DE19810648A1 - Vormischbrennkammer für eine Gasturbine - Google Patents
Vormischbrennkammer für eine GasturbineInfo
- Publication number
- DE19810648A1 DE19810648A1 DE1998110648 DE19810648A DE19810648A1 DE 19810648 A1 DE19810648 A1 DE 19810648A1 DE 1998110648 DE1998110648 DE 1998110648 DE 19810648 A DE19810648 A DE 19810648A DE 19810648 A1 DE19810648 A1 DE 19810648A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- combustion chamber
- premixing
- combustion
- chamber
- zone
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Vormischkammer für eine Gasturbine, umfassend eine Hauptstufe mit mindestens einer Vormischkammer und einer wenigstens zum Teil rotationssymmetrisch zu ihrer Längsachse ausgebildeten Brennkammer mit einer Hauptverbrennungszone und einer stromabwärtigen Nachverbrennungszone, wobei die mindestens eine Vormischkammer tangential in die Brennkammer mündet; und eine Pilotstufe mit einer Pilotspritzvorrichtung, wobei die Hauptverbrennungszone in der Brennkammer im wesentlichen koaxial zur Nachverbrennungszone verläuft und die Pilotstufe an dem der Nachverbrennungszone entfernten Ende der Brennkammer angeordnet ist (Fig. 1).
Description
Die Erfindung betrifft eine Vormischbrennkammer für eine Gasturbine, umfassend eine
Hauptstufe mit mindestens einer Vormischkammer und einer wenigstens zum Teil rotations
symmetrisch zu ihrer Längsachse ausgebildeten Brennkammer mit einer Hauptverbren
nungs- und einer stromabwärts gelegenen Nachverbrennungszone, wobei die mindestens
eine Vormischkammer tangential in die Brennkammer im Bereich der Hauptverbrennungszo
ne mündet; und eine Pilotstufe mit einer Piloteinspritzvorrichtung.
Vormischbrennkammern sind schadstoffarme Gasturbinenbrennkammern. Gasturbinen kön
nen sowohl stationär, z. B. als Generatorantriebe in Kraftwerken, als auch in Flugtriebwerken
eingesetzt werden. In zahlreichen Industrieländern sind Höchstgrenzen für die Stickoxide
mission stationärer Gasturbinen festgelegt worden. Da auch bei Flugantrieben entsprechen
de Empfehlungen existieren, kommt der Reduzierung der Stickoxidbildung in den Brenn
kammern im Rahmen der Senkung der Schadstoffemission eine große Bedeutung zu. Zur
Stickoxidreduktion wird bei Flugtriebwerken derzeit die Fett-Mager-Verbrennung eingesetzt,
bei der die Verbrennung mit einer ersten fetten Stufe und einer zweiten mageren Stufe unter
Luftüberschuß erfolgt.
Mit der bei stationären Gasturbinen angewendeten, vorgemischten Magerverbrennung las
sen sich im Vergleich dazu noch größere Reduktionen erzielen. Da die Stickoxidbildung u. a.
mit der höchsten Temperatur in der Flamme steigt, wurden Verfahren entwickelt, die höchste
Flammentemperatur abzusenken. Man unterscheidet dabei zwischen nassen und trockenen
Verfahren. Bei den bisher überwiegend eingesetzten, nassen Verfahren werden Wasser
oder Wasserdampf getrennt oder mit dem Brennstoff vorgemischt in die Verbrennungszone
eingebracht. Dabei ist nachteilig, daß aufbereitetes Wasser erforderlich ist, dessen Ver
brauch zudem hoch ist. Darüber hinaus sinkt bei den nassen Verfahren der Anlagenwir
kungsgrad.
Aufgrund dieser Nachteile sind zunehmend trockene Verfahren erwünscht, bei denen die
Luftüberschußzahl in der Verbrennungszone soweit wie möglich erhöht und Luft und Brenn
stoff ganz oder teilweise vorgemischt werden. Um den gesetzlichen Vorschriften und Emp
fehlungen zu genügen, müssen Luft und Brennstoff vor dem Verbrennungsraum möglichst
homogen gemischt werden. Allein auf diese Weise können die Spitzentemperaturen in der
Flamme verringert werden. Dazu wurden Vormischbrennkammern entwickelt, bei denen es
zur Erzielung eines hohen Homogenitätsgrads einer bestimmten Länge der Vormischkam
mer oder einer Mindestverweilzeit in der Vormischkammer bedarf. Dabei besteht jedoch die
Gefahr, daß sich das Brennstoff/Luft-Gemisch in der Vormischkammer entzündet. Da in die
sem Fall der Vermischungsprozeß nicht abgeschlossen ist, entstehen lokal infolge von In
homogenitäten hohe Temperaturen, die zur erhöhten Stickoxidbildung führen. Des weiteren
besteht die Gefahr eines Flammenrückschlags aus der Verbrennungszone in die Vormisch
kammer. Zu dessen Vermeidung werden bei herkömmlichen Vormischbrennkammern am
Ende der Vormischkammer Schaufelgitter od. dgl. angebracht, um das Gemisch zu be
schleunigen und eine Drallbildung zu erzeugen. Tritt ein Rückzünden gleichwohl auf, führt
dieses zur Beschädigung oder Zerstörung von Brennkammerteilen, wie z. B. der Schaufel
gitter.
Bei einer bekannten Brennkammeranordnung gemäß DE-PS 43 18 405 wird mittels vorge
mischter Magerverbrennung eine Senkung der Stickodixbildung ohne Gefahr der Selbstzün
dung in einer Vormischstrecke ermöglicht, indem der Brennstoff in eine im wesentlichen
gerade ausgebildete Vormischkammer eingespritzt wird, die tangential in eine im wesentli
chen rotationssymmetrisch ausgebildete Verbrennungskammer mündet, wodurch beim Ein
strömen des Gemisches eine Drallbildung erzielt wird. Da die Drallbildung nicht mittels zu
sätzlicher Bauteile, wie Schaufelgitter, erzeugt wird, scheidet die Gefahr der Bauteilbeschä
digung bei einem eventuell auftretenden Flammenrückschlag aus. Eine ausreichende Ver
brennungsstabilität wird mittels einer unterstützenden Pilotverbrennung gewährleistet, die in
einer separaten Verbrennungszone erfolgt. Die Heißgase aus der Pilotzone werden in die
magere Hauptzone eingemischt, wobei die stabilisierende Wirkung stark von dem existieren
den Strömungsfeld abhängt und bei unterschiedlichen Betriebszuständen größeren Schwan
kungen unterworfen sein kann. Zudem wird die Strömung von der Haupt- in die Nachver
brennungszone um 90° umgelenkt, was zu einem erhöhten Druckverlust führt.
Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Vormischbrennkammer der eingangs be
schriebenen Gattung zu schaffen, bei der die stabilisierende Wirkung der Pilotverbrennung
verbessert wird.
Die Lösung dieser Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, daß die Haupt
verbrennungszone in der Brennkammer im wesentlichen koaxial bzw. parallel zur Nachver
brennungszone verläuft bzw. angeordnet ist, d. h. der Strömungsweg im wesentlichen gerade
und ohne erhebliche Umlenkung verläuft, und die Pilotstufe an dem der Nachverbrennungs
zone entfernten Ende der Brennkammer angeordnet ist.
Der Vorteil dieser Vormischbrennkammer besteht darin, daß die Strömung innerhalb der
Brennkammer von der Hauptverbrennungszone zur Nachverbrennungszone nicht um 90°
umgelenkt wird und der damit verbundene Druckverlust entfällt. Durch die unmittelbar an der
Brennkammer angeordnete Pilotstufe besitzt diese eine direkte Verbindung zur Hauptver
brennungs- bzw. Rezirkulationszone, wodurch die stabilisierende Wirkung der Pilotverbren
nung deutlich verbessert wird. Die erfindungsgemäße Vormischbrennkammer läßt sich so
wohl in stationären Gasturbinen als auch in Flugtriebwerken einsetzen.
In einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung weitet sich der die Hauptverbrennungszo
ne bildende Bereich der Brennkammer in Strömungsrichtung, die von der Hauptverbren
nungszone in Richtung auf die Nachverbrennungszone verläuft, konisch auf. Durch den Öff
nungswinkel des Konus läßt sich die Rezirkulationszone und damit die Flammenstabilität
steuern. Während sich bei kleineren Öffnungswinkeln ein zusätzlicher Vorverdampfungsbe
reich ergibt, wird bei größeren Öffnungswinkeln die Stabilität der Verbrennung gefördert.
Bevorzugt ist die Pilotstufe an dem Ende der Brennkammer mit kleinerem Radius stirnseitig
angeordnet und verläuft koaxial dazu.
Es kann zweckmäßig sein, daß die Pilotstufe eine zwischen der Piloteinspritzvorrichtung und
der Brennkammer angeordnete Pilotbrennkammer aufweist.
Im folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf
eine Zeichnung näher erläutert. Es zeigt:
Fig. 1 in perspektivischer Darstellung eine schematische Ansicht eines Ausfüh
rungsbeispiels der erfindungsgemäßen Vormischbrennkammer, die auf die
wesentlichen Bestandteile zur Erläuterung der Anordnung beschränkt ist,
Fig. 2 eine mit Fig. 1 vergleichbare Ansicht eines weiteren Ausführungsbei
spiels der erfindungsgemäßen Vormischbrennkammer und
Fig. 3 in perspektivischer Darstellung eine geschnittene Teilansicht einer
Ringbrennkammeranordnung.
Fig. 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel einer im ganzen mit 1 bezeichneten Vormischbrenn
kammer für eine Gasturbine. Die Vormischbrennkammer 1 umfaßt im wesentlichen eine
Hauptstufe 2 mit einer Vormischkammer 6, einer Haupfverbrennungszone 3 und einer Nach
verbrennungszone 5 sowie eine Pilotstufe 4. An einem Ende 7 der Vormischkammer 6 wird
der Brennstoff zusammen mit einem Teil der Verdichterluft eingebracht. Der Brennstoff wird
in der Vormischkammer 6 zerstäubt, verdampft und mit der Luft möglichst homogen ver
mischt. Die Vormischkammer 6 ist als geradliniger Rechteckkanal ausgebildet, so daß inner
halb der Vormischkammer 6 eine drallfreie Strömung mit einem verhältnismäßig gleichmäßi
gen Geschwindigkeitsprofil erzeugt wird. Dieses führt die zu einer hohen Gemischhomoge
nität zwischen dem Brennstoff und der Luft, wodurch Temperaturspitzen mit einer verstärk
ten thermischen Stickoxidbildung vermieden werden. Die Vormischkammer 6 kann je nach
Maschinendesign auch andere geeignete Querschnittsformen aufweisen, wie z. B. oval oder
auch kreisrund. Auch muß die Querschnittsform nicht zwingend konstant über die Länge der
Vormischkammer 6 sein.
An einem Austrittsende 8 der Vormischkammer 6 strömt das Brennstoff-Luftgemisch in die
Brennkammer 9, die einen als Kegelstumpf ausgebildeten, im Bereich der Hauptverbren
nunszone 3 liegenden Teil und einen zylindrischen, im Bereich der Nachverbrennungszone 5
liegenden Teil 12 umfaßt. Die Strömung wird dabei mit einer möglichst großen Exzentrizität
zu einer Längs- bzw. Mittelachse M der rotationssymmetrischen Brennkammer 9 einge
bracht, so daß in dieser der Strömung des Brennstoff/Luft-Gemisches eine Umfangsge
schwindigkeit aufgeprägt wird. Zur Erzielung einer größtmöglichen Exzentrizität ist die im
Querschnitt rechteckförmige Vormischkammer 6 zudem mit einer möglichst geringen Höhe H
ausgebildet. Infolge der Drallbildung ergibt sich eine ausgeprägte, aus dem kegelstumpfför
mig ausgebildeten Teil der Brennkammer 9 hinausreichende Rezirkulation des Brennstoff-
Luftgemisches, wodurch diese in die Hauptverbrennungszone 3 bzw. den konisch ausgebil
deten Teil der Brennkammer 9 zurückströmt und die Verbrennung stabilisiert. Erst im An
schluß gelangt die Strömung in die im wesentlichen parallel bzw. koaxial zur Hauptverbren
nungszone 3 und insbesondere zur Mittelachse M der zum Teil kegelstumpfförmigen Brenn
kammer 9 verlaufende, stromabwärtige Nachverbrennungszone 5. Der Strömungsweg für
das Brennstoff-Luft-Gemisch ist somit im wesentlichen gerade. Die Brennkammer 9 weist zur
Kühlung eine Vielzahl von Lufteintrittsöffnungen auf.
An einem zur Nachverbrennungszone 5 entfernten Ende 10 der Brennkammer 9 ist die Pilot
stufe 4 angeordnet. In der vorliegenden Ausgestaltung ist die Pilotstufe 4 mithin an dem
stirnseitigen Ende 10 mit dem kleinsten Radius des als Kegelstumpf ausgebildeten Teils der
Brennkammer 9 angeordnet. Die Pilotstufe 4 umfaßt eine Piloteinspritzvorrichtung 11, mit der
Brennstoff in die Hauptverbrennungszone 3 zur Stabilisierung der Verbrennung insbesonde-.
re im Teillastbereich eingebracht werden kann. Die Heißgase aus der Pilotstufe 4 strömen
unmittelbar in den Kern der Rezirkulatioszone der mageren Hauptstufe 2, was zu einer ver
besserten Stabilität der Verbrennung führt. Sowohl in der Haupt- als auch in der Pilotstufe 2
bzw. 4 können gasförmige und flüssige Brennstoffe eingesetzt werden.
Fig. 2 zeigt ein anderes Ausführungsbeispiel der Vormischbrennkammer 1, dessen Modifika
tion im Bereich der Pilotstufe 4 liegt. In Fig. 2 weist die Pilotstufe 4 zusätzlich zur Pilotein
spritzvorrichtung 11 eine Pilotbrennkammer 13 auf, in welcher der Brennstoff zunächst in
einer Diffusionsverbrennung mit Luft gemischt wird und erst dann stirnseitig in die Brenn
kammer 9 eingebracht wird.
Fig. 3 zeigt eine Anordnung, bei der eine Vielzahl von Vormischbrennkammern 1 mit einer
Ringbrennkammer 14 kombiniert sind. Auch hier umfassen die einzelnen Vormischbrenn
kammern 1 eine Vormischkammer 6, die exzentrisch in einen als Kegelstumpf ausgebildeten
Teil der Brennkammer 9 einer Hauptstufe 2 mündet, sowie eine im wesentlichen koaxial zur
Hauptstufe 2 angeordnete Nachverbrennungszone 5, wodurch die Strömung zwischen der
Hauptverbrennungszone 3 und der Nachverbrennungszone 5 nicht umgelenkt werden muß
und mithin der Brennkammerdruckverlust reduziert wird. Zwischen dem konusförmigen Teil
der Brennkammer 9 und der Ringbrennkammer 14 könnte die Brennkammer 9 auch hier
einen zylindrischen Teil 12 aufweisen, der im wesentlichen koaxial zur Längsachse M der
Brennkammer 9 angeordnet ist. Beim Einbau der Ringbrennkammer 14 in eine Gasturbine
wird diese mit ihrer Mittelachse M koaxial dazu angeordnet und von einem stromaufwärtigen
Verdichter einspritzseitig mit Luft beaufschlagt. Die Vormischbrennkammern 1 sind äquidi
stant um den stirnseitigen Umfang der Ringbrennkammer 14 angeordnet. Auch hier ist die
Wandung der Brennkammer 9 zur Kühlung mit Lufteintrittsöffnungen versehen.
Beim Betrieb der Vormischbrennkammer 1 können die Hauptstufe 2 und die Pilotstufe 4 je
nach Last bzw. Flugphase wahlweise separat oder gleichzeitig betrieben werden.
Claims (10)
1. Vormischbrennkammer für eine Gasturbine, umfassend eine Hauptstufe mit mindestens
einer Vormischkammer und einer wenigstens zum Teil rotationssymmetrisch zu ihrer
Längsachse ausgebildeten Brennkammer mit einer Hauptverbrennungszone und einer
stromabwärtigen Nachverbrennungszone, wobei die mindestens eine Vormischkammer
tangential in die Brennkammer mündet; und eine Pilotstufe mit einer Piloteinspritzvor
richtung, dadurch gekennzeichnet, daß die Hauptverbrennungszone (3) in der Brenn
kammer (9) im wesentlichen koaxial zur Nachverbrennungszone (5) verläuft und die Pi
lotstufe (4) an dem der Nachverbrennungszone (5) entfernten Ende (10) der Brennkam
mer (9) angeordnet ist.
2. Vormischbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die mindestens
eine Vormischkammer (6) als Rechteckkanal ausgebildet ist.
3. Vormischbrennkammer nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Höhe
(H) der mindestens einen Vormischkammer (6) im Verhältnis zu deren Länge und Breite
gering ist.
4. Vormischbrennkammer nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß das eine Austrittsende (8) der mindestens einen Vormisch
kammer (6) so zur Brennkammer (9) angeordnet ist, daß die in die Brennkammer (9) ein
tretende Strömung eine maximale Exzentrizität zur Längsachse (M) der Brennkammer (9)
aufweist.
5. Vormischbrennkammer nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß zwei Vormischkammern an zumindest annähernd diametral
gegenüberliegenden Stellen jeweils tangential mit gleichsinniger Drallerzeugung in die
Brennkammer münden.
6. Vormischbrennkammer nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß sich der die Hauptverbrennungszone (3) umfassende Bereich
der Brennkammer (9) in Strömungsrichtung konisch aufweitet.
7. Vormischbrennkammer nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Pilotstufe (4)
an dem Ende (10) der Brennkammer (9) mit kleinerem Radius stirnseitig angeordnet ist
und koaxial dazu verläuft.
8. Vormischbrennkammer nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß die Pilotstufe (4) eine zwischen der Piloteinspritzvorrichtung
(11) und der Brennkammer (9) angeordneter Pilotbrennkammer (12) aufweist.
9. Vormischbrennkammeranordnung nach einem oder mehreren der vorhergehenden An
sprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der die Nachverbrennungszone (5) bildende Teil
der Brennkammer (9) als Ringbrennkammer (14) ausgebildet ist, an deren Stirnseite eine
Vielzahl von die Hauptverbrennungszone (3) umfassenden Brennkammern (9) ein
schließlich Vormischkammern (6) und Pilotstufen (4) äquidistant angeschlossen sind.
10. Vormischbrennkammeranordnung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß jede
Brennkammer (9) einen im wesentlichen die Hauptverbrennungszone (3) umfassenden,
konusförmigen Teil und stromabwärts dazu einen zu ihrer Längsachse (M) koaxial ange
ordneten, in die Ringbrennkammer (14) mündenden, zylindrischen Teil (12) umfaßt.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1998110648 DE19810648A1 (de) | 1998-03-12 | 1998-03-12 | Vormischbrennkammer für eine Gasturbine |
DE59808754T DE59808754D1 (de) | 1997-12-19 | 1998-12-05 | Vormischbrennkammer für eine Gasturbine |
EP98123199A EP0924470B1 (de) | 1997-12-19 | 1998-12-05 | Vormischbrennkammer für eine Gasturbine |
US09/211,837 US6202420B1 (en) | 1997-12-19 | 1998-12-15 | Tangentially aligned pre-mixing combustion chamber for a gas turbine |
JP10361483A JPH11248159A (ja) | 1997-12-19 | 1998-12-18 | ガスタービン用予混合式燃焼室 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1998110648 DE19810648A1 (de) | 1998-03-12 | 1998-03-12 | Vormischbrennkammer für eine Gasturbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19810648A1 true DE19810648A1 (de) | 1999-09-16 |
Family
ID=7860571
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1998110648 Withdrawn DE19810648A1 (de) | 1997-12-19 | 1998-03-12 | Vormischbrennkammer für eine Gasturbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE19810648A1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011061059A3 (en) * | 2009-11-17 | 2012-12-20 | Alstom Technology Ltd | Reheat combustor for a gas turbine engine |
-
1998
- 1998-03-12 DE DE1998110648 patent/DE19810648A1/de not_active Withdrawn
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011061059A3 (en) * | 2009-11-17 | 2012-12-20 | Alstom Technology Ltd | Reheat combustor for a gas turbine engine |
US8783008B2 (en) | 2009-11-17 | 2014-07-22 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine reheat combustor including a fuel injector for delivering fuel into a gas mixture together with cooling air previously used for convectively cooling the reheat combustor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0924470B1 (de) | Vormischbrennkammer für eine Gasturbine | |
DE60007946T2 (de) | Eine Brennkammer | |
DE69024081T2 (de) | Verfahren zur Verbrennung mit Gasvormischung und eine Verbrennungsvorrichtung zur Durchführung des Verfahrens | |
DE60028910T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Verminderung der Emissionen in einer Brennkammer | |
DE60128513T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Verminderung der Emissionen in einer Brennkammer mit einer Wirbelmischvorrichtung | |
DE2845619C2 (de) | Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE60310170T2 (de) | Brennstoffinjektionsvorrichtung | |
DE112014004482B4 (de) | Gasturbinenbrennkammer und mit selbiger versehenes Gasturbinentriebwerk | |
DE19615910B4 (de) | Brenneranordnung | |
DE69428549T2 (de) | Gasturbinenkammer mit niedriger schadstoffemission | |
DE69617290T2 (de) | Verbrennungsgerät für Gasturbinenmotor | |
EP0576697B1 (de) | Brennkammer einer Gasturbine | |
EP1754002B1 (de) | Gestufter vormischbrenner mit einem injektor für flüssigbrennstoff | |
EP1654496B1 (de) | Brenner und verfahren zum betrieb einer gasturbine | |
DE2555085A1 (de) | Brennkammer und verfahren zum erzeugen einer emissionsarmen verbrennung | |
EP2257736B1 (de) | Verfahren zum erzeugen von heissgas | |
EP2116766A1 (de) | Brennstofflanze | |
CH698007A2 (de) | Gestufte Mehrringdüse mit radialem Einlauf für mageres Vorgemisch und Zweistoff-Ringrohr-Brennkammer. | |
DE4416650A1 (de) | Verbrennungsverfahren für atmosphärische Feuerungsanlagen | |
EP0687860A2 (de) | Brennkammer mit Selbstzündung | |
EP0481111B1 (de) | Brennkammer einer Gasturbine | |
EP1436546A1 (de) | Brenner für synthesegas | |
DE112017001173B4 (de) | Brenneranordnung, brennkammer und gasturbine | |
CH699911B1 (de) | Brennkammer und Verfahren zum Mischen eines Druckluftstroms. | |
EP0394800B1 (de) | Vormischbrenner für die Heissgaserzeugung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: MTU AERO ENGINES GMBH, 80995 MUENCHEN, DE |
|
8141 | Disposal/no request for examination |