重型燃氣輪機燃燒室全溫全壓排故試驗

羅智鋒，劉重陽，黃治國，王秀蘭，李華東

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703；2.中航發動機有限責任公司，北京100028)

重型燃氣輪機燃燒室全溫全壓排故試驗

羅智鋒1，劉重陽1，黃治國2，王秀蘭1，李華東1

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703；2.中航發動機有限責任公司，北京100028)

詳細介紹了某重型燃氣輪機天然氣燃料燃燒室全溫全壓試車臺建設，及全溫全壓排故試驗。建立的全溫全壓試車臺滿足使用要求，積累的試驗臺建設經驗為后續更高指標的試驗器建設奠定了技術基礎；燃燒室全溫全壓試驗重現了電廠故障，驗證了燃燒室壁面燒蝕的原因，為燃燒室現場排故及后續優化設計提供了技術支持，同時也獲得了寶貴的全溫全壓燃燒室排故試驗經驗。

重型燃氣輪機；燃燒室；天然氣；試驗臺；全溫全壓；排故

1　引言

某重型燃氣輪機天然氣燃料燃燒室，受試驗臺試驗能力的限制，在降壓模擬條件下完成了主要熱態性能數據的錄取及試驗調試工作，試驗結果(除污染物排放指標外)基本滿足設計技術要求。但在電廠試運行期間，脫機檢查時發現燃燒室有燒蝕現象。為盡快排除故障，需對燃燒室開展全溫全壓試驗研究，查找故障原因，制定改進措施。為此，擬在現有設備基礎上，通過新建和適應性改造設備，以滿足燃燒室全溫全壓試驗需求。本文介紹了燃氣輪機燃燒室全溫全壓試車臺建設，及全溫全壓試驗排故的基本情況。

2　試驗設備

燃氣輪機燃燒室全溫全壓試車臺組成如圖1所示。在現有燃燒室試驗器的基礎上，通過新建天然氣增壓站、天然氣控制系統，改造天然氣管網，改進設計全溫全壓扇形試驗件(包括試驗機匣、前后轉接段、測量段)、測試受感部實現。

試驗臺原理如圖2所示，空氣系統氣源由壓縮機組提供，空氣流量采用流量孔板計量，空氣利用天然氣加溫爐間接加溫。可提供壓力≤2.5 MPa、溫度≤928 K、流量≤21 kg/s的純凈高溫壓縮空氣。

圖1　燃氣輪機燃燒室全溫全壓試車臺組成圖Fig.1 The arrangement of high-temperature and pressure test rig for the gas turbine combustor

圖2　燃氣輪機燃燒室全溫全壓試車臺原理圖Fig.2 The schematic diagram of high-temperature and pressure test rig for the gas turbine combustor

天然氣增壓站由兩臺往復式天然氣壓縮機并聯增壓，可提供壓力≤2.5 MPa、流量(標準大氣壓) 0～2 300 m3/h的天然氣燃料。天然氣控制系統分四路，分別供應燃燒室副擴散區、主擴散區、環形區和點火預燃室。點火支路燃料流量不予計量，只需通過自力式壓力調節閥調節點火噴嘴前后壓差以滿足預燃室點火需求；其他三路燃料流量分別采用安裝在各支路上的質量流量計計量，并通過各支路上的氣動調節閥調節。該系統具備手動、自動兩種控制模式，可根據試驗需要切換。

另外，天然氣為易燃易爆氣體，為此采取了完善的安保措施。整個燃料供給系統元器件選用良好的防爆功能產品，并采取有效措施消除靜電；天然氣增壓站具備獨立完整的安保體系，確保系統在超溫、超壓等非正常工作狀態下聲光報警并自動停機保護；天然氣控制系統設置了阻火器、單向閥和快速切斷閥，以阻止火焰回傳、壓力反串及緊急情況下的快速停車；控制軟件具有關鍵壁溫監測、超溫報警并按預先設置控制規律降低燃料量的試驗件保護機制。

3　試驗件

重型燃氣輪機燃燒室為包含20個火焰筒的逆流環管式燃燒室(圖3)。燃燒室位于壓氣機氣缸外側，高壓壓氣機出口的高溫高壓新鮮熱空氣，通過燃燒室進口擴壓器減速增壓后進入燃燒室二股流通道逆向流動，再通過火焰筒頭部環形燃燒區旋流器、中心燃燒區旋流器、環形燃燒區主燃孔、摻混區摻混孔及火焰筒壁面冷卻孔進入火焰筒內部，與燃料噴嘴噴入火焰筒的天然氣快速混合燃燒，摻冷后排出。

圖3　重型燃氣輪機燃燒室結構示意圖Fig.3 Structure scheme of a heavy-duty gas turbine combustor

試驗件為帶18°扇形機匣的單管燃燒室，其燃料噴嘴共分三條流路，分別供應環形燃燒區與中心燃燒區，其中中心燃燒區由主擴散與副擴散兩路供應燃料。

圖4　全溫全壓扇形試驗件機匣Fig.4 The sector casing for high-temperature and pressure test

全溫全壓扇形燃燒室試驗件機匣(圖4)，主要由前后轉接段、扇形機匣、測量段組成。前轉接段與試驗臺進氣管道連接，將圓形進氣通道過渡為扇形通道；扇形機匣相當于整機環形機匣的1/20扇區，機匣內型面與整機基本一致，以確保流場的相似性；測量段用于安裝出口測量耙；后轉接段將燃燒室出口燃氣導引至排氣管道。測量段與后轉接段采用水冷套結構。采用壓力容器強度理論計算公式[1]進行初步設計，和有限元分析軟件進行強度校核。

試驗前使用孔探儀對試驗件關鍵安裝部位進行了檢查(圖5)，試驗件安裝符合要求。試驗現場如圖6所示。

4　試驗方法及測試參數

全溫全壓排故試驗分兩次完成。首次試驗主要是模擬電廠試運行情況，采用的火焰筒結構與電廠試運行件相同(頭錐處開有冷卻孔)。燃燒室進口參數和燃料流量隨相對功率的變化曲線分別如圖7、圖8所示。第二次試驗更改了火焰筒結構(對頭錐處冷卻孔進行了封堵)。

燃燒室進口空氣流量采用空氣系統流量測量裝置標準孔板測量，進口總壓采用2支3點等環面分布的總壓耙測量，進口靜壓采用4點合1點的壁面靜壓孔測量，進口總溫采用2支單點K型總溫耙測量；燃燒室出口總溫采用布置在出口截面的10支11點S型總溫耙測量，測點沿徑向等環面分布。第二次試驗在環形區內環收縮段敷設了直徑為1 mm的鎧裝K型熱電偶檢測壁溫。

圖5　試驗件安裝檢查照片Fig.5 The assemblage and examination of specimen

圖6　試驗現場照片Fig.6 The test field

圖7　燃燒室進口參數隨相對功率的變化Fig.7 Combustor inlet pressure vs.relative power

圖8　設計方案燃料流量隨相對功率的變化Fig.8 Fuel mass flow rate of design scheme vs.relative power

5　試驗結果

首次試驗結束后，發現試驗件火焰筒環形區內環收縮段有燒蝕現象(圖9)，與電廠試運行期間燒蝕的位置相同，重現了電廠故障。第二次試驗結束后，試驗件相同位置未發現燒蝕現象，環形區內環收縮段壁溫隨相對功率的變化曲線如圖10所示。

圖9　排故試驗照片Fig.9 Debugging tests

圖10　環形區內環收縮段壁溫隨相對功率的變化Fig.10 Wall temperature of constringency section in annular zone vs.relative power

從首次試驗火焰筒環形區內環收縮段燒蝕照片可以看出，內環收縮段前端即縫槽出口附近壁面完好且呈綠色，說明該處壁面溫度未超過其材料GH3044的耐熱限制溫度1 173 K[2]，處于冷卻氣膜的有效防護之下；燒蝕部位位于氣膜冷卻段后端，說明該處壁面溫度較高，已超過材料耐熱限制溫度。從第二次試驗結果看，火焰筒環形區內環收縮段未發現燒蝕現象，其壁面溫度在燃氣輪機整個運行工況范圍內均未超過1 100 K，說明內環收縮段得到冷卻氣膜的有效防護。

分析認為，內環收縮段冷卻氣膜與燃氣對流強度較大，附壁性能差，氣膜有效長度相對較短。這種結構要獲得良好的冷卻效果，需保證適當的冷卻氣膜射流速度及合適的冷卻氣膜有效長度[3-5]。另外，由于火焰筒環形區內環壁面冷卻孔總開孔面積為2 279 mm2，頭錐處冷卻孔總開孔面積為605 mm2，火焰筒內環總開孔面積增加了26.5%，這使得火焰筒內環收縮段冷卻空氣流量相對減少，冷卻氣膜射流速度相對降低，縮短了氣膜的有效長度，導致收縮段后端在缺乏良好冷卻氣膜防護情況下，遭受高溫燃氣灼燒而發生燒蝕現象。

6　結束語

本文針對某重型燃氣輪機天然氣燃燒室排故試驗需求及現有試驗臺試驗能力不足現狀，在現有燃燒室試驗器的基礎上，通過新建天然氣增壓站和天然氣控制系統，改造天然氣管網，改進設計全溫全壓扇形試驗件等措施，建立了燃燒室全溫全壓試車臺，并成功進行了燃燒室全溫全壓排故試驗。這表明建立的全溫全壓試車臺滿足使用要求，積累的相關技術經驗為后續更高指標的試驗器建設奠定了技術基礎。試驗中復現了降壓試驗未能出現的電廠故障，驗證了燃燒室壁面燒蝕的原因，為燃燒室現場排故及后續優化設計提供了技術支持，同時也獲得了寶貴的燃燒室全溫全壓排故試驗經驗。

[1]GB150-1998，鋼制壓力容器[S].

[2]《中國航空材料手冊》編輯委員會.中國航空材料手冊：第2卷變形高溫合金鑄造高溫合金[K].2版.北京：中國標準出版社，2001.

[3]焦樹建.燃氣輪機燃燒室[M].北京：機械工業出版社，1988.

[4]趙強，劉慶國.火焰筒壁氣膜冷卻效果試驗研究[J].航空發動機，1999，25(3)：51—56.

[5]胡正義.燃燒室設計計算-流量分配、冷卻縫槽結構和壁溫的關系[R].1992.

High-Temperature and Pressure Debugging Test of a Heavy-Duty Gas Turbine Combustor

LUO ZHi-feng1，LIU Chong-yang1，HUANG ZHi-guo2，WANG Xiu-lan1，LI Hua-dong1
(1.China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China；2.China Aviation Engine Holdings Corporation LTD，Beijing 100028，China)

The high-temperature and pressure test rig construction for heavy-duty gas turbine combustor with natural gas,and the debugging tests were presented.Abundant construction experience was accumulat?ed in the process and it made a technology base for the higher index tester building.The combustor working faults in the electricity generating station were reappeared in the high-temperature and pressure tests and the reasons of combustor liner wall ablation were certificated,which is helpful for the combustor debugging and optimum design.At the same time,the valuable experience of high-temperature and pressure combus?tor debugging test are also got.

heavy-duty gas turbine；combustor；natural gas；test rig；high-temperature and pressure test；debugging

TK477

：A

：1672-2620(2014)06-0033-04

2014-04-01

羅智鋒(1980-)，男，陜西渭南人，工程師，主要從事航空發動機燃燒室試驗研究。