Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas que comprende:

A) Un inyector (26) destinado a inyectar combustible en la cámara de combustión de una turbina de gas, y

B) Un medio de detección óptica funcionalmente asociado al inyector destinado a observar las características de una llama en la cámara de combustión, el medio de detección óptica comprende una varilla óptica (194) formada a partir de un material capaz de resistir las temperaturas asociadas con la exposición a la llama, la varilla óptica tiene una superficie óptica (194a) situada para obtener una exposición a la llama suficiente para oxidar los depósitos de hollín sobre ésta, donde la varilla óptica (194) está localizada al menos parcialmente dentro de un orificio de observación (44) formado en el inyector (26), caracterizado por que la varilla óptica (194) se extiende desde una superficie del inyector (26) hasta un emplazamiento que permite a la superficie óptica (194a) estar en la proximidad inmediata de la llama en la cámara de combustión

Dispositivo para observar las condiciones de combustión en una turbina de gas.

La invención está dirigida a un inyector para una cámara de combustión de una turbina de gas, y más en particular a detectores ópticos para motores de turbina de gas, e incluso más particularmente a un aparato, sistema y método para observar las características espectrales y termales de una llama en la cámara de combustión de un motor de turbina de gas para detectar, en tiempo real, las condiciones indicativas de inestabilidades de combustión y otros por el estilo.

La inestabilidad de combustión es un problema significativo en el diseño de instalaciones de alto rendimiento de cámaras de combustión para turbinas de gas de baja emisión, calderas, calentadores y hornos. La inestabilidad de combustión se entiende generalmente como gran amplitud de oscilaciones de presión que ocurren como consecuencia de la naturaleza turbulenta de un proceso de combustión y por la gran liberación de energía volumétrica dentro de la cámara de combustión. La inestabilidad de combustión disminuye el funcionamiento del sistema de motor, y las vibraciones que son resultado de las oscilaciones de presión pueden dañar componentes físicos, incluyendo la cámara de combustión.

Hay muchos factores que contribuyen a la inestabilidad de combustión dentro de la cámara de combustión de una turbina de gas. Estos incluyen, por ejemplo, el contenido de combustible, el combustible y/o la velocidad de inyección de aire o presión de entrada, la concentración/proporción de combustible/aire, cambios de temperaturas dentro de la cámara de combustión, la estabilidad de la llama, estructuras de flujo coherentes a gran escala que afectan la mezcla (es decir, la pérdida de vórtice), el acoplamiento de ondas de presión acústicas con liberación de calor de combustión en frecuencias de resonancia de combustión, y/o fenómeno extinción/re-ignición que ocurren a temperaturas de llama baja y alta presión de combustión.

En el pasado, se emplearon métodos de control pasivos para corregir la inestabilidad de combustión, incluyendo, por ejemplo, la modificación del modelo de distribución de inyección de combustible, o el cambio en la forma o la capacidad de la cámara de combustión. Los mandos pasivos son a menudo costosos y limitan el funcionamiento de combustión. Más recientemente, se han utilizado mandos activos para corregir la inestabilidad de combustión modificando la presión dentro del sistema y/o regulando el flujo de combustible o aire en la cámara de combustión en respuesta a condiciones detectadas inestables. Se describe un ejemplo de control activo en la patente US Nº 5.784.300 de Neumeier et al.

Se ha determinado a través de experimentación que la observación directa de una llama de combustión puede proporcionar la información que puede ser utilizada para controlar activamente la inestabilidad de combustión. Por ejemplo, las oscilaciones de presión transmitidas por combustión pueden ser detectadas observando el movimiento de la llama y las variaciones en la intensidad de la llama. Además, puede ser observada una radiación espectral indicativa de subproductos de combustión y emisiones que efectúan la temperatura de la llama u otras calidades de llama. Estas observaciones pueden ser analizadas y utilizadas por un sistema de control de combustión activo para regular el flujo de combustible a la cámara de combustión de una turbina de gas o ajustar la proporción combustible/aire para la combustión y así estabilizar el proceso de combustión.

Se conocen detectores ópticos para observar procesos de combustión en la técnica previa, pero son limitados en muchos sentidos. Por ejemplo, la Patente US nº 3.689.773 de Wheeler describe un sistema de supervisión de llama para un horno en el que la llama se ve por el lado del hornillo. Debido a que la zona de combustión primaria dentro del hornillo no es inmóvil, el frente de llama puede moverse fuera del campo visual del detector de llama. Esto puede hacer que el sistema obtenga medidas inexactas. La Patente US nº 4.709.155 de Yamaguchi et al. describe un detector óptico de llama para el empleo en una caldera que incluye fibras ópticas protegidas del daño termal mediante un sistema forzado de refrigeración de aire. Dicho sistema habría limitado el uso en una turbina de gas de combustión donde las temperaturas de funcionamiento son muy superiores a aquellas presentes en una caldera.

La Patente de US nº 5.608.515 A describe un aparato de doble ventana para proteger detectores ópticos de ambientes arriesgados, incluyendo ambiente de altas temperaturas de un motor de combustión de una turbina de gas. El aparato incluye un tubo que puede ser conectado a una pared de una cámara de combustión para permitir a un detector óptico ver las condiciones de la llama en la cámara de combustión. Una primera ventana está localizada muy cerca de la cámara de combustión para permitir a la ventana ser calentada por las llamas a una temperatura de alrededor de 400º a 600ºC para prevenir la acumulación de hollín sobre la ventana, que de otra manera bloquearía la vista de las llamas del detector. La primera ventana no está herméticamente sellada, para reducir la posibilidad de que explote bajo un cálculo diferencial de presión. Se proporciona una segunda ventana como un sello de presión para el detector óptico. Debido a que la segunda ventana está separada de las altas temperaturas de la cámara de combustión, esta puede ser soldada o sellada de otra manera al alojamiento para soportar altas presiones.

La US 5.828.797 A describe una fibra óptica conectada con el detector de llama para la supervisión óptica continua del proceso de combustión dentro de la cámara de combustión de un motor de turbina de gas. El sistema incluye una sonda óptica que está montada sobre la piel del motor y vista de forma que se vea el proceso de combustión que ocurre en su origen justo detrás del inyector de combustible.

La EP 1.593.910 A describe un inyector de combustible para una turbina de gas de cámara de combustión, que comprende, un inyector de combustible para inyectar el combustible en una turbina de gas de cámara de combustión, y medios de detectores ópticos operativamente asociados con el inyector de combustible para observar las características de una llama de cámara de combustión, los medios de detectores ópticos incluyen un haz de fibra óptico y una lente hechos de un material capaz de soportar temperaturas asociadas con la exposición de llama, el haz de fibra óptico y la lente tienen una superficie óptica colocada de tal manera con el fin de ganar la exposición de llama suficiente para oxidar depósitos de hollín sobre los mismos, en el que el haz de fibra óptico y la lente son localizados al menos parcialmente dentro de un orificio de inspección formado en el inyector de combustible.

Claramente, hay una necesidad en la técnica de un detector de llama óptico que pueda ser utilizado en el control activo de combustión que venza las carencias en la técnica de previos detectores de llama ópticos. Además, hay una necesidad en la técnica de un detector de llama óptico que pueda ser empleado en la cámara de combustión de un motor de turbina de gas, que tenga un amplio campo visual de modo que la llama de cámara de combustión permanezca dentro de la línea de visión del detector en cualquier momento durante el proceso de combustión, y que no requiera medios de refrigeración para funcionar dentro de la cámara de combustión.

Es un objetivo de la invención presente proporcionar un detector de llama óptico que pueda ser utilizado en el control activo de combustión para vencer las carencias de la técnica de previos detectores de (lama ópticos y que pueda ser empleado en la cámara de combustión de un motor de turbina de gas.

Según la invención, el objetivo se soluciona por las características de las reivindicaciones independientes. Las subreivindicaciones respectivas contienen además los modos de realización preferidos de la invención.

Resumen de la invención

El objetivo de la invención presente está sustancial mente dirigido a un aparato para observar las condiciones dentro de la cámara de combustión de un motor de turbina de gas. Más particularmente, el objetivo de la invención está dirigido sustancialmente a un nuevo y útil inyector de combustible para un motor de turbina de gas que incluye, entre otras cosas, un medio de detector óptico para observar las características de la llama de la cámara de combustión. Específicamente, el medio de detector óptico está configurado...

1. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas que comprende:

A) Un inyector (26) destinado a inyectar combustible en la cámara de combustión de una turbina de gas, y

B) Un medio de detección óptica funcionalmente asociado al inyector destinado a observar las características de una llama en la cámara de combustión, el medio de detección óptica comprende una varilla óptica (194) formada a partir de un material capaz de resistir las temperaturas asociadas con la exposición a la llama, la varilla óptica tiene una superficie óptica (194a) situada para obtener una exposición a la llama suficiente para oxidar los depósitos de hollín sobre ésta, donde la varilla óptica (194) está localizada al menos parcialmente dentro de un orificio de observación (44) formado en el inyector (26), caracterizado por que la varilla óptica (194) se extiende desde una superficie del inyector (26) hasta un emplazamiento que permite a la superficie óptica (194a) estar en la proximidad inmediata de la llama en la cámara de combustión.

2. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 1, en el cual la varilla óptica es una varilla de zafiro ópticamente transparente (194).

3. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 1, en el cual la varilla óptica (194) se extiende desde una superficie del inyector (26) en un cierto ángulo con relación a un eje central del inyector.

4. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 1, en el cual la superficie óptica (194a) de la varilla óptica (194) está revestida de un catalizador que mejora la oxidación del hollín.

5. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 1, en el cual la superficie óptica (194a) de la varilla óptica (194) está configurada para actuar como difusor.

6. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 1, en el cual la superficie óptica (194a) de la varilla óptica (194) está configurada para aumentar el ángulo de abertura de la radiación que proviene de la llama en la cámara de combustión.

7. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 1, en el cual la superficie óptica (194a) de la varilla óptica (194) es una superficie deslustrada.

8. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 7, en el cual la superficie óptica (194a) de la varilla óptica (194) está molida para formar la superficie deslustrada.

9. Inyector de combustible para cámara de combustión de una turbina de gas según la reivindicación 1, en el cual la superficie óptica (194a) contiene un extremo óptico pulido en comunicación con un haz de fibras ópticas.

10. Procedimiento de eliminación del hollín de una superficie óptica de un captador óptico localizado en el seno de una cámara de combustión de una turbina de gas, que comprende las etapas que consisten en:

a) Abastecer un captador óptico que comprende una varilla óptica (194) formada a partir de un material que puede resistir a la exposición a la llama en la cámara de combustión,

b) Situar una parte de la varilla óptica (194) por lo menos parcialmente en el seno de un orificio de observación (44) formado en el inyector (26) y

c) situar la superficie óptica (194a) de la varilla óptica en la proximidad inmediata de la llama en la cámara de combustión para obtener una exposición a la llama suficiente para oxidar los depósitos de hollín sobre ésta, donde la varilla óptica (194) se extiende desde una superficie del inyector (26) hasta un emplazamiento que permite a la superficie óptica (194a) estar en la proximidad inmediata de la llama en la cámara de combustión.

11. Procedimiento según la reivindicación 10, que comprende además la etapa que consiste en revestir la superficie óptica (194a) de la varilla óptica (194) de un catalizador que favorece la oxidación del hollín bajando la temperatura a la cual se produce la oxidación a una temperatura inferior a aquella a la que está expuesta la superficie óptica.

12. Procedimiento según la reivindicación 10, que comprende además la etapa que consiste en configurar la superficie óptica (194a) del captador óptico (194) para actuar como difusor.

13. Procedimiento según la reivindicación 10, que comprende además la etapa que consiste en configurar la superficie óptica (194a) del captador óptico (194) para aumentar el ángulo de abertura de la radiación que proviene de la llama en la cámara de combustión.