DE1060667B

DE1060667B - Combustion device for gas turbines

Info

Publication number: DE1060667B
Application number: DEA25845A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Ferdinand Brandner
Original assignee: Anstalt fuer Stroemungsmaschinen GmbH
Current assignee: Anstalt fuer Stroemungsmaschinen GmbH
Priority date: 1955-10-15
Filing date: 1956-10-11
Publication date: 1959-07-02

Description

Es wurden bisher verschiedene Arten von Verbrennungseinrichtungen für Gasturbinen vorgeschlagen.Various types of combustors for gas turbines have heretofore been proposed.

Bei den bisher bekanntgewordenen Konstruktionen ist meist eine präzise Abgrenzung in Verbrennungsraum und Mischraum nicht vorgesehen. In den meisten Fällen sind Primär- und Sekundärbrennkammern vorgesehen, letztere meist in ringförmigen Durchströmräumen. Hierbei reichen die Flammen der Primärbrennkammer bis nahe an die Leitschaufeln oder sogar in die Leitschaufeln. Deshalb hat man die einzelnen Leitschaufeln mit Kühlluft mittels eigens bis zu ihnen reichender Taschen von den heißen Gasen abgeschirmt. Die Beaufschlagung der Laufschaufeln selbst erfolgt daher mit Gasen sehr unterschiedlicher Temperaturen, partiell jedenfalls mit Gasen sehr hoher Temperaturen. Bei anderen Ausführungen wird in der Sekundärbrennkammer gleichzeitig eine Abkühlung mit Zusatzluft vorgenommen, es sind aber auch hier partiell hohe Temperaturen an den Leit- und Laufschaufeln nicht zu vermeiden. Diese bekannten Einrichtungen für Gasturbinen entsprechen somit nicht den Forderungen zur Erzielung einer vollständigen Verbrennung, einer ausreichenden Abkühlung der Gase und eines allseitigen Temperaturausgleiches derselben auf deren Weg bis zu den Leitschaufeln.In the designs that have become known so far, there is usually a precise delimitation in the combustion chamber and mixing room not provided. In most cases there are primary and secondary combustion chambers provided, the latter mostly in annular flow-through spaces. Here the flames of the primary combustion chamber are sufficient up to close to the guide vanes or even into the guide vanes. That's why you have the individual Guide vanes with cooling air by means of pockets that reach up to them from the hot gases shielded. The loading of the rotor blades themselves therefore takes place in very different ways with gases Temperatures, at least partially with gases of very high temperatures. For other versions, In the secondary combustion chamber, a cooling with additional air is carried out at the same time, but there are Here too, partial high temperatures on the guide and rotor blades cannot be avoided. These well-known Devices for gas turbines thus do not meet the requirements for achieving a complete Combustion, sufficient cooling of the gases and all-round temperature equalization same on their way to the guide vanes.

Es sind auch Verbrennungseinrichtungen für Gasturbinen, bestehend aus um die Turbinenachse vorzugsweise achsparallel angeordneten Einzelbrennkammern, bekannt, in die durch Bohrungen, Spalte oder Schlitze bis zu 130% der theoretischen Verbrennungsluft geführt wird und in denen die Verbrennung zur Gänze erfolgt, und aus einem daran anschließenden, für alle Einzelbrennkammern gemeinsamen, axialen, ringförmigen, zur Turbinenachse konzentrischen Durchströmraum für die Gase zu den Leitschaufeln, wobei im Durchströmraum zusätzliche Einrichtungen für Kaltluftzufuhr vorgesehen sind. Auf Verbrennungseinrichtungen dieser Art bezieht sich nun die Erfindung, und die Erfindung besteht im wesentlichen darin, daß die Einzelbrennkammerummantelungen als sich stromabwärts erweiternde Drehparaboloide ausgebildet und durch Abdeckbleche zu einer stromlinienförmigen Ringwulstfläche vereinigt sind, welche in die Oberfläche eines den Durchströmraum bildenden, sich vorzugsweise in Strömungsrichtung verengenden Ringkörpers übergeht, wobei die die Brennkammern und den Durchströmraum umhüllenden Flächen einen allseits stromlinienförmigen, mit der Turbinenachse gleichachsigen Ringkörper umschließen und die Einzelbrennkammern von in Strömungsrichtung sich erweiternden Rotationshohlräumen gebildet sind, zu welchen die Verbrennungsluftzufuhr achssymmetrisch erfolgt, und wobei der Durchströmraum eine Mischkammer bildet, in welcher eine Kühlung und intensive Verbrennungs einrichtung für GasturbinenCombustion devices for gas turbines, consisting of around the turbine axis, are also preferred axially parallel arranged individual combustion chambers, known, into the through holes, gaps or Slots up to 130% of the theoretical combustion air is guided and in which the combustion takes place Entirely takes place, and from a subsequent, common for all individual combustion chambers, axial, ring-shaped flow space concentric to the turbine axis for the gases to the guide vanes, additional devices for the supply of cold air are provided in the through-flow space. On incinerators it is of this nature that the invention relates, and the invention essentially remains in that the individual combustion chamber casings are designed as paraboloids of rotation that expand downstream and are united by cover plates to form a streamlined annular bead surface, which into the Surface of a through-flow space forming, preferably narrowing in the direction of flow Annular body passes over, the combustion chambers and the flow-through area enveloping a surface on all sides streamlined ring bodies coaxial with the turbine axis and enclose the individual combustion chambers are formed by rotating cavities widening in the direction of flow, to which the combustion air is supplied axially symmetrically, and where the flow space is a mixing chamber forms, in which a cooling and intensive combustion device for gas turbines

Anmelder:Applicant:

Anstalt für StrömungsmaschinenInstitute for fluid flow machines

Ges. m.b.H.,
Graz -Andritz (Österreich)Ges. MbH,
Graz -Andritz (Austria)

Vertreter: Dipl.-Ing. Dr.-Ing. H. IdelRepresentative: Dipl.-Ing. Dr.-Ing. H. Idel

und Dipl.-Phys. Dr. W. Andrejewski, Patentanwälte,and Dipl.-Phys. Dr. W. Andrejewski, patent attorneys,

Essen, Kettwiger Str. 36Essen, Kettwiger Str. 36

Beanspruchte Priorität:
Österreich, vom 15. Oktober 1955Claimed priority:
Austria, October 15, 1955

Dipl.-Ing. Ferdinand Brandner, Graz-AndritzDipl.-Ing. Ferdinand Brandner, Graz-Andritz

(Österreich),
ist als Erfinder genannt worden(Austria),
has been named as the inventor

Mischung der Brenngase mit der zugeführten Kaltluft erfolgt, um die Temperatur der Verbrennungsgase bis zu ihrem Eintritt in die Leitschaufeln allseits am ganzen Umfang weitgehend gleichzuhalten. Einzelrohrbrennkammerummantelungen als sich stromab erweiternde Drehparaboloide auszubilden und der einen stromab sich erweiternden Rotationshohlraum bildenden Brennkammer symmetrisch zu ihrer Achse Verbrennungsluft zuzuführen, ist an sich bekannt und soll auch nicht Gegenstand eines selbständigen Schutzes sein.The combustion gases are mixed with the supplied cold air in order to maintain the temperature of the combustion gases on all sides until they enter the guide vanes to be kept largely the same across the board. Single tube combustion chamber casings as expanding downstream Form rotating paraboloids and forming a downstream expanding cavity of rotation To supply combustion air symmetrically to its axis to the combustion chamber is known per se and should also not be the subject of independent protection.

Die Erfindung zielt darauf ab, möglichst günstige Verhältnisse bei einer Gasturbine zu erreichen, und zur Verfolgung dieses Zweckes ist die Kombination einer Reihe von Merkmalen von ausschlaggebender Bedeutung. Es soll die Verbrennung in Einzelbrennkammern erfolgen, an welche eine gemeinsame ringförmige Mischkammer angeschlossen ist, in welcher die Zumischung von Sekundärluft erfolgt. Die Einzelbrennkammern haben gegenüber einer gemeinsamen Brennkammer mit Einzelbrennstellen den Vorteil, daß die Verbrennungsvorgänge in den einzelnen Kammern gegeneinander abgegrenzt sind und sich nicht gegenseitig beeinflussen. Wenn nun aber von diesen einzelnen Brennkammern der Turbine die Gase unmittelbar zugeführt werden, so besteht der Nachteil, daß bei Ausfall einer Brennkammer Turbinenschaufeln an dieser Stelle durch kalte Gase beaufschlagt werden, so daß übermäßige Materialbeanspruchung durch denThe invention aims to achieve the most favorable conditions possible in a gas turbine, and To pursue this purpose, the combination of a number of characteristics is of decisive importance Meaning. The combustion should take place in individual combustion chambers, to which a common ring-shaped Mixing chamber is connected, in which the admixture of secondary air takes place. The individual combustion chambers have the advantage over a common combustion chamber with individual burn points that the combustion processes in the individual chambers are delimited from one another and not from one another influence. But if now the gases from these individual combustion chambers of the turbine directly are supplied, there is the disadvantage that turbine blades on failure of a combustion chamber this point are acted upon by cold gases, so that excessive material stress by the

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tändigen Temperaturwechsel auftritt, da ja die Laufadschaufeln dann während jeder Umdrehung einmal 'on kalten Gasen beaufschlagt werden. Aus diesem jrund ist es wesentlich, anschließend an die Einzelirennkammern einen für alle Brennkammern gemeinlamen ringförmigen Mischraum vorzusehen. In diesem vlischraum erfolgt ein Temperaturausgleich, so daß tuch bei Ausfall einer Brennkammer noch keine vesentlichen örtlichen Temperaturunterschiede zu befürchten sind.Constant temperature change occurs, since the impeller blades then once during each revolution 'on cold gases are applied. For this reason it is essential to follow up on the individual racing chambers to provide an annular mixing space common to all combustion chambers. In this In the vlischraum there is a temperature equalization, so that if one combustion chamber fails, there is no cloth significant local temperature differences are to be feared.

Die Vorteile der einzelnen Brennkammern (Verneidung der Beeinträchtigung der Brennkammern mtereinander) kommen aber nur dann voll zur GeI- :ung, wenn auch eine gleichmäßige und gänzliche Verbrennung in diesen Brennkammern gewährleistet ist. Die Verbrennung soll sich nicht über diese Brennkammern hinaus erstrecken, und andererseits sollen aber auch diese Brennkammern nicht länger bemessen sein, als es für die vollkommene Verbrennung erforderlich ist, da ja diejenige axiale Länge, welche nicht für die Verbrennung benötigt wird, für den Temperaturausgleich im gemeinsamen Mischraum ausgenutzt werden soll.The advantages of the individual combustion chambers (avoidance of impairment of the combustion chambers but one above the other) only come to fruition if the combustion is even and complete is guaranteed in these combustion chambers. The combustion is not supposed to go through these combustion chambers extend out, and on the other hand, these combustion chambers should no longer be sized than is necessary for perfect combustion, since the axial length which is not is required for combustion, used for temperature equalization in the common mixing space shall be.

Für die Steuerung der Verbrennungsvorgänge ist die Verbrennungsluftzufuhr ausschlaggebend, und diese Verbrennungsluftzufuhr ist wieder von den Strömungsverhältnissen im Luuftzufuhrraum vor den Brennkammern abhängig. Wirbelbildungen machen diese Strömungsverhältnisse und damit die Luftzufuhr zu den Brennkammern unkontrollierbar. Es ist daher weiter vor allem von wesentlicher Bedeutung, daß die von den Einzelbrennkammern und dem ringförmigen Mischraum gebildete Einheit der Strömung im Luftzuführungsraum eine stromlinienförmige Oberfläche darbietet. Es ist daher wesentlich für die Erfindung, daß die Einzelbrennkammerummantelungen als Drehparaboloide ausgebildet und durch Abdeckbleche zu einer stromlinienförmigen Ringwulstfläche vereinigt sind, welche in die Oberfläche eines den Durchströmraum bildenden, sich zweckmäßig in der +0 Strömungsrichtung verengenden Ringkörpers übergeht, wobei die die Brennkammern und den Durchströmraum umhüllenden Flächen einen allseits stromlinienförmigen, mit der Turbinenachse gleichachsigen Ringkörper umschließen. Hierbei geht der Grundgedanke der vorliegenden Erfindung davon aus, daß entlang eines Stromlinienkörpers die Strömung der Luft eine kontinuierliche Druckänderung aufweist, wie sie an Schaufel- und Tragflächenprofilen auftritt. Durch die geometrische Form der Kurvenführung dieser Stromlinienprofile ist man in der Lage, einen gewünschten Druckverlauf zu verwirklichen. Erst wenn auf diese Weise der Strömungsverlauf an der Ummantelung von Brennkammern und Mischraum kontrollierbar gemacht ist, ermöglicht die Anordnung von Durchbrechungen in dieser Ummantelung auch eine kontrollierbare Luftzufuhr. Dieser Gedanke, welcher das Brennkammerproblem mit einem aerodynamischen Problem verknüpft, ist grundlegend für die Erfindung.For the control of the combustion processes, the combustion air supply is crucial, and this Combustion air supply is again dependent on the flow conditions in the air supply space in front of the Combustion chambers dependent. Vortex formations create these flow conditions and thus the air supply to the combustion chambers uncontrollable. It is therefore of particular importance that that the unit of flow formed by the individual combustion chambers and the annular mixing space presents a streamlined surface in the air supply space. It is therefore essential for that Invention that the individual combustion chamber casings are designed as paraboloids of rotation and by cover plates are united to a streamlined annular bead surface, which in the surface of one of the The annular body forming the flow space and expediently narrowing in the +0 direction of flow merges, whereby the surfaces surrounding the combustion chambers and the flow-through space are streamlined on all sides, enclose ring body coaxial with the turbine axis. This is where the basic idea goes of the present invention assumes that along a streamlined body the flow of the Air has a continuous pressure change, as occurs on blade and airfoil profiles. Due to the geometric shape of the curves in these streamlined profiles, one is able to create a desired Realize pressure curve. Only when in this way the flow path on the casing of combustion chambers and mixing space is made controllable, enables the arrangement of openings in this sheathing also a controllable air supply. This thought, which links the combustion chamber problem to an aerodynamic problem is fundamental to The invention.

Gemäß der Erfindung ist die Ausbildung vorzugsweise so getroffen, daß jede Einzelbrennkammer von einem in Strömungsrichtung sich erweiternden kegelstumpfförmigen Trichter gebildet ist, der vorn in die Ummantelung übergeht, welche den Trichter in einem stromab abnehmenden Abstand umschließt und einen Hohlraum bildet, der durch in der Ummantelung angeordnete Löcher, Schlitze od. dgl. von kühlender Verbrennungsluft durchströmt ist und mit dem Brennraum durch Löcher, Schlitze od. dgl. im Trichter und einen peripheren Spalt zwischen dem Trichterende und der Ummantelung für die Zufuhr von Verbrennungsluft in Verbindung steht, wobei der Mantel axial über den Trichter hinausreicht und ungefähr mit der Zone des beendeten Verbrennungsprozesses endet, vorzugsweise über diese Zone etwas vorsteht. Einzelrohrbrennkammern von einem in Strömungsrichtung sich erweiternden kegelstumpfförmigen Trichter zu bilden, der vorn in die Ummantelung übergeht, welche den Trichter in einem stromab abnehmenden Abstand umschließt und einen Hohlraum bildet, der durch in der Ummantelung angeordnete Löcher, Schlitze od. dgl. von kühlender Verbrennungsluft durchströmt ist und mit dem Brennraum durch Löcher, Schlitze im Trichter für die Zufuhr von Verbrennungsluft in Verbindung steht, wobei der Mantel axial über den Trichter hinausreicht, ist an sich bekannt und soll daher nicht Gegenstand eines selbständigen Schutzes sein.According to the invention, the design is preferably made so that each individual combustion chamber of a frustoconical funnel which widens in the direction of flow is formed, which enters the front Sheath passes over, which encloses the funnel at a distance decreasing downstream and one Forms cavity, which od through holes, slots in the casing. Like. Of cooling Combustion air flows through and with the combustion chamber through holes, slots or the like. In the funnel and a peripheral gap between the hopper end and the jacket for the supply of combustion air is in communication, the jacket extending axially beyond the funnel and approximately with the Zone of the completed combustion process ends, preferably something protrudes beyond this zone. Single tube combustion chambers from a frustoconical funnel that widens in the direction of flow form, which merges into the casing at the front, which the funnel at a decreasing distance downstream encloses and forms a cavity, which od through holes, slots arranged in the casing. is flowed through by cooling combustion air and with the combustion chamber through holes, slots in the funnel for the supply of combustion air is in communication, the jacket axially over the funnel goes beyond, is known per se and should therefore not be the subject of independent protection.

Wenn die rückwärtigen Enden der Mantel der Einzelbrennkammern, in Richtung der Turbinenachse gesehen, an radial innen- und außenliegenden Stellen auf einer größeren Breite, z. B. auf je einem Sektor von 60° des Mantels, nach Erzeugenden verlaufende Schlitze aufweisen und die so entstandenen Lappen bis zu ihren Enden die einen Teilglieder sind, die zusammen mit den Abdeckblechen die Ringwulstfläche bilden, wobei wahlweise auch die Abdeckbleche mit Löchern, Schlitzen od. dgl. zur Zufuhr von Verbrennungsluft versehen sind, können die Strömungsbedingungen für die Verbrennungsluft noch weiter verbessert werden.If the rear ends of the jacket of the individual combustion chambers, seen in the direction of the turbine axis, at radially inner and outer locations a larger width, e.g. B. on a sector of 60 ° of the jacket, after generating slots extending have and the resulting tabs are a part of the links up to their ends, which together form the annular bead surface with the cover plates, with the cover plates optionally also having holes, Slits or the like are provided for the supply of combustion air, the flow conditions for the combustion air can be further improved.

Der Übergang der beiden konzentrischen Brennkammermäntel zu den gleichfalls konzentrischen Mänteln des ringförmigen Mischraumes ist zweckmäßigerweise derart ausgebildet, daß die beiden zylindrischen oder kegeligen Mantelteile, die den rückwärtigen axialen Abschluß der Einzelbrennkammern bilden, in die beiden den Mischraum bildenden Mäntel unter Freilassung eines peripheren Spaltes zur Kühlluftzufuhr in den Mischraum in an sich bekannter Weise etwas eingeschoben sind und daß die beiden vorzugsweise miteinander fest verbundenen Mantelpaare z. B. durch Beilagen, Hülsen od. dgl. voneinander distanziert sind.The transition from the two concentric combustion chamber jackets to the equally concentric jackets of the annular mixing space is expediently designed such that the two cylindrical or tapered shell parts that form the rear axial end of the individual combustion chambers in the two jackets forming the mixing space, leaving a peripheral gap for the supply of cooling air are somewhat pushed into the mixing space in a manner known per se and that the two are preferably firmly connected jacket pairs z. B. od by enclosures, sleeves. Like. Distanced from each other are.

Um eine innige Mischung und Kühlung im Mischraum zu erzielen, ist es vorteilhaft, diesen nicht unter einem bestimmten Raummaß zu bemessen. Als Richtlinie wird hierzu angegeben, daß der Mischraum zwischen Brennkammerende und den Leitschaufeln größenmäßig gleich oder größer bemessen ist als die Flammräume aller Brennkammern zusammen.In order to achieve intimate mixing and cooling in the mixing chamber, it is advantageous not to use it under to measure a certain spatial dimension. As a guideline, it is stated that the mixing space between Combustion chamber end and the guide vanes is sized equal to or larger than the flame chambers of all combustion chambers together.

Zweckmäßig erscheint es auch, bei dem nunmehr scharf abgegrenzten Mischraum an sich bekannte Einrichtungen für die Luftzufuhr derart anzuordnen, daß die an den beiden den Mischraum bildenden Mänteln zusätzlich angebrachten Einrichtungen für die Luftzufuhr durch in an sich bekannter Weise nach innen in den Mischraum vorstehende rohrartige Taschen gebildet sind.It also appears expedient in the case of the now sharply demarcated mixing space, known devices for the air supply to be arranged in such a way that the jackets forming the mixing space on the two additionally attached devices for the air supply through in a manner known per se inside tubular pockets projecting into the mixing space are formed.

Für eine weitgehende Anpassung an die Betriebsverhältnisse kann es von Vorteil sein, wenn die Strömungsverhältnisse in den Taschen zum Mischraum und/oder die Querschnitte der Taschen z. B. durch feste und/oder verstellbare Leitbleche beeinflußbar bzw. veränderbar sind.For an extensive adaptation to the operating conditions, it can be advantageous if the flow conditions in the pockets to the mixing space and / or the cross sections of the pockets z. B. can be influenced by fixed and / or adjustable baffles or are changeable.

Aber auch die Länge und Richtung der luftführenden Taschen ist auf die innige Mischung der Verbrennungsgase mit der Kühlluft von Einfluß. Die Mischwirkung kann nun dadurch den herrschenden Bedingungen angeglichen werden, daß die radiale Länge der luftführenden Taschen dem im Inneren desBut the length and direction of the air-carrying pockets is also due to the intimate mixture of the combustion gases with the cooling air of influence. The mixing effect can now override the prevailing one Conditions are adjusted that the radial length of the air-carrying pockets that inside the

Mischraum.es herrschenden Übertemperaturen angepaßt ist und daß die luftführenden Taschen zur Erzeugung eines Dralles der Gase im Mischraum vorzugsweise — im queraxialen Schnitt gesehen — unter einem mehr oder weniger geneigten Winkel zum Mantel angeordnet sind, gegebenenfalls auch eine axiale Neigung in der Strömungsrichtung aufweisen.Mischraum.es is adapted to the prevailing excess temperatures and that the air-conducting pockets for generation a swirl of the gases in the mixing chamber preferably - seen in the transverse axial section - below are arranged at a more or less inclined angle to the jacket, optionally also one have axial inclination in the direction of flow.

Ergänzende Maßnahmen in der gleichen Richtung können noch durch Anordnung ähnlicher Einrichtungen bei allen in den Mischraum mündenden Zugängen von Luft und Gasströmen getroffen werden. Eine solche ist insbesondere die, daß die Beilagen zwischen den Mantelpaaren der Brenn- und Mischkammer zur Erzeugung eines Dralles der Gase in der Mischkammer an ihren Flanken oder zumindestens an ihren Austrittskanten einen Winkel zur axialen Zylindererzeugenden aufweisen.Additional measures in the same direction can be implemented by arranging similar facilities be hit by air and gas streams at all accesses opening into the mixing space. One such is in particular that the supplements between the jacket pairs of the combustion and mixing chamber for Generation of a swirl of the gases in the mixing chamber on their flanks or at least on theirs Exit edges have an angle to the axial cylinder generating.

Weiter können die obigen Einrichtungen nach verschiedenen Richtungen wirkend angeordnet werden, weshalb vorgeschlagen wird, daß die drallerzeugenden Winkel der Beilagen und der Taschen strömungstechnisch vorzugsweise gleichgerichtet sind, gegebenenfalls jedoch in ihren Ausrichtungen beliebig variierbar, wahlweise z. B. in Gruppen auch gegeneinandergerichtet sind. Da die vorgeschlagenen Brennkammern und die Mischkammer in ihren Bauteilen ein geschlossenes Ganzes bilden, ist wegen der Wärmedehnungen eine besondere nachgiebige Befestigung am Druckluftgehäuse der Gasturbine zweckmäßig, z. B. derart, daß die Brennkammern kardanisch an außenliegenden Stützpunkten, vornehmlich am Mantel der Druckluftkammer, mit axial nachgiebigen Organen, z.B. mittels radial angeordneter Bolzen mit Kugelgelenken, elastischen Gliedern od. dgl., zentrisch gehalten sind und die Mischkammer turbinenseitig längsbeweglich gelagert ist.Furthermore, the above devices can be arranged to act in different directions, which is why it is proposed that the swirl-generating angle of the inserts and the pockets fluidically are preferably in the same direction, but if necessary their orientations can be varied as desired, optionally z. B. in groups are also directed against each other. Since the proposed combustion chambers and the mixing chamber form a closed whole in its components, is one because of the thermal expansion special flexible attachment to the compressed air housing of the gas turbine appropriate, z. B. such that the combustion chambers gimbaled to external support points, primarily on the jacket of the compressed air chamber, with axially flexible organs, e.g. by means of radially arranged bolts with ball joints, elastic ones Links or the like, are held centrally and the mixing chamber is mounted longitudinally movable on the turbine side is.

Hierzu ist es aber auch nötig, die Einspritzdüsen nachgiebig zu lagern. Eine ernndungsgemäße Maßnahme besteht darin, daß jede Einspritzdüse in an sich bekannter Weise in der Drallrose zentriert ist, wobei der Schaft der Düse gleitend und drehbar, vorzugsweise in der Außenwand der Druckluftkammer in einem Kugelgelenk, gelagert und geführt ist.For this, however, it is also necessary to mount the injection nozzles in a flexible manner. A measure in accordance with the designation consists in that each injection nozzle is centered in the swirl rose in a manner known per se, wherein the shaft of the nozzle slidably and rotatably, preferably in the outer wall of the compressed air chamber in a ball joint that is mounted and guided.

In der Zeichnung ist die Erfindung beispielsweise dargestellt.In the drawing, the invention is shown by way of example.

Fig. 1 zeigt einen axialen Schnitt nach Linie I-I der Fig. 2 durch eine der Brennkammern und einen Halbschnitt durch die ringförmige Mischkammer der Gasturbine, Fig. 1 shows an axial section along line I-I of 2 through one of the combustion chambers and a half-section through the annular mixing chamber of the gas turbine,

Fig. 2 einen Schnitt nach Linie H-II der Fig. 1, wobei ein Sektor von drei Brennkammern in Ansicht erscheint;FIG. 2 shows a section along line H-II of FIG. 1, with a sector of three combustion chambers in view appears;

Fig. 3 einen Schnitt nach Linie III-III der Fig. 1 durch die Taschen für die Luftzufuhr zur Mischkammer; 3 shows a section along line III-III in FIG. 1 through the pockets for air supply to the mixing chamber;

Fig. 4 zeigt eine Anordnung von zwölf Brennkammern und der ihnen gemeinsamen Mischkammer in axonometrischer Darstellung undFig. 4 shows an arrangement of twelve combustion chambers and their common mixing chamber in axonometric representation and

Fig. 5 den die Brennkammer umschließenden Mantel vergrößert und ebenfalls in axonometrischer Darstellung. 5 shows the jacket surrounding the combustion chamber enlarged and also in an axonometric view.

Der Aufbau jenes Teiles der Gasturbine, dem die Verarbeitung des Brennstoffes und die Vorbereitung eines für die Leit- und Laufschaufeln erträglichen Treibgases obliegt, ist bei der erfindungsgemäßen Anordnung entgegen den bisherigen Ausführungen grundsätzlich in seine wesentlichen Funktionsteile aufgelöst.Construction of that part of the gas turbine to which fuel processing and preparation a propellant gas that is tolerable for the guide and rotor blades is incumbent upon the one according to the invention Arrangement contrary to the previous statements basically in its essential functional parts dissolved.

Wie in der Fig. 1 ersichtlich ist, wird an die in bekannter Weise im Kreise angeordneten Einzelbrennkammern α eine eigene gemeinsame ringförmige Mischkammer b mit den Mänteln 1 und 2 angeschlossen. Die Einzelbrennkammern erhalten jedoch durch Luftzuführungsöffnungen 17,18,19, 20 die Verbrennungsluftmenge zugeführt, so daß am Ende der Einzelbrennkammern α bzw. an den Eintrittsstellen in die Mischkammer b die Verbrennung bereits ganz oder fast vollzogen ist. Die Mischkammer b hat dann die gesonderte Aufgabe, mit ihren Einrichtungen das heiße Gas mit Kühlluft zu versorgen und so zu mischen, daß das zur Beaufschlagung kommende Medium bis zum Eintritt in die Leitschaufeln temperaturmäßig allseitig möglichst ausgeglichen ist.As can be seen in FIG. 1, a separate common annular mixing chamber b with the jackets 1 and 2 is connected to the individual combustion chambers α, which are arranged in a circle in a known manner. The individual combustion chambers, however, receive the amount of combustion air supplied through air supply openings 17, 18, 19, 20, so that at the end of the individual combustion chambers α or at the entry points into the mixing chamber b, the combustion is already complete or almost complete. The mixing chamber b then has the separate task of supplying the hot gas with cooling air with its facilities and mixing it so that the medium to be acted upon is temperature-balanced on all sides as far as possible until it enters the guide vanes.

Die Einzelbrennkammern sind von in der Strömungsrichtung sich nach rückwärts erweiternden, an sich bekannten, kegelstumpfförmigen Trichtern 15 gebildet, wobei der Kegelstumpf vorn mit Übergang in einen geschlossenen, eibecherförmigen, nach rückwärts sich erweiternden Mantel 3 übergeht, welcher den Trichter 15 in einem nach rückwärts abnehmenden Abstand umschließt und einen Hohlraum bildet. Im Mantel 3 sind ebenso wie in der Drallrose 14 Löcher 18., 19 bzw. 17 oder Schlitze od. dgl. vorgesehen, durch die Verbrennungsluft zutritt. Aus dem Hohlraum zwischen jedem Trichter 15 und dem Mantel 3 strömt die Verbrennungsluft einerseits durch Löcher 20 und anderseits durch den peripheren Spalt zwischen dem rückwärtigen Ende des Trichters 15 und dem Mantel 3 in den Verbrennungsraum. Der Mantel 3 weist an radial außen und innen liegenden Stellen in Richtung der Turbinenachse auf einer größeren Breite, z. B. auf je einem Sektor von 60°, nach Erzeugenden verlaufende Schlitze auf, und die so entstandenen Lappen 16, 16' bilden bis zu ihren Enden Teilglieder zweier um die Turbinenachse zentrisch liegender Zylinderflächen 5, 6. Für die fehlenden dazwischenliegenden Zylinderoder Kegelflächen sind Füllstücke, z. B. Abdeckbleche 4, 4', vorgesehen, die vorn an die gewölbte Form der Mäntel 3 strömungstechnisch angepaßt und an den Mänteln 3 befestigt sind und wahlweise auch Löcher, Schlitze od. dgl. zur Zufuhr von Verbrennungsluft aufweisen. Die beiden aus den rückwärtigen Lappen 16,16' und den Abdeckblechen 4, 4' gebildeten konzentrischen Mäntel 5, 6 sind so lang bemessen, daß bis zu ihrem Ende bis zu 130% der theoretischen Verbrennungsluft in die Einzelbrennkammern zugeführt sind und die Mäntel mit der Zone des beendeten Verbrennungsvorganges enden, vorzugsweise über diese Zone etwas vorstehen.The individual combustion chambers are formed by known, truncated cone-shaped funnels 15 that expand backwards in the direction of flow, the front of the truncated cone transitioning into a closed, egg-shaped, backward-widening jacket 3, which extends the funnel 15 in a backward-widening one Enclosing space and forming a cavity. In the jacket 3 as well as in the swirl rose 14 holes 18, 19 or 17 or slots or the like are provided through which combustion air enters. From the cavity between each funnel 15 and the jacket 3, the combustion air flows on the one hand through holes 20 and on the other hand through the peripheral gap between the rear end of the funnel 15 and the jacket 3 into the combustion chamber. The jacket 3 has at radially outer and inner points in the direction of the turbine axis over a greater width, for. B. on a sector of 60 ° each, after generating slots, and the resulting tabs 16, 16 'form up to their ends sub-members of two cylinder surfaces centered around the turbine axis 5, 6. For the missing cylinder or conical surfaces in between are filler pieces , e.g. B. cover plates 4, 4 'are provided which are fluidically adapted to the curved shape of the jackets 3 at the front and are attached to the jackets 3 and optionally also have holes, slots or the like for the supply of combustion air. The two concentric jackets 5, 6 formed from the rear tabs 16, 16 'and the cover plates 4, 4' are so long that up to 130% of the theoretical combustion air is fed into the individual combustion chambers and the jackets with the End zone of the completed combustion process, preferably protrude slightly beyond this zone.

Der axiale "ringförmige Mischraum b ist im Gegensatz zur Ausbildung der Brennräume α nach rückwärts hin verengt ausgebildet und zum Zwecke einer durchgreifenden Mischung mit Kühlluft größenmäßig gleich oder größer bemessen als die Flammräume aller Brennkammern α zusammen. Die beiden rückwärtigen zylindrischen oder kegeligen Enden der Mäntel 5, 6 der Brennkammern sind unter Freilassung eines peripheren Spaltes zur Kühlluftzufuhr in die beiden den Mischraum b bildenden Mäntel 1, 2 eingeschoben, durch Beilagen 7, 8 von diesen distanziert und mit diesen vorzugsweise fest verbunden. Die so miteinander vorzugsweise fest verbundenen Bauteile der Brennkammern und der Mischkammer bilden somit eine Montageeinheit und sind einerseits an der Außenwand 12 des Druckluftgehäuses der Gasturbine axial und radial nachgiebig mittels elastischer oder sonst nachgiebig ausgebildeter Organe, z. B. Federbügeln 13, einer Kardanaufhängung od. dgl. geführt und vornehmlich an dieser befestigt und anderseits unter Vermittlung der zylindrischen Enden der Mäntel \, 2 bei-In contrast to the design of the combustion chambers α, the axial "annular mixing chamber b is narrowed towards the rear and, for the purpose of thorough mixing with cooling air, is of the same size or larger than the combustion chambers of all combustion chambers α combined. The two rearward cylindrical or conical ends of the jackets 5 , 6 of the combustion chambers are pushed into the two jackets 1, 2 forming the mixing chamber b, leaving a peripheral gap for the supply of cooling air, spaced from them by shims 7, 8 and preferably firmly connected to them. The components of the combustion chambers and the mixing chamber thus form an assembly unit and are on the one hand guided axially and radially flexible on the outer wall 12 of the compressed air housing of the gas turbine by means of elastic or otherwise flexible members, e.g. spring clips 13, a cardan suspension or the like and primarily attached to this and on the other hand under Mediation of the cylindrical ends of the jackets \, 2 both

spielsweise in zwei zentrischen Winkelringen 9,10 der Abgrenzungswand 11 des Druckluftgehäuses 12 der Gasturbine längsbeweglich gelagert.for example in two centric angular rings 9,10 the Delimitation wall 11 of the compressed air housing 12 of the gas turbine mounted so as to be longitudinally movable.

Zur Erzielung einer möglichst innigen Mischung bzw. Gleichstellung der Temperaturen des Gases im Mischraum b sind verschiedene zusammenarbeitende Einrichtungen vorgesehen.To achieve the most intimate possible mixing or equalization of the temperatures of the gas in the mixing space b , various cooperating devices are provided.

So sind, wie Fig. 1 und 3 zeigen, an den beiden den Mischraum b bildenden Mänteln 1, 2 nach innen vorstehende rohrartige Taschen 21,21' für die Luftzufuhr aus dem äußeren Druckraum, so wie sie bereits bei Einzelbrennkammern an sich bekannt sind, angeordnet. Die Querschnitte dieser Taschen sind z. B. durch feste und/oder verstellbare Leitbleche 22, 22' beeinflußbar bzw. veränderbar, und auch die radiale Länge der Taschen 21,21' im Innern des Mischraumes ist den herrschenden Ubertemperaturen angepaßt. Wie Fig. 3 zeigt, können die luftführenden Taschen 21, 21' zur Erzeugung eines Dralles des Gases im Mischraum b — im queraxialen Schnitt gesehen — unter einem mehr oder weniger geneigten Winkel zum Mantel angeordnet sein, wozu gegebenenfalls auch eine axiale Neigung in der Strömungsrichtung kommen kann.Thus, as shown in FIGS. 1 and 3, on the two jackets 1, 2 forming the mixing chamber b , tubular pockets 21, 21 'protruding inwardly for the air supply from the outer pressure chamber, as they are already known per se in the case of individual combustion chambers, arranged. The cross sections of these pockets are z. B. can be influenced or changed by fixed and / or adjustable guide plates 22, 22 ', and the radial length of the pockets 21, 21' in the interior of the mixing chamber is adapted to the prevailing excess temperatures. As Fig. 3 shows, the air-guiding pockets 21, 21 'for generating a swirl of the gas in the mixing space b - seen in the transverse axial section - be arranged at a more or less inclined angle to the jacket, including an axial inclination in the flow direction if necessary can come.

Aber auch die Beilagen 7, 8 zwischen den Mantelpaaren 1, 5 und 2, 6 der Brenn- und Mischkammer sind wahlweise für die Erzeugung eines Dralles bzw. Gegendralles der zwischen ihnen in den Mischraum durchströmenden Kühlluft ausgebildet, z. B. derart, daß ihre Flanken oder zumindest ihre Austrittskanten zur axialen Zylindererzeugenden einen Winkel aufweisen. Hierbei können sowohl die drallerzeugenden Winkel der Beilagen 7, 8 als auch jene der Taschen 21, 21' strömungstechnisch gleichgerichtet oder in Gruppen gegeneinandergerichtet sein, gegebenenfalls in ihren Ausrichtungen beliebig variierbar sein.But the enclosures 7, 8 between the jacket pairs 1, 5 and 2, 6 of the combustion and mixing chamber are optionally designed to generate a swirl or counter-swirl of the cooling air flowing between them into the mixing chamber, e.g. B. in such a way that their flanks or at least their exit edges have an angle to the axial cylinder generating. Here, both the swirl-generating angles of the inserts 7, 8 and those of the pockets 21, 21 'can be flow-oriented in the same direction or in groups directed against one another, and their orientations can optionally be varied as desired.

Wegen der allseits nachgiebigen Aufhängung der miteinander verbundenen Bauteile der Mischkammer b mit jenen der Einzelbrennkammern α ist es nötig, auch den Schaft der Einspritzdüse nachgiebig zu lagern. Wie in Fig. 1 ersichtlich ist, wird die Einspritzdüse in an sich bekannter Weise in der Drallrose 14 zentriert. Der nach außen geführte Schaft 23 ist einerseits in der Drallrose 14 festgehalten, gegebenenfalls auch gleitend und drehbar gelagert bzw. geführt und anderseits in der Außenwand 12 der Druckluftkammer in einem Kugelgelenk 24 allseits beweglich gelagert. Da das Kugelgelenk 24 mit den Flanschen 25, 26 gehalten ist, ist jeder Schaft im Kugelgelenk 24 auch radial beweglich. Die axialen Dehnungen werden entweder vom verhältnismäßig langen Rohrbogen des Schaftes 23 selbst oder durch die verschiebbare Anordnung des Schaftes 23 in der Drallrose 14 aufgenommen. Because of the flexible suspension on all sides of the interconnected components of the mixing chamber b with those of the individual combustion chambers α , it is necessary to also support the shaft of the injection nozzle in a flexible manner. As can be seen in FIG. 1, the injection nozzle is centered in the swirl rose 14 in a manner known per se. The outwardly guided shaft 23 is on the one hand held in the swirl rose 14, possibly also mounted or guided in a sliding and rotatable manner, and on the other hand mounted in the outer wall 12 of the compressed air chamber in a ball joint 24 so as to be movable on all sides. Since the ball joint 24 is held with the flanges 25, 26, each shaft in the ball joint 24 can also be moved radially. The axial expansions are absorbed either by the relatively long pipe bend of the shaft 23 itself or by the displaceable arrangement of the shaft 23 in the swirl rose 14.

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Claims

Claims ·.

1. Combustion device for gas turbines, preferably consisting of around the turbine axis axially parallel arranged individual combustion chambers, into which through holes, gaps or slots up to to 130% of the theoretical combustion air and in which the combustion is carried out In its entirety, and from a subsequent, common for all individual combustion chambers, axial, annular, to the turbine axis concentric flow space for the gases to the Guide vanes, with additional facilities for cold air supply being provided in the flow-through space are, characterized in that the individual combustion chamber cladding (3) designed as a paraboloid of revolution widening downstream and formed into a streamlined one by means of cover plates (4, 4 ') Annular bead surface are united, which in the surface of the through-flow space forming, preferably narrowing in the flow direction of the annular body passes, wherein the surfaces surrounding the combustion chambers and the flow-through space are streamlined on all sides, enclose annular bodies coaxial with the turbine axis and the individual combustion chambers are formed by expanding cavities of rotation in the direction of flow, to which the Combustion air is supplied axially symmetrically, and the flow-through space is a mixing chamber forms, in which a cooling and intensive mixing of the fuel gases with the supplied cold air takes place at the temperature of the combustion gases up to their entry into the guide vanes to be kept largely the same on all sides over the entire circumference.

2. Combustion device according to claim 1, characterized in that each individual combustion chamber formed by a frustoconical funnel (15) which widens in the direction of flow is, which merges at the front into the casing (3), which the funnel (15) in a downstream encloses decreasing distance and forms a cavity through which in the casing (3) arranged holes (18,19) slots or the like. Cooling combustion air flows through and with the combustion chamber through holes (20), slots or the like in the funnel and a peripheral gap between the funnel end and the jacket for the supply of combustion air in connection stands, wherein the jacket (3) extends axially beyond the funnel (15) and approximately with the Zone of the completed combustion process ends, preferably something protrudes beyond this zone (Fig. 1).

3. Combustion device according to claim 1 or 2, characterized in that the rear Ends (5, 6) of the jackets (5) of the individual combustion chambers (α), in the direction of the turbine axis seen, at radially inner and outer locations over a greater width, z. B. on each a sector of 60 ° of the jacket (3), after generating slots have and the so created flaps (16,16 ') up to their ends which are a part of the links, which together with the cover plates (4, 4 ') form the annular bead surface, with the cover plates also optionally Holes, slots or the like. Are provided for the supply of combustion air.

4. Combustion device according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the two cylindrical or conical shell parts (16, 4, 16 ', 4') which form the rear axial closure of the individual combustion chambers (α), in the two the mixing space (b) forming jackets (1, 2) are slightly pushed into the mixing chamber in a manner known per se, leaving a peripheral gap for the supply of cooling air, and that the two preferably firmly connected jacket pairs (1, 5 and 2, 6) z. B. by enclosures (7j 8), sleeves or the like. Are spaced from each other.

5. Combustion device according to one of claims 1 to 4, characterized in that the mixing space (b) between the end of the combustion chamber and

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the guide vanes is the same size or larger than the combustion chambers of all combustion chambers (α) together.

6. Combustion device according to one of claims 1 to 5, characterized in that the jackets (1, 2) additionally attached to the two shells (1, 2) forming the mixing space (b ) are additionally attached devices for the air supply projecting inwardly into the mixing space in a manner known per se, tubular pockets (21, 21 ') are formed.

7. Combustion device according to one of claims 1 to 6, characterized in that the Flow conditions in the pockets to the mixing space and / or the cross sections of the pockets z. B. can be influenced or changed by fixed and / or adjustable guide plates (22, 22 ').

8. Combustion device according to one of claims 1 to 7, characterized in that the radial length of the air-conducting pockets is adapted to the temperatures prevailing in the interior of the mixing space (b).

9. Combustion device according to one of claims 1 to 8, characterized in that the air-guiding pockets (21,21 ') for generating a swirl of the gases in the mixing chamber (b) preferably - seen in the transverse axial section - at a more or less inclined angle to Sheath are arranged, optionally also have an axial inclination in the flow direction.

10. Combustion device according to one of claims 1 to 9, characterized in that the shims (7, 8) between the jacket pairs (1, 5 and 2, 6) of the combustion and mixing chamber to generate a swirl of the gases in the mixing chamber at their Have flanks or at least at their exit edges an angle to the axial cylinder generating.

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11. Combustion device according to one of claims 1 to 10, characterized in that the swirl-generating angles of the inserts (7, 8) and the pockets (21, 21 ') preferably in terms of flow are rectified, but their orientations can be varied as required, if necessary, optionally z. B. are directed against each other in groups.

12. Combustion device according to one of claims 1 to 11, characterized in that the combustion chambers (us) are gimbaled to external support points, primarily to the jacket (12) the compressed air chamber, in a manner known per se with axially flexible organs such. B. by means of radial arranged bolt with ball joints, elastic members (13) or the like., held centrally and the mixing chamber (&) is mounted longitudinally movable on the turbine side.

13. Combustion device according to one of claims 1 to 12, characterized in that each injection nozzle is centered in a manner known per se in the swirl rose, the shaft of the Nozzle sliding and rotatable, preferably in the outer wall (12) of the compressed air chamber in one Ball joint (24) is mounted and guided.

30 Publications considered:

German Patent No. 841 661;

Swiss Patent No. 273 848;

French patents nos. 1073487, 962581, 805, 944168;

British Patent Nos. 703,002, 653,636, 572;

J. Kruschik, "The Gas Turbine", Springer-Verlag-Vienna, 1952, p.143;

R. Friedrich, "Gas turbines with constant pressure combustion", Verlag G. Braun, Karlsruhe, 1949, Pp. 63, 64.

1 sheet of drawings

® 909 559/117 6.59