DE102017201899A1

DE102017201899A1 - Burner of a gas turbine

Info

Publication number: DE102017201899A1
Application number: DE102017201899.2A
Authority: DE
Inventors: Carsten Clemen
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 2017-02-07
Filing date: 2017-02-07
Publication date: 2018-08-09

Abstract

Die Erfindung betrifft einen Brenner einer Gasturbine, umfassend eine Treibstoffdüse (7) zum Zuführen von Brennstoff, einen inneren Luftkanal (3) zum Zuführen von Verbrennungsluft, einen äußeren Luftkanal (2) zum Zuführen von Verbrennungsluft, welcher den inneren Luftkanal (3) umgibt, und eine Vielzahl von Umlenkelementen (6), welche im äußeren Luftkanal (2) angeordnet sind, wobei der äußere Luftkanal (2) einen Zufuhrbereich (20) und einen Austrittsbereich (21) aufweist, wobei der wobei der Zufuhrbereich (20) parallel zu einer Brennermittelachse (10) verläuft und in Durchströmungsrichtung (B) vor den Umlenkelementen (6) einen ersten Unterbereich (20a) und in Durchströmungsrichtung (B) nach den Umlenkelementen (6) einen zweiten Unterbereich (20b) aufweist, welche senkrecht zur Brennermittelachse (10) eine konstante erste Querschnittsfläche (Q1) aufweisen, und wobei der Austrittsbereich (21) in Richtung zur Brennermittelachse (10) geneigt ist und in Durchströmungsrichtung senkrecht zur Brennermittelachse (10) eine konstante zweite Querschnittsfläche (Q2) aufweist, welche gleich der ersten Querschnittsfläche (Q1) ist.

The invention relates to a burner of a gas turbine, comprising a fuel nozzle (7) for supplying fuel, an inner air duct (3) for supplying combustion air, an outer air duct (2) for supplying combustion air, which surrounds the inner air duct (3), and a plurality of baffles (6) disposed in the outer air passage (2), the outer air passage (2) having a feed portion (20) and an exit portion (21), the feed portion (20) being parallel to one Burner central axis (10) and in the flow direction (B) in front of the deflecting elements (6) has a first subregion (20a) and in the flow direction (B) after the deflecting elements (6) has a second subregion (20b) which is perpendicular to the burner central axis (10). a constant first cross-sectional area (Q1), and wherein the exit area (21) is inclined in the direction of the burner central axis (10) and in the direction of flow perpendicular to the burner central axis (10) has a constant second cross-sectional area (Q2), which is equal to the first cross-sectional area (Q1).

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Brenner einer Gasturbine, insbesondere einer Fluggasturbine sowie eine Gasturbine mit einem verbesserten Brenner.The present invention relates to a burner of a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine and a gas turbine with an improved burner.

Brenner von Gasturbinen sind aus dem Stand der Technik in unterschiedlichen Ausgestaltungen bekannt. Die Brenner von Gasturbinen sind üblicherweise an einer Brennkammer angeordnet, wobei eine Vielzahl von Brennern auf einem Durchmesser angeordnet ist. Jeder Brenner weist eine Treibstoffdüse zum Zuführen von Brennstoff und einen Luftkanal zum Zuführen von Verbrennungsluft auf. Aus der US 2014/0291418 A1 ist ferner ein Brenner einer Gasturbine bekannt, bei dem eine Treibstoffdüse zwischen einem inneren Luftkanal und einem äußeren Luftkanal angeordnet ist. Im äußeren Luftkanal sind Schaufeln angeordnet, um die Strömung mit einem Drall zu beaufschlagen. Der äußere Luftkanal ist dabei derart vorgesehen, dass die Luft radial nach innen geführt wird und sich dort zusammen mit der Luft, die durch den inneren Luftkanal strömt, vermischt. Die Luft, die aus dem inneren Luftkanal ausströmt, wurde zuvor bereits mit dem Brennstoff vermischt, welcher kurz vor dem Vermischungsgebiet der beiden Luftströme über einen ebenfalls radial nach innen gerichteten Schlitz zugeführt wird. Der äußere Luftkanal weist eine Kanalinnenwand und eine Kanalaußenwand auf, welche über die gesamte Axiallänge des äußeren Luftkanals parallel zueinander geführt sind. Im geneigten Austrittsbereich des äußeren Luftkanals sind die Kanalinnenwand und die Kanalaußenwand ebenfalls parallel geführt, wodurch sich senkrecht zu einer Brennermittelachse jedoch eine Querschnittsfläche des äußeren Luftkanals in Durchströmungsrichtung reduziert. Die aerodynamische Formgebung des äußeren Luftkanals bestimmt wesentlich die Luftführung durch den äußeren Luftkanal und damit auch die Vermischung von Luft und Brennstoff sowie die Verteilung von Luft und Kraftstrom stromabwärts der Treibstoffdüse. Dieser äußere Luftkanal ist aerodynamisch jedoch nicht optimal ausgebildet.Burners of gas turbines are known from the prior art in different configurations. The burners of gas turbines are usually arranged on a combustion chamber, wherein a plurality of burners is arranged on a diameter. Each burner has a fuel nozzle for supplying fuel and an air passage for supplying combustion air. From the US 2014/0291418 A1 Furthermore, a burner of a gas turbine is known in which a fuel nozzle between an inner air duct and an outer air duct is arranged. In the outer air duct blades are arranged to impart a twist to the flow. The outer air duct is provided such that the air is guided radially inward and mixed there with the air flowing through the inner air duct. The air which flows out of the inner air channel has previously been mixed with the fuel, which is fed shortly before the mixing area of the two air streams via a likewise radially inwardly directed slot. The outer air channel has a channel inner wall and a channel outer wall, which are guided over the entire axial length of the outer air channel parallel to each other. In the inclined exit region of the outer air channel, the channel inner wall and the channel outer wall are also guided in parallel, whereby, however, reduced perpendicular to a burner central axis, a cross-sectional area of the outer air channel in the flow direction. The aerodynamic shape of the outer air duct substantially determines the air flow through the outer air duct and thus the mixing of air and fuel and the distribution of air and power flow downstream of the fuel nozzle. This outer air duct is aerodynamically not optimally formed.

Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen Brenner einer Gasturbine bereitzustellen, welcher bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit eine aerodynamisch verbesserte Luftführung im Brenner ermöglicht. Ferner ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Gasturbine mit einem aerodynamisch verbesserten Brenner bereitzustellen.It is therefore an object of the present invention to provide a burner of a gas turbine, which allows a simple design and simple, cost-effective manufacturability aerodynamically improved air flow in the burner. It is another object of the present invention to provide a gas turbine with an aerodynamically improved burner.

Diese Aufgabe wird durch einen Brenner mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und eine Gasturbine mit den Merkmalen des Anspruchs 10 gelöst. Die Unteransprüche zeigen jeweils bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung.This object is achieved by a burner having the features of claim 1 and a gas turbine having the features of claim 10. The dependent claims each show preferred developments of the invention.

Der erfindungsgemäße Brenner einer Gasturbine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 weist den Vorteil auf, dass eine verbesserte Aerodynamik hinsichtlich einer Luftführung des äußeren Luftstroms in einem äußeren Luftkanal erreicht wird. Dadurch kann eine bessere Vermischung von Luft und Brennstoff stromabwärts des Brenners erreicht werden, sodass eine verbesserte Verbrennung des Brennstoffs erreicht wird. Hierdurch ergeben sich signifikante Vorteile hinsichtlich der Luft-Treibstoffmischung und somit den Emissionen einer Gasturbine. Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, dass der Brenner neben dem äußeren Luftkanal einen inneren Luftkanal sowie eine Treibstoffdüse zum Zuführen von Brennstoff aufweist. Ferner ist eine Vielzahl von Umlenkelementen im äußeren Luftkanal angeordnet. Der äußere Luftkanal weist einen Zufuhrbereich und einen Austrittsbereich auf. Der Zufuhrbereich ist parallel zu einer Brennermittelachse angeordnet und weist in Durchströmungsrichtung vor den Umlenkelementen einen ersten Unterbereich und in Durchströmungsrichtung nach den Umlenkelementen einen zweiten Unterbereich auf. In Durchströmungsrichtung weisen der erste und zweite Unterbereich eine konstante gleichgroße erste Querschnittsfläche Q1 senkrecht zur Brennermittelachse auf. Der Austrittsbereich ist in Richtung zur Brennermittelachse geneigt und weist in Durchströmungsrichtung eine konstante zweite Querschnittsfläche Q2 senkrecht zur Brennermittelachse auf. Die zweite Querschnittsfläche Q2 ist dabei gleichgroß wie die erste Querschnittsfläche Q1. Durch diese erfindungsgemäße Maßnahme wird der äußere Luftkanal aerodynamisch optimal ausgebildet, sodass eine hervorragende Vermischung von Luft aus dem äußeren Luftkanal mit der Luft und dem Brennstoff, welche radial innerhalb des äußeren Luftkanals zugeführt werden, erreicht wird. Somit weist der äußere Luftkanal eine gleichbleibende Querschnittsfläche auf, wobei der Abschnitt des Zufuhrbereichs, in welchem die Umlenkelemente angeordnet sind, eine um den Querschnitt der Umlenkelemente reduzierte Querschnittsfläche aufweist.The burner according to the invention of a gas turbine with the features of claim 1 has the advantage that an improved aerodynamics with respect to an air guide of the outer air flow is achieved in an outer air duct. Thereby, a better mixing of air and fuel downstream of the burner can be achieved, so that an improved combustion of the fuel is achieved. This results in significant advantages in terms of air-fuel mixture and thus the emissions of a gas turbine. This is inventively achieved in that the burner next to the outer air duct has an inner air duct and a fuel nozzle for supplying fuel. Furthermore, a plurality of deflecting elements is arranged in the outer air duct. The outer air duct has a supply area and an exit area. The supply region is arranged parallel to a burner central axis and has a first subregion upstream of the deflection elements in the direction of flow and a second subregion in the direction of flow downstream of the deflection elements. In the direction of flow, the first and second sub-regions have a constant, equal first cross-sectional area Q1 perpendicular to the burner central axis. The outlet region is inclined in the direction of the burner center axis and has a constant second cross-sectional area Q2 perpendicular to the burner central axis in the direction of flow. The second cross-sectional area Q2 is the same size as the first cross-sectional area Q1. By means of this measure according to the invention, the outer air duct is aerodynamically optimally configured, so that excellent mixing of air from the outer air duct with the air and the fuel which is supplied radially inside the outer air duct is achieved. Thus, the outer air duct has a constant cross-sectional area, wherein the portion of the feed region, in which the deflecting elements are arranged, has a reduced cross-sectional area around the cross section of the deflecting elements.

Die Umlenkelemente sind vorzugsweise ausschließlich im Zufuhrbereich des äußeren Luftkanals angeordnet. Die Umlenkelemente beaufschlagen den Luftstrom des äußeren Luftkanals mit einem Drall, um eine noch bessere Vermischung zu erreichen.The deflection elements are preferably arranged exclusively in the feed region of the outer air channel. The deflection elements act on the air flow of the outer air duct with a twist in order to achieve even better mixing.

Die Umlenkelemente im äußeren Luftkanal sind vorzugsweise Leitschaufeln.The deflecting elements in the outer air duct are preferably vanes.

Die als Leitschaufeln ausgebildeten Umlenkelemente weisen bevorzugt an einem Schaufelfuß einen ersten Umlenkwinkel auf, welcher kleiner ist als ein zweiter Umlenkwinkel an einer Schaufelspitze. Der erste Umlenkwinkel ist vorzugsweise in einem Bereich von 20° bis 40° und beträgt besonders bevorzugt 30°. Der zweite Umlenkwinkel an der Schaufelspitze ist vorzugsweise in einem Bereich von 40° bis 60° und beträgt bevorzugt 50°.The deflecting elements designed as guide vanes preferably have a first deflection angle on a blade root which is smaller than a second deflection angle on a blade tip. The first deflection angle is preferably in a range of 20 ° to 40 ° and is particularly preferably 30 °. The second deflection angle at the blade tip is preferably in a range of 40 ° to 60 ° and is preferably 50 °.

Vorzugsweise weist die Leitschaufel an einem in Strömungsrichtung durch den äußeren Luftkanal liegenden Anfang eine erste Kante auf und an einem in Strömungsrichtung im äußeren Luftkanal liegenden Ende eine zweite Kante auf. Besonders bevorzugt sind die erste Kante und die zweite Kante parallel zueinander angeordnet. Weiter bevorzugt sind die erste und zweite Kante senkrecht zu einer Brennermittelachse angeordnet.The guide vane preferably has a first edge on a beginning lying in the direction of flow through the outer air channel and a second edge on an end lying in the direction of flow in the outer air channel. Particularly preferably, the first edge and the second edge are arranged parallel to one another. More preferably, the first and second edges are arranged perpendicular to a burner central axis.

Weiter bevorzugt weist der Austrittsbereich des äußeren Luftkanals einen inneren Wandbereich auf, welcher als Kegelstumpf ausgebildet ist. Somit verläuft eine Kanalinnenwand des äußeren Luftkanals im Bereich des Austrittsbereichs linear und radial nach innen. Ein Winkel zwischen der Kanalinnenwand des äußeren Luftkanals zu einer Brennermittelachse liegt dabei bevorzugt in einem Bereich von 45° bis 65° und beträgt besonders bevorzugt 55°.More preferably, the outlet region of the outer air channel has an inner wall region, which is formed as a truncated cone. Thus, a channel inner wall of the outer air duct extends in the region of the exit region linearly and radially inwards. An angle between the channel inner wall of the outer air channel to a burner central axis is preferably in a range of 45 ° to 65 ° and is particularly preferably 55 °.

Weiter bevorzugt ist der äußere Luftkanal derart ausgebildet, dass eine erste Axiallänge des Zufuhrbereichs des äußeren Luftkanals mindestens doppelt so groß ist wie eine zweite Axiallänge des Austrittsbereichs.More preferably, the outer air duct is formed such that a first axial length of the supply area of the outer air duct is at least twice as large as a second axial length of the exit area.

Die Erfindung betrifft ferner eine Gasturbine mit einem erfindungsgemäßen Gasturbinenbrenner. Weiter bevorzugt ist die Gasturbine eine Fluggasturbine.The invention further relates to a gas turbine with a gas turbine burner according to the invention. More preferably, the gas turbine is an aircraft gas turbine.

Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf die begleitende Zeichnung ein Brenner einer Gasturbine gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung im Detail beschrieben. In der Zeichnung ist:

1 ein Gasturbinentriebwerk mit einer Brennkammer und einem erfindungsgemäßen Brenner,
2 eine schematische Schnittansicht des Brenners gemäß der vorliegenden Erfindung,
3 eine schematische Darstellung der geometrischen Verhältnisse des äußeren Luftkanals und eines Umlenkelements im äußeren Luftkanal und
4 eine schematische, geschnittene Draufsicht eines Umlenkelements des Brenners im äußeren Luftkanal.

Hereinafter, a burner of a gas turbine according to a preferred embodiment of the invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the drawing is:

1 a gas turbine engine with a combustion chamber and a burner according to the invention,
2 a schematic sectional view of the burner according to the present invention,
3 a schematic representation of the geometric relationships of the outer air duct and a deflecting element in the outer air duct and
4 a schematic, sectional plan view of a deflecting the burner in the outer air duct.

Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf die 1 bis 4 ein Brenner 1 gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung im Detail beschrieben.The following is with reference to the 1 to 4 a burner 1 according to a preferred embodiment of the invention described in detail.

Ein Gasturbinentriebwerk 110 gemäß 1 ist ein allgemein dargestelltes Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Das Gasturbinentriebwerk 110 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 111, einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 112, einen Mitteldruckkompressor 113, einen Hochdruckkompressor 114, eine Brennkammer 115, eine Hochdruckturbine 116, eine Mitteldruckturbine 117 und eine Niederdruckturbine 118 sowie eine Abgasdüse 119, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksmittelachse 101 angeordnet sind.A gas turbine engine 110 according to 1 is a generalized example of a turbomachine, in which the invention can be applied. The gas turbine engine 110 is formed in a conventional manner and comprises in the flow direction one behind the other an air inlet 111 , a circulating in a housing fan 112 , a medium pressure compressor 113 , a high pressure compressor 114 , a combustion chamber 115 , a high-pressure turbine 116 , a medium pressure turbine 117 and a low-pressure turbine 118 and an exhaust nozzle 119 all around a central engine centerline 101 are arranged.

Der Mitteldruckkompressor 113 und der Hochdruckkompressor 114 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 120 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Kerntriebwerksgehäuse 121 in einen ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 113, 114 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 122 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 125 vorstehen, die mit Naben 126 der Hochdruckturbine 116 beziehungsweise der Mitteldruckturbine 117 gekoppelt sind.The medium-pressure compressor 113 and the high pressure compressor 114 each comprise a plurality of stages, each of which comprises a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 120 which are generally referred to as stator blades and which are radially inwardly of the core engine housing 121 in an annular flow channel through the compressors 113 . 114 protrude. The compressors further include an array of compressor blades 122 on, which is radially outward from a rotatable drum or disc 125 project with hubs 126 the high-pressure turbine 116 or the medium-pressure turbine 117 are coupled.

Die Turbinenabschnitte 116, 117, 118 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 123, die radial nach innen vom Gehäuse 121 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 116, 117, 118 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln 124, die nach außen von einer drehbaren Nabe 126 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 125 und die darauf angeordneten Schaufeln 122 sowie die Turbinenrotornabe 126 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln 124 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksmittelachse 101.The turbine sections 116 . 117 . 118 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 123 extending radially inward from the housing 121 into the annular flow channel through the turbines 116 . 117 . 118 project, and a subsequent arrangement of turbine blades 124 facing outward from a rotatable hub 126 protrude. The compressor drum or compressor disk 125 and the blades arranged thereon 122 as well as the turbine rotor hub 126 and the turbine blades disposed thereon 124 rotate around the engine centerline during operation 101 ,

Wie aus 2 ersichtlich ist, umfasst der Brenner 1 einen äußeren Luftkanal 2 und einen inneren Luftkanal 3. Der äußere Luftkanal 2 umgibt dabei den inneren Luftkanal 3. Zwischen dem äußeren Luftkanal 2 und dem inneren Luftkanal 3 ist ferner eine Treibstoffdüse 7 vorgesehen. Brennstoff wird über die Treibstoffdüse 7, wie durch den Pfeil 70 angedeutet, in die Treibstoffdüse 7 zugeführt und tritt in den inneren Luftkanal 3 ein (Pfeil C).How out 2 can be seen, includes the burner 1 an outer air duct 2 and an inner air duct 3 , The outer air duct 2 surrounds the inner air duct 3 , Between the outer air duct 2 and the inner air duct 3 is also a fuel nozzle 7 intended. Fuel is through the fuel nozzle 7 as by the arrow 70 indicated in the fuel nozzle 7 fed and enters the inner air duct 3 an arrow C ).

Der innere Luftkanal 3 verläuft parallel zu einer Brennermittelachse 10 und führt Verbrennungsluft in Durchströmungsrichtung A zu.The inner air duct 3 runs parallel to a burner central axis 10 and leads combustion air in the flow direction A to.

Der äußere Luftkanal 2 umfasst einen Zufuhrbereich 20 und einen in Strömungsrichtung B unmittelbar danach angeordneten Austrittsbereich 21. Der Zufuhrbereich 20 verläuft ringförmig und parallel zur Brennermittelachse 10. Der Austrittsbereich 21 ist in Richtung zur Brennermittelachse 10 geneigt. Eine erste axiale Länge X1 des Zufuhrbereichs 20 ist dabei mindestens doppelt so groß wie eine zweite axiale Länge X2 des Austrittsbereichs 21, jeweils in Richtung der Brennermittelachse 10.The outer air duct 2 includes a feed area 20 and one in the flow direction B immediately after arranged exit area 21 , The feed area 20 runs annular and parallel to the burner center axis 10 , The exit area 21 is towards the burner center axis 10 inclined. A first axial length X1 of the feed area 20 is at least twice as large as a second axial length X2 the exit area 21 , respectively in the direction of the burner center axis 10 ,

Im äußeren Luftkanal 2 ist ferner noch eine Vielzahl von Umlenkelementen 6 angeordnet. Die Umlenkelemente 6 sind in diesem Ausführungsbeispiel Leitschaufeln. 4 zeigt eine derartige Leitschaufel in einem Schnitt parallel zur Brennermittelachse und in perspektivischer Ansicht. Die Leitschaufel 6 umfasst an einem in Strömungsrichtung liegenden Anfang eine erste Kante 61 und an einem in Strömungsrichtung liegenden Ende eine zweite Kante 62. Die beiden Kanten sind zueinander parallel.In the outer air channel 2 is still a variety of deflection 6 arranged. The deflecting elements 6 are vanes in this embodiment. 4 shows such a vane in a section parallel to the burner central axis and in perspective view. The vane 6 includes a first edge at a downstream end 61 and at a downstream end, a second edge 62 , The two edges are parallel to each other.

Somit ist eine Kanalinnenwand 4 des äußeren Luftkanals 2 und eine Kanalaußenwand 5 des äußeren Luftkanals im Bereich des Zufuhrbereichs 20 parallel zur Brennermittelachse geführt. Der Zufuhrbereich 20 umfasst in Durchströmungsrichtung B vor den Umlenkelementen 6 einen ersten Unterbereich 20a und in Durchströmungsrichtung B nach den Umlenkelementen 6 einen zweiten Unterbereich 20b. Hierdurch bleibt eine erste Querschnittsfläche Q1 des äußeren Luftkanals im ersten und zweiten Unterbereich 20a, 20b des Zufuhrbereichs 20 konstant.Thus, a channel inner wall 4 the outer air duct 2 and a channel outer wall 5 of the outer air duct in the region of the feed area 20 guided parallel to the burner center axis. The feed area 20 includes in the flow direction B in front of the deflection elements 6 a first subsection 20a and in the direction of flow B after the deflection elements 6 a second subsection 20b , This leaves a first cross-sectional area Q1 the outer air duct in the first and second sub-area 20a . 20b of the feed area 20 constant.

Weiterhin ist eine zweite Querschnittsfläche Q2 im Austrittsbereich 21 senkrecht zur Brennermittelachse 10 in Durchströmungsrichtung ebenfalls konstant. Dabei ist die erste Querschnittsfläche Q1 des ersten und zweiten Unterbereichs 20a, 20b in Richtung der Brennermittelachse gleichgroß wie die zweite Querschnittsfläche Q2 an jedem Punkt des Austrittsbereichs 21 in Richtung der Brennermittelachse 10.Furthermore, a second cross-sectional area Q2 in the exit area 21 perpendicular to the burner center axis 10 also constant in the direction of flow. Here is the first cross-sectional area Q1 of the first and second sub-areas 20a . 20b in the direction of the burner central axis the same size as the second cross-sectional area Q2 at every point of the exit area 21 in the direction of the burner center axis 10 ,

Somit bleibt eine Querschnittsfläche des äußeren Luftkanals 2 in Durchströmungsrichtung, was in 2 mit den Pfeilen B angedeutet ist, konstant, wobei der Bereich zwischen den Unterbereichen, an dem die Umlenkelemente 6 angeordnet sind, eine um den Querschnitt der Umlenkelemente 6 reduzierte Querschnittsfläche aufweist.Thus, a cross-sectional area of the outer air channel remains 2 in the direction of flow, resulting in 2 with the arrows B is indicated, constant, wherein the area between the subregions, on which the deflection elements 6 are arranged, one around the cross section of the deflecting elements 6 having reduced cross-sectional area.

3 zeigt schematisch eine Darstellung des äußeren Luftkanals 2 sowie des Schaufelfußes 8 und der Schaufelspitze 9. Wie aus der Darstellung des Schaufelfußes 8 und der Schaufelspitze 9 ersichtlich ist, weist das Umlenkelement 6 eine Verwindung in Richtung der Brennermittelachse auf. Dabei ist ein erster Umlenkwinkel b am Schaufelfuß 8 ungefähr 30° und ein zweiter Umlenkwinkel c an der Schaufelspitze 9 ungefähr 50°. 3 schematically shows a representation of the outer air duct 2 as well as the blade foot 8th and the blade tip 9 , As from the representation of the blade foot 8th and the blade tip 9 it can be seen has the deflecting element 6 a twist in the direction of the burner center axis. In this case, a first deflection angle b on the blade root 8th about 30 ° and a second deflection angle c at the blade tip 9 about 50 °.

Weiterhin ist ein Austrittsbereich 21 des äußeren Luftkanals 2 an der Kanalinnenwand 4 als Kegelstumpf ausgebildet. Die Kanalinnenwand 4 am Austrittsbereich 21 ist dabei in einem Winkel a zur Brennermittelachse 10 angeordnet. Wie in 3 schematisch dargestellt, sind dabei die zweiten Querschnittsflächen Q2 am Austrittsbereich 21 in Durchströmungsrichtung jeweils gleichgroß. Da der Innendurchmesser und der Außendurchmesser des Austrittsbereichs 21 in Strömungsrichtung in Richtung zur Brennermittelachse jeweils kleiner wird, müssen die Abstände zwischen dem Innendurchmesser und dem Außendurchmesser am Austrittsbereich 21 in Durchströmungsrichtung größer werden, damit eine gleiche Querschnittsfläche senkrecht zur Brennermittelachse 10 erhalten wird.Furthermore, there is an exit area 21 the outer air duct 2 on the canal inner wall 4 designed as a truncated cone. The canal inner wall 4 at the exit area 21 is at an angle a to the burner center axis 10 arranged. As in 3 shown schematically, are the second cross-sectional areas Q2 at the exit area 21 in the flow direction in each case the same size. As the inner diameter and the outer diameter of the exit area 21 In the flow direction in the direction of the burner central axis in each case becomes smaller, the distances between the inner diameter and the outer diameter at the outlet region 21 become larger in the flow direction, so that a same cross-sectional area perpendicular to the burner central axis 10 is obtained.

Im Bereich des Austrittsbereichs 21 ist die Kanalinnenwand in Form eines Kegelstumpfes gebildet, welcher mit dem Winkel a zur Brennermittelachse 10 angeordnet ist. Eine Kanalaußenwand 5 ist in einem kleineren Winkel e zur Brennermittelachse 10 angeordnet.In the area of the exit area 21 the channel inner wall is formed in the shape of a truncated cone, which at the angle a to the burner central axis 10 is arranged. A canal exterior wall 5 is at a smaller angle e to the burner center axis 10 arranged.

Der Winkel a liegt vorzugsweise in einem Bereich von 45° bis 65°. Da die Querschnittsfläche Q2 im Austrittsbereich konstant ist, ergibt sich ein Durchmesser der Kanalaußenwand in Abhängigkeit eines Durchmessers der Kanalinnenwand. Bezugnehmend auf die nachfolgende Gleichung 1 kann dann entsprechend der Durchmesser der Kanalaußenwand oder der Kanalinnenwand berechnet werden: $Q 2 = π (D^{2} - d^{2}) /4$

wobei D der Durchmesser der Kanalaußenwand ist, d der Durchmesser der Kanalinnenwand ist und π die Kreiszahl ist. Durch Umformen der Gleichung kann dann der Durchmesser der Kanalaußenwand oder der Durchmesser der Kanalinnenwand bei Vorgabe des jeweils anderen Durchmessers bestimmt werden.The angle a is preferably in a range of 45 ° to 65 °. Since the cross-sectional area Q2 in the outlet region is constant, a diameter of the channel outer wall results as a function of a diameter of the channel inner wall. Referring to the following equation 1, the diameter of the channel outer wall or the channel inner wall can then be calculated correspondingly:

Q 2 = π (D^{2} - d^{2}) / 4

where D is the diameter of the channel outer wall, d is the diameter of the channel inner wall and π is the circle number. By transforming the equation, the diameter of the channel outer wall or the diameter of the channel inner wall can then be determined given the respective other diameter.

Somit kann durch die Konstanthaltung einer Querschnittsfläche des äußeren Luftkanals 2, jeweils senkrecht zu der Brennermittelachse 10 eine verbesserte Aerodynamik im Bereich des äußeren Luftkanals 2 des Brenners der Gasturbine erreicht werden. Das Vorsehen des Umlenkelements 6 erzeugt zusätzlich einen Drall, welcher eine verbesserte Vermischung der über den äußeren Luftkanal zugeführten Luft mit dem Brennstoff-Luftgemisch, welches am Ende des inneren Luftkanals 3 erzeugt wird, erreicht.Thus, by keeping constant a cross-sectional area of the outer air channel 2 , in each case perpendicular to the burner central axis 10 an improved aerodynamics in the area of the outer air duct 2 the burner of the gas turbine can be achieved. The provision of the deflecting element 6 In addition, it creates a swirl which results in improved mixing of the air supplied via the outer air duct with the fuel-air mixture which is at the end of the inner air duct 3 is generated reached.

Weiterhin sind die Umlenkelemente 6 ausschließlich im Zufuhrbereich 20 angeordnet. Entlang des Umfangs des äußeren Luftkanals 2 ist dabei eine Vielzahl von Umlenkelementen 6, vorzugsweise zwischen acht und vierundzwanzig Umlenkelemente, angeordnet. Eine radiale Erstreckung jedes Umlenkelements 6 entspricht dabei einer radialen Höhe des äußeren Luftkanals 2.Furthermore, the deflection elements 6 exclusively in the feed area 20 arranged. Along the circumference of the outer air duct 2 is a variety of deflection 6 , preferably between eight and twenty-four deflecting elements, arranged. A radial extent of each deflecting element 6 corresponds to a radial height of the outer air channel 2 ,

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: Brennerburner
22: äußerer Luftkanalouter air duct
33: innerer Luftkanalinner air duct
44: KanalinnenwandChannel inner wall
55: KanalaußenwandChannel outer wall
66: Umlenkelement/LeitschaufelDeflecting / vane
77: Treibstoffdüsefuel nozzle
88th: Schaufelfußblade
99: Schaufelspitzeblade tip
1010: BrennermittelachseBurner central axis
2020: Zufuhrbereichfeed area
20a20a: erster Unterbereichfirst subarea
20b20b: zweiter Unterbereichsecond subarea
2121: Austrittsbereichexit area
6161: erste Kantefirst edge
6262: zweite Kantesecond edge
7070: Brennstoffzufuhrfuel supply
101101: TriebwerksmittelachseEngine centerline axis
110110: Gasturbinentriebwerk / KerntriebwerkGas turbine engine / core engine
111111: Lufteinlassair intake
112112: Fanfan
113113: Mitteldruckkompressor (Verdichter)Medium pressure compressor (compressor)
114114: HochdruckkompressorHigh pressure compressor
115115: Brennkammercombustion chamber
116116: HochdruckturbineHigh-pressure turbine
117117: MitteldruckturbineIntermediate pressure turbine
118118: NiederdruckturbineLow-pressure turbine
119119: Abgasdüseexhaust nozzle
120120: Leitschaufelnvanes
121121: KerntriebwerksgehäuseCore engine casing
122122: KompressorlaufschaufelnCompressor blades
123123: Leitschaufelnvanes
124124: Turbinenschaufelnturbine blades
125125: Kompressortrommel oder -scheibeCompressor drum or disc
126126: TurbinenrotornabeTurbinenrotornabe
127127: Auslasskonusoutlet cone
AA: Durchströmungsrichtung durch den inneren LuftkanalDirection of flow through the inner air duct
BB: Durchströmungsrichtung durch den äußeren LuftkanalDirection of flow through the outer air duct
CC: Brennstofffuel
Q1Q1: erste Querschnittsfläche im Zufuhrbereichfirst cross-sectional area in the feed area
Q2Q2: zweite Querschnittsfläche im Austrittsbereichsecond cross-sectional area in the exit area
X1X1: erste Axiallänge des Zufuhrbereichsfirst axial length of the feed area
X2X2: zweite Axiallänge des Austrittsbereichssecond axial length of the exit region

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

US 2014/0291418 A1 [0002]

Claims

Burner of a gas turbine, comprising: a fuel nozzle (7) for supplying fuel, an inner air duct (3) for supplying combustion air, - An outer air duct (2) for supplying combustion air, which surrounds the inner air duct (3), and - A plurality of deflection elements (6) which are arranged in the outer air channel (2), - wherein the outer air duct (2) has a supply area (20) and an exit area (21), - wherein the supply region (20) extends parallel to a burner central axis (10) and in the flow direction (B) in front of the deflecting elements (6) a first subregion (20a) and in the flow direction (B) after the deflecting elements (6) a second subregion (20b ), which perpendicular to the burner central axis (10) has a constant first cross-sectional area (Q1), and wherein the exit region (21) is inclined in the direction of the burner central axis (10) and in the direction of flow perpendicular to the burner central axis (10) has a constant second cross-sectional area (Q2) equal to the first cross-sectional area (Q1).

Burner after Claim 1 , wherein the deflecting elements (6) are arranged exclusively in the feed region (20).

Burner according to one of the preceding claims, wherein the deflecting elements (6) are vanes.

Burner after Claim 3 wherein the guide vanes have a blade root (8) and a blade tip (9), wherein on the blade root (8) a first deflection angle (b) is provided, which is smaller than a second deflection angle (c) on the blade tip (9).

Burner after Claim 4 , wherein the first deflection angle (b) at the blade root (8) is 30 ° and the second deflection angle (c) at the blade tip is 50 °.

Burner after one of the Claims 3 to 5 wherein the vane has a first edge (61) at a downstream end and a second edge (62) at a downstream end.

Burner according to one of the preceding claims, wherein the outlet region (21) has a channel inner wall (4), which is formed as a truncated cone.

Burner after Claim 7 , wherein the channel inner wall (4) of the outlet region (21) at an angle (a) in a range of 45 ° to 65 ° to the burner central axis (10) is arranged.

Burner according to one of the preceding claims, wherein a first axial length (X1) of the feed region (20) is at least twice as large as a second axial length (X2) of the discharge region (21).

Gas turbine, in particular aircraft gas turbine, comprising a burner according to one of the preceding claims.