Verbrennungseinrichtung Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Verbrennungseinrichtung zum Verbren nen von Brennstoff. in einem die Verbren nung unterhaltenden CTasstrom. Es kann sich dabei z. B. um eine Verbrennungseinrichtung handeln, wie sie in Strahltriebwerken oder andern Gasturbinenanlagen Verwendung fin (len.
Es ist bekannt, in Verbrennungseinrielitun- gen der genannten Art im die Verbrennung innerhaltenden Gasstrom Flammenstabilisie- rungsmittel anzuordnen. Die meisten dies bezüglichen Vorschläge zeigen aber den Nach- ,teil, dass die Flamme trotzdem nicht genügend stabilisiert werden kann und durch den Gas strom ausgelöscht wird oder dass dadurch eine unvollständige Verbrennung des Brennstoffes in Kauf genommen werden muss.
Die vorlie gende Erfindung bezweckt die Schaffung einer V erbrennungseinriehtung, bei welcher dieser Nachteil vermieden ist.
Die Verbrennungseinrichtung nach vorlie gender Erfindung besitzt eine Leitung zur Schaffung eines Strömungsweges für den ge- nannten Hasstrom, wobei ein Abschnitt dieser Leitung eine grössere Durchflussquersehnitts- fläelie@aufweist als ein unmittelbar strom aufwärts dieses Abschnittes liegender Lei- tungsabselinitt;
sie besitzt ferner Flammen stabilisierungsmittel, die am Einlass des er weiterten Leitungsabschnittes angeordnet sind, Mittel zur Brennstoffzufuhr in die Leitung, so dass Brennstoff stromabwärts der Flammen- stabilisierungsmittel in den erweiterten Lei tungsabschnitt gelangt, sowie Mittel zum Ent zünden von Brennstoff. Erfindungsgemäss ist diese Einrichtung dadurch gekennzeichnet, dass der erweiterte Leitungsabschnitt eine plötzliche Leitungserweiterung darstellt, die zusammen mit den Flammenstabilisierungsmit- teln eine Rückströmung von Gas in dem er weiterten Leitungsabschnitt bewirkt.
In der beiliegenden Zeichnung ist der Er findungsgegenstand beispielsweise dargestellt; es zeigt Fig. 1 eine Verbrennungseinrichtung im Schnitt, Fig.2 schematisch eine andere Verbren nungseinrichtung, bei welcher die Verbren- nungs- und Verdünnungsgasströme voneinan der getrennt geführt sind, Fig. 3 schematisch eine Gasturbinenanlage mit einer ringförmigen Verbrennungseinrich tung, Fig. 4 in grösserem Massstab eine Variante der Brennkammer der in Fig. 3 gezeigten Ein richtung,
Fig. 5 eine Nachv erbrennungseinrichtung i'ür eine Gasturbinenanlage, Fig. 6 eine Ansicht in Richtung des Pfeils VI in Fig. 5 und Fig. 7 und 8 eine Einzelheit der Flammen- stabilisierungsmittel bzw.
der Brennstoffzu- fuhrmittel. In Fig. 1 bezeichnen 10, 13 und 16 v er- schiedene Abschnitte einer Leitung, durch welche im Betrieb ein die Verbrennung von Brennstoff unterhaltendes Gas, z. B. Luft, in Richtung des Pfeils 11 strömt. Die Leitung besitzt hier Kreisquerschnitt, könnte aber auch irgendeine andere geeignete Querschnittsform aufweisen. Vom Abschnitt 10 der Leitung zum Abschnitt 16 erfährt der Gasstrom eine zwei malige rechtwinklige Umlenkung. Der gegen seitige Abstand der Leitungswände ist im mitt leren Abschnitt 13 bedeutend grösser als in den Leitungsabschnitten 10 und 16. Die Leitungs erweiterung zwischen diesen Abschnitten kann z.
B. 4: 1 betragen. An der in Strömungsrich tung des Gasstromes ersten Umlenkstelle zwi schen den Leitungsabschnitten 10 und 13 sind ein Umlenkgitter bildende Schaufeln 12 mit stromlinienförmigem Querschnitt. vorgesehen. Diese Schaufeln sind so angeordnet, dass bei Normalbetrieb der Einrichtung die Gasströ- mimg an ihnen abreisst, wobei in den durch diese Schaufeln geschaffenen Wirbelzonen die Verbrennung von Brennstoff erfolgen kann. An der zweiten Umlenkstelle zwischen den Leitungsabschnitten 13 und 16 sind ein wei teres Umlenkgitter bildende Schaufeln 15 mit stromlinienförmigem Querschnitt. angeordnet.
Die Schaufeln 12 und die plötzliche Erwei terung des Leitungsquerschnittes zwischen den t1bschnitten 10 und 13 wirken zusammen als Diffusor und bewirken somit eine Kompression des Gases. In gleicher Weise bewirken die Schaufeln 15 zusammen mit der plötzlichen Leitungsverengung zwischen den Abschnitten 13 und 16 eine Expansion des Gases. Der Ab- -#ehnitt 13 stellt den Brennraum der Einrich tung dar, wobei Brennstoff in den durch Ab reissen der Strömung bewirkten Wirbelzonen 14, von deren eine mit gestrichelten Linien 14 angedeutet ist, verbrannt wird.
Das Einführen von Brennstoff in den Gasstrom erfolgt mittels eines Rohres 34, dessen 'Zündungen strom aufwärts gerichtet sind; der aus dem Rohr 34 austretende Brennstoff wird von dem die Ver brennung unterhaltenden Gasstrom in den Brennraum im Leitungsabschnitt 13 transpor tiert. Die aus dem Abschnitt 13 austretenden Verbrennungsprodukte werden bei ihrem Ein tritt in den Abschnitt. 16 erneut um 90 um gelenkt und dann zur Arbeitsleistung, z. B. zum Antreiben einer Turbine oder zu Heiz zwecken, weitergeleitet.
Die in Fig.1 gezeigte Ausführungsform der Verbrennungseinrichtung kann dahin gehend abgeändert werden, dass stromaufwärts der ein Abreissen der Strömung bewirkenden Schaufeln 12 ein oder mehrere Schaufelgitter, die kein Abreissen der Strömung bewirken, an geordnet sind. In diesem Fall sind die ein zelnen, ein Abreissen der Strömung bewirken den Schaufeln 12 zweckmässig so angeordnet, dass sie ausserhalb der Ablösungswirbel der stromaufwärts angeordneten Schaufeln zu lie gen kommen. In gewissen Fällen wird es zweckmässig sein, die ein Abreissen der Strö mung bewirkenden Schaufeln 12 bzw. die Schaufeln 15 als zusammenhängende Elemente auszubilden.
Ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Verbrennungseinrichtung der in Frage ste henden Art ist in Fig. 2 dargestellt. Diese Ein richtung besitzt eine Leitung 10, durch welche im Betrieb der die Verbrennung unterhaltende Grasstrom in Richtung des Pfeils 11 strömt. Im Strömungsweg 11 des Gasstromes ist eine als Stabilisierungsmittel dienende Platte 17 an geordnet, welche den Gasstrom in zwei Teile teilt. Der eine Gasst.romteil strömt. durch einen Diffusorkanal 18 und bildet einen Ver- dünnungsgasstrom, während der andere Gas stromteil in einen erweiterten Leitungsab schnitt 19 gelenkt wird.
In diesem erweiterten Leitungsabschnitt 19 wird durch die plötz- liehe Erweiterung, die durch die Platte 17 ab geschirmt ist, eine Rückströmung des die Ver brennung unterhaltenden Gasstromes bewirkt. In diese Rüekströmungszone wird mittels einer Düse 20 Brennstoff eingeführt. Durch die Platte 17 ist eine abgeschirmte Zone gesehaf- fen, in welcher der Brennstoff verbrannt wird, wobei die Flammen mit der gestriehel- ten Linie 21 angedeutet ist.
Stromabwärts der Brennzone wird der Verdünnungsgasstrom, der den Kanal 18 passiert hat, mit den aus dem erweiterten Leitungsabschnitt 19 kommen- den heissen Verbrennungsgasen gemischt und in einem gemeinsamen Leitungsabschnitt 22 weitergeführt. Die Geschwindigkeit des die Verbrennung unterhaltenden Gasstromteils, der in den Abschnitt 19 eintritt, wird unter die Gesehwindigkeit des Gasstromes stromauf wärts der Brennzone gesenkt, so dass die Ge fahr des Auslöschens der Flamme durch einen mit grosser Geschwindigkeit eintretenden Gas strom wesentlich herabgesetzt ist.
Die An ordnung kann derart sein, dass der Anteil des (Fasstromes, der in den erweiterten Leitungs abschnitt 19 eintritt, nicht wesentlich grösser ist als die Gasstrommenge, die zur vollstän digen Verbrennung des eingeführten Brenn stoffes erforderlich ist. Auch wenn somit in dem in den Leitungsabschnitt 19 eintretenden Gasstrom starke Turbulenz herrscht, kann dies den Verbrennungsvorgang nicht ernstlich be einflussen, da keine Möglichkeit besteht, dass brennender Brennstoff aus der Verbrennungs zone heraus in den Verdünnungsgasstromteil getragen und dort gelöscht wird.
Es können auch mehrere solcher einzelner Brennzonen in Pirallelschaltung angeordnet sein, wobei ihre :Anzahl natürlich durch bauliche und eine sta bile Verbrennung betreffende Überlegungen begrenzt ist.
Eine Anlage mit einer Verbrennungsein- riehtung nach den an Hand von Fig.2 be schriebenen Grundsätzen ist in den Fig. 3 und 4 dargestellt; diese Figuren zeigen die Verbrennungseinrichtung eines Gasturbinen- Strahltriebwerkes. Gemäss Fig. 3 ist eine Ring leitung 10 stromabwärts eines AYialströmungs- kompressors 23 vorgesehen, welche in einen erweiterten Ringleitungsabschnitt mündet, der als Verbrennungsraum dient.
An das strom abwärts liegende Ende der Ringleitung ist eine Turbine 26 angeschlossen, deren Rotor auf der Bleiehen Welle sitzt wie der Rotor des Kom pressors 23. In der Zeichnung ist nur die letzte Kompressorstufe dargestellt.
Die Innen wand des im Querschnitt ringförmigen, er weiterten Leitungsabschnittes, der als Brenn- kammer bezeichnet werden kann, ist, wie bei 24 gezeigt, gebogen, wobei quer durch den stromaufwärtsliegenden Endteil 25 der Brenn- kammer Umlenkkörper 40, 41 ragen; diese Körper sind am besten in Fig. 4 ersichtlich. ;
Die Umlenkkörper 40, 41 teilen die einströ mende Luft in Verdünnungsluftströme und Verbrennungsluftströme. Die Strömungswege eines Paares benachbarter Luftströme sind in Analogie zu Fig. 2 mit 18 und 19 be zeichnet. Mehrere Paare von Umlenkkörpern 40, 41 sind im Einlassteil der Brennkammer angeordnet. Stromabwärts der Brennkammer sind Richtschaufeln 28 angeordnet, um die Turbulenz der gegen die Turbine 26 strö-, menden Heissgase herabzusetzen.
In Fig.4 ist mit 29 der stromaufwärtsliegende End- teil des Verbrennungsstromweges 19 bezeich net; er wird durch einen Kanal gebildet, der zwischen parallelen Wänden geschaffen und von genügender Länge ist, um zu starke Tur bulenz des einströmenden Gasstromes herab zusetzen. In der Rückströmzone wird Brenn stoff verbrannt; die Flamme ist mit gestrichel ten Linien 30 angedeutet. Die Leitungserwei terung zwischen dem von parallelen Wänden begrenzten Kanal und der die Flamme ent haltenden Zone beträgt etwa 1:4.
Der Ver- dünnungsstromkanal 18 ist auch hier als Dif- fusor ausgebildet, wobei die Erweiterung des Diffusors etwa 1 :11/2 beträgt. Die Körper 40, 41 können mit öffnungen versehen sein, so dass ein Teil der Verdünnungsluft zu Kühlzwecken durch sie hindurchtreten kann.
Der stromaufwärtsliegende Endteil des Strömungsweges 19 verhindert, wie bereits erwähnt, das Auftreten einer zu stark turbu lenten Strömung. Dies ist notwendig, um zu verhindern, dass die Flamme in der Verbren nungszone ausgelöscht wird. Dagegen ist eine geringe Turbulenz der Strömung erwünscht, da dies eine Verkürzung der Flamme zur Folge hat, vorausgesetzt natürlich, dass diese Turbu lenz nicht stark genug ist, um unter den un günstigsten Verhältnissen, z. B. in grossen Flughöhen, wenn es sich um ein Flugzeug triebwerk handelt, ein Löschen der Flamme bewirken zu können. Die gewünschte geringe Turbulenz der Strömung kann durch Unregel mässigkeiten im Strömungsweg 19 erzeugt werden.
In der Leitung 10 ist eine Brennstoff- einspritzvorrichtLing 34 angeordnet, deren Ein spritzöffnungen stromaufwärts gerichtet sind. Der eingespritzte Brennstoff wird dann vom Luftstrom gegen die Umlenkkörper in der Brennkammer hin getragen. Einer der Körper 40 trägt eine Zündvorrichtung 42, mittels wel cher das in der zugeordneten Verbrennungs zone strömende Brennstoff/Luft-Gemisch ent zündet wird. In andere Verbrennungszonen wird die Flamme mittels eines.
U-förmigen Flammenverteilrohres 43 eingeführt. Diese Art der Zündung ist besonders bei Leerlauf oder Teillastbetrieb der Anlage vorteilhaft. Bei Leerlauf der Anlage kann es zweckmässig sein, die Anordnung so zu treffen, dass nur in einer Verbrennungszone 19 eine Verbrennung statt findet, wobei die mit der Zündvorrichtung ausgerüstete Verbrennungszone als Leerlauf - Brennkammer dient. Die Steuerung der Ver brennung in jeder Brennkammer erfolgt zweckmässig dadurch, dass jeder Brennkammer separate Brennstoffzuführmittel zugeordnet werden.
Der Brennstoff kann diesen Brenn- kammern z. B. in Form eines auf die Um lenkkörperflächen aufgesprühten Films zuge führt werden, wie dies im folgenden noch näher beschrieben wird. Bei Leerlauf der An lage wird die Brennstoffzufuhr zu allen Brennkammern, ausgenommen der Leerlauf brennka.mmer, unterbrochen; beim Betrieb der Anlage unter Last wird den andern Brenn- kammern wieder Brennstoff zugeführt, wobei die Flamme aus der Leerlaufbrennkammer durch die Flammenverteilrohre 43 in diese andern Brennkammern übertragen wird.
Die Leerlaufbrennkammer wird zweckmässig so aus gebildet, dass in ihr eine besonders stabile Ver brennung gewährleistet ist, das heisst, dass in ihr- nur geringe Strömungsgeschwindig keiten und nur schwache Turbulenz auftreten können, um eine leichte Entzündung des ihr zugeführten Brennstoffes zu gewährleisten. Die vorausgehend erwähnten Unregelmässig keiten in der Wandung dieser Brennkammer sind deshalb zweckmässig weniger ausgeprägt als in den übrigen Brennkammern.
In den Fig. 5 und 6 ist ein Gasturbinen- Strahltriebwerk mit Nachverbrennungseinrich- tun- dargestellt. Die Bezugszahlen 10, 13 und 16 bezeichnen Abschnitte einer abgesetzten Leitung von ringförmigem Querschnitt analog der in Fi-.1 -ezeigten Leitung. Stromauf- wärts des Leitungsabschnittes 10 ist. eine Tur bine 44 angeordnet.
Der zur Nachverbren nung erforderliche Brennstoff wird mittels eines Rohres 34 zugeführt, dessen Mündun gen stromaufwärts gerichtet sind, wobei der aus dem Rohr 34 austretende Brennstoff durch die Abgase der Turbine 44 stromabwärts ge tragen wird.
Die Leitungsabschnitte 10, 13 und 16 sind im Querschnitt ringförmig. Die Innenwand der Leitungsteile 10, 13, 16 und die Aussen wand des Leitungsteils 10 sind ortsfest ange ordnet und bilden einen Teil des normalen Gasturbinengehäuses. Die Aussenwand der Leitungsabschnitte 13 und 16 dagegen sind durch eine Hülse 45 gebildet, welche die orts festen Wände der Leitung umschliesst und in Axialrichtung verschiebbar ist. Nicht ge zeichnete Dichtungsmittel sind zur Herab setzung oder Verhinderung von Leekverlusten zwischen den beweglichen und den ortsfesten Leitungswandteilen vorgesehen.
Die Hülse 45 ist zwischen zwei Endlagen verschiebbar; die Hülse ist in Fig.5 mit ausgezogenen Linien in der einen Endlage dargestellt, in welcher Endlage die Abstände einander direkt gegen überliegender Wandteile in allen Leitungsab schnitten 10, 13 und 16 annähernd durchwegs ,gleich sind. In Fil-.5 ist ferner die andere Endlage der Hülse 45 mit gestrichelten Linien angedeutet, in welcher Endlage die Abstände einander direkt gegenüberliegender Wandteile des Leitungsabschnittes 13 bedeutend grösser sind als die betreffenden Abstände in den Lei tungsabschnitten 10 und 16.
An der ersten Umlenkstelle zwischen den Leitungsabschnit ten 10 und 13 ist eine Mehrzahl von ein Um lenkgitter bildenden Schaufeln 47 mit strom linienförmigem Querschnitt. vorgesehen. An der zweiten Umlenkstelle zwischen den Lei- tungsabsehnitten 13 und 16 ist eine Mehrzahl von Schaufeln 48 mit stromlinienförmigem Querschnitt vorgesehen, welche ein Umlenk- gitter bilden. Die Schaufeln sind mittels git- terförmigen Elementen 46 zwischen den orts festen Wänden der Leitung und der verschieb baren Leitungswand befestigt.
Wenn sieh die Hülse 45 in der einen, mit vollausgezogenen Linien (Fig.5) gezeigten Endlage befindet, sind die Scherengitter 46 zusammengezogen. Wenn sieh die Hülse 45 dagegen in ihrer mit gestrichelten Linien (Fig. 5) dargestellten Lage befindet, sind die Scherengitter 46 aus -estreekt und gestatten so, den Schaufeln 47, 48 der beiden Umlenkgitter ihre neue Stel- hing einzunehmen.
Die Schaufeln 47 sind derart auf den Scherengittern 46 angeordnet, dass wenn sich die Hülse 45 in der mit aus gezogenen Linien gezeichneten Endlage be findet, die Schaufeln so eingestellt sind, dass sie lein Anreissen der Strömung bewirken und dass wenn sieh die Hülse 45 in der mit ge strichelten Linien gezeichneten Endlage be findet, die Schaufeln so eingestellt sind, da.ss die Strömung an den Schaufeln mehr oder weniger frühzeitig abreisst.
Nicht gezeichnete Mittel sind vorgesehen zur Speisung des Roh res 34 mit Brennstoff, und zwar so, dass die Brennstoffzufuhr unterbrochen wird, wenn sieh die Hülse 45 in der mit ausgezogenen Linien gezeichneten Endlage befindet und die Schaufeln 47 so gestellt sind, dass die Strö mung an diesen Schaufeln nicht abreisst. Zur Verschiebung der Hülse 45 aus ihrer einen Endlage in die andere Endlage ist ein hydrau lisch betätigbarer Servomotor 50 vorgesehen, der mit einem Auge 51. an der Hülse 45 ge kuppelt ist.
Die Wirkungsweise der in den Fig. 5 und 6 dargestellten Naehverbrennungseinrichtung ist, die folgende: Wenn keine Nachverbrennung stattfinden soll, wird die Hülse 45 in die mit <B>z</B> -tus gezogenen Linien gezeichnete Endlage ver- selroben, so da.ss die Schaufeln 47 so eingestellt sind, dass die Strömung an ihnen nicht ab reisst und kein Brennstoff in das Rohr 3.1 ge langt.
Die Abgase der Turbine 44 strömen somit frei und ungehindert durch die Lei- tungsabsehnitte 10, 13 und 16 und gelangen so in das Strahlrohr der Anlage. Wenn da gegen eine Nachverbrennung erfolgen soll, wird die Hülse 45 in die mit gestrichelten Linien gezeichnete Endlage verschoben. Die Schaufeln 47 werden dadurch so eingestellt, da.ss die Strömung an diesen Schaufeln abreisst, während durch die Brennstoffzufuhrmittel dem Rohr 34 Brennstoff zugeführt wird. Der so eingeführte Brennstoff wird in Tröpfchen form durch den Abgasstrom zu den Schaufeln 47 getragen.
Die in der genannten Weise ver stellten Schaufeln 47 erzeugen auf einer Saug seite abgeschirmte Zonen, in welchen die Ver brennung von Brennstoff erfolgt, wobei der Leitungsabschnitt 13 als Brennkammer dient. Die hier erzeugten Brenngase gelangen dann zusammen mit den Abgasen der Turbine durch die zwischen den Schaufeln 48 gebildeten Ka näle in den Leitungsabschnitt 16 und dann in das Strahlrohr der Anlage.
Es ist zu bemerken, dass die, zuletzt be schriebene Ausbildung der Verbrennungsein richtung besonders zweckmässig ist zur Durch führung einer Nachverbrennung in einer Gas turbinenanlage. Die beschriebene Verbren nungseinrichtung eignet sich in, gleicher Weise für stationäre und für als Strahltriebwerke ausgebildete Gasturbinenanlagen. Eine ähn liche Verbrennungseinrichtung kann auch in die Luftumführungsleitung einer mit Luft- umführung (ein Teil der vom Kompressor ge förderten Luft wird dem Strahlrohr unter Umgehung von Verbrennungseinrichtung und Turbine zugeführt) arbeitenden Gasturbinen anlage eingebaut sein.
Auch die vorange hend beschriebenen VerbrennungseinrichtLrn- gen (Fig. 1 bis 4) können in den verschieden sten Arten von Gasturbinenanlagen, z. B. auch in Strahltriebwerken mit Luftumführung ver wendet werden.
Bei allen vorangehend beschriebenen Ver brennungseinrichtungen kann in die Rück- strömzone hinter den Stabilisierungsmitteln, welches auch deren Form sei (z. B. ein Um lenkgitter, eine Abschirmplatte 17 oder Um lenkkörper 40, 41) in der verschiedensten Weise Brennstoff eingeführt werden. So kann der Brennstoff z. B. als gasförmiges Gemisch zusammen mit dem die Verbrennung unter haltenden Gasstrom in die Brennzone gelan gen. Der Brennstoff kann aber auch gleich- förmig in den Gasstrom eingespritzt werden, und zwar stromaufwärts der Brennzone, von wo er dann vom Gasstrom in Tröpfchenform weitertransportiert wird.
Eine solche Anord nung ist bei den Beispielen nach den Fig: 1, 3 und 5 vorgesehen, wo der Brennstoff mit tels eines Rohres 34 in den Gasstrom einge führt wird. Anderseits kann der Brennstoff direkt auf die Oberfläche der Stabilisierungs mittel aufgebracht werden. Wenn die Stabili- sierungsmittel durch Schaufeln gebildet sind, wie beim Beispiel nach Fig.l, dann ist. es zweckmässig, den Brennstoffilm auf der Rück seite der Schaufeln zu erzeugen, so dass die Gefahr des Wegspülens des Brennstoffes ver mindert ist. Von den genannten Flächen, auf welchen der Brennstoffilm erzeugt. wurde, verdampft dann dieser Brennstoff.
In der Rückströmzone können auch noch zusätzliche Brennstoffv erdampfungsflächen vorgesehen sein, auf welchen ebenfalls ein Brennstoff film erzeugt werden kann, sofern dies zweek- mässig scheint. Eine solche Ausführungsform ist beispielsweise in Fig.7 dargestellt. Hier ist an der Rückseite des Körpers 40 eine Rippe 35 so befestigt, dass sie in die Brennzone hineinragt.
Es kann zweckmässig sein, Brenn stoff in Gas- oder Dampfform direkt in die Rückströmzone einzuführen, wie dies bei 20 in Fig. \? angedeutet ist. Wenn zu diesem Zweck ursprünglich flüssiger Brennstoff ver wendet wird, so kann die Verdampfung dieses Brennstoffes dadurch bewirkt werden, da.ss er über irgendeine, von einem heissen Gasstrom bespülte Fläche geleitet wird. Solche Heiss gase können z. B. mittels der Flamme erzeugt werden, zu deren Aufrechterhaltung der Brennstoff zugeführt wird, oder sie können irgendeiner andern geeigneten Heissgasquelle entnommen werden.
Die Verdampfung erfolgt zweckmässig in einer Leitung, welcher auch Luft zugeführt wird. Die direkte Zufuhr von zerstäubtem flüssigem Brennstoff in Form von Tröpfchen in die Rückströmzone. von einer Stelle stromabwärts dieser Zone her ist ebenfalls eine Möglichkeit zur Brennstoffzu- fuhr. Die direkte Zufuhr von Brennstoff in die Rüekströmzone der Verbrennungseinrich- tung ist beim Beispiel nach Fig.8 vorge sehen;
bei diesem Beispiel kann das Zufuhr rohr 36 sowohl zur Zufuhr von verdampftem als auch zur Zufuhr von flüssigem Brenn stoff zur Rückströrrrzone vorgesehen sein. Wenn verdampfter Brennstoff an einer der Brennzone benaehbarten Stelle erzeugt. wird, nimmt das Rohr 36 die Stelle des Flammen- vert.eilrohres 43 bei der in Fi-. 4 gezeigaten Einrichtung ein.
Wenn die als L mlenkorgane ausgebil deten Stabilisierungselemente gegen den die Verbrennunf- unterhaltenden Gasstrom hin konvex gebogen sind, wie dies im Brennraum 19 der Verbrennungseinriclrt.ung nach Fig. -1 vorgesehen ist, können diese Elemente relativ dick ausgebildet sein, so dass sie mit einem Hohlraum versehen sein können; sie lassen sieh dann zur Zufuhr von Brennstoff zum Brennraum verwenden. Brennstoff kann dann entweder in flüssigem oder gasförmigem Zu stand in den Brennraum eingeführt werden.
Bei der in Fig. 4 gezeichneten Verbrennungs einrichtung kann Brennstoff in Form eines Films beiden Seiten der Verbrennungskam mer zugeführt. und dort verdampft werden.
Zweckmässig sind die Vorderkanten der Stabilisierungselemente, ob es sich nun um Schaufeln, Umlenkplatten oder Leitungswände handelt, abgerundet, um so ein Abreissen der Strömung an diesen Elementen auch dann zu vermeiden, wenn die Einrichtung nicht im Auslegungspunkt arbeitet.
Im vorangehenden wurde besonders die Verwendung der in Frage stehenden Verbren nungseinrichtung in Gasturbinenanlagen be schrieben; diese Verbrennungseinrichtungen sind aber keineswegs auf dieses Anwendungs gebiet beschränkt. So kann eine Verbren nungseinrichtung der beschriebenen Art, z. B. auch in Staustrahltriebwerken, in an den Ro- torspitzen von Helikoptern angeordneten Strahltriebwerken, in Druckaustausehern und andern Anlagen verwendet werden, in wel chen Heissgase erzeugt werden sollen, z. B.
in Anlagen zur Herstellung von Azethylen aus Methan und Sauerstoff oder zur Herstellung von Stickoxydgas durch Verbrennen von Brennstoff in Luft, mit oder ohne Anreiche rung von Sauerstoff in dieser Luft.
Die in Fig. 3 gezeigte Verbrennungseinrichtung eignet. sieh besonders zur Verwendung mit im (@aei@sehnitt ringförmigen Brennkammern und mit AZialströmilugs-Gasturbinen; es ist jedoch huch Verwendung der Verwendungseinrieh- tniig zusammen mit einem Zentrifugalkom- pressor in einer Gasturbinenanlage möglich.
Ve rbrennungseinriehtungen der beschriebenen Art werden zweckmässig dort. in die Anlage eingebaut, wo diese üblicherweise einen Krüm mer im Diffusorsystem am Auslass des Lauf rades besitzt. Auf diese Weise kann eine An lage mit äusserst kleinen Längenabmessungen gebaut werden, die z. B. auch mit vertikaler Ase in ein Flugzeug eingebaut werden könnte. So könnte z. B. eine Anlage mit Zentrifugal kompressor und vertikal verlaufender Maselii- n < @niixe ohne weiteres innerhalb der Tiefe eines Flugzeugflügels Platz finden.
Combustion device The present invention relates to a combustion device for burning fuel. in a C gas stream that maintains the combustion. It can be, for. B. be a combustion device, as used in jet engines or other gas turbine systems fin (len.
It is known to arrange flame stabilizers in combustion units of the type mentioned in the gas stream containing the combustion. Most of the related proposals show the disadvantage that the flame can still not be sufficiently stabilized and is extinguished by the gas flow or that incomplete combustion of the fuel has to be accepted.
The aim of the present invention is to create a combustion device in which this disadvantage is avoided.
The combustion device according to the present invention has a line for creating a flow path for the said Hasstrom, a section of this line having a larger flow cross-sectional area @ than a line separation located directly upstream of this section;
it also has flame stabilization means, which are arranged at the inlet of the extended line section, means for supplying fuel into the line so that fuel reaches the extended line section downstream of the flame stabilization means, and means for igniting fuel. According to the invention, this device is characterized in that the widened line section represents a sudden line widening which, together with the flame stabilizing means, causes a backflow of gas in the widened line section.
In the accompanying drawing, the subject of the invention is shown, for example; 1 shows a combustion device in section, FIG. 2 schematically another combustion device in which the combustion and dilution gas flows are guided separately from one another, FIG. 3 schematically shows a gas turbine system with an annular combustion device, FIG larger scale a variant of the combustion chamber of the device shown in Fig. 3,
5 shows a secondary combustion device for a gas turbine system, FIG. 6 shows a view in the direction of arrow VI in FIG. 5, and FIGS. 7 and 8 show a detail of the flame stabilization means or
the fuel supply means. In FIG. 1, 10, 13 and 16 denote different sections of a line through which a gas that maintains the combustion of fuel, e.g. B. air, in the direction of arrow 11 flows. The line here has a circular cross-section, but could also have any other suitable cross-sectional shape. From section 10 of the line to section 16, the gas flow undergoes two right-angled deflections. The mutual distance between the line walls is in the middle section 13 significantly greater than in the line sections 10 and 16. The line extension between these sections can, for.
B. 4: 1. At the first deflection point in the flow direction of the gas flow between tween the line sections 10 and 13 are a deflecting grille forming blades 12 with a streamlined cross section. intended. These blades are arranged in such a way that, during normal operation of the device, the gas flow breaks off at them, and fuel can be burned in the vortex zones created by these blades. At the second deflection point between the line sections 13 and 16 are a white teres deflecting grille forming blades 15 with a streamlined cross section. arranged.
The blades 12 and the sudden widening of the line cross-section between the sections 10 and 13 work together as a diffuser and thus cause a compression of the gas. In the same way, the blades 15, together with the sudden narrowing of the line between the sections 13 and 16, cause the gas to expand. The section 13 represents the combustion chamber of the device, with fuel being burned in the vortex zones 14 caused by the flow breaking off, one of which is indicated by dashed lines 14.
The introduction of fuel into the gas stream takes place by means of a pipe 34, the 'ignitions of which are directed upstream; the exiting from the pipe 34 fuel is transported by the gas flow maintaining the combustion in the combustion chamber in the line section 13 benefits. The products of combustion emerging from section 13 will enter the section when they enter. 16 again steered by 90 to and then to work performance, z. B. for driving a turbine or for heating purposes, forwarded.
The embodiment of the combustion device shown in FIG. 1 can be modified in such a way that one or more blade grids, which do not cause the flow to tear off, are arranged upstream of the blades 12 which cause the flow to tear off. In this case, the individual blades causing the flow to break away are expediently arranged in such a way that they come to lie outside the vortex of separation of the upstream blades. In certain cases it will be expedient to design the blades 12 or blades 15 causing the flow to tear off as coherent elements.
Another embodiment of a combustion device of the type in question is shown in FIG. This one direction has a line 10 through which the combustion-maintaining grass stream flows in the direction of arrow 11 during operation. In the flow path 11 of the gas flow serving as a stabilizing agent plate 17 is arranged, which divides the gas flow into two parts. The one gas flow part flows. through a diffuser channel 18 and forms a dilution gas flow, while the other gas flow part in a widened line section 19 is directed.
In this widened line section 19, the sudden widening, which is shielded by the plate 17, causes a backflow of the gas stream maintaining the combustion. In this backflow zone 20 fuel is introduced by means of a nozzle. The plate 17 creates a shielded zone in which the fuel is burned, the flames being indicated by the dashed line 21.
Downstream of the combustion zone, the diluent gas stream that has passed through the channel 18 is mixed with the hot combustion gases coming from the enlarged line section 19 and carried on in a common line section 22. The speed of the part of the gas flow which maintains the combustion and which enters section 19 is reduced below the speed of the gas flow upstream of the combustion zone, so that the risk of the flame being extinguished by a gas flow entering at high speed is significantly reduced.
The arrangement can be such that the proportion of the (pulp stream entering the enlarged line section 19 is not significantly greater than the amount of gas stream required for complete combustion of the fuel introduced Line section 19 entering gas flow, there is strong turbulence, this cannot seriously affect the combustion process, since there is no possibility that burning fuel is carried out of the combustion zone into the dilution gas flow part and extinguished there.
It is also possible for several such individual combustion zones to be arranged in parallel connection, the number of which is naturally limited by structural considerations and considerations relating to stable combustion.
A system with a combustion device according to the principles described with reference to FIG. 2 is shown in FIGS. 3 and 4; these figures show the combustion device of a gas turbine jet engine. According to FIG. 3, a ring line 10 is provided downstream of an axial flow compressor 23, which opens into an enlarged ring line section which serves as a combustion chamber.
At the downstream end of the ring line, a turbine 26 is connected, the rotor of which sits on the lead shaft like the rotor of the compressor 23. In the drawing, only the last compressor stage is shown.
The inner wall of the extended line section, which is annular in cross section and which can be referred to as the combustion chamber, is curved, as shown at 24, with deflecting bodies 40, 41 projecting transversely through the upstream end part 25 of the combustion chamber; these bodies are best seen in FIG. ;
The deflecting bodies 40, 41 divide the incoming air into dilution air flows and combustion air flows. The flow paths of a pair of adjacent air streams are marked in analogy to Fig. 2 with 18 and 19 be. Several pairs of baffles 40, 41 are arranged in the inlet part of the combustion chamber. Directional blades 28 are arranged downstream of the combustion chamber in order to reduce the turbulence of the hot gases flowing against the turbine 26.
In FIG. 4, the upstream end part of the combustion flow path 19 is designated by 29; it is formed by a channel that is created between parallel walls and is of sufficient length to reduce excessive turbulence of the inflowing gas stream. Fuel is burned in the backflow zone; the flame is indicated by lines 30 dashed. The extension of the line between the duct, which is delimited by parallel walls, and the zone containing the flame is approximately 1: 4.
The dilution flow channel 18 is also designed here as a diffuser, the expansion of the diffuser being approximately 1: 11/2. The bodies 40, 41 can be provided with openings so that part of the dilution air can pass through them for cooling purposes.
The upstream end portion of the flow path 19 prevents, as already mentioned, the occurrence of an excessively turbulent flow. This is necessary to prevent the flame in the combustion zone from being extinguished. On the other hand, a low turbulence of the flow is desirable, since this has a shortening of the flame, provided of course that this turbulence is not strong enough to operate under the most unfavorable conditions, e.g. B. at high altitudes, if it is an aircraft engine, to be able to extinguish the flame. The desired low turbulence of the flow can be generated by irregularities in the flow path 19.
In the line 10, a fuel injection device 34 is arranged, the injection openings of which are directed upstream. The injected fuel is then carried by the air flow against the baffles in the combustion chamber. One of the bodies 40 carries an ignition device 42, by means of which the fuel / air mixture flowing in the associated combustion zone is ignited. The flame is moved to other combustion zones by means of a.
U-shaped flame distribution pipe 43 introduced. This type of ignition is particularly advantageous when the system is idling or operating at part load. When the system is idling, it can be expedient to arrange the arrangement so that combustion takes place in only one combustion zone 19, the combustion zone equipped with the ignition device serving as an idle combustion chamber. The control of the combustion in each combustion chamber is expediently carried out by assigning separate fuel supply means to each combustion chamber.
The fuel can these combustion chambers z. B. in the form of a film sprayed onto the steering body surfaces in order to be supplied, as will be described in more detail below. When the system is idling, the fuel supply to all combustion chambers, with the exception of the combustion chamber, is interrupted; When the system is operated under load, fuel is fed back to the other combustion chambers, the flame from the idle combustion chamber being transferred through the flame distribution pipes 43 into these other combustion chambers.
The idle combustion chamber is expediently designed in such a way that particularly stable combustion is guaranteed in it, that is to say that only low flow speeds and only weak turbulence can occur in it in order to ensure a slight ignition of the fuel supplied to it. The aforementioned irregularities in the wall of this combustion chamber are therefore appropriately less pronounced than in the other combustion chambers.
In FIGS. 5 and 6, a gas turbine jet engine with an afterburning device is shown. The reference numerals 10, 13 and 16 denote sections of a remote line with an annular cross section analogous to the line shown in FIG. Upstream of the line section 10 is. a turbine 44 arranged.
The fuel required for Nachverbren voltage is supplied by means of a pipe 34, the mouths of which are directed upstream, wherein the fuel emerging from the pipe 34 is carried downstream by the exhaust gases of the turbine 44 ge.
The line sections 10, 13 and 16 are annular in cross section. The inner wall of the line parts 10, 13, 16 and the outer wall of the line part 10 are fixedly arranged and form part of the normal gas turbine housing. The outer wall of the line sections 13 and 16, on the other hand, are formed by a sleeve 45 which surrounds the fixed walls of the line and is displaceable in the axial direction. Sealing means that have not been signed are intended to reduce or prevent Leek losses between the movable and the stationary pipe wall parts.
The sleeve 45 is displaceable between two end positions; the sleeve is shown in Figure 5 with solid lines in one end position, in which end position the distances from each other directly opposite wall parts in all lines cut 10, 13 and 16 almost consistently, are the same. In Fil-.5, the other end position of the sleeve 45 is indicated with dashed lines, in which end position the distances between directly opposite wall parts of the line section 13 are significantly greater than the relevant distances in the line sections 10 and 16.
At the first deflection point between the line sections 10 and 13 is a plurality of an order steering grille forming blades 47 with a stream of linear cross-section. intended. At the second deflection point between the line sections 13 and 16, a plurality of blades 48 with a streamlined cross section are provided, which form a deflection grille. The blades are fastened by means of lattice-shaped elements 46 between the stationary walls of the line and the displaceable line wall.
When the sleeve 45 is in the one end position shown in full lines (FIG. 5), the concertina gates 46 are drawn together. If, on the other hand, the sleeve 45 is in its position shown by dashed lines (FIG. 5), the concertina gates 46 are straight and thus allow the blades 47, 48 of the two deflection grids to assume their new position.
The blades 47 are arranged on the scissor bars 46 that when the sleeve 45 is in the end position drawn with solid lines, the blades are set so that they do not cause the flow to tear and that if you see the sleeve 45 in the The end position is shown with dashed lines, the blades are set so that the flow at the blades stops more or less prematurely.
Means, not shown, are provided for feeding the pipe res 34 with fuel in such a way that the fuel supply is interrupted when the sleeve 45 is in the end position drawn with solid lines and the blades 47 are set so that the flow on these shovels won't tear off. To move the sleeve 45 from its one end position to the other end position, a hydraulically actuated servo motor 50 is provided, which is coupled to the sleeve 45 with an eye 51. Ge.
The mode of operation of the near-combustion device shown in FIGS. 5 and 6 is as follows: If no after-combustion is to take place, the sleeve 45 is locked into the end position drawn with lines drawn, so there .ss the blades 47 are set so that the flow does not break off at them and no fuel gets into the pipe 3.1 ge.
The exhaust gases from the turbine 44 thus flow freely and unhindered through the line sections 10, 13 and 16 and thus reach the jet pipe of the system. If there is to take place against afterburning, the sleeve 45 is moved into the end position shown with dashed lines. The blades 47 are thereby adjusted in such a way that the flow breaks off at these blades, while fuel is supplied to the pipe 34 by the fuel supply means. The fuel thus introduced is carried in droplet form by the exhaust gas flow to the blades 47.
The ver in the manner mentioned blades 47 generate on a suction side shielded zones in which the United combustion of fuel takes place, the line section 13 serving as a combustion chamber. The fuel gases generated here then get together with the exhaust gases from the turbine through the channels formed between the blades 48 into the line section 16 and then into the jet pipe of the system.
It should be noted that the configuration of the combustion device described last is particularly useful for carrying out post-combustion in a gas turbine system. The combustion device described is suitable in the same way for stationary and gas turbine systems designed as jet engines. A similar combustion device can also be installed in the air bypass line of a gas turbine system operating with air bypass (part of the air conveyed by the compressor is fed to the jet pipe, bypassing the combustion device and turbine).
The combustion devices described above (FIGS. 1 to 4) can also be used in the most varied types of gas turbine systems, e.g. B. can also be used in jet engines with air bypass.
In all of the above-described combustion devices, fuel can be introduced in the most varied of ways into the backflow zone behind the stabilizing means, whatever their shape (e.g. a deflection grille, a shielding plate 17 or deflection body 40, 41). So the fuel z. B. gelan gene as a gaseous mixture together with the combustion while maintaining gas flow in the combustion zone. But the fuel can also be injected uniformly into the gas flow, upstream of the combustion zone, from where it is then transported by the gas flow in droplets.
Such an arrangement is provided in the examples according to FIGS: 1, 3 and 5, where the fuel with means of a pipe 34 is introduced into the gas stream. On the other hand, the fuel can be applied directly to the surface of the stabilizing agent. If the stabilizing means are formed by blades, as in the example according to FIG. it is advisable to produce the fuel film on the back of the blades, so that the risk of the fuel being washed away is reduced. Of the mentioned areas on which the fuel film is produced. then this fuel evaporates.
In the backflow zone, additional fuel evaporation surfaces can also be provided, on which a fuel film can also be produced, if this appears to be two-way. Such an embodiment is shown, for example, in FIG. Here, a rib 35 is attached to the rear of the body 40 in such a way that it protrudes into the combustion zone.
It may be appropriate to introduce fuel in gas or vapor form directly into the return flow zone, as shown at 20 in Fig. \? is indicated. If liquid fuel is originally used for this purpose, the evaporation of this fuel can be effected by passing it over any surface flushed by a hot gas stream. Such hot gases can, for. B. be generated by means of the flame, for the maintenance of which the fuel is supplied, or they can be taken from any other suitable hot gas source.
The evaporation expediently takes place in a line, which is also supplied with air. The direct supply of atomized liquid fuel in the form of droplets into the backflow zone. from a point downstream of this zone is also a possibility for fuel supply. The direct supply of fuel into the return zone of the combustion device is provided in the example according to FIG. 8;
In this example, the supply pipe 36 can be provided for both the supply of vaporized and for the supply of liquid fuel to the Rückströrrrzone. When vaporized fuel is generated at a location near the combustion zone. is, the tube 36 takes the place of the flame distribution tube 43 in the case of FIG. 4 shown device.
If the stabilizing elements designed as steering organs are convexly curved towards the gas flow maintaining the combustion, as is provided in the combustion chamber 19 of the combustion device according to FIG. 1, these elements can be made relatively thick so that they can with a Cavity can be provided; they can then be used to feed fuel to the combustion chamber. Fuel can then be introduced into the combustion chamber either in liquid or gaseous state.
In the combustion device shown in Fig. 4, fuel in the form of a film can be supplied to both sides of the combustion chamber. and be vaporized there.
The front edges of the stabilizing elements, whether they are blades, baffles or pipe walls, are expediently rounded in order to prevent the flow from breaking off at these elements even when the device is not working at the design point.
In the foregoing, the use of the combustion device in question was particularly described in gas turbine systems; these incinerators are by no means limited to this application area. Thus, a combustion device of the type described, for. B. can also be used in ramjet engines, in jet engines arranged at the rotor tips of helicopters, in pressure exchangers and other systems in which hot gases are to be generated, e.g. B.
in plants for the production of acetylene from methane and oxygen or for the production of nitrogen oxide gas by burning fuel in air, with or without enrichment of oxygen in this air.
The incinerator shown in Fig. 3 is suitable. See especially for use with combustion chambers with an annular shape and with AZialströmilugs gas turbines; however, the use unit can also be used together with a centrifugal compressor in a gas turbine system.
Combustion units of the type described are useful there. built into the system, where it usually has a manifold in the diffuser system at the outlet of the impeller. In this way, a system can be built with extremely small length dimensions that z. B. could also be installed in an aircraft with a vertical axis. So could z. B. a system with a centrifugal compressor and a vertical Maselii- n <@niixe can easily find space within the depth of an aircraft wing.