DE3924436A1 - Verbrennungskammer - Google Patents
VerbrennungskammerInfo
- Publication number
- DE3924436A1 DE3924436A1 DE3924436A DE3924436A DE3924436A1 DE 3924436 A1 DE3924436 A1 DE 3924436A1 DE 3924436 A DE3924436 A DE 3924436A DE 3924436 A DE3924436 A DE 3924436A DE 3924436 A1 DE3924436 A1 DE 3924436A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- combustion chamber
- combustion
- fuel
- air
- openings
- 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.)
- Granted
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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
-
- 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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/26—Controlling the air flow
-
- 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
-
- 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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Description
Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke
und insbesondere auf Ringverbrennungskammern.
Bekanntermaßen wurden in den letzten Jahren hinsichtlich
des Stands der Technik an Verbrennungskammern für Gas
turbinentriebwerke vom technischen Standpunkt her beträcht
liche Fortschritte erreicht. Beispielsweise arbeiten
Verbrennungskammern für Flugzeug-Stahltriebwerke mit
einem Wirkungsgrad im Bereich von hohen 90%. Außerdem
wurde die Technologie hinsichtlich des Verringerns oder
Unterdrückens von Schadstoffen und/oder Rauchentwicklung
aus dem Verbrennungsprozeß bedeutend verbessert.
Die Anforderungen an Verbrennungskammern, die dem zukünfti
gen Luftfahrtsbedarf genügen sollen, machen jedoch noch
weitere Fortschritte hinsichtlich der Verbrennungstech
nologie erforderlich. Es ist offensichtlich, daß die
Leistung von Flugzeugtriebwerken durch das Erreichen
von hohen Turbineneinlaßtemperaturen bestimmt ist. Innerhalb
vorgegebener Grenzen erhöhte Turbineneinlaßtemperaturen
ergeben verbesserte Schubkraft/Gewicht-Verhältnisse und
einen spezifischen Brennstoffverbrauch mit einer dement
sprechenden Verbesserung der Triebwerkleistung.
Daher wird es für die zukünftigen Anforderungen notwendig,
daß das weiterentwickelte Verbrennungssystem für diese
Hochleistungstriebwerke bei hoher Leistung bei einem
Temperaturanstieg arbeiten, der beträchtlich höher als
derjenige bei den Verbrennungskammern nach dem Stand
der Technik ist. Es ist jedoch von äußerster Wichtigkeit,
daß der Konstrukteur der Verbrennungskammer die Anforderung
hinsichtlich des erhöhten Temperaturanstiegs erfüllt,
ohne die bisher erreichten Leistungswerte und die Werte
für die Rauchdichte und Schadstoffe aus dem Triebwerk
zu verschlechtern.
Zusätzlich zu den schon angesprochenen zwingenden Anforde
rungen muß die Verbrennungskammer das Nachzünden innerhalb
bestimmter Höhen ermöglichen. Wenn ferner diese Trieb
werke in Leichtflugzeugen eingesetzt werden, ist zu berück
sichtigen, daß die Verbrennungskammer während der Trieb
werkbremsung und des Leerlaufs bei niedrigeren Temperatur
anstiegswerten als den Werten bei den Verbrennungskammern
nach dem Stand der Technik zu arbeiten hat und eine aus
reichend stabile Verbrennung ergeben muß, um den Betrieb
am Boden zu ermöglichen.
Zur besseren Erkenntnis der Kompliziertheit und der
Betriebsfähigkeitsprobleme, die sich bei Verbrennungs
kammern mit hohem Temperaturanstieg ergeben, ist ein
Vergleich der Anforderungen an die Verbrennungskammer
mit der Stabilität des Verbrennungsprozesses zweckdienlich.
Daher ist in Fig. 1 eine graphische Darstellung gezeigt,
in der das Brennstoff/Luft-Verhältnis gegen einen Parameter
für die Korrelation bzw. Wechselbeziehung der Stabilität
aufgetragen ist. Da bekanntermaßen die hauptsächliche
Verbrennung in einer Primärzone bzw. einem Primärbereich
der Verbrennungskammer auftritt, wird für die Erörterung
dieser Abschnitt der Verbrennungskammer herangezogen.
Der Stabilitätskorrelationsparameter bzw. Stabilitäts
parameter, der zu einem Standardmaß in der Verbrennungs
kammer-Technik geworden ist, enthält die auf die Primär
zone angewandten folgenden Glieder:
V = mittlere Durchströmungsgeschwindigkeit
P = Druckpegel
T = Einlaßlufttemperatur
P = Druckpegel
T = Einlaßlufttemperatur
Wenn diese Glieder zu einem dimensionslosen Parameter
V/PT² zusammengefaßt werden, ergibt eine Erhöhung der
Geschwindigkeit, eine Verminderung des Drucks und/oder
eine Verminderung der Temperatur eine Erhöhung des Stabili
tätsparameters. Gleichermaßen wird durch diese Änderungen
der Glieder der Verbrennungsprozeß dadurch beeinträchtigt,
daß es schwieriger wird, die Verbrennung aufrecht zu
erhalten. Anders ausgedrückt, stellen höhere Werte des
Stabilitätsparameters eine Anzeige für höhere und schwieri
gere Anforderungen hinsichtlich des Betreibens der Ver
brennungskammer dar.
Aus der Fig. 1 ist ersichtlich, daß eine Kurve eine Stabili
tätsgrenze bestimmt, die bei dem Erhöhen oder Vermindern
des Brennstoff/Luftverhältnisses bis zum Aus
löschen bzw. Abbrechen der Verbrennung besteht. Damit
ist die Verbrennung unter Bedingungen stabil, die in
den Bereich links von einer parabelförmigen Stabilitäts
grenzkurve A fallen, und unter irgendwelchen Bedingungen
rechts der Kurve A instabil. Ferner bestimmt eine Kurve
B eine obere Grenze für das Brennstoff/Luft-Verhältnis,
oberhalb der im Betrieb eine übermäßig starke Rauchentwick
lung entsteht.
Wie aus den vorstehenden Ausführungen hinsichtlich der
Verbrennung hervorgeht, werden für herkömmliche Ver
brennungskammern nach dem Stand der Technik die Brennstoff-Luft-Verhältnisse
in der Primärzone derart gewählt,
daß sie unterhalb der Kurve B liegen, während die Bedingun
gen hinsichtlich der Verlangsamung, des Leerlaufs und
der Höhennachzündung des Triebwerks in den stabilen Be
triebsbereich links von der Kurve A fallen. Dies ist
durch eine Kurve C dargestellt, während die Höhennachzündung
als Arbeitspunkt E bestimmt ist, wobei als Norm für den
Nachzündungspunkt eine Flughöhe von 30.000 Fuß und eine
Fluggeschwindigkeit von 0,8 Mach angesetzt ist.
Eine Kurve F stellt die Verbrennungskammer-Betriebszustände
bei erhöhten Temperaturanstiegswerten dar, die für Trieb
werke in zukünftiger weiterentwickelter Technologie in
Betracht gezogen werden. Um den Verbrennungsvorgang unter
halb der Rauchgrenze (Kurve B) sicherzustellen, muß
offensichtlich der Primärzonenluftstrom verstärkt werden,
wodurch die Arbeitskurve F der Verbrennungskammer näher
an die Stabilitätsgrenzkurve A herankommt, was deutlich
die erhöhten Anforderungen hinsichtlich der Betriebsbe
dingungen der Verbrennungskammer zeigt. Ferner können
die Arbeitspunkte für die Verlangsamung und für die durch
einen Punkt G dargestellte Höhennachzündung außerhalb
der Stabilitätsgrenzen (der Kurve A) liegen. Weiterhin
besteht offensichtlich die Tendenz, daß mit zunehmend
höheren Temperaturanstiegswerten die Arbeitskennlinie
der Verbrennungskammer zu noch strengeren Bedingungen
versetzt ist, so daß sogar die Arbeitspunkte für den
Leerlauf (Punkte H und J auf den Kurven C bzw. F) außerhalb
der Stabilitätsgrenze (Kurve A) liegen können.
Ingenieure und Wissenschaftler haben dieses Problem über
einige Zeit angegangen und es auf einigen verschiedenen
Wegen zu lösen versucht. Einige dieser Lösungswege,
die alle beträchtliche Mängel gezeigt haben, umfassen
eine veränderbare Brennstoffabstufung, eine veränderbare
Geometrie und eine Doppelring-Verbrennungskammer. Es
sind keine im Stand der Technik angeführten Lösungswege
bekannt, die auf zufriedenstellende Weise die vorstehend
angesprochenen Probleme Lösen.
Bei der Brennstoffabstufung ist die Eingabe von Brennstoff
in die Verbrennungskammer über Brennstoffdüsen in Betracht
gezogen, von denen einige mehr Brennstoff zuführen als
die anderen, so daß der Brennstoffstrom auf zwei oder
mehr Arten von Brennstoffdüsen aufgeteilt ist. Durch
eine richtige Aufteilung ist es daher möglich, in einem
Teilbereich der Verbrennungskammer den Brennstoff örtlich
anzureichern, wodurch die Verlangsamungs- und Leerlaufbe
dingungen gemäß der Kurve F innerhalb der Stabilitäts
grenzen gehalten werden, wie es durch eine gestrichelte
Linie K dargestellt ist, die sich von dem unteren Abschnitt
der Kurve F weg erstreckt. Diese Systeme erfüllen nicht
die grundlegenden Stabilitätsanforderungen und können
weiterhin Probleme hinsichtlich der Höhenzündung ergeben,
wie es in der graphischen Darstellung in Fig. 1 durch
einen Punkt G′ dargestellt ist.
Die Verbrennungskammer mit veränderbarer Geometrie bietet
einen realistischeren Weg zum Lösen der vorangehend aufge
zählten Probleme, aber nur mit dem Aufwand an zusätzlichen
Kosten, Gewicht und komplizierter Gestaltung, der mit
der Geräteausstattung verbunden ist, die für das Verändern
der Geometrie erforderlich ist. Bei diesem Lösungsweg
wird der Luftstrom zu der Primärzone durch mechanisches
Einstellen von Luftzumessungsdüsen verändert. Daher werden
das Brennstoff/Luft-Verhältnis und der Stabilitätsparameter
an vorgegebenen Arbeitspunkten der Verbrennungskammer
derart geändert, daß die Betriebsbedingungen in dem stabilen
Bereich links von der Kurve A bleiben.
Der Letzte der vorgeschlagenen Lösungswege ist die Doppel
ring-Verbrennungskammer, bei deren Gestaltung zur Lösung
der vorangehend angesprochenen Probleme eine Luftströmungs
abstufung angewandt wird. Eine Doppelring-Verbrennungskammer
ist beispielsweise in dem US-Patent 3 934 409 beschrieben,
das am 27. Januar 1976 H.A. Quillevere u. a. erteilt wurde.
In diesen Verbrennungskammern ist die Primärzone mit
einem inneren Ringraum und einem äußeren Ringraum gebil
det. Einer dieser Ringräume ist (als Primärringzone) zur
Aufnahme einer verhältnismäßig schwachen Luftströmung
ausgelegt und zeigt gute Stabilitätseigenschaften. Der
andere Ringraum nimmt (als Sekundärringzone) eine verhält
nismäßig stärkere Luftströmung auf und es dürfen die
Betriebszustände bei niedriger Leistung und bei der Höhen
zündung die Stabilitätsgrenzen überschreiten. Falls die
Verbrennung in der Primärringzone aufrechterhalten wird
und sich zur Sekundärringzone ausbreitet, wird die Ver
brennung aufrechterhalten und die Verbrennungskammer
kann unter Höhenbedingungen nachgezündet werden.
Der Doppelringaufbau macht jedoch von Natur aus zusätzliche
Lufteinlaßvorrichtungen und Brennstoffdüsen erforderlich,
was ein schwereres und teuereres Verbrennungssystem ergibt.
Bei allen diesen vorstehend beschriebenen Lösungswegen
sowie auch bei den herkömmlichen Verbrennungssystemen
nach dem Stand der Technik ist eine auf dem Umfang gleich
förmige Luftströmungsverteilung vorgesehen. In manchen
Fällen kann die Luftströmungsverteilung auf gewisse Weise
um Brennstoffdüsen oder Leitradversteifungen herum örtlich
angepaßt werden, um eine gleichförmige Austrittstemperatur
verteilung zu erzielen. Ein Beispiel für eine örtliche
Anpassung der Luftströmung um die Brennstoffdüse herum
ist in dem US-Patent 4 696 157 beschrieben, das am 29.
September 1987 G.Y.G. Barbier u. a. erteilt wurde. Bei
diesem patentierten System sowie auch bei den anderen
vorangehend angesprochenen Systemen wiederholt sich die
Luftströmungsverteilung um die Verbrennungskammer herum,
wobei diese Verteilung eine Funktion der Brennstoffdüsen
bzw. eine Funktion der Leitradversteifungen ist, falls
versucht wird, die Einwirkung der Leitradversteifungen
zu kompensieren.
In allen diesen Fällen beabsichtigt der Konstrukteur,
eine auf dem Umfang gleichförmige oder sich auf dem Umfang
wiederholende Luftströmungsverteilung zu erreichen. Außerdem
ist während des Betriebs mit hoher Leistung die Brennstoff
strömungsverteilung von Düse zu Düse gleichförmig.
Eine andere erwähnenswerte Lösung ist in dem am 26. Januar
1988 erteilten US-Patent 4 720 970 von D.A. Hudson u. a.
beschrieben; diese Lösung ist der vorangehend genannten
Lösung mit der veränderbaren Geometrie verwandt. Gemäß
dem vorstehend genannten Patent 4 720 970 ist die Brenn
raumhaube der Ringverbrennungskammer auf dem Umfang zu
einem Sektor oder zu Sektoren unterteilt. Mit Luftstrom
steuerventilen wird die Luftströmung in einem bestimmten
Sektor oder in bestimmten Sektoren verändert, um in der
Primärzone einen Bereich für das Ändern des Brennstoff/Luft-Verhältnisses
zu bilden und die Verbrennung in diesem
Bereich der Primärzone zu steuern. Dieses System ist jedoch
mit den gleichen Mängeln wie das vorangehend angeführte
System mit der veränderbaren Geometrie behaftet.
Es wurde festgestellt, daß die vorstehend aufgezählten
Mängel vermieden werden können, während die Stabilitäts
grenzen und die Grenzen hinsichtlich der Magergemisch-Lö
schung der Verbrennung erweitert werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, für eine Gasturbine
eine verbesserte Ringbrennkammer zu schaffen, die den
Betrieb bei erhöhten Temperaturanstiegswerten ermöglicht,
während die Verbrennung stabil gehalten wird und Eigen
schaften zum Nachzünden in großen Höhen erreicht werden.
Mit der Erfindung soll eine in Umfangszonen aufgeteilte
Verbrennungskammer mit einem Sektor geschaffen werden,
der zum Aufrechterhalten eines stabilen Arbeitsbereichs
für alle Triebwerkbetriebsbedingungen eine andere Luft
strömungsverteilung hat. Gleichermaßen wird die Brennstoff
strömung um den Umfang herum ungleichmäßig verteilt,
um die Luftströmungsverteilung auszugleichen und ein
gleichförmiges Austrittstemperaturmuster zu erhalten.
Weitere Merkmale der erfindungsgemäßen Verbrennungskammer
bestehen darin, daß die bestehende Verbrennungskammer-Technologie
und -ausstattung genutzt werden können und
die Komplexität, die Größe, das Gewicht und die Kosten
des Verbrennungssystems auf ein Mindestmaß herabgesetzt
sind.
Die Erfindung wird nachstehend anhand von Ausführungs
beispielen unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläu
tert.
Fig. 1 ist eine graphische Darstellung, die einen
Verbrennungsvorgang, eine Stabilitätsgrenze
und eine Rauchgrenze bei der Primärzone einer
Verbrennungskammer veranschaulicht, wobei
das Brennstoff/Luft-Verhältnis gegen den Stabili
tätsparameter aufgetragen ist.
Fig. 2 ist eine teils im Schnitt und teils schematisch
dargestellte Ansicht einer herkömmlichen Ver
brennungskammer, die erfindungsgemäß gestaltet
werden kann.
Fig. 3 zeigt schematisch die Anordnung von Brennstoff
düsen und die Luftströmungsverteilung um die
Brennraumhaube der Verbrennungskammer herum.
Fig. 4 ist eine der Fig. 1 entsprechende graphische
Darstellung, die die Verbrennungs-Betriebskenn-Linien
der erfindungsgemäßen Verbrennungskammer
veranschaulicht.
Fig. 5 ist eine graphische Darstellung der Brennstoff
ströme von Düsen in der in Sektoren geteilten
Brennraumhaube der Verbrennungskammer, wobei
der Brennstoffstrom Wf gegen einen Düsen-Druck
abfall ΔP aufgetragen ist.
Als Ausführungsbeispiel ist zwar die Erfindung in der
Anwendung bei einer herkömmlichen Einzelring-Verbrennungs
kammer beschrieben, jedoch ist es für den Fachmann er
sichtlich, daß die Erfindung gleichermaßen bei irgendeinen
Mehrfachdüsen-Verbrennungssystem angewandt werden kann.
Ferner wird zwar bei der hier beschriebenen ringförmigen
Verbrennungskammer eine herkömmliche ringförmige Brennraum
umkleidung benutzt, die aus einem mit Kühlschlitzen ver
sehenen Blech hergestellt ist, jedoch ist es ersichtlich,
daß die besonderen Einzelheiten des Aufbaus der Verbren
nungskammer und der Umkleidung derselben die gleichen
wie bei irgendwelchen anderen bekannten Konstruktionen
sein können.
Die Fig. 2 zeigt eine allgemein mit 10 bezeichnete herkömm
liche Verbrennungskammer mit einem Außengehäuse 12 und
einem Innengehäuse 14, die mit anderen (nicht gezeigten)
Triebwerkgehäuseteilen verbunden sind. Zur Vereinfachung
sind hier Einzelheiten des Gasturbinentriebwerks weggelassen,
jedoch wird auf irgendeines der Triebwerkmodelle mit
ringförmigen Verbrennungskammern hingewiesen, wie bei
spielsweise auf die JT9D- und F100-Familie der von der
Pratt & Whitney-Luftfahrtabteilung der United Technologies
Corporation hergestellten Triebwerke, auf die alle hier
Bezug genommen wird.
Es genügt die Aussage, daß eine ringförmige Verbrennungs
zone 16 durch eine äußere, mit Kühlschlitzen versehene
Umkleidung 18 und eine innere, mit Kühlschlitzen versehene
Umkleidung 20 begrenzt ist, die beide von
benachbarten Gehäuseteilen 12 und 14 der Verbrennungskammer
beabstandet sind und mit diesen ringförmige Durchlässe
22 und 24 begrenzen. Die kühle Luft aus dem (nicht gezeig
ten) Verdichter des Triebwerks wird über einen Vorverteiler
26 und einen Kegelverteiler 28 derart in die Durchlässe
22 und 24 eingelassen, daß ein Teil der Luft zur Schleier
kühlung der Umkleidungen durch in den mit den Kühlschlitzen
versehenen Umkleidungen gebildete Öffnungen 30 strömt,
während ein anderer Teil der Luft für die Verbrennung
über Verbrennungsluftöffnungen 32 in die Verbrennungskammer
eingelassen wird und ein weiterer Teil (über Zusatzluft
öffnungen 34) für das Kühlen der Verbrennungsgase einge
lassen wird. Ein Teil der Luft wird durch Öffnungen 38
eingelassen, die in einer Brennraumhaube 40 ausgebildet
sind und die die Form von Luftverwirbelungsdüsen in den
Brennstoffdüsen haben können. Die Größen aller dieser
Öffnungen bestimmen die axiale und Umfangs-Verteilung
der in die Verbrennungskammer eingelassenen Luft sowie
das Festlegen des Brennstoff/Luft-Verhältnisses in der
an die Brennraumhaube angrenzenden Primärzone.
Der Brennstoff wird der Verbrennungskammer über irgendeine
geeignete Brennstoffdüse zugeführt, die allgemein mit
42 bezeichnet ist. In die Brennraumhaube 40 ist in gleichen
Umfangsabständen eine Vielzahl von Brennstoffdüsen 42
eingesetzt (von denen nur eine gezeigt ist).
Erfindungsgemäß wird mindestens ein Sektor der Verbren
nungskammer in der Primärzone über den ganzen Betriebs
bereich der Verbrennungskammer in einem stabilen Zustand
betrieben. Daher erhält zum Erreichen eines höheren Tempe
raturanstiegs eine Umfangszone eine höhere Luftströmungs
verteilung als der andere Sektor und es entsteht um den
ganzen Umfang herum eine Ungleichförmigkeit der Luftströmung.
Gleichermaßen ist der Brennstoffstrom zu Verbrennungs
kammer auf dem Umfang ungleichförmig, um dadurch die
Luftströmungsverteilung auszugleichen und gleichförmige
Verbrennungs-Austrittsmuster zu bilden. Dies wird dadurch
bewerkstelligt, daß die Luft-Düsenöffnungen in der Brenn
raumhaube für die erwünschte Luftströmung bemessen werden.
Gleichermaßen können die Düsenöffnungen der Brennstoff
düsen derart gewählt werden, daß sich die geforderte
Brennstoffverteilung ergibt. Aus dem vorstehenden ist
ersichtlich, daß durch Nutzung dieser erfindungsgemäßen
Gestaltung die herkömmlichen Ringverbrennungskammern
auf einfache Weise abgewandelt werden können.
Die Strömungsverteilung ist am besten aus der Fig. 3
zu ersehen, die schematisch die Luftöffnungen auf dem
Umfang der Verbrennungskammer zeigt. Luftöffnungen 38
entsprechen den Luftöffnungen 38 nach Fig. 2. Gemäß den
vorstehenden Ausführungen ist in der Verbrennungskammer
erfindungsgemäß ein Sektor mit geringer Luftströmung
vorgesehen, der mit S bezeichnet ist. Die graphische
Darstellung in Fig. 3 zeigt die Verteilung der Luftströ
mung um den Umfang der ringförmigen Verbrennungskammer
herum. Eine Kurve T stellt die Luftströmungsverteilung
dar und der abgesenkte Abschnitt der Kurve T stellt die
Luftströmung in den Sektor mit verringerter Luftströmung
dar, der die Luft über denjenigen Teil der Luftöffnungen
38 und denjenigen Teil der Verbrennungsluftöffnungen
32 erhöht, welche zum Durchlassen einer Luftströmung
bemessen sind, die in Bezug auf die Luftströmung durch
nicht verkleinert bemessene Luftöffnungen verringert
ist. Aus dem vorstehenden ist ersichtlich, daß die Strömungs
verteilung in dem Sektor S gegenüber der Strömungsver
teilung im restlichen Umfangsbereich der Verbrennungs
kammer verringert ist. Die Brennstoffdüsen, die zentral
zu diesen Luftöffnungen ausgerichtet sind, werden gleich
falls derart gewählt, daß der für das erwünschte Brenn
stoff/Luft-Verhältnis erforderliche Brennstoffstrom entsteht.
Es ist ersichtlich, daß erfindungsgemäß ein Sektor oder
mehrere Sektoren in der Weise vorgesehen sind, daß es bei
spielsweise angestrebt wird, benachbart zu jedem der
Zünder der Verbrennungskammer einen Sektor mit verringerter
Luftströmung anzuordnen, um an der Stelle, an der die
Zündung erfolgt, den stabilen Betriebszustand sicherzu
stellen.
Die Bedeutsamkeit des erfindungsgemäßen Bildens von Sektoren
ist am besten aus der Fig. 4 zu ersehen, die eine der
Darstellung in Fig. 1 gleichartige graphische Darstellung
ist. Eine Kurve X stellt die Betriebskennlinie der Verbren
nungskammer in dem Sektor mit der verringerten Luftströmung
dar, während eine Kurve Y die Betriebskennlinie in dem
anderen Sektor darstellt. Es ist ersichtlich, daß ein
Zündpunkt X′ im Sektor mit der verringerten Luftströmung
in den stabilen Arbeitsbereich fällt, während ein Zünd
punkt Y′ im Sektor mit der stärkeren Luftströmung außerhalb
des stabilisierten Bereichs liegt. Da der Zündpunkt bei
dem Sektor mit der verringerten Luftströmung in dem stabilen
Bereich liegt, kann die Verbrennung aufrechterhalten
werden und sich zu den Bereichen mit der stärkeren Luft
strömung ausbreiten.
Zum Erreichen der vorangehend genannten Gleichförmigkeit
wird der Brennstoffstrom derart verteilt, daß er der
Luftströmung in einem jeden der Sektoren angepaßt bzw.
angeglichen ist, um ein gleichförmiges Austritts-Brennstoff/Luft-Verhältnis
bzw. eine gleichförmige Temperaturanhebung
zu erreichen. Hierdurch wird nicht nur die Triebwerkleistung
verbessert, sondern auch die Lebensdauer der Turbine
verlängert. Der verringerte Brennstoffstrom kann offensicht
lich auf verschiedene Weise erzielt werden, wie beispiels
weise durch Verringern der Stromanteile in dem Bereich
mit der verringerten Luftströmung oder durch gesondertes
Bemessen des Brennstoffstroms zu den beiden Bereichen
unter Benutzung der Brennstoffsteuervorrichtung. Bei
dem vorzugsweise gewähltem Ausführungsbeispiel ist jedoch
vorgesehen, unterschiedlich bemessene Brennstoffdüsen
zu benutzen.
Die Brennstofffluß-Aufteilung ist in der Fig. 5 gezeigt,
in der eine Kurve AA die Zuteilung des Brennstoffflusses
für die Zone mit der starken Luftströmung darstellt und
eine Kurve BB den Brennstofffluß in der Zone mit der ver
ringerten Luftströmung zeigt. Im Sinne der Erfindung
ist es ferner vorgesehen, daß die Brennstoffstrom-Zuteilung
mit der vorangehend beschriebenen Brennstoffabstufung
insbesondere bei einem Betriebszustand kombiniert werden
kann, bei dem im Bereich der verringerten Luftströmung
der Brennstoffstrom auf einen niedrigen Wert ist. In
diesem Betriebsbereich ist es anzustreben, den Brennstoff
strom zu verstärken.
Aus dem vorstehenden ist es ersichtlich, daß diese er
findungsgemäße Gestaltung die Nutzung von erhöhten Tempe
raturen zuläßt, während die im Zusammenhang mit der Doppel
ring-Gestaltung beschriebenen Kosten, Gewichtssteigerungen
und Stabilitätsbegrenzungen vermieden werden und nicht
der bei den Gestaltungen mit der veränderbaren Geometrie
auftretende Aufwand an höheren Kosten, an höherem Gewicht
und an größerer Komplexität anfällt.
Eine Ringverbrennungskammer für ein Gasturbinentriebwerk
hat in der Primär-Verbrennungszone einen Sektor, in dem
die Verbrennungskammer durch das Ausbilden von festgelegten
Luftöffnungen in der Brennraumhaube oder den Brennstoff
düsen und in den Verbrennungslufteinlässen mit einer
gegenüber dem übrigen Bereich der Verbrennungskammer
verringerten Luftströmung betrieben wird. Dies erlaubt
das Betreiben der Verbrennungskammer mit höheren Brenn
stoff/Luft-Verhältnissen unter einem minimalen Aufwand
hinsichtlich der Kompliziertheit der Gerätebestandteile.
Claims (4)
1. Ringförmige Verbrennungskammer für ein Gasturbinen
triebwerk, mit einer langgestreckten ringförmigen Außenum
kleidung, einer Langgestreckten ringförmigen Innenumkleidung
und eine das Vorderende der Verbrennungskammer abschließende
Brennraumhaube, die von der Außenumkleidung und der Innen
umkleidung gehalten ist und zusammen mit diesen eine Ver
brennungszone begrenzt, gekennzeichnet durch eine Vielzahl
in Umfangsabständen in der Brennraumhaube (40) ausgebildeter
Öffnungen für den Einlaß von Luft in die Verbrennungszone
(16) und mindestens eine Reihe von in Umfangsabständen
auf einer Querschnittsebene angeordneten festgelegten
Öffnungen (32) in der Innenumkleidung (14) und der Außen
umkleidung (12) zum radialen Einlassen von Luft in die
Verbrennungszone, wobei ein Teil der Vielzahl von Öffnungen
in der Brennraumhaube und ein Teil der Reihe festgelegter
Öffnungen derart bemessen ist, das in einen vorgegebenen
Sektor (S) der Verbrennungszone eine gegenüber der Luftmenge
außerhalb dieses Sektors verringerte Luftmenge eingelassen
wird, so daß in diesem Sektor die Verbrennung unter allen
Betriebsbedingungen der Verbrennungskammer und auch dann
stabil ist, wenn in dem Bereich außerhalb des Sektors
die Verbrennung in instabilen Zustand erfolgt.
2. Verbrennungskammer nach Anspruch 1, mit einer Vielzahl
von in die Brennraumhaube in Umfangsabständen eingesetzten
Brennstoffdüsen, dadurch gekennzeichnet, daß die Öffnungen
(38) in der Brennraumhaube (40) Luftverwirbelungsdüsen
in den Brennstoffdüsen (42) aufweisen.
3. Ringförmige Verbrennungskammer für ein Gasturbinen
triebwerk, mit einer ringförmigen Außenumkleidung, einer
ringförmigen Innenumkleidung, die in Bezug auf die Außen
umkleidung konzentrisch angeordnet ist und eine Verbrennungs
zone begrenzt, und einer an die Innenumkleidung und die
Außenumkleidung angebrachten Vorrichtung mit einer Brennraum
haube, die eine Stirnseite der Verbrennungszone abschließt,
gekennzeichnet durch eine Vielzahl von auf dem Umfang
beabstandeten Öffnungen (38) in der Brennraumhaube (40)
für den Einlaß von Luft in die Verbrennungszone (16),
mindestens eine Reihe von auf dem Umfang beabstandeten,
axial in Bezug auf die Brennraumhaube versetzten festgeleg
ten Öffnungen (32, 34) in der ringförmigen Innenumkleidung
(14) und der ringförmigen Außenumkleidung (12) für den
Einlaß von zusätzlicher Luft in die Verbrennungszone,
eine Vielzahl von in der Brennraumhaube angeordneten Brenn
stoffdüsen (42) für das Zuführen von Brennstoff in die
Verbrennungszone zum Erzeugen von Verbrennungsprodukten
zur Nutzung in dem Gasturbinentriebwerk, einen vorgegebenen
Sektor (S), der in der Verbrennungszone durch das Ausbilden
eines Teils der Öffnungen in der Brennraumhaube sowie
eines Teils der Öffnungen in der Innenumkleidung und der
Außenumkleidung mit einer verkleinerten Öffnungsfläche
gebildet ist, und eine Vorrichtung zum Vorwählen des Brenn
stoffzuflusses in der Weise, daß die Brennstoffströmung
in dem Sektor und im den Bereich außerhalb des Sektors
der Verbrennungszone derart an die Luftströmungsverteilung
angepaßt ist, daß über die ganze Verbrennungszone ein
gleichmäßiges Brennstoff/Luft-Verhältnis erzielt wird.
4. Verbrennungskammer nach Anspruch 3, gekennzeichnet
durch eine Einrichtung zum Ansetzen des Brennstoffzuflusses
in der Weise, daß während des Verbrennungskammerbetriebs
unter Zuführung der geringsten Brennstoffmenge die dem
Sektor (S) zugeführte Brennstoffmenge auf einen höheren
Wert angehoben wird.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/200,480 US5297385A (en) | 1988-05-31 | 1988-05-31 | Combustor |
GB8916063A GB2269660B (en) | 1988-05-31 | 1989-07-13 | Combustor |
DE3924436A DE3924436C2 (de) | 1988-05-31 | 1989-07-24 | Ringförmige Brennkammer |
FR8910978A FR2736708B1 (fr) | 1988-05-31 | 1989-08-17 | Chambre de combustion annulaire pour moteur de turbine a gaz |
JP01800039A JP3050886B2 (ja) | 1988-05-31 | 1989-09-28 | 燃焼器 |
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/200,480 US5297385A (en) | 1988-05-31 | 1988-05-31 | Combustor |
GB8916063A GB2269660B (en) | 1988-05-31 | 1989-07-13 | Combustor |
DE3924436A DE3924436C2 (de) | 1988-05-31 | 1989-07-24 | Ringförmige Brennkammer |
FR8910978A FR2736708B1 (fr) | 1988-05-31 | 1989-08-17 | Chambre de combustion annulaire pour moteur de turbine a gaz |
JP01800039A JP3050886B2 (ja) | 1988-05-31 | 1989-09-28 | 燃焼器 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3924436A1 true DE3924436A1 (de) | 1997-07-17 |
DE3924436C2 DE3924436C2 (de) | 2000-06-15 |
Family
ID=27511316
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3924436A Expired - Fee Related DE3924436C2 (de) | 1988-05-31 | 1989-07-24 | Ringförmige Brennkammer |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5297385A (de) |
JP (1) | JP3050886B2 (de) |
DE (1) | DE3924436C2 (de) |
FR (1) | FR2736708B1 (de) |
GB (1) | GB2269660B (de) |
Families Citing this family (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2708086B1 (fr) * | 1993-06-30 | 1995-09-01 | Snecma | Structure tubulaire sectorisée travaillant à l'implosion. |
GB2297151B (en) * | 1995-01-13 | 1998-04-22 | Europ Gas Turbines Ltd | Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine |
DE19545311B4 (de) * | 1995-12-05 | 2006-09-14 | Alstom | Verfahren zur Betrieb einer mit Vormischbrennern bestückten Brennkammer |
AU2001257482A1 (en) | 2000-05-01 | 2001-11-12 | Elliott Energy Systems, Inc. | Annular combustor for use with an energy system |
US6401447B1 (en) | 2000-11-08 | 2002-06-11 | Allison Advanced Development Company | Combustor apparatus for a gas turbine engine |
US7040096B2 (en) * | 2003-09-08 | 2006-05-09 | General Electric Company | Methods and apparatus for supplying feed air to turbine combustors |
US7451600B2 (en) * | 2005-07-06 | 2008-11-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine combustor with improved cooling |
US8171736B2 (en) * | 2007-01-30 | 2012-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with chamfered dome |
US7757491B2 (en) * | 2008-05-09 | 2010-07-20 | General Electric Company | Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same |
EP2119964B1 (de) * | 2008-05-15 | 2018-10-31 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Emissionsreduktionsverfahren für eine Brennkammer |
EP2119966A1 (de) * | 2008-05-15 | 2009-11-18 | ALSTOM Technology Ltd | Brennkammer mit reduzierten Kohlenstoffmonoxidemissionen |
US9046269B2 (en) * | 2008-07-03 | 2015-06-02 | Pw Power Systems, Inc. | Impingement cooling device |
US7874138B2 (en) * | 2008-09-11 | 2011-01-25 | Siemens Energy, Inc. | Segmented annular combustor |
FR2950415B1 (fr) * | 2009-09-21 | 2011-10-14 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion decales ou de debits differents |
US9310072B2 (en) * | 2012-07-06 | 2016-04-12 | Hamilton Sundstrand Corporation | Non-symmetric arrangement of fuel nozzles in a combustor |
US11428413B2 (en) | 2016-03-25 | 2022-08-30 | General Electric Company | Fuel injection module for segmented annular combustion system |
US10563869B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-02-18 | General Electric Company | Operation and turndown of a segmented annular combustion system |
US10520194B2 (en) | 2016-03-25 | 2019-12-31 | General Electric Company | Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system |
US10641491B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-05-05 | General Electric Company | Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system |
US10605459B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-31 | General Electric Company | Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system |
US10584876B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system |
US10830442B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-11-10 | General Electric Company | Segmented annular combustion system with dual fuel capability |
US10584880B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system |
US10584638B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Turbine nozzle cooling with panel fuel injector |
US11156362B2 (en) | 2016-11-28 | 2021-10-26 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
US10690350B2 (en) | 2016-11-28 | 2020-06-23 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
GB2565761A (en) * | 2017-07-28 | 2019-02-27 | Tunley Enginering | Combustion engine fuel mixture system |
US10816202B2 (en) | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
US11255543B2 (en) | 2018-08-07 | 2022-02-22 | General Electric Company | Dilution structure for gas turbine engine combustor |
US11371702B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-06-28 | General Electric Company | Impingement panel for a turbomachine |
US11460191B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-10-04 | General Electric Company | Cooling insert for a turbomachine |
US11614233B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-03-28 | General Electric Company | Impingement panel support structure and method of manufacture |
US11255545B1 (en) | 2020-10-26 | 2022-02-22 | General Electric Company | Integrated combustion nozzle having a unified head end |
US11767766B1 (en) | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2810475A1 (de) * | 1977-03-15 | 1978-09-21 | United Technologies Corp | Einrichtung zum verringern der rauchdichte eines brenners |
US4720970A (en) * | 1982-11-05 | 1988-01-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Sector airflow variable geometry combustor |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1215443B (de) * | 1963-09-12 | 1966-04-28 | Daimler Benz Ag | Brennkammer, insbesondere fuer Gasturbinentriebwerke |
US3498055A (en) * | 1968-10-16 | 1970-03-03 | United Aircraft Corp | Smoke reduction combustion chamber |
FR2221621B1 (de) * | 1973-03-13 | 1976-09-10 | Snecma | |
US4222230A (en) * | 1978-08-14 | 1980-09-16 | General Electric Company | Combustor dome assembly |
US4499735A (en) * | 1982-03-23 | 1985-02-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Segmented zoned fuel injection system for use with a combustor |
FR2588919B1 (fr) * | 1985-10-18 | 1987-12-04 | Snecma | Dispositif d'injection a bol sectorise |
-
1988
- 1988-05-31 US US07/200,480 patent/US5297385A/en not_active Expired - Lifetime
-
1989
- 1989-07-13 GB GB8916063A patent/GB2269660B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-07-24 DE DE3924436A patent/DE3924436C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1989-08-17 FR FR8910978A patent/FR2736708B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-09-28 JP JP01800039A patent/JP3050886B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2810475A1 (de) * | 1977-03-15 | 1978-09-21 | United Technologies Corp | Einrichtung zum verringern der rauchdichte eines brenners |
US4720970A (en) * | 1982-11-05 | 1988-01-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Sector airflow variable geometry combustor |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3924436C2 (de) | 2000-06-15 |
JP3050886B2 (ja) | 2000-06-12 |
FR2736708B1 (fr) | 1998-03-13 |
GB2269660A (en) | 1994-02-16 |
GB8916063D0 (en) | 1993-10-27 |
JPH094845A (ja) | 1997-01-10 |
GB2269660B (en) | 1994-07-20 |
FR2736708A1 (fr) | 1997-01-17 |
US5297385A (en) | 1994-03-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3924436A1 (de) | Verbrennungskammer | |
DE69928476T2 (de) | Gezackte Strahldüse zur Unterdrückung des Strahllärms | |
DE2831802C2 (de) | ||
DE69633535T2 (de) | Brennkammer und Verfahren zum Betrieb einer mit gasförmigen oder flüssigem Brennstoff betriebenen Gasturbine | |
DE2338673C2 (de) | Nachbrenneranordnung für ein Gasturbinenstrahltriebwerk | |
EP0274630B1 (de) | Brenneranordnung | |
DE60028690T2 (de) | Brennkammerwand mit versetzter Verdünnung | |
DE102014117621A1 (de) | Brennstoffinjektor mit Vormisch-Pilotdüse | |
EP1730448B1 (de) | Mehrfachbrenneranordnung zum betrieb einer brennkammer sowie verfahren zum betreiben der mehrfachbrenneranordnung | |
DE102009059222A1 (de) | DLN-Zweibrennstoff-Primärdüse | |
DE102010017778A1 (de) | Vorrichtung zur Brennstoffeinspritzung bei einer Turbine | |
DE112009000753T5 (de) | Einheitliche Leitung zur Beförderung von Fluiden und Herstellungsverfahren | |
DE102010017035A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Luft- und Brennstoffinjektion in eine Turbine | |
DE3909606A1 (de) | Spaltsteueranordnung | |
DE102011000589A1 (de) | Axial gestufte Vormischbrennkammer | |
CH701950A2 (de) | Düse sowie Verfahren zum Kühlen einer Fläche einer Düse. | |
EP2340397A1 (de) | Brennereinsatz für eine gasturbinenbrennkammer und gasturbine | |
DE4028259A1 (de) | Mischeranordnung fuer ein bypass-gasturbinentriebwerk | |
DE10160997A1 (de) | Magervormischbrenner für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Betrieb eines Magervormischbrenners | |
EP0780639B1 (de) | Gasturbinenbrennkammer | |
DE2028244A1 (de) | Primarluftregelung fur Verbrennungs anlage | |
DE102014100571A1 (de) | Düsensystem und Verfahren zum Start und Betrieb von Gasturbinen mit niedrigenergetischen Kraftstoffen | |
DE1526817A1 (de) | Konvergente-divergente Strahltriebswerksaustrittsduese | |
EP2678609A1 (de) | Gasturbinenbrennkammer | |
DE2412604A1 (de) | Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |