DE4344274A1

DE4344274A1 - Annular, axially stepped gas turbine combustion chamber

Info

Publication number: DE4344274A1
Application number: DE19934344274
Authority: DE
Inventors: Achim Schmid
Original assignee: BMW Rolls Royce GmbH
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 1993-12-23
Filing date: 1993-12-23
Publication date: 1995-06-29

Abstract

The combustion chamber (1) has front side aligned pilot burners (7), as well as further, axially spaced (5), secondary or main burners (8) orthogonally oriented to the axial direction. The main burners are aligned in the peripheral direction of the combustion chamber. The axes (7a,8a) of each pilot burner and the main burner intersect. The annular combustion chamber is bounded by a front wall (2), a combustion chamber outer wall (3), and an inner wall (4).

Description

Die Erfindung betrifft eine ringförmige Brennkammer einer Gasturbine mit stirnseitig angeordneten, im wesentlichen axial ausgerichteten Pilotbrennern sowie weiteren, von den Pilotbrennern in axialer Richtung beabstandet ange ordneten und dabei im wesentlichen senkrecht zur axialen Richtung orientierten Sekundär- oder Hauptbrennern.The invention relates to an annular combustion chamber Gas turbine with arranged on the front, essentially axially aligned pilot burners and others from the pilot burners spaced apart in the axial direction ordered and essentially perpendicular to the axial Directional secondary or main burners.

Zum Stand der Technik wird beispielshalber auf die US 3,872,664 verwiesen.The prior art is, for example, the US 3,872,664.

Zur Erzielung niedriger Stickoxyd-Emissionen bei Flug triebwerks-Brennkammern ist eine kurze Aufenthaltszeit der heißen Brenngase in der Brennkammer vonnöten. Er reicht wird dies durch die sogenannte Kraftstoff-Stufung, nach der ein Teil des Brennstoffes in einer Pilotzone verbrennt, die mit ihrer langen Verweilzeit den Forderun gen nach "altitude relight" und gutem Ausbrand bei Leer lauf Rechnung trägt. Der größere Teil des Brennstoffs verbrennt in einer Hauptzone, auch Sekundärzone genannt, unter kurzen Verweilzeiten. Zur praktischen Umsetzung der beschriebenen Kraftstoff-Stufung kann die Anordnung der dafür benötigten Pilotbrenner und Hauptbrenner bei einer Ringbrennkammer in radialer Richtung, in axialer Richtung oder in Umfangsrichtung gestuft ausgeführt werden. Eine Stufung in radialer Richtung sowie in Umfangsrichtung führt jedoch zu einer weitgehenden Isolierung der beiden Brennerarten (Pilotbrenner und Hauptbrenner) voneinander. Hingegen besteht bei einer axialen Stufung von Pilot- und Hauptbrennern gegenüber den zuletzt genannten Anordnungen der prinzipielle Unterschied, daß die Hauptbrenner stromab der Pilotbrenner angeordnet sind und somit die Flamme der Hauptbrenner im warmen Brenngas der Pilotbren ner brennen kann. Dies führt zu einer hohen Zündsicher heit der Hauptbrenner sowie zu einer rascheren Verbren nung von deren Kraftstoff.To achieve low nitrogen oxide emissions when flying engine combustion chambers is a short stay of the hot fuel gases in the combustion chamber. He this is sufficient due to the so-called fuel grading, after which part of the fuel in a pilot zone burns that with its long dwell time after "altitude relight" and good burnout at empty takes into account. Most of the fuel burns in a main zone, also called a secondary zone, with short dwell times. For the practical implementation of the described fuel grading can the arrangement of the pilot burner and main burner required at one Annular combustion chamber in the radial direction, in the axial direction or be graduated in the circumferential direction. A Grading in the radial direction and in the circumferential direction however, the two are largely isolated Burner types (pilot burner and main burner) from each other. In contrast, there is an axial gradation of pilot and Main burners compared to the latter arrangements the principal difference that the main burner are arranged downstream of the pilot burner and thus the Flame of the main burner in the warm fuel gas of the pilot burner he can burn. This leads to a high level of protection against ignition the main burner as well as faster burning of their fuel.

Bekannt sind axial gestufte ringförmige Brennkammern, bei denen die Achsen der Hauptbrenner in einer Meridianebene der Brennkammer liegen und insbesondere in radialer Rich tung orientiert sind. Bekannt ist es somit beispielsweise aus der oben bereits genannten US 3,872,664, die Achse der Hauptbrenner im wesentlichen senkrecht zur axialen Richtung der Brennkammer zu orientieren, dabei haben je doch die Achsen der Hauptbrenner im wesentlichen eine Komponente in radialer Richtung und können darüber hinaus eine zusätzliche Komponente in axialer Richtung besitzen.Axially stepped annular combustion chambers are known for which the axes of the main burners in a meridian plane the combustion chamber and in particular in the radial direction are oriented. It is therefore known, for example from the above-mentioned US 3,872,664, the axis the main burner is substantially perpendicular to the axial Orientation of the combustion chamber, each have but the axes of the main burners are essentially one Component in the radial direction and can also have an additional component in the axial direction.

Gegenüber diesem bekannten Stand der Technik Verbesserun gen aufzuzeigen und insbesondere eine noch bessere Zünd sicherheit der Hauptbrenner zu gewährleisten sowie eine bessere Vermischung des Kraftstoffes der Hauptbrenner mit dem Brenngas der Pilotbrenner zu ermöglichen, ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung.Improvements over this known prior art to show conditions and in particular an even better ignition to ensure the safety of the main burner as well as a better mixing of the main burner's fuel with The task is to enable the fuel gas of the pilot burner of the present invention.

Zur Lösung dieser Aufgabe ist vorgesehen, daß die Haupt brenner im wesentlichen in Umfangsrichtung der Brennkam mer ausgerichtet sind. Dabei sind nochmals gesteigerte Ergebnisse erzielbar, wenn sich die Achsen jeweils eines Pilotbrenners und eines Hauptbrenners schneiden, insbe sondere unter einem Winkel von nahezu 90°.To solve this problem it is provided that the main burner essentially in the circumferential direction of the Brennkam are always aligned. Here are increased again Results can be achieved if the axes are one Cut the pilot burner and a main burner, esp especially at an angle of almost 90 °.

Im folgenden wird die Erfindung anhand zweier bevorzugter Ausführungsbeispiele näher erläutert. Dabei ist inIn the following, the invention will be more preferred based on two Exemplary embodiments explained in more detail. Here is in

Fig. 1 ein Teilschnitt längs der Achse einer erfin dungsgemäßen Gasturbinen-Brennkammer gezeigt, Fig. 1 is a partial section along the axis to the invention an OF INVENTION A gas turbine combustor,

Fig. 2 zeigt den Schnitt A-A aus Fig. 1 und in Fig. 2 shows the section AA from Fig. 1 and in

Fig. 3 sind Abwandlungen gegenüber Fig. 1 darge stellt. Fig. 3 are modifications compared to Fig. 1 Darge provides.

Die gezeigte ringförmige Brennkammer 1, insbesondere einer Fluggasturbine wird wie bekannt von einer Stirnwand 2, einer Brennkammer-Außenwand 3 sowie einer Innenwand 4 begrenzt. Die Achse bzw. die axiale Richtung dieser ring förmigen Brennkammer ist durch einen Pfeil 5 dargestellt, während die sogenannte Umfangsrichtung durch einen Pfeil 6 in Fig. 2 verdeutlicht wird. Stirnseitig, d. h. an der Stirnwand 2, sind über der Umfangsrichtung 6 verteilt mehrere Pilotbrenner 7 angeordnet, deren Brennerachsen 7a, die im wesentlichen die Flammrichtung beschreiben, gemäß Pfeilrichtung 5 axial ausgerichtet sind. In axialer Richtung beabstandet von diesen Pilotbrennern 7 sind Se kundär- oder Hauptbrenner 8 in der Brennkammer-Außenwand 3 über dem Umfang der Brennkammer 1 verteilt angeordnet. Die Achsen 8a dieser Hauptbrenner 8 sind dabei im wesent lichen in Umfangsrichtung 6 ausgerichtet, wobei sich je weils eine Achse 8a eines Hauptbrenners 8 mit jeweils einer Achse 7a eines diesem Hauptbrenner 8 zugeordneten Pilotbrenners 7 im wesentlichen unter Bildung eines rech ten Winkels (90°) schneiden.The annular combustion chamber 1 shown , in particular an aircraft gas turbine, is delimited, as is known, by an end wall 2 , a combustion chamber outer wall 3 and an inner wall 4 . The axis or the axial direction of this ring-shaped combustion chamber is represented by an arrow 5 , while the so-called circumferential direction is illustrated by an arrow 6 in Fig. 2. On the face side, ie on the end wall 2 , a plurality of pilot burners 7 are arranged distributed over the circumferential direction 6 , the burner axes 7 a, which essentially describe the direction of the flame, are axially aligned according to the direction of the arrow 5 . Spaced axially from these pilot burners 7 , secondary or main burners 8 are arranged in the combustion chamber outer wall 3 distributed over the circumference of the combustion chamber 1 . The axes 8 a of this main burner 8 are aligned in wesent union in the circumferential direction 6 , with each axis 8 a of a main burner 8 each having an axis 7 a of a pilot burner 7 assigned to this main burner 8 , essentially forming a right angle ( 90 °) cut.

Diese Anordnung von Pilotbrennern 7 und Hauptbrennern 8 hat zur Folge, daß sich die Flammen der Hauptbrenner 8 in einem Heißgasstrom der Pilotbrenner 7 befinden und von diesem in einem Winkel von nahezu 90° zu ihrer Achse um strömt bzw. umspült werden. Dies bewirkt eine optimale Mischung des Hauptbrenner-Gases mit dem Pilotbrenner-Gas und ermöglicht daher vielfältige Variationsmöglichkeiten bezüglich der Flammenstruktur. Dies bedeutet, daß die de taillierte Abstimmung der Brenner 7, 8 im Hinblick auf die relevanten Anforderungen, so beispielsweise Schadstoffemissionen, aber auch Brennerwirkungsgrad, we sentlich verfeinert erfolgen kann. Ein beachtlicher Vor teil der beschriebenen Anordnung, insbesondere der Haupt brenner 8, ist aber auch darin zu sehen, daß hierdurch das zur Verfügung stehende Volumen der Brennkammer 1 ver bessert ausgenutzt werden kann bzw. daß mit dieser Anord nung eine verkürzte Brennkammer-Bauweise ermöglicht wird.This arrangement of pilot burners 7 and main burners 8 has the result that the flames of the main burners 8 are in a hot gas flow of the pilot burners 7 and are flowed around or flushed by the latter at an angle of almost 90 ° to their axis. This results in an optimal mixture of the main burner gas with the pilot burner gas and therefore enables a wide range of variations in terms of the flame structure. This means that the detailed coordination of the burners 7 , 8 with regard to the relevant requirements, such as pollutant emissions, but also burner efficiency, can be done significantly refined. A considerable part of the arrangement described, in particular the main burner 8 , but is also to be seen in that this improves the available volume of the combustion chamber 1 ver can be exploited or that a shortened combustion chamber design is made possible with this arrangement .

Die Hauptbrenner 8 können dabei - wie dies die Fig. 1, 2 zeigen - in sogenannten Trägerschindeln 9 gelagert sein, es ist aber auch möglich, daß die Aufnahme und Ab dichtung der Hauptbrenner 8 durch die Brennkammer-Außen wand 3 geschieht. In diesem Fall kann eine Schindel, die die Funktion analog zum Hitzeschild 10 der Pilotbrenner erfüllt, vorgesehen werden.The main burner 8 can - as shown in Fig. 1, 2 - be stored in so-called shingles 9 , but it is also possible that the inclusion and seal from the main burner 8 through the combustion chamber outer wall 3 happens. In this case, a shingle can be provided, which performs the function analogous to the heat shield 10 of the pilot burner.

Selbstverständlich weist auch diese ringförmige Brennkam mer 1 mit der beschriebenen Anordnung von Pilotbrennern 7 und Hauptbrennern 8 wie an sich bekannt, Luft-Zumisch löcher 11 auf, die auch mit Hilfsvorrichtungen 12 für eine Wirbelerzeugung versehen sein können, wie dies Fig. 3 zeigt. Jedoch kann dies, sowie weitere Details insbesondere konstruktiver Art durchaus abweichend von den gezeigten Ausführungsbeispielen gestaltet sein, ohne den Inhalt der Patentansprüche zu verlassen.Of course, this annular Brennkam mer 1 with the described arrangement of pilot burners 7 and main burners 8 as known per se, air admixing holes 11 , which can also be provided with auxiliary devices 12 for vortex generation, as shown in FIG. 3. However, this, as well as further details, in particular of a constructive nature, can be designed quite differently from the exemplary embodiments shown, without departing from the content of the patent claims.

Claims

1. Annular combustion chamber of a gas turbine with end-facing, essentially axially aligned pilot burners ( 7 ) and further, from the pilot burners in the axial direction ( 5 ) spaced and essentially perpendicular to the axial direction ( 5 ) oriented secondary or main burners ( 8 ), characterized in that the main burners ( 8 ) are aligned essentially in the circumferential direction ( 6 ) of the combustion chamber ( 1 ).

2. Annular combustion chamber according to claim 1, characterized in that the axes ( 7 a, 8 a) each have a pilot burner ( 7 ) and a main burner ( 8 ) intersect.