DE1004866B

DE1004866B - Annular combustion chamber in particular of gas turbines

Info

Publication number: DE1004866B
Application number: DESCH15762A
Authority: DE
Inventors: Dr Rer Nat H C Ernst Sc Dr-Ing
Original assignee: H C ERNST SCHMIDT DR ING DR RE
Current assignee: H C ERNST SCHMIDT DR ING DR RE
Priority date: 1954-07-03
Filing date: 1954-07-03
Publication date: 1957-03-21

Description

Ringbrennkammer insbesondere von Gasturbinen In Brennkammern von Gasturbinen soll auf kleinem Raum eine möglichst vollständige Verbrennung bei geringem Druckverlust erreicht werden. Dazu wird ein erheblicher Regelbereich gefordert und die Sicherheit, daß die Flamme nicht aus der Kammer hinausgeblasen wird. Bei Gasturbinen für Luftfahrttriebwerke werden hohe Anforderungen in bezug auf kleinen Platzbedarf gestellt. Aber auch bei stationären Anlagen ist man bemüht, diese Kammern klein zu halten, wobei hohe Durchströmgeschwindigkeiten von der Größenordnung 100 m/sec auftreten. Das Hinausblasen der Flamme aus der Kammer verhindert man durch sogenannte Flammenhalter, das sind Gebilde z. B. von der Gestalt eines Hohlkegels, dessen Spitze gegen die Strömung gerichtet und hinter dessen hohler Rückseite sich ein stark turbulentes Wirbelgebiet bildet, in dem sich die Flamme hält. Diese großen Flammenhalter haben aber unerwünschte Druckverluste zur Folge. Die meisten Düsentriebwerke von Luftfahrzeugen besitzen heute eine Mehrzahl solcher Kammern von nahezu zylindrischer Form, die um die Achse der Maschine herum angeordnet sind und von denen somit jede einen Teil des Eintrittskranzes der Turbine versorgt. Man hat auch ringförmige, die Achse der Maschine umschließende Brennkammern gebaut, die sich aber weniger eingeführt haben. Alle diese Brennkammern werden von den Verbrennungsgasen axial durchströmt, was erhebliche Längen erfordert, um einen guten Ausbrand über einen großen Regelbereich zu erzielen.Annular combustion chamber, especially of gas turbines In combustion chambers of gas turbines The aim is to achieve as complete a combustion as possible with a low pressure loss in a small space can be achieved. For this purpose, a considerable control range is required and the security, that the flame is not blown out of the chamber. In gas turbines for aircraft engines high demands are made in terms of small space requirements. But also with In stationary systems, efforts are made to keep these chambers small, with high flow rates of the order of magnitude of 100 m / sec. Blowing the flame out of the chamber prevented by so-called flame holders, these are structures z. B. from the shape a hollow cone, the tip of which is directed against the flow and behind it is hollow On the back, a highly turbulent vortex area forms in which the flame is located holds. However, these large flame holders result in undesirable pressure losses. Most aircraft jet engines today have a plurality of them Chambers of almost cylindrical shape arranged around the axis of the machine are and each of which thus supplies part of the inlet ring of the turbine. Ring-shaped combustion chambers surrounding the axis of the machine were also built, but which are less introduced. All of these combustion chambers are run by the combustion gases flows through axially, which requires considerable lengths in order to achieve a good burnout to achieve a large control range.

Man hat auch zylindrische Brennkammern gebaut, bei denen die Luft tangential eintritt, die heißen Verbrennungsgase den ganzen Innenraum des Zylinders erfüllen und diesen durch eine zentrale Öffnung in axialer Richtung verlassen. Diese Kammern sind aber besondere Gebilde, die nicht unmittelbar mit der Gasturbine zusammengebaut werden können und deshalb Verbindungsleitungen benötigen, die diese heißen Gase der Turbine zuführen.One has also built cylindrical combustion chambers in which the air Entering tangentially, the hot combustion gases cover the entire interior of the cylinder meet and leave this through a central opening in the axial direction. These However, chambers are special structures that are not assembled directly with the gas turbine and therefore need connecting lines that carry these hot gases feed the turbine.

Gegenstand der Erfindung ist eine Brennkammer in Form einer ringförmigen Trommel, die von der Verbrennungsluft in an sich bekannter Weise von außen nach innen radial oder schräg radial, aber mit erheblicher Umfangskomponente der Geschwindigkeit durchströmt wird. Unter »s.chräg radial« ist dabei eine Strömung verstanden, die außer der radialen und der Umfangskomponente auch noch eine axiale Geschwindigkeitskomponente hat. Die Gase bewegen sich also durch die Brennkammer auf spiraligen Bahnen, die in axialer Richtung auch auseinandergezogen sein können, also etwa die Form konischer Spiralen haben. Aber die Strömung ist nicht laminar, sondern stark turbulent durchwirbelt, wodurch der Ausbrand sehr beschleunigt wird. Die Luft kann der Brennkammer an einer oder mehreren Stellen ihres Umfanges tangential zugeführt werden, sie kann aber auch axial in Gestalt eines Hohlzylinders ankommen und erst kurz vor dem Eintritt in die eigentliche Brennkammer durch einen Leitschaufelkranz die gewünschte Umfangskomponente der Geschwindigkeit erhalten. Den tangentialen Luftzutritt wird man z. B. wählen, wenn die Luft aus Vorwärmern kommt, in denen ihr Wärme von den heißen Abgasen der Turbine zugeführt wird. Ist der Verdichter der Gasturbine unmittelbar vor dieser auf derselben Achse angeordnet, wie es bei Luftfahrttriebwerken die Regel ist, so kann man der aus dem Verdichter kommenden Luft die Umfangskomponente der Geschwindigkeit lassen, mit der sie aus dem letzten Laufrad des Verdichters austritt. Auf diese Weise braucht der Leitschaufelkranz nur für geringe Umlenkung gebaut zu werden oder kann sogar ganz fortfallen. Dank der Umfangskomponente der Geschwindigkeit ist die Brennkammer von einem Strömungswirbel mit starker innerer Turbulenz erfüllt, über den sich axiale oder radiale Geschwindigkeitskomponenten lagern.The invention relates to a combustion chamber in the form of an annular Drum, which from the combustion air in a known manner from the outside to radially inside or obliquely radially, but with a considerable circumferential component of the speed is flowed through. The term “s.chrival radial” is understood to mean a flow which In addition to the radial and circumferential components, there is also an axial speed component Has. The gases move through the combustion chamber on spiral paths, the can also be pulled apart in the axial direction, so about the shape more conical Have spirals. But the flow is not laminar, but strongly turbulent, whereby the burnout is very accelerated. The air can pass to a combustion chamber or several points of its circumference are fed tangentially, but it can also arrive axially in the form of a hollow cylinder and only shortly before entry the desired peripheral component into the actual combustion chamber through a guide vane ring get the speed. The tangential air access is z. B. choose when the air comes from preheaters, in which you get heat from the hot exhaust gases Turbine is fed. Is the compressor of the gas turbine immediately in front of this arranged on the same axis, as is the rule with aircraft engines, so the air coming from the compressor can be the peripheral component of the speed with which it exits the last impeller of the compressor. To this Way, the guide vane ring needs to be built or only for slight deflection can even be omitted entirely. Thanks to the circumferential component of speed, the Combustion chamber met by a flow vortex with strong internal turbulence, over which store axial or radial speed components.

Der Brennstoff als Gas, als zerstäubte Flüssigkeit oder auch als Kohlenstaub wird diesem Luftwirbel gleich bei oder kurz nach seiner Bildung an mehreren Stellen zugeführt, z. B. durch eine Mehrzahl von quer in der Strömung stehenden Rohren, die mit Schlitzen oder Löchern versehen sind, durch die der Brennstoff in das. stark turbulente Totwasser hinter jedem Rohr austritt, sich mit der Luft vermischt und verbrennt. Diese Rohre, die durch den hindurchtretenden Brennstoff gekühlt werden, schirmen zugleich die eigentliche Brennzone gegen die Wand der Brennkammer ab, so daß die Strahlung der Flamme adf diese Wand weniger stark einwirkt und auch das Hindurchtreten von Turbulenzballen behindert wird. Man kann diese Wirkung in bekannter Weise durch Flachdrücken der Rohre oder durch flossenartige Verbreiterung erhöhen. Die Flammen folgen dem gewundenen Weg der Luft, so daß eine längere Flamme in der Brennkammer Platz hat als, bei geradliniger Durchströmung.The fuel as a gas, as an atomized liquid or as coal dust becomes this air vortex at or shortly after its formation in several places supplied, e.g. B. by a plurality of pipes standing transversely in the flow, which are provided with slots or holes through which the fuel enters the. strong turbulent dead water escapes behind each pipe, mixes with the air and burns. These pipes, which are cooled by the fuel passing through, at the same time shield the actual combustion zone from the wall of the combustion chamber, see above that the radiation of the flame adf affects this wall less strongly and that too Passing through of turbulence balls is hindered. One can know this effect in By flattening the tubes or by widening them like a fin raise. The flames follow the tortuous path of the air, leaving a longer flame in the Combustion chamber has space than when there is a straight flow.

Dazu erzeugen die sich gewissermaßen umeinander herumwickelnden Wirbelstreifen der einzelnen Brennstoffzuführungen in dem kreisenden Wirbel eine sehr intensive Turbulenz, die die Verbrennung stark beschleunigt und in sehr kurzer Zeit ablaufen läßt. Auf diese Weise erreicht ,man, wie die Erfahrung zeigt, ungewöhnlich hohe Belastungen der Brennkammer, die bei gasförmigem Brennstoff von einer blau leuchtenden Farbe erfüllt ist.To do this, the vortex strips, which to a certain extent wrap around each other, are generated of the individual fuel feeds in the circling vortex is very intense Turbulence that greatly accelerates combustion and takes place in a very short time leaves. In this way, as experience shows, unusually high levels are achieved Loads of the combustion chamber, which in the case of gaseous fuel of a glowing blue Color is fulfilled.

Diese äußere Wand der Brennkammer bleibt relativ kalt, da die eintretende kältere Luft wegen ihres höheren spezifischen Gewichtes an der Wand eine kreisende, immer wieder durch Frischluft erneuerte Ringzone bildet, welche die Wand gegen den Zutritt der heißen Gase schützt. Ein besonderer Vorteil der vorliegenden Erfindung ist, daß die Gase vor der Verbrennung eine erhebliche Umfangsgeschwindigkeit besitzen, die sie bei der Verbrennung behalten. Auf diese Weise treten sie schon mit erheblicher Umfangskomponente der Geschwindigkeit in die Turbine ein, so daß man unter Umständen den bei hohen Gastemperaturen thermisch besonders stark beanspruchten Leitschaufelkranz vor dem ersten Laufradkranz der Turbine sparen kann.This outer wall of the combustion chamber remains relatively cold as the one entering colder air because of its higher specific weight on the wall a circulating, again and again with fresh air renewed ring zone forms, which the wall against the Protects entry of the hot gases. A particular advantage of the present invention is that the gases have a considerable peripheral velocity before combustion, which they keep in the incineration. In this way they occur already with substantial Circumferential component of the speed in the turbine, so that under certain circumstances the guide vane ring, which is particularly thermally stressed at high gas temperatures can save before the first runner rim of the turbine.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigen Abb. 1 und 2. Darin ist a die in diesem Beispiel schneckenförmig ausgebildete Brennkammer, in welche die Luft durch den Eintrittsstutzen b tangential eintritt und sie dann, wie die gebogenen Pfeile andeuten, auf spiraligen Wegen durchströmt. Die auf einem Kreis angeordneten Rohre c, wie Abb-. 2 zeigt, führen den Brennstoff zu und lassen ihn durch Schlitze oder Bohrungen ihrer Leeseite austreten, wobei er sich, wie in der gegen Abb. 1 und 2 vergrößerten Abb. 3 angedeutet, mit der Luft mischt in einem turbulenten Wirbelgebiet, in dem sich zugleich die Verbrennung vollzieht. Die heißen Verbrennungsgase treten bei d in axialer Richtung, aber mit erheblicher Umfangskomponente der Geschwindigkeit aus und treffen auf den Laufkranz der als einstufiges Rad dargestellten Turbine e. Der Platz innerhalb des Ringraumes der Brennkammer ist frei und kann, wie die Abbildung zeigt, z. B. das eine Lager der Turbine aufnehmen.An embodiment of the invention is shown in Figs. 1 and 2. Therein is a, in this example, the spiral-shaped combustion chamber into which the Air enters tangentially through the inlet nozzle b and then, like the curved ones Arrows indicate, flowed through on spiral paths. The ones arranged on a circle Tubes c, as Fig-. 2 shows feed the fuel and let it through slots or bores on their leeward side, where, as in the one opposite Fig. 1 and 2 enlarged Fig. 3 indicated, with which air mixes in a turbulent vortex area, in which the combustion takes place at the same time. The hot combustion gases occur at d in the axial direction, but with a considerable circumferential component of the speed and hit the tread of the turbine shown as a single-stage wheel e. The space within the annular space of the combustion chamber is free and can, like the Figure shows e.g. B. take up one bearing of the turbine.

Die Abbildungen stellen ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dar mit tangentialer Zufuhr der Verbrennungsluft an einer Stelle des Umfangs. Man kann natürlich auch an mehreren Stellen des Umfangs Luft zuführen oder diese durch eine Ringfläche eintreten lassen und ihr eine Umfangskomponente der Geschwindigkeit durch einen besonderen Leitschaufelkranz erteilen oder sie diese Umfangskomponente schon vom Austritt aus dem vorgeschalteten Verdichter her mitbringen lassen. Auf diese Weise erhält man, eine besonders einfache Bauart mit geringem Druckverlust und spart sowohl den Austrittsschaufelkranz des Verdichters wie den Eintrittsschaufelkranz der Turbine. Beim Durchtritt durch die Brennkammer von. größerem auf kleineren Radius steigert sich dabei die Umfangsgeschwindigkeit in erwünschter Weise.The figures show an embodiment of the invention with tangential supply of combustion air at one point on the circumference. One can Of course, also supply air at several points around the circumference or through one Let ring surface enter and her a circumferential component of the speed through give a special guide vane ring or they already have this peripheral component can be brought along from the outlet of the upstream compressor. To this Way one obtains a particularly simple design with low pressure loss and saves both the outlet blade ring of the compressor and the inlet blade ring the turbine. When passing through the combustion chamber of. larger to smaller radius the peripheral speed increases in the desired manner.

Eine Ausführungsform mit schräg radialer DurchstrÖmung zeigt Abb. 4, dabei tritt die Luft bei f ein, erhält durch den Leitschaufelkranz g eine größere Umfangskomponente der Geschwindigkeit und trifft dann auf die quer in der Strömung stehenden Röhrchen c, die von der Ringleitung h mit Brennstoff versorgt werden und diesen durch Öffnungen in den Luftstrom austreten lassen. Die sich in Form von konischen Spiralen ausbildenden Flammen durchlaufen mit starker Turbulenz schräg radial den Brennraum i, und die Verbrennungsgase treten nach Durchlaufen des Leitschaufelkranzes k bei d in das Laufrad e der eigentlichen sich um die Achse A-A drehenden Turbine ein.An embodiment with oblique radial flow is shown in Fig. 4, where the air enters at f, receives a larger circumferential component of the velocity through the guide vane ring g and then meets the tubes c, which are transversely in the flow and which are supplied with fuel from the ring line h and let it escape through openings into the air flow. The flames that form in the form of conical spirals pass through the combustion chamber i at an angle with strong turbulence, and the combustion gases enter the impeller e of the actual turbine rotating around the axis AA after passing through the guide vane ring k at d.

Wenn die Luft schon von dem Verdichter oder dem Leitschaufelkranz g her genügend Umfangsgeschwindigkeit mitbringt, kann auf den Leitschaufelkranz k vor der Turbine auch ganz verzichtet werden. Da dieser Leitschaufelkranz thermisch am stärksten beansprucht wird, ist sein Fortfall ein erheblicher Vorteil. Die Verkleinerung des Strömungsdurchmessers infolge der schräg radialen Durchströ.mung der Brennkammer ist dabei wegen des Satzes von der Erhaltung des Dralls mit einer erwünschten Zunahme der Umfangsgeschwindigkeit verbunden, die den Verzicht auf den Leitschaufelkranz k erleichtert.If the air has already come from the compressor or the guide vane ring g brings along sufficient circumferential speed, can on the guide vane ring k can also be dispensed with entirely in front of the turbine. Since this guide vane ring is thermally is the most stressed, its elimination is a significant advantage. The downsizing the flow diameter due to the oblique radial flow through the combustion chamber is because of the principle of maintaining the twist with a desired increase the peripheral speed, which means that there is no need for the guide vane ring k relieved.

Die Brennkammer der vorliegenden Erfindung hat ihr Hauptanwendungsgebiet bei Gasturbinen, vor allem auch für Turbinen von Luftstrahlantrieben. Sie kann aber auch für andere Fälle Verwendung finden, z. B. bei Staustrahltriebwerken der Luftfahrt (ram jet), oder für alle Fälle, wo es darauf ankommt, einen hohen Umsatz bei Verbrennungen oder bei anderen Prozessen auf kleinem Raum zu erzielen.The combustor of the present invention has its primary field of application for gas turbines, especially for turbines for air jet propulsion. But she can can also be used for other cases, e.g. B. in ramjet engines in aviation (ram jet), or in all cases where it counts, a high turnover in burns or in other processes in a small space.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Annular combustion chamber, especially of gas turbines, characterized by known radial or oblique radial flow of the combustion chamber from a larger to a smaller radius, but with a considerable circumferential component the speed.

2. Annular combustion chamber according to claim 1, characterized in that that the fuel supply at several points distributed around the circumference of the combustion chamber he follows.

3. Annular combustion chamber according to claim 1, characterized in that the fuel is fed through a plurality of transversely flowed pipes which it allow the air to escape through slots or openings.

4. Annular combustion chamber according to claim 1, characterized in that the incoming air forms a circular ring flow on the wall of the combustion chamber before combustion, which protects this wall against the ingress of hot combustion gases: 5. Annular combustion chamber according to claim 1, characterized in, that the guide vane ring for the hot gases is omitted before entering the impeller of the turbine. 6. Annular combustion chamber according to claim 1, characterized in that the air from the last impeller of the compressor. enters the combustion chamber at circumferential speed without a stator. Considered publications German Patent No. 847 530; Swiss patents No. 281555, 274 978; "The Airplane" (1952), Nov. 28, pp. 718-721.