EP0193029B1

EP0193029B1 - Gas turbine combustor

Info

Publication number: EP0193029B1
Application number: EP86101787A
Authority: EP
Inventors: Jaan Dr. Hellat; Jakob Dr. Keller
Original assignee: BBC Brown Boveri AG Switzerland
Current assignee: BBC Brown Boveri AG Switzerland
Priority date: 1985-02-26
Filing date: 1986-02-13
Publication date: 1988-11-17
Also published as: JPS61202017A; US4765146A; EP0193029A1; DE3661224D1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Brennkammer für Gasturbinen nach dem ersten Teil des Anspruchs 1. Sie betrifft auch ein Verfahren zum Betreiben einer solchen Brennkammer.The present invention relates to a combustion chamber for gas turbines according to the first part of claim 1. It also relates to a method for operating such a combustion chamber.

Brennkammern mit einer Anzahl von über den Umfang eines im wesentlichen kreisringzylindrischen Brennraumes verteilten Brennerelementen sind unter der Bezeichnung «Ringbrennkammern» bekannt.Combustion chambers with a number of burner elements distributed over the circumference of an essentially circular-cylindrical combustion chamber are known under the name “annular combustion chambers”.

Gegenüber Einzelbrennkammern haben Ringbrennkammern den Vorteil, eine kompaktere Gesamtbauweise der Gasturbine zu ermöglichen. Durch die kleinren Abmessungen ergeben sich allgemeine Kostenvorteile in der Herstellung. Die kleinere Oberfläche einer Ringbrennkammer führt auch dazu, dass die Kühlungsprobleme besser zu beherrschen sind. Die wesentlichen Nachteile dieser konventionellen Bauart ergeben sich durch die Notwendigkeit der Aufteilung der Leistung auf einzelne Brennerelemente, insbesondere wenn Ölzerstäubung und Ölzufuhr problematisch sind. Nachteilig ist dann auch die von den Brennern ausgehende Schwierigkeit, innerhalb einer kurzen Lauflänge eine möglichst gleichmässige Temperaturverteilung zu erzielen.Compared to single combustion chambers, ring combustion chambers have the advantage of enabling a more compact overall construction of the gas turbine. The smaller dimensions result in general cost advantages in production. The smaller surface area of an annular combustion chamber also means that the cooling problems can be better mastered. The main disadvantages of this conventional design result from the necessity of distributing the power to individual burner elements, particularly when oil atomization and oil supply are problematic. Another disadvantage is the difficulty of the burners in achieving a temperature distribution that is as uniform as possible within a short barrel length.

Aus der CH_-A-585373 ist eine Ringbrennkammer bekannt, welche an ihrem luftzuströmungsseitigen und stirnseitigen Ende mit einer Anzahl zentralsymmetrisch angeordneter Drallkörper versehen ist. Diese sind jeweils paarweise disponiert und es ist dort ersichtlich, dass die Drallkörper Drallströmungen mit entgegengesetztem Drehsinn zu erzeugen vermögen. Aus dieser Druckschrift geht des weiteren das Zusammenwirken der Brennerelemente mit den Drallkörpern hervor, wobei Brennerelement und Drallkörper in ein Vormischrohr integriert sein können. Indessen sind die Drallkörper so angeordnet, dass die einzelnen Drallstrahlen bzw. Drallströmungen sich gegenseitig nur schwach zu beeinflussen vermögen.From CH _- A-585373 an annular combustion chamber is known which is provided with a number of centrically symmetrical swirl bodies at its air inflow-side and front-side end. These are always arranged in pairs and it can be seen there that the swirl bodies are able to produce swirl flows with an opposite direction of rotation. This publication also shows the interaction of the burner elements with the swirl bodies, wherein the burner element and swirl body can be integrated in a premixing tube. In the meantime, the swirl bodies are arranged in such a way that the individual swirl jets or swirl flows are only able to influence one another weakly.

Durch die hier vorgeschlagene Technik ist abzusehen, dass innerhalb der Brennkammerlänge die angestrebte wirbelfreie Strömung mit gleichförmigem Gesamtdruck nicht zu entstehen vermag: Eine gleichförmige Temperaturverteilung am Turbineneintritt ist somit nicht gewährleistet. Zwar könnte diesem Nachteil durch eine entsprechende Erstreckung der Brennkammerlänge entgegengewirkt werden. Durch diese Massnahme müssten indessen anderen Nachteile im Kauf genommen werden. So die durch die Erstreckung der Brennkammerlänge bedingten bautechnischen Nachteile. Schwerer wiegt aber hier die Unmöglichkeit, die vom Gesetzgeber tolerierte NO_x-Emission einzuhalten. Der Grund hierfür liegt darin, dass niedrige NoX Emissionswerte - abgesehen vom Einfluss einer zu hohen Temperatur- nur einzuhalten sind, wenn die Aufenthaltszeit der Gasteilchen in heissen sauerstoffreien Zonen möglichst kurz ist, nämlich nicht mehr als einige Millisekunden.The technology proposed here means that the desired vortex-free flow with a uniform total pressure cannot occur within the length of the combustion chamber: A uniform temperature distribution at the turbine inlet is therefore not guaranteed. This disadvantage could be counteracted by an appropriate extension of the combustion chamber length. With this measure, however, other disadvantages would have to be accepted. So the constructional disadvantages caused by the extension of the combustion chamber length. However, the impossibility of complying with the NO _x emission tolerated by law is more serious here. The reason for this is that low NoX emission values - apart from the influence of an excessively high temperature - can only be maintained if the time of the gas particles in hot oxygen-free zones is as short as possible, namely not more than a few milliseconds.

Andererseits, damit niedrige CO-Emissionswerte erreicht werden können, darf im Reaktionsbereich eine gewisse Grenztemperatur nicht unterschritten werden. Diese Forderung setzt eine Grenze zu kleinen Baugrössen hin.On the other hand, to ensure that low CO emissions can be achieved, the temperature in the reaction area must not fall below a certain limit. This requirement places a limit on small sizes.

Diese Anforderungen werden, ohne das Vorhandensein einer intensiven gegenseitigen Vermischung verschiedener Drallströmungen, nicht erfüllt, denn hier besteht die immanente Gefahr, dass die Gasteilchen zu lange im Bereich heisser sauerstoffreier Zonen verharren oder nachträglich wieder dorthin gewirbelt werden, was sich negativ auf die NOx-Emissionswerte auswirkt. Die andere Gefahr besteht darin, dass in gewissen Bereichen die für die CO-Emissionswerte verantwortliche Grenztemperatur unterschritten werden könnte. Ausserdem ist es bekannt, dass die Vermeidung von NO_x mit Brennkammerkonzepten mit gestufter Verbrennung erzielbar ist. Diese Stufung kann bedeuten, entweder eine unterstöchiometrische Primärverbrennungszone mit anschliessender Nachverbrennung bei tiefen Temperaturen oder das stufenweise Zuschalten überstöchiometrischer betriebener Brennerelemente, z. B. Vormischbrenner mit steigender Last. In jedem Falle erfordert die Stufung auch einen kraftvollen Mischmechanismus, um die obenerwähnten Probleme zu vermeiden. So stellt z. B. die Zufuhr verdrallter Freistrahlen in einer Brennkammer - wie bei der Nachverbrennung aus obiger CH-Patentschrift der Fall ist - noch keine ausreichende Mischung auf kurzem Wege.These requirements are not met without the presence of intensive mutual mixing of different swirl flows, because there is an inherent risk that the gas particles remain in the area of hot oxygen-free zones for too long or are subsequently whirled there again, which has a negative effect on the NOx emission values affects. The other danger is that certain areas could fall below the limit temperature responsible for the CO emission values. It is also known that the avoidance of NO _{x can be achieved} with combustion chamber concepts with staged combustion. This gradation can mean either a substoichiometric primary combustion zone with subsequent afterburning at low temperatures or the stepwise connection of overstoichiometric operated burner elements, e.g. B. Premix burner with increasing load. In any case, the grading also requires a powerful mixing mechanism to avoid the problems mentioned above. So z. B. the supply of twisted free jets in a combustion chamber - as is the case with the afterburning from the above Swiss patent - still not a sufficient mixture in a short way.

Hier will die Erfindung Abhilfe schaffen.The invention seeks to remedy this.

Der Erfindung, wie sie in den Ansprüchen gekennzeichnet ist, liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Brennkammer der eingangs genannten Art die CO- und NO_x-Emissionen zu minimieren. Die Brennkammer soll sich durch eine kompakte Bauweise bei geringem Druckverlust auszeichnen. Trotz der beschränkten Brennkammerlänge ist es Aufgabe der Erfindung, am Turbineneintritt dennoch eine gleichförmige Temperaturverteilung in der Gasströmung bereitzustellen.The invention, as characterized in the claims, is based on the object of minimizing the CO and NO _x emissions in a combustion chamber of the type mentioned. The combustion chamber should be characterized by a compact design with low pressure loss. Despite the limited length of the combustion chamber, the object of the invention is to provide a uniform temperature distribution in the gas flow at the turbine inlet.

Die Ziele der Erfindung werden allein dadurch erreicht, dass stark verdrallte Strömungen mit entgegengesetztem Drehsinn in einer spiegelsymmetrischen Anordnung auf kleinem Raum zur Kollision gebracht werden, dergestalt, dass sich die beiden Drallströmungen hinsichtlich ihres Dralls gegenseitig neutralisieren und dass es nach der Kollisionskammer nur noch einer verhältnismässig kurzen Mischkammer - mit einer Länge, die etwa dem hydraulischen Durchmesser oder der lichten Weite der Mischkammer entspricht - bedarf, damit sich die angestrebte homogene Temperaturverteilung in der Gasströmung vor Turbineneintritt einstellen kann. Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin, dass der zulässige Luftzahlbereich der Einzelbrenner durch gestufte Fahrweise der einzelnen Brennerpaare eingehalten werden kann. Diese Regelung kann des weiteren durch unterschiedliche Massenstrom-Beaufschlagung der einzelnen spiegelsymmetrisch angeordneten Brennerelemente unterstützt werden. Bei Verselbständigung dieser letztgenannten Möglichkeit lässt sich der ganze Betriebsbereich der Brennkammer durch wenige Schaltungsstufen erfassen.The objectives of the invention are achieved solely in that strongly swirled flows with opposite directions of rotation are brought to collision in a mirror-symmetrical arrangement in a small space, in such a way that the two swirl flows neutralize each other with regard to their swirl and that there is only one after the collision chamber short mixing chamber - with a length that corresponds approximately to the hydraulic diameter or the clear width of the mixing chamber - so that the desired homogeneous temperature distribution in the gas flow can occur before turbine entry. Another advantage of the invention is that the permissible air ratio range of the individual burners can be maintained by the staged mode of operation of the individual pairs of burners. This regulation can further be supported by different mass flow effects on the individual mirror elements arranged in mirror symmetry. If this latter option becomes independent, the entire operating range of the combustion chamber can be covered by a few switching stages.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung schematisch dargestellt.Exemplary embodiments of the invention are shown schematically in the drawing.

Es zeigt:

Fig. 1 einen Schnitt durch eine Brennkammer, deren Brennraum kreisringzylindrisch ist;
Fig. 2 eine ähnliche Brennkammer, wie unter Fig. 1;
Fig. 3 eine dreidimensionale vereinfachte Darstellung der Brennkammer nach Fig. 1 und 2;
Fig. 4 eine endseitige Ansicht über die Verteilung der Brennerelemente;
Fig. 5 eine Brennkammer mit reduziertem Kollisionswinkel a und
Fig. 6 eine Brennkammer mit geneigter Mischkammer.

It shows:

Figure 1 shows a section through a combustion chamber, the combustion chamber is annular cylindrical.
Fig. 2 shows a similar combustion chamber as in Fig. 1;
3 shows a three-dimensional simplified illustration of the combustion chamber according to FIGS. 1 and 2;
4 shows an end view of the distribution of the burner elements;
Fig. 5 shows a combustion chamber with a reduced collision angle a and
Fig. 6 shows a combustion chamber with an inclined mixing chamber.

Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung nicht erforderlichen Elemente sind fortgelassen. Die Strömungsrichtung des Arbeitsmediums ist mit Pfeilen bezeichnet. In den verschiedenen Figuren sind jeweils gleiche Elemente mit den gleichen Bezugszeichen versehen.All elements not necessary for the immediate understanding of the invention have been omitted. The direction of flow of the working medium is indicated by arrows. In the various figures, the same elements are provided with the same reference symbols.

Fig. 1 zeigt eine Brennkammer für Gasturbinen, die im GT-Ringgehäuse 1 untergebracht ist. Ist die ganze Brennkammer in ein GT-Ringgehäuses 1 eingebettet, so ist sie mit Verdichteraustritt 16 und Turbineneintritt 17 verbunden. Die GT-Ringgehäusewand trägt in diesem Fall die Differenz zwischen Verdichterenddruck und Umgebungsdruck. Die geometrische Form des Brennraumes ist, wie der axiale Schnitt 18 versinnbildlichen will, kreisringzylindrisch und besteht aus zwei endseitig, gegenüber der Zentralachse der Kollisionskammer 12 symmetrisch angeordneten Reaktionskammern 8 und der dazwischen plazierten Kollisionskammer 12. Die Reaktionskammern 8 selbst sind an ihren beiden stirnseitigen Enden mit einer von der Leistung der Brennkammer abhängigen Anzahl axialparallel angeordneter Brennerelemente A, B bestückt. Die beiden Brennerelemente A, B, welche bezüglich der Zentralachse der Kollisionskammer 12 jeweils spiegelsymmetrisch zueinander stehen, sind bis auf den Drallkörper gleich aufgebaut. So ist der Drallkörper 6 im Brennerelement A gegenüber dem spiegelsymmetrisch angeordneten Drallkörper 11 im Brennerelement B drehsinnentgegengesetzt orientiert, wie die Andeutung der Drallströmungen 13 und 14 versinnbildlichen will.Fig. 1 shows a combustion chamber for gas turbines, which is housed in the GT ring housing 1. If the entire combustion chamber is embedded in a GT ring housing 1, it is connected to the compressor outlet 16 and turbine inlet 17. In this case, the GT ring housing wall bears the difference between the compressor end pressure and ambient pressure. The geometrical shape of the combustion chamber is, as the axial section 18 symbolizes, circular-cylindrical and consists of two reaction chambers 8 arranged symmetrically on the end side, with respect to the central axis of the collision chamber 12, and the collision chamber 12 placed between them. The reaction chambers 8 themselves are at their two ends a number of burner elements A, B arranged axially parallel, depending on the performance of the combustion chamber. The two burner elements A, B, which are each mirror-symmetrical to each other with respect to the central axis of the collision chamber 12, have the same structure except for the swirl body. For example, the swirl body 6 in the burner element A is oriented in the opposite direction of rotation to the mirror-symmetrically arranged swirl body 11 in the burner element B, as the indication of the swirl flows 13 and 14 is intended to symbolize.

Das Brennerelement A oder B besteht also aus einem Vormischrohr 4, einer Brennstoffdüse 5 - hier einer Dualdüse - und den soeben genannten Drallkörpern 6 oder 11. Eine Brennstoffzufuhrleitung 19, die mit einer Brennstoffringleitung 2 verbunden ist, speist die Dualdüse 5 mit Gas und/ oder Öl. Eine solche Dualdüse 5 ist in der EP-A-0095788 eingehend beschrieben worden. Für die hiesige Beschreibung genügt es zu wissen, dass die Dualdüse 5 aus einer Anzahl konzentrisch angeordneter Ringzylinder besteht: Die Verdichterluft 16 wird im Vormischrohr 4 mit Gas aus der Dualdüse 5 für die Vormischung 3 angereichert. Ebenfalls mit Gas wird die Pilotdüse 7 betrieben. Innenseitig folgt dann die Sekundärluftdüse 9, welche die zentrale, in eine Zerstäuberdüse mündende Ölleitung umgibt.The burner element A or B thus consists of a premixing tube 4, a fuel nozzle 5 - here a dual nozzle - and the swirl bodies 6 or 11 just mentioned. A fuel supply line 19, which is connected to a fuel ring line 2, feeds the dual nozzle 5 with gas and / or Oil. Such a dual nozzle 5 has been described in detail in EP-A-0095788. For the description here, it is sufficient to know that the dual nozzle 5 consists of a number of concentrically arranged ring cylinders: the compressor air 16 is enriched in the premixing tube 4 with gas from the dual nozzle 5 for the premix 3. The pilot nozzle 7 is also operated with gas. Then follows the inside of the secondary air nozzle 9, which surrounds the central oil line opening into an atomizer nozzle.

Von der Kollisionskammer 12 aus geht eine radial nach innen gerichtete kreisringförmige Mischkammer 15 ab, die dann durch eine Krümmung in den Turbineneintritt 17 übergeht. Die Kollisionskammer 12 weist gegenüber der Mischkammer 15 eine Ausbuchtung 10 auf, welche verhindert, dass im Bereich des Eintritts in die Kollisionskammer 12 einseitige Strömungsablösungen stattfinden können.From the collision chamber 12 there is a radially inwardly directed annular mixing chamber 15, which then merges into the turbine inlet 17. Compared to the mixing chamber 15, the collision chamber 12 has a bulge 10 which prevents one-sided flow separations from taking place in the region of the entry into the collision chamber 12.

Aus der dargestellten Figur geht hervor, dass stark verdrallte Strömungen mit entgegengesetztem Drehsinn 13, 14 in einer spiegelsymmetrischen Anordnung der Brennerelemente A, B auf kleinem Raum zur Kollision gebracht werden. Bei geeigneter Wahl der Querschnittsverhältnisse heben sich die Verdrallung der beiden Drallströmungen 13, 14 nach einer Länge, die etwa der lichten Weite b der Mischkammer 15 entspricht, vollständig auf. Als Folge davon sind die Strömungen nach dieser Länge völlig vermischt, was eine homogene Temperaturverteilung am Turbineneintritt 17 möglich macht. Der dargestellte Drallkörper 6 im Brennerelement A ist nicht nur gegenüber dem spiegelsymmetrisch angeordneten Drallkörper 11 im Brennerelement B drehsinnentgegengesetzt orientiert, sondern ebenso gegenüber den beiden stirnseitig benachbarten Drallkörpern. Das gleiche gilt auch für die Benachbarten des Drallkörpers 11 auf dem anderen stirnseitigen Ende des kreisringzylindrischen Brennraumes. Fig. 2 zeigt weitgehend die gleiche Brennkammer, wie sie bereits in Fig. 1 zur Erläuterung kam. Ein ausreichend rascher Ausbrand in den Reaktionskammern 8, deren Länge 1 nicht mehr als ein- bis zweimal die lichte Weite a betragen sollte, wird durch mehrere Massnahmen stromabwärts der Drallkörper 6, 11 erreicht. Durch eine geeignet starke Verdrallung, die sich durch einen Abströmwinkel der Drallkörper 6, 11 von ca. 45° - gepaart mit einer düsenartigen Verengung des Vormischrohres 4 nach den Drallkörpern 6, 11 - erzielen lässt, wird eine stabile Rückströmzone (Vortex Breakdown) in der Reaktionskammer B erzeugt, die erst leicht abgesetzt von der Brennerebene 21 beginnt und die die Hauptreaktion des vorgemischten Luft/Brennstoff-Gemisches einleitet. Eine Initialzündung, die den gesamten Zündvorgang angemessen stabilisiert und die Grenzen der Rückzündung und des Abhebens erweitert, geht von der Pilotdüse 7 aus, die im Falle eines Vormischbrenners ca. 10% des Brennstoffes konsumiert und als Diffusionsbrenner wirkt. Das Verhältnis von Dualdüsendurchmesser d zu Vormischrohr-Düsenende D sollte vorzugsweise im Intervall 1/2<d/D<1/3 liegen. Das Verhältnis von Querschnittfläche der Reaktionskammer 8 zu freier Strömungsquerschnittfläche-zwischen Dualdüse 5 und Vormischrohr-Düsenende D - der dort einmündenden Brennerelemente A, B sollte vorzugsweise wenigstens 3, aber nicht mehr als 8 betragen. Das Verhältnis von Mischkammer-Querschnittsfläche zur Summe der Querschnittsfläche der Reaktionskammern,8 sollte wenigstens 1, aber nicht mehr als 3 betragen. Die Länge L der Mischkammer 15 sollte ein- bis zweimal die lichte Weite b betragen. Das Wandteil beim Übergang von einer Reaktionskammer 8 zur Mischkammer 15 sollte vorzugsweise einen Krümmungsradius R aufweisen, der etwa ein Drittel der lichten Weite a der Reaktionskammer 8 beträgt. Wie bereits unter Fig. 1 angetönt, wird, um einseitige Ablösung im Bereich des Eintritts in die Kollisionskammer 12 zu vermeiden, auf der Gegenseite der Mischkammer 15 eine Wandumlenkung mit dem gleichen Krümmungsradius R vorgesehen, was zu einer aussenumfangsseitigen Ausbuchtung 10 der Kollisionskammer 12 führt. Diese geometrische Fixierung der Brennkammerverfolgt den Zweck, die Wirkungen aus der Kollision der beiden Drallströmungen 13,14 zu unterstützen.The figure shows that strongly swirled flows with opposite directions of rotation 13, 14 are brought into collision in a mirror-symmetrical arrangement of the burner elements A, B in a small space. With a suitable choice of the cross-sectional ratios, the swirl of the two swirl flows 13, 14 completely cancel each other out after a length which corresponds approximately to the inside width b of the mixing chamber 15. As a result, the flows are completely mixed according to this length, which makes a homogeneous temperature distribution at the turbine inlet 17 possible. The swirl body 6 shown in the burner element A is oriented not only in the opposite direction of rotation with respect to the mirror-symmetrically arranged swirl body 11 in the burner element B, but also with respect to the two swirl bodies adjacent on the end face. The same also applies to the neighboring parts of the swirl body 11 on the other end of the annular cylindrical combustion chamber. Fig. 2 shows largely the same combustion chamber as it was already explained in Fig. 1. A sufficiently rapid burnout in the reaction chambers 8, the length 1 of which should not be more than once or twice the inside width a, is achieved by several measures downstream of the swirl bodies 6, 11. A suitably strong swirl, which can be achieved by an outflow angle of the swirl bodies 6, 11 of approximately 45 ° - paired with a nozzle-like narrowing of the premixing tube 4 after the swirl bodies 6, 11 - results in a stable backflow zone (vortex breakdown) in the Reaction chamber B is generated, which begins only slightly offset from the burner level 21 and which initiates the main reaction of the premixed air / fuel mixture. An initial ignition, which stabilizes the entire ignition process appropriately and extends the limits of the backfire and the take off, starts from the pilot nozzle 7, which in the case of a premix burner consumes approx. 10% of the fuel and acts as a diffusion burner. The ratio of the dual nozzle diameter d to the premixing tube nozzle end D should preferably be in the interval 1/2 <d / D <1/3. The ratio of the cross-sectional area of the reaction chamber 8 to the free flow cross-sectional area - between the dual nozzle 5 and the premixing tube nozzle end D - of the burner elements A, B opening there should preferably be at least 3, but not more than 8. The ratio of the mixing chamber cross-sectional area to the sum of the cross-sectional area of the reaction chambers 8 should be at least 1 but not more than 3. The length L of the mixing chamber 15 should one or two times the clear width b. The wall part at the transition from a reaction chamber 8 to the mixing chamber 15 should preferably have a radius of curvature R which is approximately one third of the inside width a of the reaction chamber 8. As already indicated in FIG. 1, to avoid unilateral detachment in the area of entry into the collision chamber 12, a wall deflection with the same radius of curvature R is provided on the opposite side of the mixing chamber 15, which leads to a bulge 10 of the collision chamber 12 on the outer circumference. This geometric fixation of the combustion chamber has the purpose of supporting the effects of the collision of the two swirl flows 13, 14.

Um zu vermeiden, dass die zulässigen Temperaturgrenzen in den Reaktionszonen nach oben oder unten durchstossen werden und um die Lastregelung mit hohen Gesamtluftzahlen zu ermöglichen, wird die Brennkammer vorzugsweise in gestufter Fahrweise betrieben. Bei zunehmender Brennkammerleistung wird die Stufungsreihenfolge (fuel staging) bei Anwendung von Vormischbrennern wie folgt gewählt:In order to avoid that the permissible temperature limits in the reaction zones are breached upwards or downwards and to enable the load control with high total air figures, the combustion chamber is preferably operated in a stepped mode of operation. As the combustion chamber output increases, the staging sequence when using premix burners is selected as follows:

Der Mischmechanismus, der durch die Frontalkollision der Drallströmungen 13, 14 ausgelöst wird, ist derart stark, dass heisse und kalte Strömungen (z. B. Stufe 2) problemlos gemischt werden können. Bei der beschriebenen Stufung wird angestrebt, die gesamte vom Verdichter 16 gelieferte Luftmenge durch die Brennerelemente A; B zu führen. Bei überschüssiger Luft, die nicht zur gezielten Filmkühlung der Brennkammerwände verwendet wird, kann sie durch Düsen 20 in die Kollisionskammer 12 eingeführt werden. Auf diese Weise wird die überschüssige Luft optimal eingemischt. Die Mischkammer 15 ist hier in der Achse der Mischkammer 15 nach unten offen.The mixing mechanism, which is triggered by the frontal collision of the swirl flows 13, 14, is so strong that hot and cold flows (eg stage 2) can be mixed without any problems. In the step described, the aim is for the total amount of air supplied by the compressor 16 through the burner elements A; B to lead. If there is excess air that is not used for targeted film cooling of the combustion chamber walls, it can be introduced into the collision chamber 12 through nozzles 20. In this way, the excess air is mixed in optimally. The mixing chamber 15 is open down here in the axis of the mixing chamber 15.

Fig. 3 ist eine dreidimensionale vereinfachte Abbildung der Brennkammer nach Fig. 1. Hier ist besonders gut ersichtlich, wie der trennungsfreie kreiszylindrische Brennraum, bestehend aus Reaktionskammern 8 und Kollisionskammern 12, in eine ebenfalls trennungsfreie kreisringförmige Mischkammer 15 übergeht. Grundsätzlich wäre es denkbar, die hier dargestellte trennungsfreie Ausführung durch eine Anzahl modulartiger Brennraumeinheiten zu ersetzen. Diese Einheiten würden dann zwischen Verdichter und Turbine in regelmässigen Abständen um die GT-Achse herum angeordnet, wobei das aus der Anordnung der Brennerelemente A, B und der Betriebsart der Drallkörper 6, 11 hervorgehende Kollisionsprinzip für jeden Modul beizubehalten wäre. Wird die Modulgrösse auf die Grösse eines Brennerelementes A, B reduziert, so geht der kreisringzylindrische Brennraum in einen zylindrischen über, wobei die oben aufgeführten Querschnittsverhältnisse beizubehalten sind. Die einzelnen Mischkammern 15 müssten dann selbstverständlich vor Turbineneintritt 17 in eine ringförmige Sammelkammer einmünden.FIG. 3 is a three-dimensional simplified illustration of the combustion chamber according to FIG. 1. Here it can be seen particularly clearly how the separation-free circular-cylindrical combustion chamber, consisting of reaction chambers 8 and collision chambers 12, merges into a likewise separation-free annular mixing chamber 15. In principle, it would be conceivable to replace the separation-free design shown here by a number of modular combustion chamber units. These units would then be arranged between the compressor and the turbine at regular intervals around the GT axis, the collision principle resulting from the arrangement of the burner elements A, B and the operating mode of the swirl bodies 6, 11 having to be maintained for each module. If the module size is reduced to the size of a burner element A, B, the annular-cylindrical combustion chamber changes into a cylindrical one, the cross-sectional relationships listed above being maintained. The individual mixing chambers 15 would of course then have to open into an annular collecting chamber before the turbine inlet 17.

Fig. 4 zeigt, wie die einzelnen Brennerelemente A, B stirnseitig auf die ringförmigen Reaktionskammern aufgesetzt und regelmässig über den Umfang verteilt sind. Damit die einzelnen gegenüberliegenden Brennerelementenpaare A, B, welche ja drehsinnentgegengesetzte Drallströmungen erzeugen, sich bei bestimmten Brennkammergrössen gegenseitig nicht wesentlich stören, können die Drallkörper 6, 11 in den einzelnen Brennerelementen A, B in Umfangsrichtung alternierenden Drehsinn aufweisen.Fig. 4 shows how the individual burner elements A, B are placed on the end face of the annular reaction chambers and regularly distributed over the circumference. So that the individual opposing pairs of burner elements A, B, which indeed produce swirl currents opposite to one another in the direction of rotation, do not substantially interfere with one another in certain combustion chamber sizes, the swirl bodies 6, 11 in the individual burner elements A, B can have an alternating direction of rotation in the circumferential direction.

Fig. 5 zeigt, dass die Zentralachse durch die Brennerelemente A, B nicht notwendigerweise in einer Ebene liegen muss. Allerdings ist hier zu sagen, dass der Mischmechanismus auch bei optimaler Auslegung solcher modifizierter Varianten mehr oder weniger beeinträchtigt ist. Der Kollisionswinkel a kann unter bestimmten Voraussetzungen bis auf etwa 120° reduziert werden, bevor eine deutliche Verschlechterung der Brennkammer in bezug auf die Mischung eintritt. Abweichungen von der Zentralachsensymmetrie sind auch denkbar.5 shows that the central axis through the burner elements A, B does not necessarily have to lie in one plane. However, it must be said here that the mixing mechanism is more or less impaired even when such modified variants are optimally designed. Under certain conditions, the collision angle α can be reduced to approximately 120 ° before the combustion chamber deteriorates significantly with respect to the mixture. Deviations from the central axis symmetry are also conceivable.

Fig. 6 zeigt die zu treffenden Vorkehrungen, wenn der Massenstrom durch das Brennerelement B beispielsweise grösser als der Massenstrom durch das gegenüberliegende Brennerelement A ist. Unterschiedliche Massenströme kommen dann in Betracht, wenn durch wenige Schaltungsstufen der ganze Betriebsbereich der Brennkammer erfasst werden soll. Allerdings handelt man sich damit eine wesentliche Verschlechterung der Vermischung der Drallströmungen 13,14 ein. Dies kann vermieden werden, indem die Symmetrieachse der Mischkammer 15 um einen geeigneten Winkel β von der ursprünglichen Symmetrieebene abweicht. Bei spiegelsymmetrischen Brennerelementen A, B mit Kollisionswinkel a = 180° und doppeltem Massenstrom durch Brennerelement B gegenüber Brennerelement A beträgt die optimale Neigung des Winkels β gegen das letztgenannte ca. 30°.6 shows the precautions to be taken when the mass flow through the burner element B is, for example, greater than the mass flow through the opposite burner element A. Different mass flows come into consideration if the entire operating range of the combustion chamber is to be covered by a few switching stages. However, this is a significant deterioration in the mixing of the swirl flows 13, 14. This can be avoided by the axis of symmetry of the mixing chamber 15 deviating from the original plane of symmetry by a suitable angle β. In the case of mirror-symmetrical burner elements A, B with a collision angle a = 180 ° and double mass flow through burner element B compared to burner element A, the optimum inclination of the angle β against the latter is approximately 30 °.

Claims

1. Combustion chamber for gas turbines, formed substantially by an annular-cylindrical combustion space, which has burner elements (A, B) in regular distribution in circumferential direction on the air inflow side, which burner elements consist individually of fuel nozzle (5), premixing pipe (4) and twist member (6, 11), two neighbouring burner elements in each case being fitted with twist members (6, 11) in opposed sense of rotation and the individual fuel supply lines (19) to the burner elements being connected to a fuel ring line (2), characterized in that the annular-cylindrical combustion space of the combustion chamber consists of two reaction chambers (8) arranged at the ends and a collision chamber (12) placed therebetween, the reaction chambers (8) being fitted at their face-sided ends with a number of burner elements (A, B) arranged axially parallel, which are in each case mirror-symmetrical to each other in relation to the central axis of the collision chamber (12), from which an annular mixing chamber (15) goes off, each burner element (A, B) being provided with a twist member (6, 11), which in each case is orientated in opposed sense of rotation compared with the mirror-symmetrically arranged twist member.

2. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the length (1) of the reaction chamber (8) is preferably 1-2 times its clear width (a).

3. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the flow-off angle of the twist member (6, 11) is preferably 45°.

4. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the premixing pipes (47 describe a nozzle-like constriction downstream of the twist members (6, 11).

5. Combustion chamber according to claims 1 and 4, characterized in that the ratio of fuel nozzle diameter (d) to premixing pipe nozzle end (D) preferably lies in the interval

6. Combustion chamber according to claims 2 and 5, characterized in that the ratio of cross-sectional area of the reaction chamber (8) to the free flow cross-sectional areas - between fuel nozzle diameter (d) and premixing pipe nozzle end (D) - of the burner elements (A, B) opening out there is preferably min. 3 and max. 8.

7. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the ratio of cross-sectional area of the mixing chamber (15) to the sum of the cross-sectional areas of the reaction chambers (8) is preferably min. 1 and max. 3.

8. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the length (L) of the mixing chamber (15) is preferably 1-2 times its diameter (b).

9. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the radius of curvature (R) at the transition between reaction chamber (8) and mixing chamber (15) is preferabIy½ of the clear width (a) of the reaction chamber (8).

10. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the mixing chamber (15) is arranged centrally in relation to the axis of symmetry of the collision chamber (12).

11. Process for operating the combustion chamber according to claim 1, characterized in that the mass stream through the burner elements (B) is twice as great as through the mirror-symmetrically arranged burner elements (A).

12. Combustion chamber according to claim 1, for implementation of the process according to claim 11, characterized in that the axis of symmetry of the mixing chamber (15) is preferably inclined by 30° to the burner (A).