ТЕХНОЛОГИЯ УПРАВЛЕНИЯ РАБОЧИМ РЕЖИМОМ СИСТЕМЫ СГОРАНИЯ ПУТЕМ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ПИЛОТНОГО ВОЗДУХА

Настоящее изобретение в целом относится к технологии управления рабочим режимом систем сгорания, и более конкретно к технологии управления рабочим режимом системы сгорания путем использования пилотного воздуха.

В газотурбинном двигателе целью является определение оптимального топливного разделения между пилотным топливом и основным топливом, которые впрыскиваются в камеру сгорания, так чтобы могла быть достигнута наилучшая работа газотурбинного двигателя. Топливное разделение между пилотным топливом и основным топливом в общем представлено стандартной кривой разделения, которая показывает отношение пилотного топлива к общему топливу (то есть основному топливу плюс пилотному топливу), рекомендованное для различных уровней нагрузки или температур при запуске. В частности, следует избегать высоких температур металла, таких как высокие температуры сопла/поверхности горелки, и высокой динамики в камере сгорания, в то же время требуется увеличение надежности двигателя при возможном низком выбросе загрязняющих веществ, таких как оксиды азота. Например, низкие выбросы оксидов азота могут быть достигнуты на основе использования бедной смеси основного топлива и воздуха с огромным опытом по известной системе сгорания.

Однако на практике рабочий режим систем сгорания не точно соответствует стандартной карте разделения и склонен смещаться в нежелательные области работы, вследствие множества причин, которые невозможно точно предсказать во время создания стандартной карты разделения. Некоторыми причинами являются используемый тип топлива, который по существу отличается от одного типа к другому, а также внутри одного типа вследствие отличных процентных отношений компонентов, изменяющихся окружающих условий, непреднамеренных колебаний нагрузки и так далее, и тому подобное. Для решения этой проблемы были придуманы несколько технологий для мониторинга и управления рабочим режимом в реальном времени, которые позволяют изменять или регулировать, относительно стандартного разделения, предлагаемого стандартной кривой разделения, соотношение пилотного топлива и основного топлива для того, чтобы направить рабочий режим через постепенно увеличивающуюся нагрузку и исключить нежелательные области работы.

WO 2007/082608 раскрывает установку сгорания, включающую в себя линию подачи поступающего топлива, которая подает топливо во множество топливопроводов к одной или более горелкам. Горелка ограничивает объем камеры сгорания. Датчик температуры расположен в установке, для того чтобы получать информацию о температуре, относящуюся к отдельной части установки, перегрев которой должен быть предотвращен. Установка также включает в себя устройство управления, которое регистрирует выходной сигнал датчика температуры и, в зависимости от этого выходного сигнала, изменяет подачи топлива к одной или более горелкам так, чтобы поддерживать температуру отдельной части ниже наибольшего значения, в то же время поддерживая топливо в линии подачи поступающего топлива по существу постоянным. Блок управления также стремится настроить режимы работы установки так, чтобы колебания давления удерживались ниже наибольшего значения.

EP 2442031 A1 раскрывает блок управления устройством сгорания и устройство сгорания, например газовую турбину, которые определяют на основе по меньшей мере одного рабочего параметра находится ли устройство сгорания в заданном режиме работы. В ответ на это, формируется управляющий сигнал, выполненный с возможностью настройки соотношения по меньшей мере двух различных потоков подаваемого топлива на заданное значение за заданное время в случае, если устройство сгорания находится в заданный режим работы.

WO 2011/042037 A1 раскрывает установку сгорания с устройством управления, выполненным с возможностью изменения подачи топлива к одной или более горелкам на основе информации о температуре, информации о давлении и дополнительной информации. Дополнительная информация показывает развитие в течение времени сигнала о временном интервале, заданного информацией о времени, чтобы поддерживать температуру требуемой части, подлежащей защите, ниже заданного верхнего предела температуры и для чтобы поддерживать изменения давления в пределах объема камеры сгорания ниже заданного верхнего предела изменения давления, в то же время поддерживая общую подачу топлива в линии подачи топлива по существу постоянной.

WO 2015/071079 A1 раскрывает способ интеллектуального управления с возможностью мониторинга прогнозных выбросов. Описание приведено для системы камеры сгорания для газотурбинного двигателя, имеющей камеру сгорания, в которую пилотное топливо и основное топливо выполнены с возможностью впрыска и воспламенения, в которой отработавший газ, образованный сгоревшим пилотным топливом и сгоревшим основным топливом, выполнен с возможностью выпуска из камеры сгорания. Блок управления соединен с блоком управления топлива для регулировки доли пилотного топлива. Блок управления выполнен с возможностью определения прогнозируемой концентрации загрязняющего вещества в отработавшем газе на основе сигнала о температуре, сигнала о топливе, сигнала о массовом расходе и соотношения топливного разделения.

Все вышеупомянутые технологии направляют рабочий режим системы сгорания или системы камеры сгорания, изменяя соотношение пилотного топлива и основного топлива для различных уровней нагрузки. Однако эти изменения приводят ко множеству колебаний подачи пилотного топлива, помимо колебаний, содержащихся в стандартной кривой разделения, и таким образом являются непредпочтительными для работы системы сгорания и для газотурбинного двигателя, имеющего систему сгорания. Более того, при применении вышеупомянутых технологий, так как в некоторых случаях требуется увеличивать подачу пилотного топлива, всегда существует вероятность достижения более высоких температур, вследствие обогащения пилотным топливом, что приводит к более высоким выбросам.

Таким образом, задача настоящего описания состоит в обеспечении технологии, которая достигает благоприятных эффектов управления или направления рабочего режима агрегата сгорания или системы сгорания, не основываясь только на изменениях количеств пилотного топлива относительно количеств основного топлива. Также задача настоящего описания состоит в обеспечении технологии, которая позволяет управлять или направлять рабочий режим системы сгорания, не изменяя соотношение пилотное топливо/основное топливо в дополнение к технологиям, например вышеупомянутым технологиям, которые управляют или направляют рабочий режим системы сгорания, изменяя соотношение пилотное топливо/основное топливо. В результате технология настоящего описания может быть использована независимо от или в дополнение к вышеупомянутым технологиям, например для дополнительной настройки или точной настройки или дополнительного управления рабочим режимом.

Вышеописанная задача достигается способом управления соотношением пилотное топливо/пилотный воздух, предоставляемым для горелки системы сгорания, для изменения рабочего режима системы сгорания по п.1, машиночитаемым носителем данных по п.11, компьютерной программой по п.12, системой сгорания по п.13 и газотурбинным двигателем по п.16 настоящей технологии. Преимущественные варианты выполнения настоящей технологии обеспечены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Настоящая технология использует новую идею использования пилотного воздуха для управления характеристиками горения или для настройки характеристик горения. Рабочий режим системы сгорания, также называемой агрегатом сгорания, или системой камеры сгорания, или блоком камеры сгорания, или просто камерой сгорания, или системой горелок, регулируется посредством управляемого введения пилотного воздуха, либо предварительно смешанного с пилотным топливом, либо частично предварительно смешанного с пилотным топливом, либо впрыскиваемого через торец горелки из одного или более отдельных отверстий для впрыска непосредственно рядом с отверстиями для впрыска пилотного топлива. В обычной камере 15 сгорания для газотурбинных двигателей, как показано на ФИГ 2, воздух подается через завихритель 29 и первоначально смешивается с основным топливом, чтобы образовать предварительно смешанные горючие реагенты, содержащие основное топливо и воздух. В стандартной технологии управления рабочим режимом камер 15 сгорания обычно воздух не подается в качестве пилотного воздуха и следовательно пилотный воздух не используется.

Термин 'пилотный воздух', используемый в настоящем описании, означает воздух, который вводится вместе с пилотным топливом, и может не включать в себя воздух, вводимый через завихритель 29 (как показано на ФИГ 2), или воздух, вводимый через другие впускные отверстия для воздуха, связанные с основной горелкой или камерой сгорания. Более того, термин 'пилотный воздух' включает в себя, но не ограничивается им, воздух, вводимый через торец горелки системы сгорания или горелок в сборе, в отношении которых настоящая технология применяется, например, 'пилотный воздух' является воздухом, вводимым через торец горелки, который имеет одон или более отверстий для впрыска пилотного топлива.

Например, 'пилотный воздух' является воздухом, вводимым через торец горелки, который имеет одно или более отверстий для впрыска пилотного топлива (через которые вводится пилотное топливо) и одно или более других новых отверстий, называемых отверстиями для нагнетания пилотного воздуха, через которые вводится воздух, то есть пилотный воздух, и в котором отверстия для впрыска пилотного топлива и отверстия для нагнетания пилотного воздуха находятся на одной поверхности торца горелки. Еще одним примером 'пилотного воздуха' является воздух, который предварительно смешивается с пилотным топливом, и затем смесь пилотного топлива и пилотного воздуха, то есть предварительно смешанные пилотное топливо и пилотный воздух вводится через одно или более отверстий в объем камеры сгорания.

Настоящая технология использует по меньшей мере два параметра, а именно первый параметр и второй параметр. В общем, эти параметры являются факторами (коэффициентами), которые определяют или задают режимы работы системы сгорания. Два параметра являются такими факторами, например температура внутри камеры сгорания системы сгорания или амплитуда давления в объеме камеры сгорания, которые независимо или во взаимодействии стремятся сместить рабочий режим системы сгорания по направлению к нежелательным областям работы газотурбинного двигателя, имеющего систему сгорания, в целом и системы сгорания газотурбинного двигателя в частности. Рабочий режим является конкретной точкой в пределах рабочей характеристики или работы системы сгорания и горения, имеющее место в системе сгорания. Эта точка вследствие свойств системы сгорания и других компонентов газотурбинного двигателя, таких как массовый расход, температуры при запуске и так далее, зависит от внешних воздействий на газотурбинный двигатель, например качества используемого топлива, температуры окружающей среды и так далее. Нежелательная область(-сти) работы являются такими режимами, в которых работа нежелательна, то есть сжигание топлива или работа системы сгорания. Две нежелательные области, но не ограничиваясь ими, могут являться нежелательными областями, которые имеют противофазный эффект, то есть в то время как рабочий режим смещается в направлении от одной из нежелательных областей, он смещается по направлению к другой нежелательной области, и наоборот. Более того, нежелательные области по меньшей мере частично не перекрываются и таким образом позволяя рабочему режиму смещаться в требуемую область(-сти) работы при смещении из одной нежелательной области и по направлению к другой нежелательной области.

Первым примером нежелательной области, но не ограничиваясь им, могут служить высокие температуры сопла горелки, так как горение топлива при высоких температурах сопла делает работу нежелательной, поскольку повышает уровень выбросов (таких как оксиды азота, оксид углерода и так далее) в отработавших газах, поступающих из объема камеры сгорания, и это нежелательно. Более того, высокие температуры или перегрев одной или более частей системы сгорания, для настоящего примера сопла горелки или поверхности горелки, снижает срок службы и неблагоприятно воздействует на конструктивную целостность части. Еще одним примером нежелательной области, но не ограничиваясь ею, может служить высокая динамика в объеме камеры сгорания или камере сгорания системы сгорания, так как работа системы сгорания в высоко динамическом режиме также делает работу нежелательной, поскольку также снижает срок службы и неблагоприятно воздействует на конструктивную целостность различных частей, связанных с объемом камеры сгорания. Более того, высокая динамика увеличивает вероятность срыва пламени.

Первый параметр может, например, являться одним из температуры части системы сгорания и давления в определенном месте объема камеры сгорания системы сгорания, и второй параметр может являться другим из температуры части системы сгорания и давления в определенном месте объема камеры сгорания системы сгорания.

Когда первый параметр является температурой части системы сгорания, далее также называемой частью, тогда 'заданный верхний предел первого параметра' будет означать 'заданный верхний предел температуры' части, то есть значение, представляющее наибольшую температуру части системы сгорания, которая допустима для работы системы сгорания при данном уровне нагрузки и/или режиме работы системы сгорания. Любое значение температуры для части или части, которое превышает или больше 'заданного верхнего предела первого параметра', то есть 'заданного верхнего предела температуры', будет нежелательным (так как вызывает термическое повреждение части и/или высокие выбросы в отработавших газах из объема камеры сгорания) и следовательно неприемлемо для работы системы сгорания. Более того, когда второй параметр является давлением в определенном месте объема камеры сгорания системы сгорания, далее также называемым определенное место, тогда 'заданный верхний предел второго параметра' будет означать 'заданный верхний предел давления' в определенном месте, то есть значение, представляющее собой предельное давление в определенном месте, которое допустимо для работы системы сгорания при данном уровне нагрузки и/или режиме работы системы сгорания. Любое значение давления для определенного места или в определенном месте, которое превышает или больше 'заданного верхнего предела второго параметра', то есть 'заданного верхнего предела давления', будет нежелательным (так как вызывает высокую динамику или срыв пламени) и следовательно неприемлемо для работы камеры сгорания.

Альтернативно, когда второй параметр является температурой части, тогда 'заданный верхний предел второго параметра' будет означать 'заданный верхний предел температуры' части, то есть наибольшую температуру части системы сгорания, которая допустима для работы системы сгорания при данном уровне нагрузки и/или режиме работы системы сгорания. Любое значение температуры для части или части, которое превышает или больше 'заданного верхнего предела второго параметра', то есть 'заданного верхнего предела температуры', будет нежелательным (так как вызывает термическое повреждение части и/или высокие выбросы в отработавших газах из объема камеры сгорания) и следовательно неприемлемо для работы системы сгорания. Более того, когда первый параметр является давлением в определенном месте, тогда 'заданный верхний предел первого параметра' будет означать 'заданный верхний предел давления' в определенном месте, то есть предельное давление в определенном месте, которое допустимо для работы системы сгорания при данном уровне нагрузки и/или режиме работы системы сгорания. Любое значение давления для определенного места или в определенном месте, которое превышает или больше 'заданного верхнего предела первого параметра', то есть 'заданного верхнего предела давления', будет нежелательным (так как вызывает высокую динамику или срыв пламени) и следовательно неприемлемо для работы системы сгорания.

'Заданный верхний предел температуры' предварительно задан или известен, то есть определен или вычислен, или известен до применения настоящей технологии, например до выполнения способа по настоящей технологии или до приведения в действие системы сгорания по настоящей технологии, и зависит от множества факторов, таких как тип части, состав материала части, функция части, положение части относительно других компонентов системы сгорания, форма или конструкция системы сгорания, режим работы системы сгорания, верхний предел температуры, известный для подобных частей в подобных или отличных блоках камеры сгорания, комбинация одного или более предшествующих факторов, и так далее, и тому подобное.

'Заданный верхний предел давления' предварительно задан или известен, то есть определен или вычислен, или известен до применения настоящей технологии, например до выполнения способа по настоящей технологии или до приведения в действие системы сгорания по настоящей технологии, и зависит от множества факторов, таких как положение определенного места относительно объема камеры сгорания, форма или конструкция камеры сгорания, ограничивающая объем камеры сгорания, режим работы системы сгорания, верхний предел давления, известный для подобных определенных мест в подобных или отличных блоках камеры сгорания, комбинация одного или более предшествующих факторов, и так далее, и тому подобное.

'Заданный верхний предел температуры' предварительно задан или известен при проектировании части в частности и системы сгорания в целом, и может быть задан путем испытания части в частности и системы сгорания в целом, которое может быть выполнено физически или путем моделирования. Аналогично, 'заданный верхний предел давления' предварительно задан или известен при проектировании камеры сгорания в частности и системы сгорания в целом, и может быть задан путем испытания камеры сгорания в частности и системы сгорания в целом, которое может быть выполнено физически или путем моделирования. 'Заданный верхний предел температуры' и 'заданный верхний предел давления' могут быть обеспечены или подлежать определению из характеристик, документации или баз данных, связанных с или обеспечиваемых с системой сгорания, например 'заданный верхний предел температуры' и 'заданный верхний предел давления' могут подлежать определению из карты разделения (отношения пилотного топлива к общему топливу, соответствующего различным температурам при запуске) для системы сгорания.

Более того, в настоящей технологии термин 'значение' первого или второго параметра означает показание или сигнал, который обозначает или представляет собой алгебраический термин, такой как величина, количество или количество параметров, например числовое количество, представляющее собой величины параметра. Считается, что значение параметра 'равно' 'заданному верхнему пределу' упомянутого параметра, когда значение является сравнительно таким же по величине, как заданный верхний предел, например если заданный верхний предел температуры составляет 1500 K, тогда считается, что значение температуры, такое как 1500 K, равно заданному верхнему пределу температуры. Аналогично считается, что значение параметра 'превышает' 'заданный верхний предел' упомянутого параметра, когда значение сравнительно больше или выше по величине, чем заданный верхний предел, например если заданный верхний предел температура составляет 1500 K, тогда считается, что 1600 K, то есть значение температуры, превышает заданный верхний предел температуры.

Первый параметр и его значение при данном условии может быть зарегистрировано путем использования подходящего датчика для регистрации первого параметра, например когда первый или второй параметр является температурой части, значением параметра будет является показание температуры, обеспеченное датчиком температуры, например термопарой, обеспечивающей показание температуры сопла горелки или поверхности горелки, когда сопло горелки или поверхность горелки является частью.

Второй параметр и его значение при данном условии может быть зарегистрировано путем использования подходящего датчика для регистрации второго параметра, например когда первый или второй параметр является давлением в определенном месте, значением параметра будет являться показание, обеспеченное подходящим датчиком, который регистрирует или определяет или считывает информацию, характеризующую давление в определенном месте, например датчик вибрации, обеспечивающий показания величины в определенном месте, когда показания величины характеризуют или показывают давление в определенном месте.

В первом аспекте настоящей технологии, представлен способ управления соотношения пилотное топливо/пилотный воздух, обеспеченный для горелки системы сгорания. Пилотное топливо и пилотный воздух обеспечиваются в горелку в соотношении пилотного топлива/пилотного воздуха через линию подачи пилотного топлива и линию подачи пилотного воздуха соответственно. В способе на этапе (a) определяется, что значение первого параметра равно или превышает заданный верхний предел первого параметра или нет. Первый параметр является фактором или признаком, который стремится сместить рабочий режим системы сгорания по направлению к первой нежелательной области работы. Значение первого параметра определяется, в то время как пилотное топливо и пилотный воздух, предоставляемые к горелке, имеют упомянутое соотношение. После этого, на этапе (b) только, если значение первого параметра, определенное таким образом, равно или превышает заданный верхний предел первого параметра, тогда упомянутое соотношение изменяется на первое соотношение пилотного топлива/пилотного воздуха, обеспеченные к горелке, так чтобы уменьшить значение первого параметра ниже заданного верхнего предела первого параметра. Следовательно, в результате этапа (b) может иметь место первое соотношение, или по-прежнему может продолжать иметь место упомянутое соотношение. Можно отметить, что имеет ли место упомянутое соотношение, поддерживаемое после этапа (b), или имеет место первое соотношение после этапа (b), в любом случае под соотношением пилотного топлива и пилотного воздуха может пониматься первое соотношение.

После этапа (b) выполняется этап (c), на котором определяется, если значение второго параметра равно или превышает заданный верхний предел второго параметра. Второй параметр является фактором или признаком, который стремится сместить рабочий режим системы сгорания по направлению ко второй нежелательной области работы. Значение второго параметра определяется, в то время как пилотное топливо и пилотный воздух, предоставляемые к горелке, имеют первое соотношение. Наконец, выполняется этап (d), на котором первое соотношение изменяется на второе соотношение пилотного топлива/пилотного воздуха, так чтобы уменьшить значение второго параметра ниже заданного верхнего предела второго параметра. Первое соотношение изменяется на второе соотношение, только если значение второго параметра, определенное таким образом, равно или превышает заданный верхний предел второго параметра.

Таким образом, изменяя соотношение пилотного топлива и пилотного воздуха, обеспеченные к горелке, в частности останавливая, инициируя, увеличивая и/или уменьшая поток пилотного воздуха к горелке, происходит управление рабочим режимом так, чтобы исключить попадание рабочего режима в нежелательные области работы. Например, когда соотношение пилотного топлива и пилотного воздуха увеличивается, например поток пилотного воздуха останавливается или уменьшается по сравнению с потоком пилотного топлива, пилотное топливо либо смешивается предварительно не полностью, либо является более богатым, и таким образом приводит к горению, которое снижает динамику, и таким образом рабочий режим смещается в направлении от нежелательной области с высокой динамикой горения. С другой стороны, когда соотношение пилотного топлива и пилотного воздуха уменьшается, например поток пилотного воздуха инициируется или увеличивается по сравнению с потоком пилотного топлива, пилотное топливо либо смешивается предварительно полностью, либо является более бедным, и таким образом приводит к горению, которое происходит при более низких температурах, и таким образом рабочий режим смещается в направлении от нежелательной области высоких температур сопла, приводя к более низким выбросам. Таким образом, используя способ по настоящей технологии, достигается работа системы сгорания в пределах требуемой области работы.

Способ управления соотношением пилотное топливо/пилотный воздух, обеспеченных к горелке системы сгорания, может содержать этап предварительного смешивания пилотного топлива и пилотного воздуха в требуемом соотношении пилотного топлива и пилотного воздуха. Этот этап предварительного смешивания может быть проведен в камере предварительного смешивания, причем камера предварительного смешивания образована в пилотной горелке. Этот этап предварительного смешивания пилотного топлива и пилотного воздуха в требуемом соотношении пилотного топлива и пилотного воздуха проводится до впрыска смеси в пилотную камеру сгорания системы сгорания. Требуемая и предварительно смешанная смесь в соотношении пилотное топливо/пилотный воздух затем впрыскивается в пилотную камеру сгорания системы сгорания.

В варианте выполнения способа, первый параметр является температурой части системы сгорания, и второй параметр является давлением в определенном месте объема камеры сгорания системы сгорания. В сходном варианте выполнения способа, этап (a) включает в себя этап регистрации температуры части системы сгорания, и этап (c) - этап регистрации информации о давлении, показывающей давление в определенном месте объема камеры сгорания.

В другом варианте выполнения способа, первый параметр является давлением в определенном месте объема камеры сгорания, и второй параметр является температурой части системы сгорания. В сходном варианте выполнения способа, этап (a) включает в себя этап регистрации информации о давлении, показывающей давление в определенном месте объема камеры сгорания, и этап (c) включает в себя этап регистрации температуры части системы сгорания.

В другом варианте выполнения, способ включает в себя перед этапом (a) этап определения уровня нагрузки во время работы системы сгорания для подачи нагрузки на газовую турбину. В этом варианте выполнения, этапы (a) - (d) выполняются, если уровень нагрузки, определенный таким образом, равен или превышает заданный уровень нагрузки, при котором требуется выполнять этапы (a) - (d). Таким образом, настоящий способ осуществляется после того, как система сгорания достигает заданного уровня нагрузки. Таким образом, способ позволяет сформировать устойчивое пилотное пламя на самых начальных режимах запуска системы сгорания.

В другом варианте выполнения, система сгорания подает нагрузку, способ включает в себя этап (e) выполнения одной или более итераций этапов (a) - (d). Когда этапы (a) - (d) выполняются в первый раз, это один случай, и они называются первый набор этапов (a) - (d). Когда выполнена одна итерация этапов (a) - (d), тогда, в дополнение к первому набору, существует второй набор этапов (a) - (d). Первый набор и второй набор выполняются при различных уровнях нагрузок во время работы системы сгорания. Таким образом, способ выполняется при различных нагрузках, и может быть выполнен непрерывно с итерациями, выполняемыми постепенно в последовательных диапазонах нагрузки, или может быть прерывающимся, где по меньшей мере одна итерация выполняется при отличном уровне нагрузки по сравнению с уровнем нагрузки, при которой выполняется первый набор, но итерации не выполняются при уровнях нагрузки между двумя уровнями нагрузки, где выполняются первый набор и итерации.

В варианте выполнения, альтернативном вышеупомянутому варианту выполнения, способ включает в себя этап (e) выполнения одной или более итераций этапов (a) - (d). В этом варианте выполнения, одна или более итераций включают в себя по меньшей мере третий набор этапов (a) - (d) и четвертый набор этапов (a) - (d), выполняемых последовательно после четвертого набора, то есть при одинаковом уровне нагрузки. Для этого варианта выполнения, на этапе (a) четвертого набора упомянутое соотношение определяется как второе соотношение этапа (d) третьего набора. Это обеспечивает возможность повторения этапов (a) - (d) один или более раз при таких же уровнях нагрузки.

В другом варианте выполнения, система сгорания подает нагрузку, и способ включает в себя этап (f) выполнения одной или более итераций этапов (a) - (e). Когда выполнена одна итерация этапов (a) - (e), тогда, в дополнение к первому набору этапов (a) - (e), существует второй набор этапов (a) - (e). Первый набор этапов (a) - (e) и второй набор этапов (a) - (e) выполняются при различных уровнях нагрузок во время работы системы сгорания. Таким образом, способ выполняется при различных нагрузках, и может быть выполнен непрерывно с итерациями, выполняемыми постепенно в последовательных диапазонах нагрузки, или может быть прерывающимся, где по меньшей мере одна итерация выполняется при отличном уровне нагрузки по сравнению с уровнем нагрузки, при которой выполняется первый набор, но итерации не выполняются при уровнях нагрузки между двумя уровнями нагрузки, где выполняются первый набор и итерации.

В другом варианте выполнения способа, при изменении упомянутого соотношения на первое соотношение на этапе (b) и/или при изменении первого соотношения на второе соотношение на этапе (d), изменение выполняется посредством изменения скорости потока пилотного воздуха, предоставляемого к горелке, и посредством поддерживания скорости потока пилотного топлива, предоставляемого к горелке. Таким образом поток пилотного топлива поддерживается постоянным. Это обеспечивает преимущество использования способа по настоящей технологии в дополнение к любым из известных в настоящее время способов, которые управляют рабочим режимом путем изменения соотношения пилотного топлива и основного топлива.

Во втором аспекте настоящей технологии, представлен машиночитаемый носитель данных, имеющая сохраненные команды, выполняемые одним или более процессорами компьютерной системы, в которой выполнение команд вызывает выполнение компьютерной системой способа согласно первому аспекту настоящей технологии. В третьем аспекте настоящей технологии, представлена компьютерная программа, которая выполняется одним или более процессорами компьютерной системы и осуществляет способ согласно первому аспекту настоящей технологии. Компьютерная программа может быть реализована в виде машиночитаемого набора команд с помощью любого подходящего языка программирования, такого как, например, JAVA, C++, и может храниться на машиночитаемом носителе (съемный диск, энергозависимая или энергонезависимая память, встроенная память/процессор и так далее). Набор команд выполнен с возможностью программирования компьютера или любого другого программируемого устройства на выполнение предусмотренных функций. Компьютерная программа может быть доступна из сети, такой как всемирная компьютерная сеть, из которой она может быть загружена.

В четвертом аспекте настоящей технологии, представлена система сгорания. Система сгорания включает в себя горелку, объем камеры сгорания, связанный с горелкой, линию подачи пилотного топлива, линию подачи пилотного воздуха, клапанный узел, датчик температуры, датчик давления и блок управления. Линия подачи пилотного топлива обеспечивает пилотное топливо к горелке, и линия подачи пилотного воздуха обеспечивает пилотный воздух к горелке. Клапанный узел регулирует или изменяет, когда получает команду об этом от блока управления, соотношение пилотного топлива и пилотного воздуха, предоставляемые к горелке через линию подачи пилотного топлива и линию подачи пилотного воздуха соответственно. Датчик температуры регистрирует температуру части системы сгорания и передает в блок управления сигнал о температуре, показывающий температуру, или другими словами значение температуры, зарегистрированное таким образом. Датчик давления регистрирует информацию о давлении, представляющую собой давление в определенном месте объема камеры сгорания и передает в блок управления сигнал о давлении, показывающий давление в определенном месте объема камеры сгорания, или другими словами значение давления в определенном месте.

Блок управления принимает сигнал о температуре от датчика температуры и сигнал о давлении от датчика давления. Затем блок управления управляет, на основе сигнала о температуре, клапанным узлом для изменения соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, предоставляемых к горелке, для уменьшения температуры части системы сгорания ниже заданного предела температуры. Управление клапанным узлом посредством блока управления выполняется путем выдачи команды или команд из блока управления на клапанный узел. Управление выполняется, когда температура равна или превышает заданный предел температуры. Дополнительно или альтернативно, блок управления управляет, на основе сигнала о давлении, клапанным узлом для изменения соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, предоставляемых к горелке, для уменьшения давление в определенном месте объема камеры сгорания ниже заданного предела давления. Управление клапанным узлом посредством блока управления выполняется путем выдачи команды или команд из блока управления на клапанный узел. Управление выполняется, когда давление равно или превышает заданный предел давления. Преимущества обусловлены введением пилотного воздуха вместе с пилотным топливом и являются такими же как вышеупомянутые преимущества, приведенные согласно первому аспекту настоящей технологии.

В варианте выполнения системы сгорания, горелка содержит поверхность горелки. Поверхность горелки имеет множество отверстий для впрыска пилотного топлива и множество отверстий для впрыска пилотного воздуха. Каждое отверстие для впрыска пилотного топлива сообщается по текучей среде с линией подачи пилотного топлива, и каждое отверстие для нагнетания пилотного воздуха сообщается по текучей среде с линией подачи пилотного воздуха. Это обеспечивает вариант выполнения горелки, обладающей возможностью доставки или обеспечения пилотного воздуха к горелке вместе с пилотным топливом.

В другом варианте выполнения системы сгорания, система сгорания включает в себя камеру предварительного смешивания. В камере предварительного смешивания пилотное топливо и пилотный воздух смешиваются в требуемом соотношении пилотного топлива и пилотного воздуха. Камера предварительного смешивания сообщается по текучей среде с линией подачи пилотного топлива и линией подачи пилотного воздуха и включает в себя выпускное отверстие, которое обеспечивает смесь пилотного топлива и пилотного воздуха, предварительно смешанных в требуемом соотношении. Это обеспечивает вариант выполнения горелки, обладающей возможностью доставки или обеспечения пилотного воздуха к горелке, предварительно смешанного с пилотным топливом, то есть пилотный воздух и пилотное топливо смешиваются до впрыскивания в камеру сгорания.

В пятом аспекте настоящей технологии, представлен газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере одну системы сгорания. Система сгорания выполнена согласно вышеупомянутому четвертому аспекту настоящей технологии.

Выше упомянутые особенности и другие признаки и преимущества настоящей технологии и метод их достижения будут более очевидными, и сама настоящая технология будет более понятна путем ссылки на следующее описание вариантов выполнения настоящей технологии, рассматриваемое вместе с сопровождающими чертежами, на которых:

ФИГ 1 показывает часть газотурбинного двигателя на виде в сечении и в который встроена система сгорания по настоящей технологии;

ФИГ 2 схематично изображает вид в сечении стандартной камеры сгорания, которая отличается от системы сгорания по настоящей технологии;

ФИГ 3 схематично изображает пример варианта выполнения системы сгорания по настоящей технологии;

ФИГ 4 схематично изображает еще один пример варианта выполнения системы сгорания по настоящей технологии;

ФИГ 5 схематично изображает еще один пример варианта выполнения системы сгорания по настоящей технологии;

ФИГ 6 схематично изображает пример вариант выполнения торца/поверхности горелки варианта выполнения системы сгорания, показанного на ФИГ 3;

ФИГ 7 схематично изображает стандартную кривую разделения;

ФИГ 8 изображает блок-схему, представляющую собой пример варианта выполнения способа по настоящей технологии; и

ФИГ 9 схематично изображает влияние на рабочий режим в результате применения способа с ФИГ 8 согласно аспектам по настоящей технологии.

Далее, выше упомянутые и другие признаки по настоящей технологии описаны подробно. Различные варианты выполнения описаны со ссылкой на чертежи, на которых одинаковые ссылочные позиции используются для обозначения одинаковых элементов во всем документе. В следующем описании для цели пояснения изложено множество конкретных деталей, для того чтобы обеспечить полное понимание одного или более вариантов выполнения. Можно отметить, что показанные варианты выполнения предназначены для описания и не ограничивают изобретение. Может быть очевидным, что такие варианты выполнения могут использоваться на практике без этих конкретных деталей.

ФИГ. 1 показывает пример газотурбинного двигателя 10 на виде в сечении. Газотурбинный двигатель 10 содержит, в порядке прохождения потока, впускное отверстие 12, компрессор или секцию 14 компрессора, секцию 16 камеры сгорания и секцию 18 турбины, которые в общем расположены в порядке прохождения потока и в общем вокруг и в направлении оси 20 вращения. Газотурбинный двигатель 10 дополнительно содержит вал 22, который выполнен с возможность поворота вокруг оси 20 вращения и который продолжается продольно через газотурбинный двигатель 10. Вал 22 соединяет с возможностью приведения в движение секцию 18 турбины с секцией 14 компрессора.

При работе газотурбинного двигателя 10, воздух 24, который втягивается через отверстие 12 для впуска воздуха, сжимается секцией 14 компрессора и доставляется к секции горения или секции 16 горелки. Секция 16 горелки содержит ресивер 26 горелки, объем 28 камеры сгорания, продолжающийся вдоль продольной оси 35, и по меньшей мере одну горелку 30, прикрепленную к объему 28 камеры сгорания. Объем 28 камеры сгорания и горелка 30 расположены внутри ресивера 26 горелки. Сжатый воздух, проходящий через компрессор 14, поступает в диффузор 32 и отводится из диффузора 32 в ресивер 26 горелки, откуда часть воздуха поступает в горелку 30 и смешивается с газообразным или жидким топливом. Воздушно-топливная смесь затем сжигается и газ 34 сгорания или рабочий газ от горения направляется через объем 28 камеры сгорания к секции 18 турбины через переходный канал 17.

Этот пример газотурбинного двигателя 10 имеет трубчато-кольцевую конструкцию секции 16 камеры сгорания, которая образована кольцевым массивом жаровых труб 19, причем каждая имеет горелку 30 и объем 28 камеры сгорания, переходный канал 17 имеет в целом круглое впускное отверстие, которое взаимодействует с объемом 28 камеры сгорания и выпускным отверстием в форме кольцевого сегмента. Кольцевой массив выпускных отверстий переходного канала образует кольцевое пространство для направления продуктов сгорания к турбине 18.

Секция 18 турбины содержит множество облопаченных дисков 36, прикрепленных к валу 22. В настоящем примере два диска 36, причем каждый несет кольцевой массив турбинных лопаток 38. Однако, количество облопаченных дисков может быть различным, то есть только один диск или более двух дисков. Кроме того, лопатки 40 направляющего аппарата, которые прикреплены к статору 42 газотурбинного двигателя 10, расположены между ступенями кольцевых массивов турбинных лопаток 38. Между выходом из камеры 28 сгорания и передними лопатками 38 турбины расположены входные лопатки 44 направляющего аппарата, и они поворачивают поток рабочего газа на турбинные лопатки 38.

Газ 34 сгорания из объема 28 камеры сгорания поступает в секцию 18 турбины и приводит в движение турбинные лопатки 38, который в свою очередь вращают ротор. Лопатки 40, 44 направляющего аппарата служат для оптимизации угла поступления газа сгорания или рабочего газа 34 на турбинные лопатки 38.

Секция 18 турбины приводит в движение секцию 14 компрессора. Секция 14 компрессора содержит осевые ряды ступеней 46 направляющих лопаток и ступеней 48 лопаток ротора. Секция 14 компрессора также содержит кожух 50, который окружает ступени ротора и несет ступени 46 направляющих лопаток. Ступени направляющих лопаток включают в себя кольцевой массив радиально продолжающихся направляющих лопаток, которые установлены в кожухе 50. Кожух 50 образует радиально наружную поверхность 52 канала 56 компрессора 14. Радиально внутренняя поверхность 54 канала 56 по меньшей мере частично образована барабаном 53 ротора, который частично образован кольцевым массивом ступенями 48 лопастей ротора.

Настоящая технология описана со ссылкой на вышеприведенный пример газотурбинного двигателя, имеющего один вал или каскад, соединяющий один многоступенчатый компрессор и один одноступенчатую или с большим количеством ступеней турбину. Однако следует понимать, что настоящая технология в равной степени применима к двухвальным или трехвальным двигателям, которые могут быть использованы для промышленного, авиационного или морского применения. Более того, трубчато-кольцевая конструкция секции 16 камеры сгорания также используется для иллюстративных целей, и следует понимать, что настоящая технология в равной степени применима к камерам сгорания кольцевого типа и трубчатого типа.

Термины осевой, радиальный и периферический сделаны со ссылкой на ось 20 вращения двигателя, если не указано иное. Настоящая технология имеет систему 1 сгорания (показанную на ФИГ 3-5), которая встроена в газотурбинный двигатель, такой как газотурбинный двигатель 10 с ФИГ 1. Перед объяснением деталей системы 1 сгорания по настоящей технологии, для понимания настоящей технологии будет полезно, если мы кратко рассмотрим стандартную камеру 15 сгорания, как схематично показано на ФИГ 2.

Часть обычной стандартной камеры 15 сгорания, схематично показанной на ФИГ 2, имеет стандартную горелку 27, имеющую поверхность 33 горелки, завихритель 29 и объем 28 камеры сгорания, в общем образованный пилотной камерой 8 сгорания горелки и камерой 9 сгорания. Основное топливо вводится в завихритель 29 посредством линии 58 подачи основного топлива, в то время как пилотное топливо поступает в объем 28 камеры сгорания посредством горелки 27, в частности через отверстия 3 для впрыска пилотного топлива, расположенные на поверхности 33 горелки, также называемой торцом 33 горелки, через патрубок 2, называемым линией подачи 2 пилотного топлива. Линия 58 подачи основного топлива и линия 2 подачи пилотного топлива выходят из клапана 57 разделения топлива, который питается топливопроводом 55, представляющим собой подачу общего топлива к камере 15 сгорания.

Основное топливо через линию 58 подачи основного топлива поступает в завихритель 29 и выпускается из набора форсунок 59 для основного топлива (или инжектор), откуда основное топливо направляется вдоль лопаток-завихрителей (не показаны), смешиваясь в процессе с поступающим сжатым воздухом. Получаемая смесь воздух из завихрителя/основное топливо поддерживает пламя горелки 31. Горячий воздух от этого пламени 31 поступает в объем камеры 28 сгорания. Как показано на ФИГ 2, воздух подается к стандартной камере 15 сгорания через завихритель 29 и смешивается с основным топливом, подаваемым через форсунки 59 для основного топлива. В стандартной горелке 27 или камере 15 сгорания отсутствует обеспечение или функционирование какого-либо воздуха, подаваемого через поверхность 33 горелки, либо предварительно смешанного с пилотным топливом, либо впрыскиваемого в объем 28 камеры сгорания одновременно и смежно с пилотным топливом. Настоящая технология напротив вводит пилотный воздух, как показано в примерах вариантов выполнения на ФИГ 3 и 4.

ФИГ 3 и ФИГ 4 схематично показывают два примера вариантов выполнения системы 1 сгорания согласно аспектам настоящей технологии. Система 1 сгорания, имеющая объем 28 камеры сгорания, то есть место горения, включает в себя завихритель 29, например радиальный завихритель, и горелку 30, имеющую поверхность 33 горелки, которая является торцевой поверхностью или поверхностью горелки 30, которая смежена с и обращена к объему 28 камеры сгорания. Объем 28 камеры сгорания образован пространством, ограниченным по окружности, относительно оси 35, показанной на ФИГ 1, пилотной камерой 8 сгорания горелки и камерой 9 сгорания. Аналогично ФИГ 2, горелка 30 включает в себя линию 58 подачи основного топлива для введения основного топлива в завихритель 29 через форсунки 59 для основного топлива. Линия 58 подачи основного топлива и линия подачи 2 пилотного топлива питаются топливопроводом 55, представляющим собой подачу общего топлива к системе 1 сгорания, и их соответствующие соотношения (пилотное топливо к основному топливу) при различных уровнях нагрузки работы системы 1 сгорания управляются клапаном 57 разделения топлива. Клапан 57 разделения топлива широко известен и таким образом для краткости здесь не будет описываться подробно. Клапан 57 разделения топлива в общем управляется блоком управления двигателя (не показан на ФИГ 3 и 4), который дает команду клапану 57 разделения топлива на разделение общего топлива при данном уровне нагрузки на пилотное топливо, подаваемое к горелке 30, и на основное топливо, впрыскиваемое в объем 28 камеры сгорания через форсунки 59 для основного топлива. Разделение по командам от блока управления двигателя выполняется либо неизменно по карте разделения по умолчанию, либо путем вычисленного/регулируемого разделения, достигаемого технологиями мониторинга и управления, например как упомянуто выше в WO 2007/082608, EP 2442031 A1, WO 2011/042037 A1 или WO 2015/071079 A1, которые все включены сюда путем ссылки.

Как показано на ФИГ 3, пилотное топливо подается линией 2 впрыска пилотного топлива через горелку 30 и в объем 28 камеры сгорания путем впрыска через отверстия 3 для впрыска пилотного топлива, далее также называемые отверстия 3 для пилотного топлива, которые расположены на поверхности 33 горелки, также называемой торцевой поверхностью 33 горелки. Как показано на ФИГ 3, поверхность 33 горелки помимо наличия пилотных отверстий 3, также имеет множество отверстий 5 для нагнетания пилотного воздуха, как схематично показано на ФИГ 6, которая показывает поверхность 33 горелки и множество расположенных поочередно пилотных отверстий 3 и отверстий 5 для нагнетания пилотного воздуха. Хотя одно отверстие 5 для нагнетания пилотного воздуха, далее также называемое отверстие 5 пилотного воздуха, показано на ФИГ 3, в общем на торцевой поверхности 33 горелки или поверхности 33 горелки имеется множество отверстий 3 для пилотного топлива и множество отверстий 5 пилотного воздуха, как показано на ФИГ 6. В этом варианте выполнения системы 1 сгорания, далее также называемой система 1, каждое отверстие 3 для пилотного топлива сообщается по текучей среде с линией 2 подачи пилотного топлива, и каждое отверстие 5 пилотного воздуха сообщается по текучей среде с линией 4 нагнетания пилотного воздуха. Пилотный воздух и пилотное топливо выполнены с возможностью впрыска в объем 28 камеры сгорания, в частности через поверхность 33 горелки, независимо друг от друга, последовательно или одновременно.

В этом варианте выполнения системы 1, пилотное топливо и пилотный воздух могут быть последовательно или одновременно обеспечены в объем 28 камеры сгорания в любом требуемом соотношении, например если пилотный воздух не обеспечивается через отверстия 5, а только пилотное топливо подается через отверстия 3, тогда объем 28 камеры сгорания принимает только пилотное топливо, то есть богатое пилотное топливо. С другой стороны, когда пилотное топливо и пилотный воздух обеспечиваются одновременно из отверстий 3 и отверстий 5 с одинаковыми скоростями, тогда требуемое соотношение 1:1 достигается в объеме 28 камеры сгорания. Аналогично, когда пилотное топливо обеспечивается из отверстий 3 со скоростью, которая в три раза превышает скорость одновременно предоставляемого пилотного воздуха из отверстий 5, тогда требуемое соотношение 3:1 достигается в объеме 28 камеры сгорания.

Как показано на ФИГ 4, в другом варианте выполнения системы 1, пилотное топливо подается посредством линии 2 подачи пилотного топлива через горелку 30 и в камеру 7 предварительного смешивания, образованную в горелке 30. Линия 4 подачи пилотного воздуха также соединяется с и таким образом питает камеру 7 предварительного смешивания пилотным воздухом. Альтернативно, в другом варианте выполнения (не показан), камера 7 предварительного смешивания может быть образована снаружи горелки 30 или в еще одном варианте выполнения (не показан) линия 2 подачи пилотного топлива может выполнять функцию камеры 7 предварительного смешивания, когда пилотный воздух вводится непосредственно в линию 2 подачи пилотного топлива через линию 4 подачи пилотного воздуха. Пилотный воздух, если и когда подается к камере 7 предварительного смешивания, смешивается с пилотным топливом, чтобы образовать смесь пилотного топлива и пилотного воздуха, которая предварительно смешивается до подачи к объему 28 камеры сгорания, впрыскивается через выпускное отверстие 6, далее также называемое отверстие 6, которое расположено на поверхности 33 горелки. Хотя ФИГ 4 показывает только одно выпускное отверстие 6, можно отметить, что множество выпускных отверстий 6 обычно присутствуют на поверхности 33 горелки, и их расположение может быть понято только путем наблюдения отверстий 3 на поверхности 33, как показано на ФИГ 6. В этом варианте выполнения системы 1, пилотное топливо и пилотный воздух могут быть смешаны в камере 7 предварительного смешивания в любом требуемом соотношении, например если пилотный воздух не обеспечивается к камере 7 предварительного смешивания, а подается только пилотное топливо, тогда выпускное отверстие 6 способно обеспечить в объем 28 камеры сгорания только пилотное топливо, то есть пилотное топливо без предварительного смешивания. С другой стороны, пилотное топливо и пилотный воздух могут быть смешаны в камере 7 предварительного смешивания в одинаковых количествах, и тогда достигается требуемое соотношение 1:1, и тогда выпускное отверстие 6 способно обеспечить в объем 28 камеры сгорания предварительно смешанное пилотное топливо, имеющее равное количество пилотного воздуха. Аналогично, пилотное топливо и пилотный воздух могут быть смешаны в камере 7 предварительного смешивания в соотношении 3:1, и тогда выпускное отверстие 6 способно обеспечить в объем 28 камеры сгорания предварительно смешанное пилотное топливо, имеющее 75% пилотного топлива, смешанного с 25% пилотного воздуха.

ФИГ 5 схематично показывает дополнительные детали системы 1 сгорания. Система 1, помимо горелки 30, имеющей поверхность 33 горелки и объем 28 камеры сгорания, линии 2 подачи пилотного топлива для обеспечения пилотного топлива к горелке 30, линии 4 подачи пилотного воздуха для обеспечения пилотного воздуха к горелке 30, также включает в себя клапанный узел 80, датчик 75 температуры, датчик 85 давления и блок 90 управления. Можно отметить, что ФИГ 5 была показана в качестве примера, чтобы соответствовать варианту выполнения с ФИГ 4, однако дальнейшее описание ФИГ 5, приведенное далее, в равной степени применимо к варианту выполнения с ФИГ 3.

Клапанный узел 80 функционирует для изменения соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, предоставляемых к горелке 30 через линию 2 подачи пилотного топлива и линию 4 подачи пилотного воздуха соответственно, посредством инициирования, изменения или остановки подачи одного из или обоих пилотного топлива и пилотного воздуха, предоставляемых к горелке 30 через линию 2 подачи пилотного топлива и линию 4 подачи пилотного воздуха. Клапанный узел 80 может включать в себя клапан 82 пилотного топлива, который управляет потоком пилотного топлива в камеру 7 предварительного смешивания, и следовательно в объем 28 камеры сгорания (или непосредственно в объем 28 камеры сгорания в варианте выполнения с ФИГ 3). Клапанный узел 80 также может включать в себя клапан 84 пилотного воздуха, который управляет потоком пилотного воздуха в камеру 7 предварительного смешивания, и следовательно в объем 28 камеры сгорания (или непосредственно в объем 28 камеры сгорания в варианте выполнения с ФИГ 3). Клапанный узел 80 управляется, то есть получает команду о соотношении пилотного топлива и пилотного воздуха, посредством команд, принятых от блока 90 управления. Более того, клапанный узел 80 сообщает существующее соотношение блоку 90 управления.

Датчик 75 температуры регистрирует температуру части, например, но не ограничиваясь ею, поверхности 33 горелки системы 1 сгорания. Датчик 75 температуры может являться термопарой, встроенной в горелку 30 и которая сообщает сигнал о температуре блоку 90 управления. Сигнал о температуре, принятый таким образом блоком 90 управления, показывает температуру, зарегистрированную таким образом части 33 или поверхности 33 горелки. Датчик 85 давления регистрирует информацию о давлении, например, но не ограничиваясь ими, величину или частоту изменения давления, представляющую собой давление в определенном месте объема 28 камеры сгорания. Определенное место в объеме 28 камеры сгорания изображено в качестве примера в виде корпуса пилотной камеры 8 сгорания. Затем датчик 85 давления сообщает сигнал о давлении в блок 90 управления, показывающий давление в определенном месте, то есть в объеме пилотной камеры 8 сгорания в примере с ФИГ 5, объема 28 камеры сгорания. Положения датчика 75 температуры и датчика 85 давления изображены на ФИГ 5 только в качестве примера, и специалистам в области мониторинга рабочих характеристик камеры сгорания может быть понятно, что датчик 75 температуры и датчик 85 давления могут быть расположены в иных других местах в системе 1 сгорания, некоторые из которых обозначены в WO 2007/082608, и включены сюда путем ссылки.

Блок 90 управления принимает сигнал о температуре от датчика 75 температуры и сигнал о давлении от датчика 85 давления. Блок 90 управления, который может являться, но не ограничиваясь им, процессором обработки данных, микропроцессором, программируемым логическим контроллером, может быть либо отдельным устройством или частью блока управления двигателя (не показан), который отслеживание или регулирует один или более рабочих параметров газотурбинного двигателя 10. Блок 90 управления на основе сигнала о температуре выдает команды или направляет клапанный узел 80, посредством одного или более выходных сигналов, отправленных в клапанный узел 82, для изменения соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, предоставляемых к горелке 30. Это изменение вследствие команды от блока 90 управления таково, что температура части 33 системы 1 сгорания опускается ниже заданного предела температуры, когда температура равна или превышает заданный предел температуры. Этот аспект будет описан дополнительно в отношении ФИГ 8 и 9. Более того, блок 90 управления на основе сигнала о давлении выдает команды или направляет клапанный узел 80, посредством одного или более выходных сигналов, отправленных в клапанный узел 82, для изменения соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, предоставляемых к горелке 30. Это изменение вследствие команды от блока 90 управления таково, что давление в определенном месте, то есть в пилотной камере 8 сгорания системы 1 сгорания, опускается ниже заданного предела давления, когда давление равно или превышает заданный предел давления. Этот аспект также будет описан дополнительно в отношении ФИГ 8 и 9.

ФИГ 8 и ФИГ 9 будут далее рассмотрены для описания примера варианта выполнения способа 100 по настоящей технологии и осуществления способа 100 по настоящей технологии. Описанная ранее система 1 с ФИГ 5 может использоваться для осуществления примера варианта выполнения способа 100 с ФИГ 8. Для лучшего понимания осуществления способа 100 обеспечена ФИГ 7, которая схематично изображает наборы рабочих параметров, соответствующих заданным режимам работы согласно вариантам выполнения, раскрытого здесь объекта.

На ФИГ 7 представлен график разделения пилотное топливо к общему топливу относительно нагрузки газовой турбины. Горизонтальная ось 99 представляет собой низкие нагрузки газовой турбины слева и высокие нагрузки справа. Вертикальная ось 97 представляет собой разделение топлива с более высоким потоком пилотного топлива в верхнем диапазоне вертикальной оси 97 и меньшим потоком пилотного топлива в нижнем диапазоне вертикальной оси 97. Вертикальная ось 97 показывает не абсолютные значения подачи пилотного топлива, а относительное значение подачи пилотного топлива, то есть топлива, подаваемого посредством линии 2 подачи пилотного топлива с ФИГ 3 и 4, по сравнению с подачей общего топлива, то есть топлива, подаваемого посредством линии 55 подачи топлива с ФИГ 3 и 4.

Согласно варианту выполнения, заштрихованная область, обозначенная A на ФИГ 2, представляет собой набор режимов работы, в которых отдельная часть или просто часть, такая как поверхность 33 горелки с ФИГ 3 и 4, системы 1 сгорания находится в опасности повреждения вследствие перегрева. Например, могут иметь место условия, при которых конкретное разделение пилотного топлива будет приводить к перегреву поверхности 33 горелки для данной нагрузки. Согласно вариантам выполнения раскрытого здесь объекта, блок 90 управления с ФИГ 5 выполнен с возможностью обеспечения команд или выходного сигнала на клапанный узел 80 с ФИГ 5 так, чтобы осуществлять для данной нагрузки деление (разделение) между пилотным топливом и пилотным воздухом, так чтобы избегать области A.

Согласно другим вариантам выполнения, блок 90 управления выполнен с возможностью обеспечения команд или выходного сигнала на клапанный узел 80 так, чтобы осуществлять соотношение между пилотным топливом и пилотным воздухом, так что избегать области B. Согласно варианту выполнения, область

B представляет собой набор режимов работы, в которых величина динамических колебаний давления в объеме 28 камеры сгорания, и в частности в области объема 28 камеры сгорания, ограниченной по окружности пилотной камерой 8 сгорания, нежелательно высока. Когда такие динамические колебания давления равны или превышают допустимые уровни, на работу газовой турбины и/или механическую долговечность системы 1 сгорания может оказываться существенное влияние.

Следовательно, желательно поддерживать рабочий режим вне нежелательной области B, то есть зоны B, а также вне нежелательной области A, то есть зоны A. Это реализовано согласно вариантам выполнения способа 100 и системы 1 раскрытого здесь объекта.

ФИГ 9 показывает кривую 60, которая является примером стандартного разделения или вычисленного разделения пилотного топлива к общему топливу относительно развивающейся нагрузки системы 1 сгорания, то есть газотурбинного двигателя 10, или другими словами кривая 60 представляет собой траекторию рабочего режима, достигаемую путем осуществления стандартного разделения или путем осуществления вычисленного разделения, используя любую из стандартных технологий мониторинга и управления для разделения пилотного топлива и основного топлива. Отклонения от кривой 60, представленное линейными сегментами между различными точками, например между точкой 62 и точкой 63, и между точкой 64 и точкой 65, и между точкой 66 и точкой 67, и между точкой 67 и точкой 68, и между точкой 69 и точкой 70 и так далее, являются направлениями рабочего режима, достигаемыми путем изменения соотношения пилотного топлива к пилотному воздуху, предпочтительно поддержания постоянного соотношения пилотного топлива к общему топливу при данном уровне нагрузки, и только изменения количеств пилотного воздуха для изменения или регулирования соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха.

Горизонтальная ось 99 представляет собой низкие нагрузки газовой турбины слева и высокие нагрузки справа. Вертикальная ось 98 представляет собой разделение пилотного топлива и пилотного воздуха, то есть соотношение пилотное топливо/пилотный воздух, с более высоким потоком пилотного топлива, то есть меньшим потоком пилотного воздуха, поддерживая постоянным поток пилотного топлива, в верхнем диапазоне вертикальной оси 98, и с меньшим потоком пилотного топлива, то есть более высоким потоком пилотного воздуха, поддерживая постоянным поток пилотного топлива, в нижнем диапазоне вертикальной оси 98. Вертикальная ось 98 показывает не абсолютные значения пилотного топлива и пилотного воздуха, а относительное значение подачи пилотного топлива и пилотного воздуха в объем 28 камеры сгорания, что может быть достигнуто в форме предварительно смешанного пилотного топлива и пилотного воздуха, применимой для вариантов выполнения системы 1, изображенной на ФИГ 4 и 5, или может быть достигнуто в форме одновременного, но независимого впрыска пилотного топлива и пилотного воздуха, применимой для варианта выполнения системы 1, изображенной на ФИГ 3.

В способе 100 сначала определяется 110 на этапе (a) значение первого параметра, например одного из температуры части 33 или давления пилотной камеры 8 сгорания, равно или превышает заданный верхний предел первого параметра. Значение первого параметра определяется, в то время как пилотное топливо и пилотный воздух, предоставляемые к горелке 30, находятся в заданном соотношении. Первый параметр относится к рабочей характеристике, которая стремится сместить рабочий режим по направлению к первой нежелательной области A работы. После этого в способе 100 на этапе (b) упомянутое соотношение изменяется 120 на первое соотношение пилотное топливо/пилотный воздух, если значение первого параметра, определенное 110 таким образом, равно или превышает заданный верхний предел первого параметра. Теперь, пилотное топливо и пилотный воздух обеспечиваются к горелке 30 в первом соотношении. Если изменение не проводится на этапе (b), тогда пилотное топливо и пилотный воздух продолжают обеспечиваться в данном соотношении, то есть начальном соотношении. Измененное соотношение, то есть первое соотношение, таково, что работа системы 1 сгорания при таком соотношении приводит к снижению значения первого параметра ниже заданного верхнего предела первого параметра.

Этап (a) и этап (b) описываются далее со ссылкой на ФИГ 9. Для целей описания ФИГ 9 предполагается, что первый параметр является температурой части 33. Теперь, когда система 1 работает в любой точке в пределах уровня нагрузки, представленного диапазоном 61 уровня нагрузки на оси 99, и когда значение первого параметра, то есть температура от термопары 75, сравнивается с заданным верхним пределом температуры для этого уровня нагрузки, оказывается, что значение температуры, зарегистрированное термопарой 75, не равно или превышает заданный верхний предел температуры. Таким образом на этапе (a) способа 100 зарегистрированное значение температуры не превышает или равно заданному верхнему пределу температуры, и таким образом изменение соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха на этапе (b) не выполняется. Следовательно, в пределах диапазона 61 нагрузки отклонения от стандартного разделения не требуются, и таким образом соотношение пилотного топлива к пилотному воздуху может поддерживаться постоянным, например, пилотный воздух может не подаваться в объем 28 камеры сгорания, и таким образом можно сказать, что пилотное топливо подается в режиме без предварительного смешивания.

Тогда рабочий режим, регулируемый разделением пилотное топливо к общему топливу, продолжает развиваться по нагрузке. Наконец, в точке 62 разделение пилотное топливо к общему топливу таково, что рабочий режим соприкасается с нежелательной областью A, то есть другими словами температура части 33, зарегистрированная термопарой 75, для соответствующего уровня нагрузки, изображенного осью 99, становится равной заданному верхнему пределу температуры для соответствующего уровня нагрузки, и таким образом в результате этапа (a) определяется, что значение первого параметра равно (или может аналогично превышает) заданный верхний предел температуры. После этого на этапе (b) соотношение пилотного топлива и воздуха системы изменяется на первое соотношение, то есть в примере с ФИГ 9, количество пилотного воздуха увеличивается, что может быть достигнуто путем открытия клапана 84 пилотного воздуха клапанного узла 80. В результате нового соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, то есть первого соотношения, рабочий режим смещается в направлении от нежелательной области A, то есть температура части 33 опускается ниже или становится ниже заданного верхнего предела температуры для соответствующего уровня нагрузки. Пилотный воздух заставляет пилотное топливо гореть при более низких температурах вследствие более бедной стехиометрии пилотного топлива, достигнутой предварительным смешиванием или одновременным введением пилотного воздуха.

Как показано на ФИГ 8, в способе 100 после этого определяется 130 на этапе (c) значение второго параметра, например другого из температуры части 33 или давления пилотной камеры 8 сгорания, равно или превышает заданный верхний предел второго параметра. Значение второго параметра определяется, в то время как пилотное топливо и пилотный воздух, предоставляемые к горелке 30, находятся в первом соотношении. Второй параметр относится к рабочей характеристики, которая стремится смещать рабочий режим по направлению ко второй нежелательной области B работы. После этого в способе 100 на этапе (d) первое соотношение изменяется 140 на второе соотношение пилотное топливо/пилотный воздух, если значение второго параметра, определенное 130 таким образом, равно или превышает заданный верхний предел второго параметра. После этого пилотное топливо и пилотного воздуха обеспечиваются к горелке 30 во втором соотношении. Если изменение не выполнялось на этапе (d), тогда пилотное топливо и пилотный воздух продолжают обеспечиваться в первым соотношении. Измененное соотношение, то есть второе соотношение таково, что работа системы 1 сгорания, при таком соотношении, приводит к снижению значения второго параметра ниже заданного верхнего предела второго параметра.

Этап (c) и этап (d) описываются далее со ссылкой на ФИГ 9. Для целей описании ФИГ 9 и продолжения примера с ФИГ 9, считается, что второй параметр является давлением пилотной камеры 8 сгорания. Теперь, когда система 1 работает в точке 63, то есть имеет первое соотношение пилотное топливо/пилотный воздух, и когда значение второго параметра, то есть давление от датчика 85 давления, сравнивается с заданным верхним пределом давления для данного уровня нагрузки, оказывается, что значение давления, зарегистрированное датчиком 85 давления, не равно или превышает заданный верхний предел давления, то есть точка 63 не совпадает или уходит в нежелательную область B с ФИГ 9. Таким образом на этапе (c) способа 100, зарегистрированное значение давления не превышает или равно заданному верхнему пределу давления, и таким образом изменение соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха не выполняется на этапе (d). Следовательно, при уровне нагрузки, соответствующем точке 63, дальнейшее изменение соотношения не требуется, и таким образом соотношение пилотное топливо к пилотному воздуху может поддерживаться постоянным, то есть в первом соотношении.

Дополнительно, продолжая выше приведенный пример с ФИГ 9, затем рабочий режим продолжается из точки 63 в точку 64, регулируемый разделением пилотное топливо к общему топливу, для развития по нагрузке, и во время этой работы между точками 63 и 64, соотношение пилотное топливо к пилотному воздуху поддерживается в первом соотношении, которое было определено в точке 63. После этого, в точке 64, разделение пилотное топливо к общему топливу такое, что рабочий режим снова соприкасается с нежелательной областью A, хотя и при другом уровне нагрузки, то есть другими словами температура части 33, зарегистрированная термопарой 75, для соответствующего уровня нагрузки, изображаемого осью 99, снова становится равной заданному верхнему пределу температуры для соответствующего уровня нагрузки, и таким образом в результате этапа (a) определяется, что значение первого параметра равно заданному верхнему пределу температуры. После этого на этапе (b), соотношение пилотного топлива и пилотного воздуха сбрасывается или регулируется до нового соотношения, то есть в примере с ФИГ 9, количество пилотного воздуха увеличивается, что может быть достигнуто посредством открытия клапана 84 пилотного воздуха клапанного узла 80. В результате нового соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, рабочий режим смещается в направлении от нежелательной области A, в точку 65, то есть температура части 33 опускается ниже или становится ниже заданного верхнего предела температуры для соответствующего уровня нагрузки. Пилотный воздух заставляет пилотное топливо гореть при более низких температурах вследствие более бедной стехиометрии пилотного топлива, достигнутой предварительным смешиванием или одновременным введением пилотного воздуха.

На данном этапе способа 100, этапы (c) и (d) выполняются снова, однако видно, что значение второго параметра, то есть давления, по-прежнему не совпадает или попадает в нежелательную область B, таким образом изменения соотношения не выполняются. Это завершает одну итерацию этапов (a) - (d), выполненных при различном уровне нагрузки. Первый набор этапов (a) - (d) был выполнен на уровне нагрузки, соответствующем точкам 62 и 63, и второй набор этапов (a) - (d) был выполнен на уровне нагрузки, соответствующем точкам 64 и 65.

По-прежнему продолжая выше приведенный пример с ФИГ 9, затем рабочий режим продолжается из точки 65 в точку 66, регулируемый разделением пилотное топливо к общему топливу. После этого, в точке 66, разделение пилотное топливо к общему топливу таково, что рабочий режим снова соприкасается с нежелательной областью A, хотя и при еще одном уровне нагрузки, то есть другими словами температура части 33, зарегистрированная термопарой 75, для соответствующего уровня нагрузки, изображенного осью 99, вновь становится равной заданному верхнему пределу температуры для соответствующего уровня нагрузки, и таким образом в результате этапа (a) определяется, что значение первого параметра равно заданному верхнему пределу температуры. После этого на этапе (b), соотношение пилотного топлива и пилотного воздуха сбрасывается или регулируется до нового соотношения, то есть в примере с ФИГ 9, количество пилотного воздуха увеличивается, который может быть достигнуто посредством открытия клапана 84 пилотного воздуха клапанного узла 80, как упомянуто выше. В результате нового соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, рабочий режим смещается в направлении от нежелательной области A, в точку 67, то есть температура части 33 опускается ниже или становится ниже заданного верхнего предела температуры для соответствующего уровня нагрузки.

На данном этапе способа 100, этапы (c) и (d) выполняются снова, однако видно, что значение второго параметра, то есть давления, теперь совпадает или попадает в нежелательную область B, таким образом другими словами давление пилотной камеры 8 сгорания, зарегистрированное датчиком давления 85, для соответствующего уровня нагрузки, изображенного осью 99, снова стало равно заданному верхнему пределу давления для соответствующего уровня нагрузки, и таким образом в результате этапа (c) определяется, что значение второго параметра равно (или может аналогично превышать) заданный верхний предел давления. После этого на этапе (d), соотношение пилотного топлива и пилотного воздуха изменяется на второе соотношение, то есть в примере с ФИГ 9, количество пилотного воздуха уменьшается, что может быть достигнуто посредством закрытия или затягивания клапана 84 пилотного воздуха клапанного узла 80. В результате нового соотношения пилотного топлива и пилотного воздуха, то есть второго соотношения, рабочий режим смещается в направлении от нежелательной области B, в точку 68, то есть давление пилотной камеры 8 сгорания опускается ниже или становится ниже заданного верхнего предела давления для соответствующего уровня нагрузки.

Затем этапы (a) и (b) повторяются в точке 68, и видно, что значение температуры не равно или превышает заданный верхний предел температуры. Однако, если значение температуры сравнялось или превысило заданный верхний предел температуры, тогда этап (b) будет выполнен, и после этого выполнены этапы (c) и (d). Это завершает одну итерацию этапов (a) - (d), выполненных при одном уровне нагрузки. Третий набор этапов (a) - (d) был выполнен на уровне нагрузки, соответствующем точкам 66 и 68, и четвертый набор этапов (a) - (d) также был выполнен при одинаковом уровне нагрузки, то есть уровнях нагрузки, соответствующих точкам 66 и 68.

Аналогичное направление рабочего режима выполняется при уровне нагрузки, соответствующем точкам 69 и 70. Далее после точки 71, поскольку нежелательные области A и B очищены при работе системы 1 сгорания, способ 100 может быть завершен. Можно отметить, что в выше приведенном описании в качестве первого параметра была выбрана температура, и в качестве второго параметра было выбрано давление только для примера. В другом варианте выполнения способа 100, в качестве первого параметра может быть выбрано давление и в качестве второго параметра может быть выбрана температура. Более того, до выполнения этапов (a) и/или (c), значение температуры и/или давления может быть зарегистрировано, используя датчик 75 температуры и/или датчик 85 давления.

В одном варианте выполнения способа 100, перед этапом (a), уровень нагрузки 99 может быть определен во время работы системы 1 сгорания. В этом варианте выполнения, этапы (a) - (d) выполняются, если уровень нагрузки 99, определенный таким образом, равен или превышает заданный уровень 61 нагрузки 99, при котором требуется выполнить этапы (a) - (d), как показано на ФИГ 9 для уровней нагрузки в пределах диапазона 61 нагрузки. Таким образом на начальных фазах запуска может не требоваться обеспечение пилотного воздуха к горелке 30.

Как показано на ФИГ 9, и описано выше, для уровней нагрузки, соответствующих точкам 62 и 63 и точкам 64 и 65, в другом варианте выполнения способа 100, способ 100 включает в себя этап (e) выполнения 150 одной или более итераций этап (a) - этап (d). В результате итерации, способ 100 включает в себя по меньшей мере первый набор этапов (a) - (d) (то есть этапы (a) - (d), выполненные соответствующими точкам 62 и 63) и второй набор этапов (a) - (d) (то есть этапы (a) - (d), выполненные соответствующими точкам 64 и 65, то есть первая итерация). Первый набор и второй набор выполняются при различных уровнях нагрузок 99.

Вновь, как показано на ФИГ 9 и описано выше, для уровня нагрузки, соответствующего точкам 66 и 68, в другом варианте выполнения способа 100, способ 100 включает в себя этап (e) выполнения 155 одной или более итераций этап (a) - этап (d). В результате итерации, способ 100 включает в себя по меньшей мере третий набор этапов (a) - (d) (то есть этапы (a) - (d), выполненные соответствующими точкам 66 и 67) и четвертый набор этапов (a) - (d) (то есть этапы (a) - (d), выполненные также соответствующими точкам 66 и 67, то есть первая итерация). Третий набор и четвертый набор выполняются при одинаковых уровнях нагрузок 99.

В еще одном варианте выполнения способа 100, способ 100 включает в себя этап (f) выполнения 160 одной или более итераций этап (a) - этап (e), то есть этапов, представленных ссылочными позициями 110, 120, 130, 140 и 150, или этапов, представленных ссылочными позициями 110, 120, 130, 140 и 155. В результате итераций этап (a) - этап (e), способ 100 включает в себя по меньшей мере первый набор этапов (a) - (e) и второй набор этапов (a) - (e). Первый набор этапов (a) - (e) и второй набор этапов (a) - (e) выполняются при различных уровнях нагрузок 99 во время работы системы 1 сгорания. Этот вариант выполнения может быть подобен вышеупомянутому варианту выполнения, имеющему первый набор этапов (a) - (d) и второй набор этапов (a) - (d).

Можно отметить, что в настоящей технологии соотношение пилотного топлива к пилотному воздуху может быть изменено, и в варианте выполнения способа 100 оно изменяется с упомянутого соотношения на первое соотношение на этапе (b) и/или с первого соотношения на второе соотношение на этапе (d) путем изменения или регулирования или начала или остановки скорости пилотного воздуха, предоставляемого к горелке 30, в то же время поддерживая скорость пилотного топлива, предоставляемого к горелке 30, постоянной. Таким образом посредством способа 100 и/или системы 1 по настоящей технологии, рабочий режим может быть направлен таким образом, что нежелательные области A и B исключаются при работе системы 1 сгорания или газотурбинного двигателя 10, который имеет систему 1 сгорания, встроенную в него, изменяя соотношение пилотное топливо/пилотный воздух при данном уровне нагрузки, в то же время поддерживая соотношение пилотное топливо/общее топливо или соотношение пилотное топливо/основное топливо постоянным при данном уровне нагрузки.

Несмотря на то, что настоящая технология была подробно описана со ссылкой на некоторые варианты выполнения, следует понимать, что настоящая технология не ограничена этими конкретными вариантами выполнения. Можно отметить, что использование терминов 'первый', 'второй', 'третий', 'четвертый' и так далее не обозначает какой-либо порядок важности, а скорее термины 'первый', 'второй', 'третий', 'четвертый' и так далее используются для отделения одного элемента от другого. Скорее, учитывая настоящее описание, которое описывает примеры вариантов выполнения для применения изобретения, множество модификаций и изменений будут представлены специалистами в данной области техники без отступления от объема этого изобретения. Следовательно, объем изобретения определен пунктами следующей формулы изобретения, а не вышеизложенным описанием. Все изменения, модификации и варианты, подпадающие под значение и диапазон эквивалентности пунктов формулы изобретения, следует считать лежащими в пределах их объема.