inflamación espontánea y el retroceso de llama. Además, de manera
ventajosa puede influirse en la acústica de llama para reducir
solicitaciones y desgaste condicionados por ello.
La invención propone además una turbina de gas
con un componente configurado como álabe. El efecto de refrigeración
para el álabe de la unidad de turbina que puede estar configurado
como álabe director estacionario así como también como álabe de
rodete giratorio puede mejorarse mediante el aumento de la
circulación de aire de refrigeración, pudiendo evitarse en gran
medida los efectos negativos en la combustión. También con esta
configuración según la invención puede ejercerse una influencia en
el ajuste de la acústica de llama. Pueden reducirse adicionalmente
fenómenos de desgaste.
En la siguiente descripción de ejemplos de
realización pueden deducirse ventajas y características adicionales.
Los elementos fundamentalmente invariables están indicados con los
mismos números de referencia. Además se remite a la descripción del
ejemplo de realización de la figura 1 con respecto a características
y funciones iguales.
Muestran:
la figura 1, un corte a través de un elemento de
pared según la invención para una cámara de combustión,
la figura 2, un corte a través del elemento de
pared en la figura 1 a lo largo de una línea
I-I,
la figura 3, una representación esquemática de
un sistema de canales en un elemento de pared según la presente
invención,
la figura 4, una representación esquemática de
un álabe en un canal de circulación de una turbina de gas y
la figura 5, un corte a través de un álabe según
la invención.
La figura 1 muestra un corte a través de un
componente configurado según la invención como elemento 2 de pared
con una pluralidad de aberturas 3 de paso a través de las cuales
puede entrar aire de refrigeración en la cámara de combustión. El
elemento 2 de pared presenta además canales 4 transversales que
desembocan con un extremo en cada caso en una abertura 3 de paso. A
través de canales 9 de unión puede alimentarse un combustible
fluido que se conduce a través de los canales 4 transversales a las
aberturas 3 de paso y allí se introduce en la corriente del aire de
refrigeración. La figura 2 ilustra este sistema de canales para la
alimentación de combustible. El elemento 2 de pared presenta dos
capas 6, 7 que pueden unirse entre sí. En la superficie de capa de
la capa 6 en el lado de la unión está instalado el sistema de canal
mediante fresado. A través de la unión de las capas 6 y 7 se forman
canales 4 y 9 cerrados.
La figura 3 muestra una vista desde arriba de la
superficie de la capa 6 del elemento 2 de pared en la que están
instalados los canales 4 y 9. El canal 9 de unión está configurado
de manera que forma una pieza con el elemento de pared.
En la presente configuración la cámara de
combustible esta construida de manera modular a partir de una
pluralidad de elementos 2 de pared. El elemento 2 de pared puede
emplearse de manera ventajosa como escudo térmico, revestimiento y
similares.
En la figura 4 está representado
esquemáticamente un fragmento de un canal de circulación de una
turbina de gas en la que está dispuesto un álabe 10. En el espacio
21 de gas caliente configurado como canal 11 de circulación
desembocan aberturas 12 de paso, estando indicadas esquemáticamente
en su zona de desembocadura desembocaduras de canales 13
transversales.
La figura 5 muestra un corte a través de un
álabe 10 de este tipo. En esta configuración, una pared 14 de álabe
rodea un espacio 15 hueco, estando dotada la pared 17 de álabe con
aberturas 12 de paso. A través del espacio 15 hueco puede
alimentarse aire de refrigeración, que sale a través de las
aberturas 12 de paso hacia el canal 11 de circulación. La pared 14
de álabe está dotada además de un sistema de canales 13 de
suministro, que están unidos a través de canales 4 transversales en
cada caso con las aberturas 12 de paso. Los canales 13 de
suministro están conectados con una fuente de combustible conforme a
la técnica de corriente. En esta configuración, el álabe 14 está
construido en dos capas, que consisten en una capa 16 exterior así
como en una capa 17 interior que forma el espacio 15 hueco. La capa
17 interior presenta en su lado orientado hacia la capa 16
entalladuras realizadas mediante fresado, que forman el sistema de
canales con los canales 13 de suministro.
Según la invención, se conduce aire en forma de
aire de refrigeración para el álabe 10 a través de las aberturas 12
de paso como medio de oxidación hacia el canal 11 de circulación. En
la desembocadura del canal 13 transversal se introduce el
combustible fluido en las aberturas 12 de paso de la pared 14 de
álabe, de manera que se forma una mezcla inflamable.
En cuanto al elemento 2 de pared de la cámara de
combustión se conduce aire como medio de refrigeración y medio de
oxidación a través de la abertura 3 de paso del elemento 2 de pared
en la cámara de combustión. Al mismo tiempo, en la circulación de
aire de refrigeración en la zona de la desembocadura 5 de canal del
canal 4 transversal se introduce un combustible fluido en el aire
de refrigeración, de manera que aparece también una mezcla
inflamable.
De lo anterior resulta que la mezcla inflamable
no se forma antes de la zona de la desembocadura de las aberturas
3, 12 de paso en la cámara de combustión o en el canal 11 de
circulación de la turbina de gas. De esta manera se impide un
retroceso de llama en el sistema de canales respectivo con los daños
que ello provoca. Mediante la modificación encauzada de la
alimentación de combustible puede influirse además en la acústica de
llama. Esto repercute también ventajosamente en el desgaste y en la
fiabilidad de la turbina de gas.
Los ejemplos de realización representados en las
figuras sirven únicamente para la explicación de la invención y no
son limitativos de la misma. Por tanto puede variarse especialmente
el número y la disposición de los canales y aberturas de paso así
como el procedimiento de fabricación, sin perder el alcance de
protección de la invención. Un uso de otros fluidos distintos del
aire, tal como nitrógeno, dióxido de carbono o también sustancias
fluidas también puede preverse en el marco de la invención.
Especialmente, también comprende una combinación de un sistema de
refrigeración ya existente con la presente invención.
Claims (10)
1. Componente de refrigeración abierta para una
turbina de gas con una pared (20) exterior solicitada con gas
caliente, que delimita al menos parcialmente un primer (15) espacio
hueco para un primer medio y en la que están dispuestas aberturas
(3, 12) de paso, aberturas (3, 12) de paso que por un lado
desembocan en el espacio (15) hueco y por otro lado desembocan en
el espacio (21) de gas caliente así como con al menos un segundo
espacio hueco para mezclar adicionalmente un segundo medio que está
conectado en circulación con las aberturas (3, 12) de paso,
caracterizado porque el segundo espacio hueco se forma
mediante canales (9, 13) de suministro previstos en la pared (20)
exterior, que están conectados a través de canales (4) transversales
con las aberturas (3, 12) de paso configuradas como perforación de
paso, de manera que ambos medios no pueden mezclarse hasta que
estén dentro de las perforaciones de paso.
2. Componente según la reivindicación 1,
caracterizado porque la pared (20) exterior presenta una
pluralidad de perforaciones de paso, una pluralidad de canales (9,
13) de suministro que discurren entre las perforaciones y una
pluralidad de canales (4) transversales adicionales que enlazan los
canales (9, 13) de suministro con las perforaciones de paso.
3. Componente según la reivindicación 1 o 2,
caracterizado porque la pared (2) exterior presenta al menos
dos capas (6, 7, 16, 17) que pueden unirse entre sí.
4. Componente según la reivindicación 1, 2 o 3,
caracterizado porque los canales (4, 9, 13) entre las dos
capas (6, 7) están incorporados en al menos una superficie (6) de
capa.
5. Componente según una de las reivindicaciones
1 a 4, caracterizado porque el primer espacio (15) hueco
puede unirse con una primera fuente de fluido y los canales (9, 13)
de suministro con una segunda fuente de fluido.
6. Componente según la reivindicación 5,
caracterizado porque una de las dos fuente de fluido es una
fuente de medio de oxidación y la otra fuente de fluido es una
fuente de combustible.
7. Componente según una de las reivindicaciones
1 a 4, caracterizado porque el componente es un elemento (2)
de pared de una cámara de combustión o un álabe (10) de una turbina
de gas.
8. Cámara de combustión para una turbina de gas
con un componente configurado como elemento (2) de pared según una
de las reivindicaciones 1 a 7.
9. Turbina de gas con una cámara de combustión
según la reivindicación 8.
10. Turbina de gas con un componente configurado
como álabe según una de las reivindicaciones 1 a 7.
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| US8959886B2 (en) * | 2010-07-08 | 2015-02-24 | Siemens Energy, Inc. | Mesh cooled conduit for conveying combustion gases |
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| GB2049152B (en) * | 1979-05-01 | 1983-05-18 | Rolls Royce | Perforate laminated material |
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| GB2310896A (en) * | 1996-03-05 | 1997-09-10 | Rolls Royce Plc | Air cooled wall |
| US6047550A (en) * | 1996-05-02 | 2000-04-11 | General Electric Co. | Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel |
| DE19737845C2 (de) | 1997-08-29 | 1999-12-02 | Siemens Ag | Verfahren zum Herstellen einer Gasturbinenschaufel, sowie nach dem Verfahren hergestellte Gasturbinenschaufel |
| US20030024234A1 (en) * | 2001-08-02 | 2003-02-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Secondary combustor for low NOx gas combustion turbine |
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