CH702737A2

CH702737A2 - Combustion chamber with two combustion chambers.

Info

Publication number: CH702737A2
Application number: CH00257/11A
Authority: CH
Inventors: Almaz Valeev; Meshkov Sergey Anatolievich; Mark Hadley; Stanley Widener; Geoffrey Myers; Alexandrovich Valery Mitrofanov
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2010-02-16
Filing date: 2011-02-14
Publication date: 2011-08-31
Also published as: CN102192508A; DE102011000589A1; US20110197591A1; JP5775319B2; JP2011169575A; CH702737B1; CN102192508B; RU2534189C2; RU2010105138A

Abstract

Eine Brennkammer (10) für eine Gasturbine enthält mehrere radial äussere Düsen (26), die in einer kreisringförmigen Anordnung angeordnet sind, wobei jede der radial äusseren Düsen ein Auslassende aufweist, das angeordnet ist, um Brennstoff und/oder Luft einem ersten Brennraum (32) zuzuführen. Eine mittlere Düse (28) weist ein Auslassende auf, das axial stromaufwärts von den Auslassenden der radial äusseren Düsen angeordnet ist und das konfiguriert und angeordnet ist, um Brennstoff und Luft einem zweiten Brennraum (36) axial stromaufwärts von dem ersten Brennraum zuzuführen. Der zweite Brennraum (36) mündet in den ersten Brennraum (32) und weist eine hinreichende Länge auf, um eine Flamme der mittleren Düse auf den zweiten Brennraum beschränkt zu halten.A combustor (10) for a gas turbine includes a plurality of radially outer nozzles (26) disposed in an annular array, each of the radially outer nozzles having an outlet end arranged to direct fuel and / or air to a first combustion chamber (32 ). A central nozzle (28) has an outlet end disposed axially upstream of the outlet ends of the radially outer nozzles and configured and arranged to supply fuel and air to a second combustion chamber (36) axially upstream of the first combustion chamber. The second combustion chamber (36) opens into the first combustion chamber (32) and has a sufficient length to keep a flame of the central nozzle limited to the second combustion chamber.

Description

[0001] Diese Erfindung betrifft die Gasturbinentechnologie und insbesondere eine axial gestufte Düsenkonfiguration einer Gasturbinenbrennkammer, die einen verbesserten CO-Ausbrand fördert. This invention relates to gas turbine technology, and more particularly to an axially stepped nozzle configuration of a gas turbine combustor that promotes improved CO burnout.

Hintergrund der ErfindungBackground of the invention

[0002] Derzeit gibt es eine Grenze hinsichtlich einer ansonsten erwünschten Reduktion der Austrittstemperatur von Verbrennungsgasen aufgrund des in den Verbrennungsgasen enthaltenen CO-Anteils. In anderen Worten die Brennkammeraustrittstemperatur muss relativ hoch gehalten werden um sicherzustellen, dass der CO-Ausbrand die geforderten Emissionswerte für CO erfüllt. Um die Brennkammeraustrittstemperatur hinreichend hoch zu halten, um unter Bedingungen mit geringer Last oder ohne Last geringe CO-Anteile aufrecht zu erhalten, muss der Kunde entweder die Turbine abschalten oder die Turbine «online» («im Betrieb») halten, selbst während der Zeiträume mit geringen Leistungsanforderungen, so dass auf diese Weise die Kraftstoffverbrauchsmenge gesteigert wird. Currently, there is a limit to an otherwise desirable reduction of the exit temperature of combustion gases due to the CO content contained in the combustion gases. In other words, the combustor exit temperature must be kept relatively high to ensure that the CO burnout meets the required CO emission levels. In order to maintain the combustion chamber exit temperature sufficiently high to maintain low CO levels under low load or no load conditions, the customer must either shut down the turbine or keep the turbine "online", even during the periods with low power requirements, so that in this way the fuel consumption amount is increased.

[0003] Es besteht folglich ein Bedarf nach einem Mechanismus, durch den die CO-Menge, die durch Verbrennung in der Gasturbine erzeugt wird, reduziert werden kann, so dass die Teillastbetriebstauglichkeit für den Kunden verbessert werden kann. Wenn insbesondere die CO-Anteile bei der Brennkammer unter Bedingungen mit geringerer Last oder ohne Last reduziert werden könnten, würden Kunden während der Zeiträume mit reduziertem Strombedarf weniger Brennstoff verbrauchen. Dies wiederum würde zu direkter Brennstoffeinsparung führen, ohne jedoch die Turbine abschalten und anschliessend, wenn der Bedarf wiedererstarkt, neu starten zu müssen, so dass auf diese Weise auch Verbesserungen der Funktionssicherheit hervorgebracht werden würden. Thus, there is a need for a mechanism by which the amount of CO generated by combustion in the gas turbine can be reduced, so that the part load capability for the customer can be improved. In particular, if the CO levels in the combustor could be reduced under lower load or no load conditions, customers would consume less fuel during periods of reduced power consumption. This, in turn, would lead to direct fuel economy, but without shutting down the turbine and then having to restart when demand reestablished, thus providing improvements in reliability.

Kurze Beschreibung der ErfindungBrief description of the invention

[0004] In einer ersten beispielhaften, jedoch nicht beschränkenden Ausführungsform betrifft die Erfindung eine Brennkammer für eine Gasturbine, die aufweist: mehrere radial äussere Düsen, die in einer im Wesentlichen kreisringförmigen Anordnung angeordnet sind, wobei jede der radial äusseren Düsen ein Auslassende aufweist, das angeordnet ist, um Brennstoff und/ oder Luft einem ersten Brennraum zuzuführen; wenigstens eine mittlere Düse, die ein Auslassende aufweist, das axial stromaufwärts von den Auslassenden der radial äusseren Düsen angeordnet ist, die konfiguriert und angeordnet ist, um Brennstoff und Luft einem zweiten Brennraum axial stromaufwärts von dem ersten Brennraum zuzuführen, wobei der zweite Brennraum in den ersten Brennraum mündet und eine hinreichende Länge aufweist, um eine Flamme der mittleren Düse auf den zweiten Brennraum beschränkt zu halten. In a first exemplary but non-limiting embodiment, the invention relates to a combustor for a gas turbine, comprising: a plurality of radially outer nozzles arranged in a substantially annular array, each of the radially outer nozzles having an outlet end is arranged to supply fuel and / or air to a first combustion chamber; at least one central nozzle having an outlet end disposed axially upstream of the outlet ends of the radially outer nozzles configured and arranged to supply fuel and air to a second combustion chamber axially upstream of the first combustion chamber, the second combustion chamber being in the first combustion chamber opens and has a sufficient length to keep a flame of the central nozzle limited to the second combustion chamber.

[0005] In einem weiteren beispielhaften Aspekt betrifft die Erfindung eine Brennkammer für eine Gasturbine, die mehrere Düsen aufweist, die in einer im Wesentlichen ringförmigen Anordnung angeordnet sind, wobei jede der Düsen ein Auslassende aufweist, das angeordnet ist, um Brennstoff und/oder Luft einem ersten Brennraum zuzuführen; wobei eine mittlere Düse und wenigstens eine der mehreren Düsen Auslassenden aufweisen, die sich axial stromaufwärts von den Auslassenden der restlichen einzelnen der mehreren Düsen befinden, konfiguriert und angeordnet sind, um Brennstoff und Luft einem zweiten Brennraum axial stromaufwärts von dem ersten Brennraum zuzuführen, wobei der zweite primäre Brennraum in den ersten Brennraum mündet und eine hinreichende Länge aufweist, um eine Flamme der mittleren Düse und eine Flamme der wenigstens einen der mehreren Düsen auf den zweiten Brennraum beschränkt zu halten. In another exemplary aspect, the invention relates to a combustor for a gas turbine having a plurality of nozzles arranged in a substantially annular array, each of the nozzles having an outlet end arranged to receive fuel and / or air to supply a first combustion chamber; wherein a central nozzle and at least one of the plurality of nozzles have outlet ends located axially upstream of the outlet ends of the remaining ones of the plurality of nozzles, configured and arranged to supply fuel and air to a second combustion chamber axially upstream of the first combustion chamber second primary combustion chamber opens into the first combustion chamber and has a sufficient length to keep a flame of the central nozzle and a flame of the at least one of the plurality of nozzles limited to the second combustion chamber.

[0006] In einem noch weiteren beispielhaften Aspekt ergibt die Erfindung ein Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine, die wenigstens eine Brennkammer aufweist, die mit Brennstoff und/oder Luft durch mehrere Düsen versorgt wird, zu denen eine äussere Anordnung von Düsen, die eine mittlere Düse umgeben, gehört, wobei das Verfahren aufweist: a) bei lastfreien oder geringen Lastbedingungen, Zuführen von Brennstoff und Luft zu der mittleren Düse und nur Luft zu der äusseren Düsenanordnung, während eine durch die mittlere Düse erzeugte Flamme von Luft, die durch die äussere Düsenanordnung strömt, isoliert wird; und b) unter höheren Lastbedingungen Zuführen eines Brennstoff/Luft-Gemisches durch sowohl die äussere Düsenanordnung als auch die mittlere Düse, so dass durch die äussere Düsenanordnung erzeugte Flammen in einem ersten Brennraum aufrechterhalten werden und eine durch die mittlere Düse erzeugte Flamme in einem zweiten Brennraum stromaufwärts von dem ersten Brennraum aufrechterhalten wird. [0006] In yet another exemplary aspect, the invention provides a method of operating a gas turbine having at least one combustor that is supplied with fuel and / or air through a plurality of nozzles, including an outer array of nozzles having a central nozzle surrounds, the method comprising: a) under load-free or low load conditions, supplying fuel and air to the central nozzle and only air to the outer nozzle assembly, while a flame of air generated by the central nozzle through the outer nozzle assembly flows, is isolated; and b) under higher load conditions, supplying a fuel / air mixture through both the outer nozzle assembly and the middle nozzle such that flames generated by the outer nozzle assembly are maintained in a first combustion chamber and a flame generated by the central nozzle is maintained in a second combustion chamber is maintained upstream of the first combustion chamber.

[0007] Die Erfindung wird nun in grösseren Einzelheiten in Verbindung mit den nachstehend angegebenen Zeichnungen erläutert. The invention will now be explained in greater detail in conjunction with the drawings below.

Kurze Beschreibung der ZeichnungenBrief description of the drawings

[0008] <tb>Fig. 1<sep>zeigt einen Querschnitt durch eine Gasturbinenbrennkammer gemäss einer ersten beispielhaften, jedoch nicht beschränkenden Ausführungsform der Erfindung; <tb>Fig. 2<sep>zeigt eine vergrösserte perspektivische Teilansicht der in Fig. 1 veranschaulichten Brennkammer; <tb>Fig. 3<sep>zeigt eine aufgeschnittene perspektivische Teilansicht der in Fig. 2 veranschaulichten Brennkammer; und <tb>Fig. 4<sep>zeigt eine schematisierte Darstellung einer Brennkammerkonfiguration gemäss einer weiteren beispielhaften, jedoch nicht beschränkenden Ausführungsform.[0008] <Tb> FIG. 1 <sep> shows a cross-section through a gas turbine combustor according to a first exemplary, but non-limiting embodiment of the invention; <Tb> FIG. Fig. 2 <sep> is an enlarged partial perspective view of the combustor illustrated in Fig. 1; <Tb> FIG. Fig. 3 <sep> is a partial cutaway perspective view of the combustor illustrated in Fig. 2; and <Tb> FIG. 4 shows a schematic representation of a combustion chamber configuration according to another exemplary but not limiting embodiment.

Detaillierte Beschreibung der ErfindungDetailed description of the invention

[0009] Indem nun auf die Fig. 1-3 Bezug genommen wird, ist dort eine Gasturbinenbrennkammer 10 gemäss einer beispielhaften, jedoch nicht beschränkenden Ausführungsform der Erfindung veranschaulicht. Es ist zu verstehen, dass die Brennkammer 10 gewöhnlich mit verschiedenen weiteren ähnlichen Brennkammern kombiniert ist, die in einer kreisringförmigen Anordnung rings um das Gasturbinengehäuse angeordnet sind, wobei jede Brennkammer Verbrennungsgase zu der ersten Stufe der Turbine liefert. Jede Brennkammer 10 wird mit Luft aus einem (nicht veranschaulichten) Verdichter versorgt. Die Verdichterluft wird (wie durch die Strömungspfeile angezeigt) in Rückwärtsrichtung in einen kreisringförmigen Kanal 12 strömen gelassen, der sich zwischen einem Übergangsstück 14 und einem Brennkammerflammrohr 16, die radial innen und axial ausgerichtet angeordnet sind, einerseits und den radial äusseren, axial ausgerichteten Strömungshülsen 18 und 20 anderseits befindet. Die Verdichterluft strömt in den Kanal 12 hinein durch Prallkühllöcher 22, 24 in den jeweiligen Strömungshülsen 18 und 20 hindurch, so dass sie auf dies Weise auch eine Kühlung an dem Übergangsstück und dem Brennkammerflammrohr erzielt, bevor sie an dem Einlassende der Brennkammer die Strömungsrichtung umkehrt. Im Allgemeinen und unter bestimmten Betriebsbedingungen strömt die Luft in Luftinjektoren hinein, die jeder von einer Anzahl von sechs radial äusseren Düsen 26 und einer mittleren Düse 28 zugeordnet sind (wobei die Anzahl der Düsen in der Brennkammer gewöhnlich zwischen 6 und 8 variiert), wo sie sich mit Brennstoff vorvermischt, der den Düsen über die Brennkammerendabdeckung 30 zugeführt wird. Das Luft/Brennstoff-Gemisch von den radial äusseren Düsen 28 wird in die Brennzone oder den Hauptbrennraum 32 injiziert. Eine Zündung wird durch (nicht veranschaulichte) Zündkerzen in Verbindung mit (ebenfalls nicht veranschaulichten) Zündüberschlagrohren, die benachbarte Brennkammern verbinden, erreicht. Heisse Verbrennungsgase strömen aus dem Brennraum 32 in das Übergangsstück 14 hinein und anschliessend zu der ersten Stufe der Gasturbine, die durch eine einzelne Leitschaufel 34 dargestellt ist. Bis zu diesem Punkt ist die Brennkammer, wie sie beschrieben ist, allgemein wohlbekannt, wobei die Erfindung hier die Anordnung der mittleren Düse 28 in Bezug auf die radial äusseren Düsen 26 und 30 und die Einrichtung eines zweiten oder (primären) Brennraums 36 stromaufwärts von dem ersten Brennraum (oder Hauptbrennraum) 32 betrifft. Referring now to Figures 1-3, there is illustrated a gas turbine combustor 10 according to an exemplary, but non-limiting embodiment of the invention. It is to be understood that combustor 10 is usually combined with various other similar combustors disposed in an annular array around the gas turbine housing, with each combustor providing combustion gases to the first stage of the turbine. Each combustor 10 is supplied with air from a compressor (not shown). The compressor air is flowed (as indicated by the flow arrows) in the reverse direction into an annular channel 12, which is arranged between a transition piece 14 and a combustion chamber flame tube 16, which are arranged radially inwardly and axially aligned, on the one hand and the radially outer, axially aligned flow sleeves 18th and 20, on the other hand. The compressor air flows into the channel 12 through impingement cooling holes 22, 24 in the respective flow sleeves 18 and 20, thus also cooling the transition piece and the combustion chamber flame tube before reversing the flow direction at the inlet end of the combustion chamber. Generally, and under certain operating conditions, the air flows into air injectors associated with each of a number of six radially outer nozzles 26 and one middle nozzle 28 (the number of nozzles in the combustion chamber usually varies between 6 and 8) where pre-mixes with fuel supplied to the nozzles via the combustor end cover 30. The air / fuel mixture from the radially outer nozzles 28 is injected into the combustion zone or main combustion chamber 32. Ignition is achieved by spark plugs (not shown) in conjunction with sparkover tubes (also not illustrated) connecting adjacent combustion chambers. Hot combustion gases flow from the combustion chamber 32 into the transition piece 14 and then to the first stage of the gas turbine, which is represented by a single vane 34. Up to this point, the combustor as described is generally well known, the invention being the arrangement of the central nozzle 28 with respect to the radially outer nozzles 26 and 30 and the establishment of a second or (primary) combustion chamber 36 upstream of the latter first combustion chamber (or main combustion chamber) 32 is concerned.

[0010] Genauer gesagt und indem weiterhin insbesondere auf die Fig. 2 und 3 Bezug genommen wird, ist die mittlere Düse 28 in einer stromaufwärtigen Richtung (relativ zu einer Strömungsrichtung der Verbrennungsgase von links nach rechts in den verschiedenen Figuren) zurückgesetzt. In anderen Worten ist die mittlere Düse 28 axial hinter den Auslässen der radial äusseren umgebenden Düsen 26 angeordnet. Eine Brennkammerkappe 38 stützt die Auslassenden der äusseren Düsen, ist jedoch konfiguriert und montiert, um Verdichterluft zu ermöglichen, zwischen der Kappe und der Gehäusewand 40 zu strömen (Figur 1). Ein im Wesentlichen zylindrisches rohr-förmiges Element 42 erstreckt sich von der Kappe 38 nach hinten zu dem Auslassende der mittleren Düse 28 und bildet auf diese Weise den primären Brennraum 36, der an der vordersten Platte 44 der Kappe 38 in den Hauptbrennraum 32 mündet. Die Länge des Raums 36 ist derart bestimmt, dass sie ausreicht, um eine vollständige Verbrennung von CO zu ermöglichen, während die Flamme der mittleren Düse gegenüber der kalten Umgebungsluft geschützt wird, die über die radial äusseren Düsen 26 in den Hauptraum 32 einströmt. More specifically, and continuing to refer particularly to Figs. 2 and 3, the center nozzle 28 is reset in an upstream direction (relative to a flow direction of the combustion gases from left to right in the various figures). In other words, the middle nozzle 28 is disposed axially behind the outlets of the radially outer surrounding nozzles 26. A combustor cap 38 supports the outlet ends of the outer nozzles, but is configured and mounted to allow compressor air to flow between the cap and the housing wall 40 (Figure 1). A substantially cylindrical tubular member 42 extends rearwardly from the cap 38 to the outlet end of the central nozzle 28 and thus forms the primary combustion chamber 36 which opens at the foremost plate 44 of the cap 38 into the main combustion chamber 32. The length of the space 36 is determined to be sufficient to allow complete combustion of CO while protecting the flame of the center nozzle from the cold ambient air entering the main space 32 via the radially outer nozzles 26.

[0011] Brennstoff wird den radial äusseren Düsenrohren (von denen zwei bei 46 (Fig. 1) veranschaulicht sind) und dem mittleren Düsenrohr 48 durch die Endabdeckung 30 zugeführt, wie oben erwähnt, während Luft den radial äusseren Düsen 26 an Einlassen 50 herkömmlich konfigurierter Vormischverwirbler (von denen zwei in Fig. 3 veranschaulicht sind) und der mittleren Düse 28 durch einen Vormischverwirblereinlass über Öffnungen 52 in der Radialschaufel 54 zugeführt wird. Fuel is supplied to the radially outer nozzle tubes (two of which are illustrated at 46 (FIG. 1) and the center nozzle tube 48 through the end cap 30, as noted above, while air is conventionally configured at the radially outer nozzles 26 at inlet 50 Premix swirlers (two of which are illustrated in FIG. 3) and the center nozzle 28 are fed through a premix swirl inlet via openings 52 in the radial vane 54.

[0012] In Niederlastbereichen bis hin zur vollen Drehzahl ohne Last (FSNL, Full-Speed No-Load) wird den Brennstoff nur der mittleren Düse 28 zugeführt, während Luft durch die radial äusseren Düsen 26 strömt. Durch Begrenzung der Flamme der mittleren Düse auf den primären Brennraum 36 wird diese gegenüber der durch die radial äusseren Düsen 26 zugeführten kalten Luft geschützt und ist auf diese Weise keinem unerwünschten Temperaturabfall unterworfen. Im Ergebnis wird durch Halten der Flamme der mittleren Düse bei einer hohen Temperatur und bei ausreichendem Brennstoffvolumen für die mittlere Düse 28 die Flamme der mittleren Düse das residente CO ausbrennen. Die Reduktion der CO-Anteile ermöglicht wiederum dem Turbinenbetreiber, die Gasturbine lastmässig noch weiter herunterzufahren, mit damit verbundenem reduzierten Brennstoffverbrauch, wenn Leistungsanforderungen gering sind. In low load ranges up to full speed without load (FSNL, full-speed no-load), the fuel is fed only to the central nozzle 28, while air flows through the radially outer nozzles 26. By limiting the flame of the central nozzle to the primary combustion chamber 36, this is protected from the cold air supplied by the radially outer nozzles 26 and is thus not subjected to any undesirable temperature drop. As a result, by holding the flame of the middle nozzle at a high temperature and with sufficient fuel volume for the middle nozzle 28, the flame of the middle nozzle will burn out the resident CO. The reduction in CO levels, in turn, allows the turbine operator to lower the gas turbine even further in terms of load, with associated reduced fuel consumption when power requirements are low.

[0013] Wenn die Last erhöht wird, kommt ein Punkt, an dem die zur Verbrennung erforderliche Brennstoffmenge grösser ist als durch die mittlere Düse 28 aufgenommen werden kann. Dann werden die radial äusseren Düsen 26 mit herangezogen, wobei der den radial äusseren Düsen zugeführte Brennstoff sich mit der durch den Verdichter gelieferten Verbrennungsstoff vermischt, wie dies vorstehend beschrieben ist. Die mit den äusseren Düsen 26 verbundenen Verbrennungsflammen sind stromabwärts von dem primären Brennraum 36, innerhalb des Hauptbrennraums 32 verankert. Die radial äusseren Düsen 26 können gleichzeitig oder in einer irgendeiner vorbestimmten Reihenfolge (oder gleichzeitig zum Beispiel in Gruppen von zwei oder drei), wie dies durch eine Optimierung der Verbrennung für spezielle Brennkammeranwendungen vorgegeben sein kann, «angemacht» oder gezündet werden. When the load is increased, there comes a point at which the amount of fuel required for combustion is greater than can be absorbed by the central nozzle 28. Then, the radially outer nozzles 26 are used, wherein the fuel supplied to the radially outer nozzles is mixed with the combustion material supplied by the compressor, as described above. The combustion flames connected to the outer nozzles 26 are anchored downstream of the primary combustion chamber 36 within the main combustion chamber 32. The radially outer nozzles 26 may be "fired" or ignited simultaneously or in any predetermined order (or simultaneously, for example, in groups of two or three), as may be dictated by optimization of combustion for particular combustor applications.

[0014] In jedem Fall bleibt die Flamme der mittleren Düse bei FSFL in dem primären Brennraum 36 verankert, während die Flammen der äusseren Düsen in dem Hauptbrennraum 32 stromabwärts von dem primären Brennraum 36 verankert bleiben. Weil das rohrförmige Element 42, das den primären Brennraum 36 definiert, der Flamme der mittleren Düse unmittelbar ausgesetzt ist, muss es durch irgendwelche geeigneten Mittel, wie zum Beispiel das Aufbringen einer Wärmeschutzbeschichtung, eine Aufprallprüfung, die Hinzufügung von Turbulatoren oder eine Kombination der Vorstehenden, gekühlt werden. In any event, the flame of the central nozzle at FSFL remains anchored in the primary combustion chamber 36, while the flames of the outer nozzles remain anchored in the main combustion chamber 32 downstream of the primary combustion chamber 36. Because the tubular member 42 defining the primary combustion chamber 36 is directly exposed to the flame of the central nozzle, it must be removed by any suitable means, such as applying a thermal barrier coating, impact testing, adding turbulators, or a combination of the foregoing. be cooled.

[0015] In einer optimierten Anwendung der Erfindung auf ein spezielles Turbinenmodell strömt ein Drittel (1/3) der Verbrennungsluft durch die mittlere Düse, während zwei Drittel (2/3) durch die Anordnung der äusseren Düsen strömen, mit einem Phi-Verhältnis von ungefähr 0,6 (wobei Phi ein Äquivalenzverhältnis ist, das durch das Verhältnis des tatsächlichen Brennstoff/Luft-Verhältnisses zu dem stöchiometrischen Wert definiert ist). Typische Phi-Werte liegen im Bereich von 0,50 bis 0,65. In an optimized application of the invention to a specific turbine model, one-third (1/3) of the combustion air flows through the central nozzle, while two-thirds (2/3) flow through the array of outer nozzles, with a phi ratio of about 0.6 (where Phi is an equivalence ratio defined by the ratio of the actual fuel / air ratio to the stoichiometric value). Typical Phi values are in the range of 0.50 to 0.65.

[0016] In einem alternativen Betriebsmodus bei FSFL kann die Flamme in der mittleren Düse 28 für eine relativ kurze Zeit ausgelöscht und anschliessend mit Brennstoff wiederversorgt werden, so dass sich die Flamme stromabwärts von dem primären Brennraum 36 wieder entzündet (und gehalten wird). Indem die Flamme der mittleren Düse in dem Hauptbrennraum 40 wieder gezündet und von dem primären Brennraum 36 ferngehalten wird, wird die Temperatur des rohrförmigen Elementes 42 kühler sein, und die Mischzone für den Brennstoff und die Luft, die der mittleren Düse 28 zugeführt werden, wird verlängert, was zu einer besseren Vermischung und zu geringeren NOx-Emissionen führt. In diesem alternativen FSFL-Betriebsmodus kann es von Vorteil sein, die Wand des rohrförmigen Elementes 42 in der stromabwärtigen Richtung sich nach innen verjüngen, bzw. zulaufen zu lassen. Die höhere Geschwindigkeit des Brennstoff/Luft-Gemisches, das durch den reduzierten Querschnitt strömt, würde die Flamme der mittleren Düse daran hindern, sich in stromaufwärtiger Richtung, zurück in den primären Brennraum zu bewegen. Es ist zu beachten, dass in dem Fall, dass entschieden wird, die Flamme in dem primären Brennraum wieder zu zünden, es erforderlich ist, eine Zündkerze oder eine sonstige Zündeinrichtung in dem Raum vorzusehen. In an alternative mode of operation at FSFL, the flame in central nozzle 28 may be extinguished for a relatively short time and subsequently re-fueled so that the flame is re-ignited (and held) downstream of primary combustion chamber 36. By re-igniting the flame of the central nozzle in the main combustion chamber 40 and keeping it away from the primary combustion chamber 36, the temperature of the tubular element 42 will be cooler, and the mixing zone for the fuel and air supplied to the central nozzle 28 will become extended, resulting in better mixing and lower NOx emissions. In this alternate FSFL mode of operation, it may be advantageous to taper the wall of the tubular member 42 in the downstream direction inwardly. The higher velocity of the fuel / air mixture flowing through the reduced cross-section would prevent the flame of the middle nozzle from moving upstream in the primary combustion chamber. It should be noted that in the event that it is decided to reignite the flame in the primary combustion chamber, it is necessary to provide a spark plug or other ignition device in the space.

[0017] In einer noch weiteren beispielhaften, jedoch nicht beschränkenden Ausführungsform können mehr als eine einzige Düse vor der kalten Luft geschützt werden, die durch die umgebenden oder benachbarten Düsen bei FSNL strömt. Zum Beispiel könnten eine mittlere Düse und eine oder zwei weitere Düsen in der äusseren Anordnung in der gleichen Weise, wie vorstehend im Zusammenhang mit der mittleren Düse 28 beschrieben, zurückgesetzt sein. Ausserdem könnten die eine oder die zwei zusätzlichen Düsen einem einzelnen länglichen, ovalen oder eine sonstige Gestalt aufweisenden Brennraum angeordnet sein, das heisst die Gestalt des Raumes würde durch die Anzahl und Lage der zurückgesetzten Düsen vorgegeben sein. Eine derartige Anordnung ist in Fig. 4veranschaulicht, in der eine mittlere Düse 128 und eine von einer umgebenden Anordnung radial äusserer Düsen 126 innerhalb eines zweiten Brennraums 136 zurückgesetzt sind, der durch ein längliches rohrförmiges Element 142 definiert ist. In yet another exemplary but non-limiting embodiment, more than a single nozzle may be protected from the cold air flowing through the surrounding or adjacent nozzles at FSNL. For example, a central nozzle and one or two further nozzles in the outer assembly could be reset in the same manner as described above in connection with the middle nozzle 28. In addition, the one or two additional nozzles could be arranged a single oblong, oval or other shape having combustion chamber, that is, the shape of the space would be determined by the number and location of the reset nozzles. Such an arrangement is illustrated in FIG. 4 in which a central nozzle 128 and a nozzle 126 radially outer from a surrounding arrangement are recessed within a second combustion chamber 136 defined by an elongated tubular member 142.

[0018] Diese entwickelte mehrstufige Brennkammer ist somit in der Lage, die reagierenden Flammen der mit Brennstoff versorgten Düsen (zum Beispiel der mittleren Düse 28) vor der extrem kalten Umgebungsluft zu trennen bzw. zu isolieren, die aus angrenzenden, mit Brennstoff nicht versorgten Düsen (zum Beispiel den radial äusseren Düsen 26) im Teillast- oder Nulllastbereich austritt, indem eine Verbrennungszone in einem zurückgesetzten Brennraum (dem primären Brennraum 36) für ein vollständiges Ausbrennen von CO an dem Ende dieses Raums geschaffen wird. This developed multi-stage combustor is thus able to isolate the reacting flames of the fueled nozzles (eg, middle nozzle 28) from the extremely cold ambient air coming from adjacent non-fueled nozzles (For example, the radially outer nozzles 26) in the part-load or zero-load range by creating a combustion zone in a recessed combustion chamber (the primary combustion chamber 36) for complete burnout of CO at the end of this space.

[0019] Eine Brennkammer 10 für eine Gasturbine enthält mehrere radial äussere Düsen 26, die in einer kreisringförmigen Anordnung angeordnet sind, wobei jede der radial äusseren Düsen ein Auslassende aufweist, das angeordnet ist, um Brennstoff und/oder Luft einem ersten Brennraum 32 zuzuführen. Eine mittlere Düse 28 weist ein Auslassende auf, das axial stromaufwärts von den Auslassenden der radial äusseren Düsen angeordnet ist und das konfiguriert und angeordnet ist, um Brennstoff und Luft einem zweiten Brennraum 36 axial stromaufwärts von dem ersten Brennraum zuzuführen. Der zweite Brennraum 36 mündet in den ersten Brennraum 32 und weist eine hinreichende Länge auf, um eine Flamme der mittleren Düse auf den zweiten Brennraum beschränkt zu halten. A combustor 10 for a gas turbine includes a plurality of radially outer nozzles 26 arranged in an annular array, each of the radially outer nozzles having an outlet end arranged to supply fuel and / or air to a first combustion chamber 32. A central nozzle 28 has an outlet end disposed axially upstream of the outlet ends of the radially outer nozzles and configured and arranged to supply fuel and air to a second combustion chamber 36 axially upstream of the first combustion chamber. The second combustion chamber 36 opens into the first combustion chamber 32 and has a sufficient length to keep a flame of the central nozzle limited to the second combustion chamber.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

[0020] <tb>10<sep>Brennkammer <tb>12<sep>Kreisringförmiger Kanal <tb>14<sep>Übergangsstück <tb>16<sep>Brennkammerflammrohr <tb>18, 20<sep>Strömungshülsen <tb>20, 24<sep>Kühllöcher <tb>26, 126<sep>Äussere Düsen <tb>28, 128<sep>Mittlere Düse <tb>30, 50<sep>Einrichtung <tb>32<sep>Erster Brennraum <tb>34<sep>Einzelne Leitschaufel <tb>36, 136<sep>Zweiter Brennraum <tb>38<sep>Brennkammerkappe <tb>40<sep>Gehäusewand <tb>42<sep>Rohrförmiges Element <tb>44<sep>Ringförmige Platte <tb>46<sep>Äussere Düsenrohre <tb>48<sep>Mittleres Düsenrohr <tb>50<sep>Verwirblereinlässe <tb>52<sep>Öffnungen[0020] <Tb> 10 <sep> combustion chamber <tb> 12 <sep> Annular channel <Tb> 14 <sep> transition piece <Tb> 16 <sep> combustor liner <tb> 18, 20 <sep> flow sleeves <tb> 20, 24 <sep> Cooling holes <tb> 26, 126 <sep> Outer nozzles <tb> 28, 128 <sep> Medium Nozzle <tb> 30, 50 <sep> Setup <tb> 32 <sep> First combustion chamber <tb> 34 <sep> Single vane <tb> 36, 136 <sep> Second combustion chamber <Tb> 38 <sep> combustor cap <Tb> 40 <sep> housing wall <tb> 42 <sep> Tubular element <tb> 44 <sep> Annular plate <tb> 46 <sep> Outer nozzle tubes <tb> 48 <sep> Middle nozzle tube <Tb> 50 <sep> Verwirblereinlässe <Tb> 52 <sep> openings

Claims

A combustor (10) for a gas turbine, comprising: a plurality of radially outer nozzles (26) disposed in a substantially annular array, each of the radially outer nozzles having an outlet end arranged to supply fuel and / or air to a first combustion chamber (32); at least one central nozzle (28) having an outlet end located axially upstream of the outlet ends of the radially outer nozzles is configured and arranged to direct fuel and air to a second combustion chamber (36) axially upstream of the first combustion chamber (32). supply, wherein the second combustion chamber (36) opens into the first combustion chamber (32) and has a sufficient length to keep a flame of the central nozzle limited to the second combustion chamber (36).

The combustor of claim 1, wherein the outlet ends of the radially outer nozzles (26) are retained in an annular plate (44), and wherein a tubular member (42) defining the second combustion chamber extends from the annular plate (44) extends in an upstream direction.

A combustor according to claim 1, wherein means (30, 50) are provided to supply either air alone or air and fuel to the plurality of radially outer nozzles.

4. Combustion chamber according to claim 3, wherein the means (30) for supplying fuel and air to the central nozzle are provided.

5. The combustor of claim 1, wherein in addition to the central nozzle (128), one or more of the plurality of radially outer nozzles (126) have outlet ends upstream of the remaining ones of the plurality of radially outer nozzles.

6. The combustor of claim 5, wherein the one or more of the plurality of radially outer nozzles (126) are configured and arranged to supply fuel and air to the second combustion chamber (136).

7. A combustor (10) for a gas turbine, comprising: a plurality of nozzles arranged in a generally annular array (26), each of the nozzles having an outlet end arranged to supply fuel and / or air to a first combustion chamber (32); wherein a central nozzle (128) and at least one of the plurality of nozzles (126) have outlet ends located axially upstream of the outlet ends of the remaining ones of the plurality of nozzles, configured and arranged to axially direct fuel and air to a second combustion chamber (36) upstream of the first combustion chamber (32), wherein the second combustion chamber (36) opens into the first combustion chamber (32) and has a sufficient length to a flame of the central nozzle and a flame of at least one of the plurality of nozzles on the second Keep combustion chamber (36) limited.

8. The combustor of claim 7, wherein the outlet ends of the radially outer nozzles (126) except for the at least one of the plurality of nozzles are supported in an annular plate (44) and wherein a tubular member (42) defining the second combustion chamber opens extends from the annular plate in an upstream direction.

A combustor according to claim 7, wherein means (30, 50) are provided to supply either air alone or air and fuel to the plurality of radially outer nozzles.

10. Combustion chamber according to claim 9, wherein the means (30) are provided for supplying fuel and air to the central nozzle.

A method of operating a gas turbine having at least one combustor (10) supplied with fuel and / or air through a plurality of nozzles (26), including an outer array of nozzles surrounding a central nozzle (28), the method comprising: a) at zero or low load conditions, supplying fuel and air to the central nozzle (28) and only air to the outer array of nozzles (26), while a flame generated by the central nozzle (28) from one through the outer Arrangement of nozzles (26) air flowing is isolated; and b) under higher load conditions, supplying a fuel / air mixture through both the outer array of nozzles (26) and the central nozzle (28) so that flames generated by the outer array of nozzles are maintained in a first combustion chamber (32) and a flame generated by the central nozzle is maintained in a second combustion chamber (36) upstream of the first combustion chamber.

12. The method of claim 11, further comprising: c) extinguishing the flame generated by the central nozzle (28); and d) re-igniting a new flame generated by the central nozzle (28) in the first combustion chamber (32).

13. The method of claim 11, wherein the first combustion chamber (32) has a sufficient length to burn out CO at low or zero load levels.

14. The method of claim 11, including cooling a tubular member (42) defining the second combustion chamber (36).

15. The method of claim 14, wherein the cooling is performed by impingement cooling, heat shielding, turbulators, or any combination thereof.