DE10043933A1 - Operating method for gas turbine with fuel injected through guide blade into hot gas flow for flame-free oxidation - Google Patents

Operating method for gas turbine with fuel injected through guide blade into hot gas flow for flame-free oxidation

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DE10043933A1
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gas turbine
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DE10043933A
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Jaan Hellat
Stephan Hess
Franz Joos
Ulf Christian Mueller
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General Electric Technology GmbH
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Alstom Power NV
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    • Y02E20/34—Indirect CO2mitigation, i.e. by acting on non CO2directly related matters of the process, e.g. pre-heating or heat recovery

Abstract

A gaseous fuel (8) is injected into a hot gas flow (5) of a gas turbine with guide blade row (3) and rotor blade row (4). The fuel passes through bores (7) in at least one guide blade and oxides flame-free in the hot gas flow. The gas turbine has two guide blade and two rotor blade rows, with a combustion channel (6) between first and second guide blade and rotor blade rows. The hot gas flow is generated by a conventional combustion chamber.

Description

TECHNISCHES GEBIETTECHNICAL AREA

Bei der Erfindung handelt es sich um ein Verfahren zum Betrieb der Gasturbine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1 und um eine Gasturbine zur Durchführung des Verfahrens gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 7.The invention is a method for operating the Gas turbine according to the preamble of claim 1 and one Gas turbine for performing the method according to the preamble of Claim 7.

STAND DER TECHNIKSTATE OF THE ART

Aus der Offenlegungsschrift DE-A1-44 17 538 ist eine Brennkammer mit Selbstzündung bekannt. In dieser Brennkammer werden durch eine Brennstofflanze Brennstoff und Stützluft in einen Heissgasstrom eingeführt, dort vermischt und die Mischung in einer nachgeschalteten Verbrennungszone verbrannt. Die Brennstofflanze befindet sich in einer Vormischstrecke und ist dort zentral angeordnet. Sie ist für etwa 10% des Gesamtvolumenstroms durch den Kanal dimensioniert, wobei der Brennstoff quer oder auch in Richtung zur Strömung eingedüst werden kann. Der eingedüste Brennstoff wird in Verbindung mit einem Anteil Stützluft über mehrere, radiale Öffnungen von den stromauf injizierten Wirbeln mitgerissen und mit der Hauptströmung vermischt. Der eingedüste Brennstoff folgt dem schraubenförmigen Verlauf der Wirbel und wird stromab in der Kammer gleichmässig verteilt. Derartige selbstzündenden Brennkammern erfordern aber relativ viele Einbauten.From the published patent application DE-A1-44 17 538 there is a combustion chamber Ignition known. In this combustion chamber by a Fuel lance fuel and supporting air introduced into a hot gas stream, mixed there and the mixture in a downstream Combustion zone burned. The fuel lance is in one Premixing section and is centrally located there. It is for about 10% of the Total volume flow through the channel dimensioned, the fuel can be injected transversely or in the direction of the flow. The injected fuel is combined with a portion of supporting air  several radial openings entrained by the vertebrae injected upstream and mixed with the main flow. The injected fuel follows helical course of the vertebrae and is downstream in the chamber equally distributed. Such self-igniting combustion chambers require but relatively many internals.

Auf der anderen Seite sind beispielsweise aus den Schriften EP-A1-725 251 und aus EP-A2-698 764 ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Verbrennen von gasförmigen Brennstoff mittels flammenloser Oxidation bekannt. Die Vorteile liegen in der niedrigen Produktion von NOx bei den eingesetzten Temperaturen. Da die Drücke bei denen derartige Verfahren gering sind, d. h. i. a. atmosphärische Bedingungen herrschen, ergeben sich im allgemeinen auch nur geringe Reaktionsdichten. Zudem entstehen Verluste bei diesen Verfahren durch die notwendige Vorwärmung des Brennstoffs und der Verbrennungsluft.On the other hand, a method and a device for burning gaseous fuel by means of flameless oxidation are known from documents EP-A1-725 251 and EP-A2-698 764, for example. The advantages lie in the low production of NO x at the temperatures used. Since the pressures at which such processes are low, ie under atmospheric conditions, reaction densities are generally only low. In addition, losses in these processes result from the necessary preheating of the fuel and the combustion air.

DARSTELLUNG DER ERFINDUNGPRESENTATION OF THE INVENTION

Die Erfindung löst die Aufgabe, ein Verfahren zum Betrieb einer Gasturbine und eine Gasturbine zu schaffen, mit welchem/mit welcher es möglich ist, eine Reduktion von NOx in den Abgasen zu erreichen bei einer gleichzeitigen Erhöhung des Wirkungsgrades der Gasturbine.The invention solves the problem of creating a method for operating a gas turbine and a gas turbine, with which it is possible to achieve a reduction in NO x in the exhaust gases while at the same time increasing the efficiency of the gas turbine.

Erfindungsgemäss wird dies bei einem Verfahren gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1 dadurch erreicht, dass der Brennstoff durch mindestens eine Leitschaufel der Gasturbine in den Heissgasstrom eingedüst wird und im Heissgasstrom flammenlos oxidiert. Die erfindungsgemässe Aufgabe wird auch mit einer Gasturbine zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 6 gelöst, bei welcher in mindestens einer der Leitschaufeln der mindestens einen Leitschaufelreihe Bohrungen zur Eindüsung des gasförmigen Brennstoffs in den Heissgastrom vorhanden sind.According to the invention, this is the case with a method according to the preamble of claim 1 achieved in that the fuel by at least one Guide blade of the gas turbine is injected into the hot gas stream and in Hot gas stream oxidized flameless. The object of the invention is also with a gas turbine to carry out the method according to one of the Claims 1 to 6 solved, in which in at least one of the guide vanes the at least one row of guide vanes for the injection of the gaseous fuel are present in the hot gas flow.

Durch eine flammenlose Oxidation des eingedüsten Brennstoffs bei einem erhöhten Druckniveau der Gasturbine wird die Produktion von NOx vorteilhaft reduziert, da bei den angewendeten Temperaturen NOx nur in einem sehr geringen Masse auftritt. Der Wirkungsgrad wird durch eine derartige Anordnung vorteilhaft erhöht.Flameless oxidation of the injected fuel at an increased pressure level of the gas turbine advantageously reduces the production of NO x , since NO x occurs only to a very small extent at the temperatures used. The efficiency is advantageously increased by such an arrangement.

Der Brennstoff kann an der Hinterkante, der Druck- oder Saugseite oder an der Plattform der Leitschaufel eingedüst werden. Eine Eindüsung durch die Hinterkante bzw. durch die Plattform der Leitschaufel hat den Vorteil, dass die Verluste durch auftretende Wirbel, welche an der Hinterkante bzw. hinter dar Plattform auftreten, verringert werden können. Zudem können die Wirbel genutzt werden, um den Brennstoff mit dem Heissgas verbessert zu vermischen. Es sollte vorteilhaft zwischen zwei Leit- und Laufschaufelreihen ein Ausbrandkanal angeordnet werden, welcher Raum für die flammenlose Oxidation lässt. Dieser Ausbrandkanal sollte die Länge einer Leit- und Laufschaufelreihe haben. Um die Kühlung des Ausbrandkanals vorteilhaft klein zu halten, sollten die Bohrungen, mit welchen der Brennstoff eingedüst wird, radial derart über die Höhe der Leitschaufeln der ersten Leitschaufelreihe verteilt sein, dass der mit den Heissgasen gemischte und flammenlos oxidierte, gasförmige Brennstoff frühesten beim Beginn der zweiten Leitschaufelreihe, hinter dem Ausbrandkanal, den inneren und äusseren Schaufelkanalradius erreicht.The fuel can be on the rear edge, the pressure or suction side or on be injected into the platform of the guide vane. An injection through the Trailing edge or through the platform of the guide vane has the advantage that the Losses due to eddies occurring at the rear edge or behind Platform can be reduced. In addition, the vertebrae be used to improve the fuel with the hot gas mix. It should be advantageous between two rows of guide vanes and blades a burnout can be arranged, which space for the flameless Oxidation leaves. This burnout channel should be the length of a guide and Have row of blades. To the cooling of the burnout channel advantageous To keep small, the holes with which the fuel is injected is, radially so over the height of the guide vanes of the first Guide vane row be distributed that the mixed with the hot gases and flamelessly oxidized, gaseous fuel earliest at the beginning of the second row of guide vanes, behind the burnout channel, the inner and outer blade channel radius reached.

Im Prinzip können die Leit- und Laufschaufeln vor einer herkömmlichen Brennkammer und mindestens einer der Brennkammer folgenden Leit- und Laufschaufelreihe angeordnet werden. Die Menge des gasförmige Brennstoffs, welcher durch die Bohrungen der ersten Leitschaufelreihe eingedüst wird, wird nicht mehr als etwa 10% der Gesamtmenge des verwendeten Brennstoffs betragen.In principle, the guide and rotor blades can be used in front of a conventional one Combustion chamber and at least one control and following the combustion chamber Blade row can be arranged. The amount of gaseous Fuel that passes through the holes in the first row of guide vanes is injected, no more than about 10% of the total amount of fuel used.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWING

Die Erfindung wird anhand der beigefügten Figuren näher bezeichnet, wobeiThe invention is described in more detail with reference to the attached figures, wherein

Fig. 1 einen Abschnitt einer Gasturbine mit Eindüsung eines gasförmigen Brennstoffs durch eine Leitschaufel und anschliessender flammenloser Oxidation des Brennstoffs darstellt, Fig. 1 shows a section of a gas turbine with injection illustrating a gaseous fuel by a vane and subsequent flameless oxidation of the fuel,

Fig. 2 die Temperaturverteilung der Heissgase innerhalb des Abschnitts der Gasturbine der Fig. 1 mit und ohne flammenlose Verbrennung zeigt, Fig. 2 shows the temperature distribution of the hot gases within the portion of the gas turbine of FIG. 1 with and without flameless combustion,

Fig. 3a, 3b verschiedene Orte der Eindüsung des gasförmigen Brennstoffs an einer Leitschaufel darstellt, Figures 3a, 3b different places of the injection of gaseous fuel at a guide vane is.,

Fig. 4 einen Abschnitt einer Gasturbine mit Eindüsung eines gasförmigen Brennstoffs durch eine Leitschaufel und anschliessender flammenloser Verbrennung des Brennstoffs mit einer Verteilung des Brennstoffs darstellt. Fig. 4 illustrates a portion of a gas turbine with injection of a gaseous fuel by a vane and subsequent flameless combustion of the fuel with a distribution of the fuel.

Es werden nur die für die Erfindung wesentlichen Elemente dargestellt. Gleiche Elemente werden in unterschiedlichen Figuren gleich bezeichnet.Only the elements essential to the invention are shown. The same elements are given the same names in different figures.

WEG ZUR AUSFÜHRUNG DER ERFINDUNGWAY OF CARRYING OUT THE INVENTION

Die Fig. 1 zeigt einen Abschnitt 9 einer Gasturbine mit zwei Leitschaufelreihen 3 und zwei Laufschaufelreihen 4. Die Leitschaufeln 3 1, 3 2 der Leitschaufelreihen 3 sind am Stator 2 der Gasturbine, die Laufschaufeln 4 1, 4 2 der Laufschaufelreihen 4 sind am Rotor 1 der Gasturbine befestigt. Den Leit- 3 1, 3 2 bzw. Laufschaufeln 4 1, 4 2 gegenüberliegend ist ein Wärmestausegment 14 am Rotor 1 bzw. Stator 2 angebracht. Fig. 1 shows a portion 9 of a gas turbine with two guide vane rows 3 and two blade rows 4. The guide blades 3 1 , 3 2 of the guide blade rows 3 are attached to the stator 2 of the gas turbine, the moving blades 4 1 , 4 2 of the rotor blade rows 4 are attached to the rotor 1 of the gas turbine. A heat accumulation segment 14 is attached to the rotor 1 or stator 2 opposite the guide blades 3 1 , 3 2 or rotor blades 4 1 , 4 2 .

Erfindungsgemäss wird durch Bohrungen 7, welche sich in mindestens einer Leitschaufel 3 1 der ersten Leitschaufelreihe 3 befinden, ein gasförmiger Brennstoff 8 in den Heissgasstrom 5, welcher den Abschnitt 9 der Gasturbine durchströmt, eingedüst. Prinzipiell können sich die Bohrungen an der Hinterkante 1, an der Druck- 12 oder Saugseite 13 oder an der Plattform der Leitschaufel 3 1 befinden. Zwischen den beiden dargestellten Leit- 3 und Laufschaufelreihen 4 der Fig. 1 befindet sich ein Ausbrandkanal 6, in welchem im wesentlichen die flammenlose Oxidation des eingedüsten Brennstoffs 8 geschieht. Die Länge L des Ausbrandkanals 6 wird in etwa die Länge einer Leit- 3 und einer Laufschaufelreihe 4 haben. According to the invention, a gaseous fuel 8 into the hot-gas flow 5, which flows through the section 9 of the gas turbine injected through holes 7, which are located in at least one guide vane 3 1 of the first row of guide vanes 3. In principle, the bores can be located on the rear edge 1 , on the pressure side 12 or suction side 13 or on the platform of the guide vane 3 1 . Between the two rows of guide vanes 3 and rotor blades 4 shown in FIG. 1 there is a burnout channel 6 , in which essentially the flameless oxidation of the injected fuel 8 takes place. The length L of the burnout channel 6 will have approximately the length of a guide row 3 and a rotor blade row 4 .

Zur Fig. 1 korrespondierend zeigt die Fig. 2 den Temperaturverlauf in den Bereichen I-V. Der Bereich I und V korrespondiert zu den Leitschaufeln 3 1, 3 2, der Bereich III zur Laufschaufel 4 1, und der Bereich IV zum Ausbrandkanal 6. Während die untere Kurve in der Fig. 2 einen Temperaturverlauf innerhalb des Abschnitt 9 der Gasturbine ohne flammenlose Oxidation darstellt, ergibt sich am Ende des Bereichs IV (Ausbrandkanal 6) des Abschnitts 9 der Gasturbine ein ΔT durch die Eindüsung des gasförmigen Brennstoffs 8 in den Heissgasstrom 5. In diesem Fall liegt die Eintrittstemperatur T2 der zweiten Leitschaufelreihe 3 etwas niedriger als die Eintrittstemperatur T1 der ersten Leitschaufelreihe 3. Eine Temperaturdifferenz zwischen der unteren und der oberen Kurve wird sich aber bereits in den Bereichen I, II, III (erste Leit- 3 und Laufschaufelreihe 4 mit Zwischenraum) durch die dort beginnende Reaktion ergeben. Die Bereiche I, II, III vor dem Ausbrandkanal 6 haben jedoch vielmehr den Zweck für eine vollständige Durchmischung des Brennstoffs 8 mit dem Heissgasstrom 5 zu sorgen. Die Aufenthaltszeiten des Brennstoffs 8 in diesen Bereichen dürfte entsprechend den allgemeinen Zündzeiten bei einer angenommenen Luftzahl λ von 2 im Millisekundenbereich liegen.Corresponding to FIG. 1, FIG. 2 shows the temperature profile in the areas IV. The areas I and V correspond to the guide vanes 3 1 , 3 2 , the area III to the moving blade 4 1 , and the area IV to the burnout channel 6 . While the lower curve in FIG. 2 represents a temperature profile within section 9 of the gas turbine without flameless oxidation, a ΔT results at the end of area IV (burnout channel 6 ) of section 9 of the gas turbine through the injection of gaseous fuel 8 into the hot gas stream 5 . In this case, the inlet temperature T 2 of the second row of guide vanes 3 is somewhat lower than the inlet temperature T 1 of the first row of guide vanes 3 . However, a temperature difference between the lower and the upper curve will already result in the areas I, II, III (first guide row 3 and rotor blade row 4 with space) due to the reaction that begins there. The areas I, II, III in front of the burnout channel 6 , however, have the purpose of ensuring that the fuel 8 is completely mixed with the hot gas stream 5 . The residence times of the fuel 8 in these areas should be in the millisecond range corresponding to the general ignition times with an assumed air ratio λ of 2.

Die Fig. 3a und 3b zeigen zwei erfindungsgemässe Leitschaufeln 3 1, welche mit Bohrungen 7 ausgestattet sind. In der Fig. 3a befinden sich die Bohrungen 7 an der Hinterkante 11, in der Fig. 3b an der Saugseite 13. Der gasförmige Brennstoff 8 wird durch einen inneren Kanal 10 zu den Bohrungen 7 geleitet und dort in den Heissgasstrom 5 eingedüst. Eine Einleitung des gasförmigen Brennstoffs 8 durch die Hinterkante hat den Vorteil, dass der Hinterkantenwirbel der Leitschaufel 3 1 gestört wird, was eine Verringerung der Verluste an dieser Stelle bedeutet. Ebenso ist auch eine Eindüsung in den Hufeisenwirbel hinter der Plattform der Leitschaufel 3 1 denkbar. Die Eindüsung in einen Wirbel hat zudem den Vorteil, dass der gasförmige Brennstoff 8 verbessert gemischt wird. FIGS. 3a and 3b show two vanes according to the invention 3 1, which are provided with bores 7. In FIG. 3a the bores 7 are on the rear edge 11 , in FIG. 3b on the suction side 13 . The gaseous fuel 8 is passed through an inner channel 10 to the bores 7 and injected into the hot gas stream 5 there . Introducing the gaseous fuel 8 through the trailing edge has the advantage that the trailing edge vortex of the guide vane 3 1 is disturbed, which means a reduction in losses at this point. An injection into the horseshoe vortex behind the platform of the guide vane 3 1 is also conceivable. The injection into a vortex also has the advantage that the gaseous fuel 8 is mixed better.

Die Fig. 4 zeigt eine besondere Ausführungsform des Abschnitts 9 der Gasturbine. Dabei sind die Bohrungen 7 radial derart über die Höhe der Leitschaufeln 3 1 der ersten Leitschaufelreihe 3 verteilt sind, dass der mit den Heissgasen gemischte und flammenlos oxidierte, gasförmige Brennstoff 8 frühesten beim Beginn der zweiten Leitschaufelreihe 3, hinter dem Ausbrandkanal 6, den inneren und äusseren Schaufelkanalradius erreicht. Vorteilhaft kann damit die Kühlung des Ausbrandkanals 6 minimiert werden. Die Fig. 4 zeigt die Ausbreitung des Brennstoffs 8 bzw. die damit verbundene Reaktionszone schematisch. Die Kühlung der zweiten Leit- 3 und Laufschaufelreihe 4 und der folgenden, nicht dargestellten Stufen ist jedoch aufgrund der erhöhten Temperatur zu verstärken. FIG. 4 shows a particular embodiment of the portion 9 of the gas turbine. The bores 7 are distributed radially over the height of the guide vanes 3 1 of the first guide vane row 3 such that the gaseous fuel 8 mixed with the hot gases and oxidized flamelessly at the earliest at the start of the second guide vane row 3 , behind the burnout channel 6 , the inner and outer blade channel radius reached. The cooling of the burnout channel 6 can thus advantageously be minimized. FIG. 4 schematically shows the spread of the fuel 8 or the reaction zone associated therewith. The cooling of the second row of guide vanes 3 and 4 and the following stages (not shown) must be increased due to the increased temperature.

Vorteilhaft kann mit der flammenlosen Oxidation eine Reduktion der NOx-Werte erreicht werden, da die eingesetzten Temperaturen niedrig gehalten werden. Zudem ergeben sich hohe Reaktionsdichten, da bei den verwendeten Gasturbinen entsprechend hohe Drücke herrschen. In einem vorteilhaften Ausführungsbeispiel wird der Heissgasstrom 5, welcher die zwei Leit- 3 und Laufschaufelreihen 4 und den Ausbrandkanal 6 durchströmt, durch eine herkömmliche Brennkammer erzeugt und ist bereits über mindestens eine weitere Leit- und Laufschaufelreihe entspannt worden. In einem solchen Fall wird der eingesetzte Brennstoff maximal 10% der gesamten Brennstoffmenge betragen. Durch eine entsprechende Anordnung ergibt sich bei einer reduzierten NOx-Bildung ein erhöhter Wirkungsgrad der gesamten Gasturbine. A reduction in the NO x values can advantageously be achieved with the flameless oxidation, since the temperatures used are kept low. In addition, there are high reaction densities, since the gas turbines used have correspondingly high pressures. In an advantageous exemplary embodiment, the hot gas stream 5 , which flows through the two rows of guide vanes 3 and blades 4 and the burnout channel 6 , is generated by a conventional combustion chamber and has already been expanded via at least one further row of guide vanes and blades. In such a case, the fuel used will amount to a maximum of 10% of the total amount of fuel. A corresponding arrangement results in an increased efficiency of the entire gas turbine with reduced NO x formation.

BEZUGSZEICHENLISTELIST OF REFERENCE NUMBERS

11

Rotor
rotor

22

Stator
stator

33

Leitschaufelreihe
vane row

33 11

, .

33 22

Leitschaufeln der ersten bzw. zweiten Leitschaufelreihe Guide vanes of the first or second row of guide vanes

33

44

Laufschaufelreihe
Blade row

44 11

, .

44 22

Laufschaufeln der ersten bzw. zweiten Laufschaufelreihe Blades of the first or second row of blades

44

55

Heissgastrom
Heissgastrom

66

Ausbrandkanal
burnout channel

77

Bohrung
drilling

88th

Brennstoff
fuel

99

Abschnitt der Gasturbine
Section of the gas turbine

1010

Kanal
channel

1111

Hinterkante
trailing edge

1212

Druckseite
pressure side

1313

Saugseite
suction

1414

Wärmestausegment
L Länge von Ausbrandkanal Heat shield
L length of burnout channel

66

T1 T 1

, T2 , T 2

Temperatur bei Eintritt der ersten, zweiten Laufschaufelreihe
ΔT Temperaturdifferenz durch flammenlose Oxidation
x Länge des Abschnitts Temperature when entering the first, second row of blades
ΔT temperature difference due to flameless oxidation
x length of section

99

Claims (11)

1. Verfahren zum Betrieb einer Gasturbine, bei dem ein gasförmiger Brennstoff (8) in einen Heissgasstrom (5) einer Gasturbine eingedüst wird, wobei die Gasturbine mindestens eine Leit- (3) und Laufschaufelreihe (4) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass der Brennstoff (8) durch mindestens eine Leitschaufel (3 1) der Leitschaufelreihe (3) der Gasturbine in den Heissgasstrom (5) eingedüst wird und im Heissgasstrom (5) flammenlos oxidiert.1. A method for operating a gas turbine, in which a gaseous fuel ( 8 ) is injected into a hot gas stream ( 5 ) of a gas turbine, the gas turbine having at least one row of guide vanes ( 3 ) and blades ( 4 ), characterized in that the fuel ( 8 ) is injected into the hot gas stream ( 5 ) by at least one guide vane ( 3 1 ) of the guide vane row ( 3 ) of the gas turbine and oxidized flameless in the hot gas stream ( 5 ). 2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der gasförmige Brennstoff (8) durch Bohrungen (7), welche sich an der Hinterkante (11), an der Druck- (12), an der Saugseite (13) oder an der Plattform der mindestens einen Leitschaufel (3 1) befinden, in den Heissgasstrom (5) eingedüst wird.2. The method according to claim 1, characterized in that the gaseous fuel ( 8 ) through bores ( 7 ), which are located on the rear edge ( 11 ), on the pressure ( 12 ), on the suction side ( 13 ) or on the platform the at least one guide vane ( 3 1 ) are in the hot gas stream ( 5 ) is injected. 3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Gasturbine zwei Leit- (3) und Laufschaufelreihen (4) aufweist, der Brennstoff (8) durch Bohrungen (7), welche sich an den Leitschaufeln (3 1) der ersten Leitschaufelreihe (3) befinden, in den Heissgasstrom (5) eingedüst wird und sich zwischen der ersten Leit- (3) und Laufschaufelreihe (4) und der zweiten Leit- (3) und Laufschaufelreihe (4) ein Ausbrandkanal (6) befindet, in welchem der gasförmige Brennstoff (8) flammenlos oxidiert.3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that the gas turbine has two guide ( 3 ) and rotor blade rows ( 4 ), the fuel ( 8 ) through bores ( 7 ), which are on the guide vanes ( 3 1 ) of the first Guide vane row ( 3 ), into which hot gas flow ( 5 ) is injected and a burnout channel ( 6 ) is located between the first guide ( 3 ) and rotor blade row ( 4 ) and the second guide ( 3 ) and rotor blade row ( 4 ) which the gaseous fuel ( 8 ) oxidizes flameless. 4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Bohrungen (7) radial derart über die Höhe der Leitschaufeln (3 1) der ersten Leitschaufelreihe (3) verteilt sind, dass der mit den Heissgasen gemischte und flammenlos oxidierte, gasförmige Brennstoff (8) frühesten beim Beginn der zweiten Leitschaufelreihe (3), hinter dem Ausbrandkanal (6), den inneren und äusseren Schaufelkanalradius erreicht.4. The method according to claim 3, characterized in that the bores ( 7 ) are distributed radially over the height of the guide vanes ( 3 1 ) of the first row of guide vanes ( 3 ) in such a way that the gaseous fuel ( 8 ) at the earliest at the beginning of the second row of guide blades ( 3 ), behind the burnout channel ( 6 ), the inner and outer blade channel radius is reached. 5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1-4, dadurch gekennzeichnet, dass der Heissgasstrom (5) durch eine herkömmliche Brennkammer erzeugt wird und bereits über mindestens eine weitere Leit- und Laufschaufelreihe entspannt worden ist.5. The method according to any one of claims 1-4, characterized in that the hot gas stream ( 5 ) is generated by a conventional combustion chamber and has already been expanded over at least one further row of guide vanes and blades. 6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Anteil des gasförmigen Brennstoffs (8), welcher durch die Bohrungen (7) der ersten Leitschaufelreihe (3) eingedüst wird, maximal 10% der Gesamtmenge des verwendeten Brennstoffs beträgt.6. The method according to claim 5, characterized in that the proportion of the gaseous fuel ( 8 ) which is injected through the bores ( 7 ) of the first row of guide vanes ( 3 ) is a maximum of 10% of the total amount of fuel used. 7. Gasturbine zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 6, mit mindestens einer Leit- (3) und Laufschaufelreihe (4), dadurch gekennzeichnet, dass in mindestens einer der Leitschaufeln (3 1) der mindestens einen Leitschaufelreihe (3) Bohrungen (7) zur Eindüsung eines gasförmigen Brennstoffs (8) in den Heissgastrom (5) vorhanden sind.7. Gas turbine for performing the method according to one of claims 1 to 6, with at least one guide vane ( 3 ) and row of blades ( 4 ), characterized in that in at least one of the guide vanes ( 3 1 ) of the at least one row of guide vanes ( 3 ) bores ( 7 ) for injecting a gaseous fuel ( 8 ) into the hot gas stream ( 5 ). 8. Gasturbine nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Bohrungen (7) zur Eindüsung des gasförmigen Brennstoffs (8) in der Hinterkante (11), in der Druck- (12) oder Saugseite (13) oder in der Plattform der mindestens einen Leitschaufel (3 1) befinden und die Bohrungen (7) radial über die Höhe der mindestens einen Leitschaufel (3 1) verteilt sind.8. Gas turbine according to claim 7, characterized in that the bores ( 7 ) for injecting the gaseous fuel ( 8 ) in the rear edge ( 11 ), in the pressure ( 12 ) or suction side ( 13 ) or in the platform of the at least there are a guide vane ( 3 1 ) and the bores ( 7 ) are distributed radially over the height of the at least one guide vane ( 3 1 ). 9. Gasturbine nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass zwei Leit- (3) und Laufschaufelreihen (4) vorhanden sind, die Leitschaufeln (3 1) der ersten Leitschaufelreihe (3) Bohrungen (7) zur Eindüsung des gasförmigen Brennstoffs (8) in den Heissgasstrom (5) aufweisen und sich zwischen den beiden Leit- (3) und Laufschaufelreihen (4) ein Ausbrandkanal (6) befindet.9. Gas turbine according to claim 7 or 8, characterized in that two guide ( 3 ) and rotor blade rows ( 4 ) are present, the guide blades ( 3 1 ) of the first guide blade row ( 3 ) bores ( 7 ) for injecting the gaseous fuel ( 8 ) in the hot gas stream ( 5 ) and there is a burnout channel ( 6 ) between the two rows of guide vanes ( 3 ) and rotor blades ( 4 ). 10. Gasturbine nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Ausbrandkanal (6), in welchem der gasförmige Brennstoff (8) oxidiert, die Länge (L) einer Leit- (3) und Laufschaufelreihe (4) hat.10. Gas turbine according to claim 9, characterized in that the burnout channel ( 6 ), in which the gaseous fuel ( 8 ) oxidizes, has the length (L) of a guide vane ( 3 ) and rotor blade row ( 4 ). 11. Gasturbine nach einem der Ansprüche 7-10, dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Laufschaufelreihen (3, 4) hinter einer Brennkammer und mindestens einer der Brennkammer folgenden weiteren Leit- und Laufschaufelreihe angeordnet sind.11. Gas turbine according to one of claims 7-10, characterized in that the two rows of blades ( 3 , 4 ) are arranged behind a combustion chamber and at least one further guide and blade row following the combustion chamber.
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1394386A1 (en) * 2002-08-06 2004-03-03 Politechnika Slaska Process for combusting fuels, in particular gas in an oxidizer of high temperature
EP1916481A2 (en) * 2006-09-29 2008-04-30 General Electric Company Premixing device, gas turbines comprising the premixing device, and methods of use
EP1921376A1 (en) * 2006-11-08 2008-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Fuel injection system
EP2889542A1 (en) 2013-12-24 2015-07-01 Alstom Technology Ltd Method for operating a combustor for a gas turbine and combustor for a gas turbine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3731046A1 (en) * 1987-07-16 1989-01-26 Bbc Brown Boveri & Cie Method for initiating an exothermic chemical reaction, bypassing the heating of the mass of the reactants to the reaction temperature
US5125793A (en) * 1991-07-08 1992-06-30 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine blade cooling with endothermic fuel
DE69201563T2 (en) * 1991-05-15 1995-11-09 United Technologies Corp METHOD AND SYSTEM FOR HYDROCARBON COMBUSTION WITH LOW POLLUTANT EMISSIONS.
DE19934927A1 (en) * 1999-07-26 2001-02-01 Abb Alstom Power Ch Ag Process for cooling guide vanes and / or moving blades in the turbine stages of a gas turbine plant and gas turbine plant for carrying out the process

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3731046A1 (en) * 1987-07-16 1989-01-26 Bbc Brown Boveri & Cie Method for initiating an exothermic chemical reaction, bypassing the heating of the mass of the reactants to the reaction temperature
DE69201563T2 (en) * 1991-05-15 1995-11-09 United Technologies Corp METHOD AND SYSTEM FOR HYDROCARBON COMBUSTION WITH LOW POLLUTANT EMISSIONS.
US5125793A (en) * 1991-07-08 1992-06-30 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine blade cooling with endothermic fuel
DE19934927A1 (en) * 1999-07-26 2001-02-01 Abb Alstom Power Ch Ag Process for cooling guide vanes and / or moving blades in the turbine stages of a gas turbine plant and gas turbine plant for carrying out the process

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1394386A1 (en) * 2002-08-06 2004-03-03 Politechnika Slaska Process for combusting fuels, in particular gas in an oxidizer of high temperature
EP1916481A2 (en) * 2006-09-29 2008-04-30 General Electric Company Premixing device, gas turbines comprising the premixing device, and methods of use
EP1916481A3 (en) * 2006-09-29 2012-11-21 General Electric Company Premixing device, gas turbines comprising the premixing device, and methods of use
EP1921376A1 (en) * 2006-11-08 2008-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Fuel injection system
EP2889542A1 (en) 2013-12-24 2015-07-01 Alstom Technology Ltd Method for operating a combustor for a gas turbine and combustor for a gas turbine
US10222067B2 (en) 2013-12-24 2019-03-05 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor for a sequential gas turbine having a deflection unit between first and second combustion chambers

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