EP0597138A1 - Gasturbinen-Brennkammer - Google Patents

Gasturbinen-Brennkammer Download PDF

Info

Publication number
EP0597138A1
EP0597138A1 EP92119124A EP92119124A EP0597138A1 EP 0597138 A1 EP0597138 A1 EP 0597138A1 EP 92119124 A EP92119124 A EP 92119124A EP 92119124 A EP92119124 A EP 92119124A EP 0597138 A1 EP0597138 A1 EP 0597138A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
segments
cooling
burners
gas turbine
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
Application number
EP92119124A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0597138B1 (de
Inventor
Manfred Dr. Aigner
Raphael Urech
Hugo Wetter
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
ABB AG Germany
Original Assignee
ABB Asea Brown Boveri Ltd
Asea Brown Boveri AB
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by ABB Asea Brown Boveri Ltd, Asea Brown Boveri AB filed Critical ABB Asea Brown Boveri Ltd
Priority to EP92119124A priority Critical patent/EP0597138B1/de
Publication of EP0597138A1 publication Critical patent/EP0597138A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0597138B1 publication Critical patent/EP0597138B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23MCASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M20/00Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
    • F23M20/005Noise absorbing means
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05BINDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00Function
    • F05B2260/96Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators

Abstract

Bei einer Gasturbinenbrennkammer mit einem ringförmigen Verbrennungsraum ist der Brennkammereintritt mit einer Mehrzahl von in Umfangsrichtung gleichmässig verteilten Brennern bestückt, die an einer Frontplatte befestigt sind. Im Bereich der Brenner sind gespülte, aus Zuführrohr (51), Resonanzvolumen (50) und Dämpfungsrohr (52) bestehende Helmholtzdämpfer (21) angeordnet. Die Dämpfungsrohre (52) sind austauschbar gestaltet, wozu die Wandungen des Verbrennungsraums mit einem Mannloch versehen sind. <IMAGE>

Description

    Technisches Gebiet
  • Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenbrennkammer mit einem ringförmigen Verbrennungsraum, dessen Wandungen sich vom Brennkammereintritt bis zum Eintritt der Gasturbine erstrecken, und bei der der Brennkammereintritt mit einer Mehrzahl von in Umfangsrichtung gleichmässig verteilten Brennern bestückt ist, die an einer Frontplatte befestigt sind.
  • Stand der Technik
  • Für die schadstoffarme Verbrennung eines gasförmigen oder flüssigen Brennstoffs hat sich in letzter Zeit die sogenannte "magere Vormischverbrennung" durchgesetzt. Dabei werden der Brennstoff und die Verbrennugsluft möglichst gleichmässig vorgemischt und erst dann der Flamme zugeführt. Wird dies mit hohem Luftüberschuss vollzogen, wie dies bei Gasturbinenanlagen üblich ist, so entstehen relativ niedrige Flammentemperaturen, was wiederum zu der gewünschten, geringen Bildung von Stickoxyden führt.
  • Brennkammern der eingangs genannten Art sind bekannt aus der EP-A1-387 532. Die Frontplatte wird dabei von einer einzigen Wand gebildet, an welcher Vormischbrenner der Doppelkegelbauart angeordnet sind.
  • Moderne hochbelastete Gasturbinen erfordern zunehmend komplexere und wirkungsvollere Kühlmethoden. Um niedrige NOx-Emissionen zu erzielen, wird versucht, einen zunehmenden Anteil der Luft durch die Brenner selbst zu leiten. Dieser Zwang zur Reduktion der Kühlluftströme ergibt sich aber auch aus Gründen, die mit der zunehmenden Heissgastemperatur beim Eintritt einer modernen Gasturbine in Zusammenhang stehen. Weil auch die Kühlung der übrigen Anlagenteile wie Beschaufelung, Maschinenwelle etc. immer schärferen Anforderungen genügen muss, und weil die Heissgastemperaturen, die im Interesse eines hohen thermischen Wirkungsgrades immer weiter gesteigert werden, auch direkt zu einer stark erhöhten thermischen Belastung der Brennkammerwände führen, muss mit der Brennkammerkühllluft sehr sparsam umgegangen werden. Diese Anforderungen führen in aller Regel zu mehrstufigen Kühltechniken, wobei der Druckverlustbeiwert, d.h. der durch die Kühlung verursachte Gesamtdruckabfall dividiert durch einen Staudruck beim Kühllufteintritt in die Brennkammer, recht hoch sein kann.
  • Gasturbinenbrennkammern mit luftgekühlten Flammrohren sind ebenfalls bekannt, bspw. aus der US 4,077,205 oder der US 3,978,662. Das Flammrohr ist im wesentlichen aus sich in Turbinenachsrichtung überlappenden Wandteilen aufgebaut. Die Wandteile weisen an ihrer dem Verbrennungsraum abgewandten Seite jeweils mehrere, über dem Umfang verteilte Einlassöffnungen auf, über die Luft in einen im Flammrohr angeordneten und mit dem Verbrennungsraum kommunizierenden Verteilraum eingeleitet wird. Beim dortigen Kühlsystem weist das jeweilige Flammrohr eine Lippe auf, die sich über den Schlitz erstreckt, durch den der Kühlluftfilm austritt. Dieser Kühlluftfilm soll an der Wand des Flammrohres haften, um für dieses eine kühlende Sperrschicht zu bilden.
  • Die oben erwähnten bekannten Gasturbinenbrennkammern weisen nunmehr den Nachteil auf, dass der Luftverbrauch für Kühlzwecke viel zu hoch ist und dass infolge der Einspeisung der Kühlluft in das Flammrohrinnere stromabwärts der Flamme diese Luft dem eigentlichen Verbrennungsprozess nicht zur Verfügung steht. Die Brennkammer kann demzufolge nicht mit der erforderlichen hohen Luftüberschusszahl gefahren werden.
  • Bei konventionellen Brennkammern spielt die Kühlung in der Regel eine äusserst wichtige Rolle für die Schalldämpfung der Brennkammer. Die oben erwähnte Reduktion des Kühlluftmassenstroms gepaart mit einem stark erhöhten Druckverlustbeiwert der gesamten Brennkammerwandkühlung führt nun zu einer fast völligen Unterdrückung der Schalldämpfung. Die Folge dieser Entwicklung ist ein zunehmender Vibrationspegel in modernen LOW-NOx-Brennkammern.
  • Darstellung der Erfindung
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Gasturbinenbrennkammer der eingangs genannten Art bei minimalstem Kühlluftverbrauch durch Dämpfung der thermoakustisch angefachten Schwingungen die Schalldämpfung einer Brennkammer wesentlich zu verstärken.
  • Erfindungsgemäss wird dies dadurch erreicht, dass im Bereich der Brenner gespülte, aus Zuführrohr, Resonanzvolumen und Dämpfungsrohr bestehende Helmholtzdämpfer angeordnet sind.
  • Der Vorteil der Erfindung ist unter anderem darin zu sehen, dass durch die Nähe des Helmholtzdämpfers zu den Verbrennungszonen die in den Flammenfronten entstehenden thermoakustischen Schwingungen besonders intensiv gedämpft werden.
  • Es ist besonders zweckmässig, wenn die Dämpfungsrohre in den Helmholtzdämpfern austauschbar gestaltet sind, und wenn hierzu die Wandungen des Verbrennungsraums mit einem Mannloch versehen sind. Ohne die Maschine abdecken zu müssen, können dadurch die Dämpfer auf die im Brennraum festgestellte, zu dämpfende Schwingung abgestimmt werden.
  • Kurze Beschreibung der Zeichnung
  • In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer einwelligen axialdurchströmten Gasturbine dargestellt.
  • Es zeigen:
    • Fig. 1 einen Teillängsschnitt der Gasturbine;
    • Fig. 2 ein vergrösserter Ausschnitt der Primärzone der Brennkammer;
    • Fig. 3 einen Teilquerschnitt durch die Primärzone der Brennkammer nach Linie 3-3 in Fig. 2;
    • Fig. 4 einen Längsschnitt eines Helmholtzresonators.
  • Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Nicht dargestellt sind von der Anlage beispielsweise das vollständige Abgasgehäuse mit Abgasrohr und Kamin sowie die Eintrittspartien des Verdichterteils. Die Strömungsrichtung der Arbeitsmittel ist mit Pfeilen bezeichnet.
  • Weg zur Ausführung der Erfindung
  • Die Anlage, von der in Fig. 1 nur die oberhalb der Maschinenachse 10 liegende Hälfte dargestellt ist, besteht gasturbinenseitig (1) im wesentlichen aus dem mit Laufschaufeln beschaufelten Rotor 11 und dem mit Leitschaufeln bestückten Schaufelträger 12. Der Schaufelträger 12 ist über Vorsprünge in entsprechenden Aufnahmen im Turbinengehäuse 13 eingehängt. An das Turbinengehäuse 13 ist das Abgasgehäuse 14 angeflanscht.
  • Im dargestellten Fall umfasst das Turbinengehäuse 13 ebenfalls den Sammelraum 15 für die verdichtete Brennluft. Aus diesem Sammelraum gelangt ein Teil der Brennluft durch eine gelochte Abdeckung 30 in Pfeilrichtung direkt in die Ringbrennkammer 3 ein, welche ihrerseits in den Turbineneinlass, d.h. stromaufwärts der ersten Leitreihe mündet. In den Sammelraum gelangt die verdichtete Luft aus dem Diffusor 22 des Verdichters 2. Von letzterem sind lediglich die vier letzten Stufen dargestellt. Die Laufbeschaufelung des Verdichters und der Turbine sitzen auf der gemeinsamen Welle 11, Deren Mittelachse stellt die Längsachse 10 der Gasturbineneinheit dar.
  • Die Brennkammer 3 ist an ihrem Kopfende mit Vormischbrennern 20 bestückt, wie sie beispielsweise aus der EP-A1-387 532 bekannt sind. Bei einem solchen in Fig. 2 nur schematisch dargestellten Vormischbrenner handelt es sich um einen sogenannte Doppelkegelbrenner. Im wesentlichen besteht er aus zwei hohlen, kegelförmigen Teilkörpern 26, 27 die in Strömungsrichtung ineinandergeschachtelt sind. Dabei sind die jeweiligen Mittelachsen der beiden Teilkörper gegeneinander versetzt. Die benachbarten Wandungen der beiden Teilkörper bilden in deren Längserstreckung tangentiale Schlitze 28 für die Verbrennungsluft, die auf diese Weise in das Brennerinnere gelangt. Dort ist eine Brennstoffdüse 29 für flüssigen Brennstoff angeordnet. Der Brennstoff wird in einem spitzen Winkel in die Hohlkegel eingedüst. Das entstehende kegelige Flüssigbrennstoffprofil wird von der tangential einströmenden Verbrennungsluft umschlossen. In axialer Richtung wird die Konzentration des Brennstoffes fortlaufend infolge der Vermischung mit der Verbrennungsluft abgebaut. Der Brenner kann ebenfalls mit gasförmigem Brennstoff betrieben werden. Hierzu sind im Bereich der tangentialen Schlitze in den Wandungen der beiden Teilkörper in Längsrichtung verteilte Gaseinström- öffnungen vorgesehen. Im Gasbetrieb beginnt die Gemischbildung mit der Verbrennungsluft somit bereits in der Zone der Eintrittsschlitze 28. Es versteht sich, dass auf diese Weise auch ein Mischbetrieb mit beiden Brennstoffarten möglich ist. Am Brenneraustritt stellt sich eine möglichst homogene Brennstoffkonzentration über dem beaufschlagten kreiringförmigen Querschnitt ein. Es entsteht am Brenneraustritt eine definierte kalottenförmige Rückströmzone, an deren Spitze die Zündung erfolgt.
  • Anlässlich der Verbrennung erreichen die Verbrennungsgase sehr hohe Temperaturen, was besondere Anforderungen an die zu kühlenden Brennkammerwandungen darstellt. Dies gilt umsomehr, wenn sogenannte Low NOx-Brenner, beispielsweise die hier zugrundegelegten Vormischbrenner zur Anwendung gelangen, welche bei relativ bescheidenen Kühlluftmengen grosse Flammrohroberflächen erfordern. Stromabwärts der Brennermündungen erstreckt sich der ringförmige Verbrennungsraum bis zum Turbineneintritt. Er ist sowohl innen als auch aussen begrenzt durch zu kühlende Wandungen, welche in der Regel als selbsttragende Strukturen konzipiert sind.
  • Die vorliegende Brennkammer ist mit 72 der genannten Brenner 20 bestückt. Aus Fig. 3, welches einen Viertelkreisausschnitt zeigt, ist deren Anordnung erkennbar. Je zwei Brenner sind radial übereinanderliegend auf einem Frontsegment 31 angeordnet. 36 von diesen aneinanderliegenden Frontsegmenten bilden einen geschlossenen Kreisring, welcher auf diese Art einen Hitzeschild bildet. Die beiden Brenner von benachbarten Frontsegmenten sind jeweils radial versetzt. Dies bedeutet, dass der radial äussere Brenner jedes zweiten Frontsegmentes unmittelbar an die äussere Ringwand der Brennkammer angrenzt, wie dies auch in Fig. 3 erkennbar ist. Die radial inneren Brenner der andern Frontsegmente sind demnach in unmittelbarer Nähe der inneren Ringwand angeordnet. Hieraus ergibt sich eine ungleichmässige thermische Belastung der entsprechenden Ringwände über dem Umfang.
  • Am freien, nicht mit einem Brenner belegten Ende jedes Frontsegmentes 31 ist nunmehr zur Schalldämpfung der Brennkammer ein gespülter Helmholtzresonator 21 untergebracht. Gemäss Fig. 4 besteht ein socher Helmholtzdämpfer im wesentlichen aus dem eigentichen Resonanzvolumen 50, einer Lufteinlasssöffnung zum Helmholzvolumen, die hier als Zuführrohr 51 ausgebildet ist, sowie einem in das Brennkammerinnere mündenden Dämpfungsrohr 52. Die Spülluft bezieht der Dämpfer aus dem Kopfraum 49.
  • Zur Funktionsfähigkeit des Helmholtzresonator sind die Zuführrohre 51 so dimensioniert, dass sie für die Luftströmung einen relativ hohen Druckabfall verursachen. Durch die Dämpfungsrohre 52 hingegen gelangt die Luft bei niedrigem Restdruckabfall in das Brennkammerinnere. Die Begrenzung des Druckabfalls in den Dämpfungsrohren ergibt sich aus der Forderung, dass auch bei ungleichmässiger Druckverteilung auf der Innenseite der Brennkammerwand stets eine ausreichende Luftströmung in die Brennkammer hinein gewährleistet bleibt. Selbstverständlich darf an keiner Stelle Heissgas in umgekehrter Richtung in das Helmholtzresonator eindringen.
  • Die Wahl der Grösse des Helmholtzvolumens 50 ergibt sich aus der Forderung, dass der Phasenwinkel zwischen den Schwankungen der Dämpfungsluft-Massenströme durch die Zufuhr- und Dämpfungsrohre grösser oder gleich iT12 sein soll. Für eine harmonische Schwingung mit vorgegebener Frequenz auf der Innenseite der Brennkammerwand bedeutet diese Forderung, dass das Volumen mindestens so gross sein soll, dass die Helmholtz-Frequenz des Resonators, der durch das Volumen 50 und die Öffnungen 51 und 52 gebildet wird, mindestens die Frequenz der zu dämpfenden Brennkammerschwingung erreicht. Daraus folgt ausserdem, dass das Volumen des verwendeten Helmholtzresonators vorzugsweise auf die tiefste Eigenfrequenz des Brennraumes ausgelegt wird. Möglich ist auch die Wahl eines noch grösseren Volumens. Dadurch wird erreicht, dass eine Druckschwankung auf der Innenseite des Brennraumes zu einer stark gegenphasigen Schwankung des Luftmassenstromes führt, weil ja jetzt die Schwankungen der Dämpfungsluft-Massenströme durch die Zuführrohre und die Dämpfungsrohre nicht mehr phasengleich sind.
  • Das Zuführrohr 51 bestimmt den Druckabfall. Die Geschwindigkeit am Ende des Zuführrohres stellt sich so ein, dass der dynamische Druck des Strahles zusammen mit den Verlusten dem Druckabfall über der Brennkammer entspricht. Die mittlere Strömungsgeschwindigkeit im Dämpfungsrohr kann im vorliegenden Fall einer Gasturbinenbrennkammer typisch 2 bis 4 m/s betragen bei idealer Auslegung. Sie ist also sehr klein im Vergleich zur Schwingungsamplitude, was bedeutet, dass die Luftteilchen sich im Dämpfungsrohr pulsierend vorwärts und rückwärts bewegen. Dennoch wird nur gerade soviel Luft durchströmen lassen, dass ein nennenswertes Aufheizen des Resonators vermieden wird. Eine Aufheizung durch Strahlung aus dem Bereich der Brennkammer hätte zur Folge, dass die Frequenz nicht stabil bleibt. Die Durchspülung soll deshalb lediglich die eingestrahlte Wärmemenge abführen.
  • Entscheidend für die Stabilisierung einer thermoakustischen Schwingung ist der Ort der Dämpfung. Stärkste Anfachung tritt dann auf, wenn die Reaktionsrate und die Druckstörung in Phase schwingen. Die stärkste Reaktionsrate tritt in der Regel in der Nähe des Zentrums der Verbrennungszone auf. Deshalb wird auch dort die höchste Reaktionsratenschwankung sein, falls eine solche stattfindet. Als günstig wirkt sich hierbei die vorliegende Anordnung der Dämpfer am radial äusseren respektiv inneren Ende der Frontsegmente aus, da auf diese Art der jeweilige Dämpfer sich inmitten von drei Brennern befindet.
  • Das Gehäuse des Helmholtzdämpfers ist vom Kopfraum 49 her mittels eines hohlen Gewindezapfens 55 in dem jeweiligen Frontsegment 31 eingeschraubt. Das in das Volumen 50 hineinragende Dämpfungsrohr 52 ist austauschbar ausgebildet. Hierzu durchdringt es den hohlen Gewindezapfen vom Brennraum her und ist im Frontsegment mittels eines Bajonettverschluss 53 eingeklinkt. Federmittel 54 sorgen für einen kraftschlüssigen Anschlag des Bajonettverschluss am Frontsegment.
  • Anlässlich der Inbetriebnahme der Brennkammer wird bei mit Blindflanschen verschlossenen Helmholtzdämpfern das Frequenzspektrum gemessen. Anhand der zu dämpfenden Schwingung lässt sich bei vorgegebenem Dämpfungsvolumen die erforderliche Länge und Innendurchmesser der Dämpfungsrohre errechnen. Die derart ermittelten Rohre werden in der Folge bei abgestellter Brennkammer montiert. Es versteht sich, dass auf diese Weise auch mehrere kritische Schwingungen verschiedener Frequenz durch den Einbau von unterschiedlichen Dämpferrohren gedämpft werden können.
  • Um nun von aussen zu den Helmholtzdämpfern zu gelangen, müssen die in der Regel gekühlten Wandungen des Verbrennungsraums mit einem Mannloch versehen sein. Diese Wandungen sind im vorliegenden Fall von besonderer Art, um die Kühlung nicht zu beeinträchtigen.
  • Das thermisch hochbelastete Brennkammerinnere ist nämlich in zwei Zonen unterteilt, deren Wandungen auf unterschiedliche Art gekühlt werden.
  • Eine stromabwärts liegende und in den Turbineneintritt mündende Sekundärzone 32 ist von einem doppelwandigen Flammrohr begrenzt. Es besteht sowohl an seinem Innenring 33 als auch an seinem Aussenring 34 aus einer flanschlosen, geschweissten Blechkonstruktion, welche über nichtgezeigte Distanzstücke zusammengehalten ist. Beide Ringe 33 und 34 sind an ihrem turbinenseitigen Ende offen und bilden dort den Eintritt für die Kühlluft. Der Ringraum 35 zwischen der Doppelwand des Aussenringes 34 bezieht die Luft direkt aus dem Sammelraum 15, wie aus Fig. 1 erkennbar ist. Unter Ausübung einer effizienten Konvektionskühlung strömt die Luft im Gegenstrom zur Brennkammerströmung in Richtung Primärzone 36. Der Ringraum 37 zwischen der Doppelwand des Innenringes 33 wird mit Luft aus einem Nabendiffusor 38 versorgt. Dieser Nabendiffusor, welcher an den Verdichterdiffusor 22 anschliesst, wird begrenzt einerseits von einer Trommelabdeckung 24 und andererseits von einer Ringschale 39. Letztere ist über nicht dargestellte Rippen mit der Trommelabdeckung 24 verbunden. Auch in diesem Ringraum 37 strömt die Luft im Gegenstrom zur Brennkammerströmung in Richtung Primärzone 36.
  • Die Kühlung der hochbelasteten Primärzonen-Wandungen wird nun mittels einzeln gekühlter Kühlsegmente 40 durchgeführt. Diese in Umfangsrichtung und in Axialrichtung aneinandergereihten Kühlsegmente bilden über die ganze axiale Erstreckung der Primärzone 36 deren strömungsbegrenzende Wandung. Die Einzelkühlung hat den Vorteil des geringen Druckabfalls.
  • Die thermisch hochbelasteten Kühlsegmente 40 bestehen aus einer hochwarmfesten Präzisionsgusslegierung. Sie sind in Umfangsrichtung mit je zwei mit Tragzacken versehenen Füssen 42 in entsprechenden Nuten in einer Tragstruktur eingehängt, ähnlich wie beispielsweise Leitschaufelfüsse in Schaufelträgern befestigt sind. Ebenfalls ähnlich wie Schaufelträger besteht diese Tragstruktur, im folgenden Segmentträger 43 genannt, aus zwei gegossenen Halbschalen mit horizontaler Trennebene und nichtgezeigten Pratzen, mit welchen sie im Turbinengehäuse abgestützt ist.
  • In axialer Richtung sind auf diese Weise drei solche Kühlsegmente nebeneinander angeordnet (Fig.2). In Umfangsrichtung entspricht die Anzahl nebeneinandergereihter Kühlsegmente 40 der Anzahl Frontsegmente 31, so dass jedem Frontsegment und dem der Wand nächstliegendem Brenner 20 ein Kühlsegment zugeordnet ist (Fig. 3).
  • Die Anspeisung eines Kühlsegmentes mit Kühlluft erfolgt über eine radialgerichtete Öffnung 46, welche den Segmentträger 43 durchdringt und den Sammelraum 15 mit einem in Umfangsrichtung liegenden Ende der Kühlkammer 44 verbindet. Am gegenüberliegenden Ende dieser gleichen Kühlkammer befindet sich die Auslassöffnung 47 im Segmentträger. Sowohl die Öffnung 46 als auch die Auslassöffnung 47 können entweder Einzelbohrungen oder Langlöcher sein, die sich in Axialrichtung über einen Grossteil der Segmentbreite erstrecken.
  • Die Auslassöffnung 47 mündet in einen Kanal 48, der den Segmentträger 43 in seiner ganzen axialen Erstreckung durchdringt und beidseitig offen ist. Turbinenseitig öffnet er gegen den Ringraum 35 zwischen der Doppelwand des Aussenringes 34. Wie in Fig. 2 schematisch angedeutet, ist dieser Aussenring am Segmentträger angeflanscht, wobei die Kontur der Innenwand an die Kontur der Kühlsegmente angepasst ist. Brennerseitig öffnet der Kanal 48 gegen einen Kopfraum 49, welcher von der Abdeckung 30, und den Frontsegmenten 31 begrenzt ist. Die Abdeckung 30 ist ebenfalls am Segmentträger 43 angeflanscht.
  • Diese axialen Kanäle 43, von denen je einer einem Segment in Umfangsrichtung zugeordnet ist, dienen somit der gemeinsamen Führung der Segment-Kühlluft und der die Sekundärzone beaufschlagenden Kühlluft.
  • Zur Kühlung der inneren Wandung der Primärzone werden die gleichen Massnahmen getroffen, wie dies in Fig. 3 anhand der Kühlsegmente 140 angedeutet ist.
  • In den Fig. 2 und 3 ist nunmehr dargestellt, wie der Zugang in das Brennkammerinnere und insbesondere zu den Dämpfungsrohren der Helmholzresonatoren ermöglicht ist. Ein sich über mehrere Kühlsegmente erstreckender, das obengenannte Mannloch bildender Teil 143 der oberen Hälfte des Segmentträgers 43 ist zusammen mit den darin eingehängten Kühlsegmenten 40 herausnehmbar gestaltet. Dieser lösbare Teil 143 des Segmentträgers umfasst in Umfangsrichtung und in Axialrichtung je zwei Kühlsegmente 40 (in den Fig. 2 und 3 schraffiert dargestellt). Mittels einem allseits herauskragendem Bügel 45 ist der das Mannloch verschliessende Teil 143 mit dem Segmentträger 43 verschraubt. Es versteht sich, dass ein der Grösse des Mannlochs entsprechender Teil des Turbinengehäuses 13 ebenfalls geöffnet werden muss und demzufolge als Abschlussdeckel 113 gestaltet ist.
  • Bezugszeichenliste
    • 1 Gasturbine
    • 2 Verdichter
    • 3 Brennkammer
    • 10 Maschinenachse
    • 11 Rotor
    • 12 Schaufelträger
    • 13 Turbinengehäuse
    • 113 Abschlussdeckel von 13
    • 14 Abgasgehäuse
    • 15 Sammelraum
    • 20 Brenner
    • 21 Helmholtzdämpfer
    • 22 Diffusor von 2
    • 23
    • 24 Trommelabdeckung
    • 25
    • 26 Teilkörper von 20
    • 27 Teilkörper von 20
    • 28 tangentialer Schlitz
    • 29 Brennstoffdüse
    • 30 Abdeckung
    • 31 Frontsegment
    • 32 Sekundärzone
    • 33 Innenring von 32
    • 34 Aussenring von 32
    • 35 Ringraum von 34
    • 36 Primärzone
    • 37 Ringraum von 33
    • 38 Nabendiffusor
    • 39 Ringschale
    • 40, 140 Kühlsegment
    • 42 Fuss
    • 43 Segmentträger
    • 143 lösbarer Teil von 43
    • 44 Kühlkammer
    • 45 Bügel
    • 46 Öffnung
    • 47 Auslassöffnung
    • 48 Kanal
    • 49 Kopfraum
    • 50 Resonanzvolumen
    • 51 Zuführrohr
    • 52 Dämpfungsrohr
    • 53 Bajonettverschluss
    • 54 Federmittel
    • 55 hohler Gewindezapfen

Claims (5)

1. Gasturbinenbrennkammer mit einem ringförmigen Verbrennungsraum (32, 36), dessen Wandungen sich vom Brennkammereintritt bis zum Eintritt der Gasturbine (1) erstrecken, und bei der der Brennkammereintritt mit einer Mehrzahl von in Umfangsrichtung gleichmässig verteilten Brennern (20) bestückt ist, die an einer Frontplatte befestigt sind, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der Brenner (20) gespülte, aus Zuführrohr (51), Resonanzvolumen (50) und Dämpfungsrohr (52) bestehende Helmholtzdämpfer (21) angeordnet sind.
2. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Dämpfungsrohre (52) in den Helmholtzdämpfern (21) austauschbar gestaltet sind, wozu die Wandungen des Verbrennungsraums mit einem Mannloch versehen sind.
3. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Frontplatte aus mehreren mehreren in Umfangsrichtung zu einem Kreisring aneinandergereihten Frontsegmenten (31) besteht, dass je zwei Brenner (20) radial übereinanderliegend auf einem Frontsegment (31) befestigt sind, und dass die Brenner von jeweils benachbarten Frontsegmenten in der Radialen gegeneinander versetzt sind, wobei die Helmholtzdämpfer (21) auf der einen Hälfte der Frontsegmente radial oberhalb der Brenner und auf der anderen Hälfte der Frontsegmente radial unterhalb der Brenner angeordnet sind.
4. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,
- dass in einer Primärzone (36) des Verbrennungsraums eine Mehrzahl von einzeln gekühlten Kühlsegmenten (40) die strömungsbegrenzende Wandung bilden, wobei die Kühlsegmente in einem aus zwei Halbschalen mit horizontaler Trennebene bestehendem Segmentträger (43) eingehängt sind, welcher Segmentträger die äussere Begrenzung der Primärzone gegen einen die verdichtete Brennluft führenden Sammelraum (15) bildet,
- dass eine stromabwärts liegende Sekundärzone (32) von einem doppelwandigen Flammrohr (33, 34) begrenzt ist, dessen turbinenseitiges Ende offen ist und den Eintritt für die Kühlluft der Sekundärzone bildet,
- und dass die Kühlluft aus der Primärzone (36) und aus der Sekundärzone (32) gemeinsam dem Brennereintritt zugeführt werden, wozu im Segmentträger (43) mit dem Brennereintritt kommunizierende axiale Kanäle (48) angeordnet sind,
- und dass ein sich über mehrere Kühlsegmente erstreckender, das Mannloch bildende Teil (143) der oberen Hälfte des Segmentträgers (43) mit den darin eingehängten Kühlsegmenten (40) lösbar gestaltet ist.
5. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 4,
- dass in Umfangsrichtung die Anzahl der aneinandergereihten Kühlsegmente (40) der Anzahl Frontsegmente (31) entspricht und dass in Axialrichtung mindestens drei Kühlsegmente nebeneinander angeordnet sind,
- und dass der lösbare Teil (143) des Segmentträgers (43) in Umfangsrichtung und in Axialrichtung je zwei Kühlsegmente umfasst.
EP92119124A 1992-11-09 1992-11-09 Gasturbinen-Brennkammer Expired - Lifetime EP0597138B1 (de)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP92119124A EP0597138B1 (de) 1992-11-09 1992-11-09 Gasturbinen-Brennkammer

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE59208715T DE59208715D1 (de) 1992-11-09 1992-11-09 Gasturbinen-Brennkammer
EP92119124A EP0597138B1 (de) 1992-11-09 1992-11-09 Gasturbinen-Brennkammer
US08/132,185 US5373695A (en) 1992-11-09 1993-10-06 Gas turbine combustion chamber with scavenged Helmholtz resonators
KR1019930021695A KR940011862A (ko) 1992-11-09 1993-10-19 가스 터빈 연소실
JP27936693A JP3397858B2 (ja) 1992-11-09 1993-11-09 ガスタービンの燃焼室

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0597138A1 true EP0597138A1 (de) 1994-05-18
EP0597138B1 EP0597138B1 (de) 1997-07-16

Family

ID=8210218

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP92119124A Expired - Lifetime EP0597138B1 (de) 1992-11-09 1992-11-09 Gasturbinen-Brennkammer

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5373695A (de)
EP (1) EP0597138B1 (de)
JP (1) JP3397858B2 (de)
KR (1) KR940011862A (de)
DE (1) DE59208715D1 (de)

Cited By (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1004823A3 (de) * 1998-11-10 2000-11-29 Asea Brown Boveri AG Dämpfungsvorrichtung zur Reduzierung der Schwingungsamplitude akustischer Wellen für einen Brenner
US6164058A (en) * 1997-07-15 2000-12-26 Abb Research Ltd. Arrangement for damping combustion-chamber oscillations
WO2003058123A1 (de) 2002-01-14 2003-07-17 Alstom Technology Ltd Brenneranordnung für die ringförmige brennkammer einer gasturbine
WO2003060381A1 (de) 2002-01-16 2003-07-24 Alstom Technology Ltd Brennkammer und daempferandnung zur reduzierung von brennkammerpulsationen in einer gasturbinenanlage
EP1342953A1 (de) 2002-03-07 2003-09-10 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
EP1342952A1 (de) * 2002-03-07 2003-09-10 Siemens Aktiengesellschaft Brenner, Verfahren zum Betrieb eines Brenners und Gasturbine
DE102006007711A1 (de) * 2006-02-14 2007-08-16 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Brennkammer und Verfahren zur Einstellung der akustischen Eigenschaften einer Brennkammer
GB2443838A (en) * 2006-11-16 2008-05-21 Rolls Royce Plc Combustion Control for a Gas Turbine
DE19640980B4 (de) * 1996-10-04 2008-06-19 Alstom Vorrichtung zur Dämpfung von thermoakustischen Schwingungen in einer Brennkammer
US7661267B2 (en) 2003-12-16 2010-02-16 Ansaldo Energia S.P.A. System for damping thermo-acoustic instability in a combustor device for a gas turbine
EP2187125A1 (de) 2008-09-24 2010-05-19 Siemens Aktiengesellschaft Vorrichtung und Verfahren zur Dämpfung von Verbrennungsschwingungen
WO2010115980A2 (de) 2009-04-11 2010-10-14 Alstom Technology Ltd. Brennkammer mit helmholtzdämpfer
US7878799B2 (en) 2004-03-31 2011-02-01 Alstom Technology Ltd Multiple burner arrangement for operating a combustion chamber, and method for operating the multiple burner arrangement
EP2383515A1 (de) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Brennersystem und Verfahren zur Dämpfung eines solchen Brennersystems
EP2383514A1 (de) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Brennersystem und Verfahren zur Dämpfung eines solchen Brennersystems
US8206079B2 (en) 2007-05-02 2012-06-26 Rolls Royce Plc Temperature controlling apparatus
WO2015176887A1 (de) 2014-05-19 2015-11-26 Siemens Aktiengesellschaft Brenneranordnung mit resonator

Families Citing this family (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4411624A1 (de) * 1994-04-02 1995-10-05 Abb Management Ag Brennkammer mit Vormischbrennern
US5644918A (en) * 1994-11-14 1997-07-08 General Electric Company Dynamics free low emissions gas turbine combustor
US5685157A (en) * 1995-05-26 1997-11-11 General Electric Company Acoustic damper for a gas turbine engine combustor
DE19523094A1 (de) * 1995-06-26 1997-01-02 Abb Management Ag Brennkammer
EP0892216B1 (de) * 1997-07-15 2003-02-05 ALSTOM (Switzerland) Ltd Schwingungsdämpfende Brennkammerwandstruktur
US6464489B1 (en) * 1997-11-24 2002-10-15 Alstom Method and apparatus for controlling thermoacoustic vibrations in a combustion system
DE59810344D1 (de) 1998-07-27 2004-01-15 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenbrennkammer mit gasförmigem Brennstoff
SE9802707L (sv) * 1998-08-11 2000-02-12 Abb Ab Burner chamber device and method for reducing the influence of acoustic pressure fluctuations in a burner chamber device
DE59809097D1 (de) 1998-09-30 2003-08-28 Alstom Switzerland Ltd Brennkammer für eine Gasturbine
US6351947B1 (en) 2000-04-04 2002-03-05 Abb Alstom Power (Schweiz) Combustion chamber for a gas turbine
DE10026121A1 (de) * 2000-05-26 2001-11-29 Alstom Power Nv Vorrichtung zur Dämpfung akustischer Schwingungen in einer Brennkammer
US6530221B1 (en) 2000-09-21 2003-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants
DE10058688B4 (de) * 2000-11-25 2011-08-11 Alstom Technology Ltd. Dämpferanordnung zur Reduktion von Brennkammerpulsationen
DE10108560A1 (de) 2001-02-22 2002-09-05 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Betrieb einer Ringbrennkammer sowie eine diesbezügliche Ringbrennkammer
JP3962554B2 (ja) * 2001-04-19 2007-08-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
DE50213936D1 (de) 2001-06-22 2009-12-03 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Hochfahren einer Gasturbinenanlage
CA2399534C (en) * 2001-08-31 2007-01-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gasturbine and the combustor thereof
KR100804951B1 (ko) * 2001-11-27 2008-02-20 주식회사 포스코 가스터빈 연소기의 충격흡수장치
EP1568869B1 (de) * 2002-12-02 2016-09-14 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gasturbinenbrennkammer und gasturbine mit brennkammer
GB2396687A (en) * 2002-12-23 2004-06-30 Rolls Royce Plc Helmholtz resonator for combustion chamber use
GB0305025D0 (en) * 2003-03-05 2003-04-09 Alstom Switzerland Ltd Method and device for efficient usage of cooling air for acoustic damping of combustion chamber pulsations
US7272931B2 (en) * 2003-09-16 2007-09-25 General Electric Company Method and apparatus to decrease combustor acoustics
US7464552B2 (en) * 2004-07-02 2008-12-16 Siemens Energy, Inc. Acoustically stiffened gas-turbine fuel nozzle
US7334408B2 (en) * 2004-09-21 2008-02-26 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber for a gas turbine with at least two resonator devices
CH698104B1 (de) 2004-11-03 2009-05-29 Alstom Technology Ltd Brennstoffdrosselventil zum Betreiben einer Brenneranordnung einer Gasturbine sowie Brenneranordnung mit Brennstoffdrosselventil.
DE602005001611T2 (de) * 2005-02-04 2008-03-13 Enel Produzione S.P.A. Dämpfung von thermoakustischen Schwingungen in einer Gasturbinenbrennkammer mit ringförmiger Kammer
DE102005062284B4 (de) 2005-12-24 2019-02-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Brennkammer für eine Gasturbine
US7413053B2 (en) * 2006-01-25 2008-08-19 Siemens Power Generation, Inc. Acoustic resonator with impingement cooling tubes
US7600370B2 (en) * 2006-05-25 2009-10-13 Siemens Energy, Inc. Fluid flow distributor apparatus for gas turbine engine mid-frame section
GB0610800D0 (en) * 2006-06-01 2006-07-12 Rolls Royce Plc Combustion chamber for a gas turbine engine
US7788926B2 (en) * 2006-08-18 2010-09-07 Siemens Energy, Inc. Resonator device at junction of combustor and combustion chamber
DE102006053278A1 (de) * 2006-11-03 2008-05-08 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Brennkammervorrichtung
FR2920525B1 (fr) * 2007-08-31 2014-06-13 Snecma Separateur pour alimentation de l'air de refroidissement d'une turbine
US8516819B2 (en) 2008-07-16 2013-08-27 Siemens Energy, Inc. Forward-section resonator for high frequency dynamic damping
US8408004B2 (en) * 2009-06-16 2013-04-02 General Electric Company Resonator assembly for mitigating dynamics in gas turbines
US8336312B2 (en) * 2009-06-17 2012-12-25 Siemens Energy, Inc. Attenuation of combustion dynamics using a Herschel-Quincke filter
US8789372B2 (en) * 2009-07-08 2014-07-29 General Electric Company Injector with integrated resonator
ES2400267T3 (es) * 2009-08-31 2013-04-08 Alstom Technology Ltd Combustion device of a gas turbine
RU2508506C2 (ru) * 2009-09-01 2014-02-27 Дженерал Электрик Компани Способ и установка для ввода текучей среды в камеру сгорания газотурбинного двигателя
EP2299177A1 (de) * 2009-09-21 2011-03-23 Alstom Technology Ltd Gasturbinenbrennkammer
JP5448762B2 (ja) * 2009-12-02 2014-03-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン用燃焼バーナ
CH702594A1 (de) * 2010-01-28 2011-07-29 Alstom Technology Ltd Helmholtzdämpfer für den Einbau in die Brennkammer einer Gasturbine sowie Verfahren zum Einbau eines solchen Helmholtzdämpfers.
FR2958016B1 (fr) * 2010-03-23 2017-03-24 Snecma Methode de reduction des instabilites de combustion par le choix du positionnement d'un prelevement d'air sur une turbomachine
US9127837B2 (en) * 2010-06-22 2015-09-08 Carrier Corporation Low pressure drop, low NOx, induced draft gas heaters
US9546558B2 (en) 2010-07-08 2017-01-17 Siemens Energy, Inc. Damping resonator with impingement cooling
EP2474784A1 (de) 2011-01-07 2012-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Verbrennungssystem für eine Gasturbine mit einem Resonator
FR2977639B1 (fr) * 2011-07-07 2013-08-09 Snecma Element d'injection
US9341375B2 (en) 2011-07-22 2016-05-17 General Electric Company System for damping oscillations in a turbine combustor
US8469141B2 (en) 2011-08-10 2013-06-25 General Electric Company Acoustic damping device for use in gas turbine engine
US8966903B2 (en) * 2011-08-17 2015-03-03 General Electric Company Combustor resonator with non-uniform resonator passages
EP2559945A1 (de) * 2011-08-17 2013-02-20 Siemens Aktiengesellschaft Brennanordnung und Turbine mit Dämpfeinrichtung
US9400108B2 (en) 2013-05-14 2016-07-26 Siemens Aktiengesellschaft Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine
EP2816288B1 (de) * 2013-05-24 2019-09-04 Ansaldo Energia IP UK Limited Dämpfer für Gasturbinenbrennkammer mit einem Schwingungsdämpfer
US9964308B2 (en) 2014-08-19 2018-05-08 General Electric Company Combustor cap assembly
US9890954B2 (en) 2014-08-19 2018-02-13 General Electric Company Combustor cap assembly
JP2018501458A (ja) * 2014-12-01 2018-01-18 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft ガスタービンエンジン用の交換可能な調量管を備えた共鳴器
EP3029377B1 (de) * 2014-12-03 2018-04-11 Ansaldo Energia Switzerland AG Dämpfer für Gasturbine
US9835333B2 (en) * 2014-12-23 2017-12-05 General Electric Company System and method for utilizing cooling air within a combustor
US10220474B2 (en) * 2016-12-02 2019-03-05 General Electricd Company Method and apparatus for gas turbine combustor inner cap and high frequency acoustic dampers
US20180313540A1 (en) * 2017-05-01 2018-11-01 General Electric Company Acoustic Damper for Gas Turbine Engine Combustors
JP2020056542A (ja) * 2018-10-02 2020-04-09 川崎重工業株式会社 航空機用のアニュラ型ガスタービン燃焼器

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2881337A (en) * 1957-07-01 1959-04-07 Gen Electric Acoustically treated motor
US4012902A (en) * 1974-03-29 1977-03-22 Phillips Petroleum Company Method of operating a gas turbine combustor having an independent airstream to remove heat from the primary combustion zone
FR2570129A1 (fr) * 1984-09-05 1986-03-14 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif pour amortir les vibrations dans la chambre de combustion de moteurs-fusees a propergols liquides
EP0576717A1 (de) * 1992-07-03 1994-01-05 Abb Research Ltd. Gasturbinen-Brennkammer

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3850261A (en) * 1973-03-01 1974-11-26 Gen Electric Wide band width single layer sound suppressing panel
US3978662A (en) * 1975-04-28 1976-09-07 General Electric Company Cooling ring construction for combustion chambers
US4077205A (en) * 1975-12-05 1978-03-07 United Technologies Corporation Louver construction for liner of gas turbine engine combustor
GB2036296B (en) * 1978-11-20 1982-12-01 Rolls Royce Gas turbine
US5082421A (en) * 1986-04-28 1992-01-21 Rolls-Royce Plc Active control of unsteady motion phenomena in turbomachinery
US4944362A (en) * 1988-11-25 1990-07-31 General Electric Company Closed cavity noise suppressor
CH678757A5 (de) * 1989-03-15 1991-10-31 Asea Brown Boveri

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2881337A (en) * 1957-07-01 1959-04-07 Gen Electric Acoustically treated motor
US4012902A (en) * 1974-03-29 1977-03-22 Phillips Petroleum Company Method of operating a gas turbine combustor having an independent airstream to remove heat from the primary combustion zone
FR2570129A1 (fr) * 1984-09-05 1986-03-14 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif pour amortir les vibrations dans la chambre de combustion de moteurs-fusees a propergols liquides
EP0576717A1 (de) * 1992-07-03 1994-01-05 Abb Research Ltd. Gasturbinen-Brennkammer

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FR-A- 2 570 129 *
US-A- 2 881 337 *
US-A- 4 012 902 *

Cited By (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19640980B4 (de) * 1996-10-04 2008-06-19 Alstom Vorrichtung zur Dämpfung von thermoakustischen Schwingungen in einer Brennkammer
US6164058A (en) * 1997-07-15 2000-12-26 Abb Research Ltd. Arrangement for damping combustion-chamber oscillations
EP1004823A3 (de) * 1998-11-10 2000-11-29 Asea Brown Boveri AG Dämpfungsvorrichtung zur Reduzierung der Schwingungsamplitude akustischer Wellen für einen Brenner
WO2003058123A1 (de) 2002-01-14 2003-07-17 Alstom Technology Ltd Brenneranordnung für die ringförmige brennkammer einer gasturbine
US7055331B2 (en) 2002-01-14 2006-06-06 Alstom Technology Ltd Burner arrangement for the annular combustion chamber of a gas turbine
WO2003060381A1 (de) 2002-01-16 2003-07-24 Alstom Technology Ltd Brennkammer und daempferandnung zur reduzierung von brennkammerpulsationen in einer gasturbinenanlage
US7331182B2 (en) 2002-01-16 2008-02-19 Alstom Technology Ltd Combustion chamber for a gas turbine
WO2003074937A1 (de) * 2002-03-07 2003-09-12 Siemens Aktiengesellschaft Brenner, verfahren zum betrieb eines brenners und gasturbine
EP1342952A1 (de) * 2002-03-07 2003-09-10 Siemens Aktiengesellschaft Brenner, Verfahren zum Betrieb eines Brenners und Gasturbine
CN1320314C (zh) * 2002-03-07 2007-06-06 西门子公司 燃气轮机
US7246493B2 (en) 2002-03-07 2007-07-24 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine
EP1342953A1 (de) 2002-03-07 2003-09-10 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
US7320222B2 (en) 2002-03-07 2008-01-22 Siemens Aktiengesellschaft Burner, method for operating a burner and gas turbine
WO2003074936A1 (de) * 2002-03-07 2003-09-12 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
US7661267B2 (en) 2003-12-16 2010-02-16 Ansaldo Energia S.P.A. System for damping thermo-acoustic instability in a combustor device for a gas turbine
US7878799B2 (en) 2004-03-31 2011-02-01 Alstom Technology Ltd Multiple burner arrangement for operating a combustion chamber, and method for operating the multiple burner arrangement
DE102006007711B4 (de) * 2006-02-14 2008-07-24 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Brennkammer und Verfahren zur Einstellung der akustischen Eigenschaften einer Brennkammer
DE102006007711A1 (de) * 2006-02-14 2007-08-16 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Brennkammer und Verfahren zur Einstellung der akustischen Eigenschaften einer Brennkammer
GB2443838A (en) * 2006-11-16 2008-05-21 Rolls Royce Plc Combustion Control for a Gas Turbine
GB2443838B (en) * 2006-11-16 2009-01-28 Rolls Royce Plc Combustion control for a gas turbine
US8206079B2 (en) 2007-05-02 2012-06-26 Rolls Royce Plc Temperature controlling apparatus
EP2187125A1 (de) 2008-09-24 2010-05-19 Siemens Aktiengesellschaft Vorrichtung und Verfahren zur Dämpfung von Verbrennungsschwingungen
WO2010115980A2 (de) 2009-04-11 2010-10-14 Alstom Technology Ltd. Brennkammer mit helmholtzdämpfer
CH700799A1 (de) * 2009-04-11 2010-10-15 Alstom Technology Ltd Brennkammer mit Helmholtzdämpfer für eine Gasturbine.
WO2010115980A3 (de) * 2009-04-11 2011-10-20 Alstom Technology Ltd. Brennkammer mit helmholtzdämpfer
AU2010233724B2 (en) * 2009-04-11 2015-06-18 General Electric Technology Gmbh Combustion chamber having a helmholtz damper
WO2011134713A1 (de) 2010-04-28 2011-11-03 Siemens Aktiengesellschaft Brennersystem zur dämpfung eines brennersystems
WO2011134706A1 (de) 2010-04-28 2011-11-03 Siemens Aktiengesellschaft Brennersystem und verfahren zur dämpfung eines solchen brennersystems
EP2383514A1 (de) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Brennersystem und Verfahren zur Dämpfung eines solchen Brennersystems
JP2013525737A (ja) * 2010-04-28 2013-06-20 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft バーナ装置及びこの種のバーナの振動減衰方法
US8631654B2 (en) 2010-04-28 2014-01-21 Siemens Aktiengesellschaft Burner system and method for damping such a burner system
EP2383515A1 (de) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Brennersystem und Verfahren zur Dämpfung eines solchen Brennersystems
WO2015176887A1 (de) 2014-05-19 2015-11-26 Siemens Aktiengesellschaft Brenneranordnung mit resonator
US10605457B2 (en) 2014-05-19 2020-03-31 Siemens Aktiengesellschaft Burner arrangement with resonator

Also Published As

Publication number Publication date
EP0597138B1 (de) 1997-07-16
DE59208715D1 (de) 1997-08-21
US5373695A (en) 1994-12-20
KR940011862A (ko) 1994-06-22
JP3397858B2 (ja) 2003-04-21
JPH06221563A (ja) 1994-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE10217913B4 (de) Gasturbine mit Brennkammer zur flammenlosen Oxidation
DE102007004864B4 (de) Brennkammer einer Gasturbine und Verbrennungssteuerverfahren für eine Gasturbine
CA2453532C (en) Premixing nozzle, combustor,and gas turbine
EP2116766B1 (de) Brenner mit Brennstofflanze
EP0393484B1 (de) Brennkammeranordnung
EP1723369B1 (de) Vormischbrenner sowie verfahren zur verbrennung eines niederkalorischen brenngases
EP1199516B1 (de) Brenner
DE19533055B4 (de) Doppelbrennstoffmischer für eine Gasturbinenbrennkammer
DE60022457T2 (de) Verfahren zur gestuften Brennstoffzufuhr in zugleich mit flüssig- und gasförmigen Brennstoffen getriebenen Gasturbinen
DE602005001682T2 (de) Helmholtzresonator für eine Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks
EP0204553B1 (de) Gasturbinenbrennkammer
EP1504222B1 (de) Vormischbrenner
DE69818376T2 (de) Gasturbinenbrennkammer
US6438959B1 (en) Combustion cap with integral air diffuser and related method
US5373695A (en) Gas turbine combustion chamber with scavenged Helmholtz resonators
DE3113381C2 (de)
KR0157140B1 (ko) 가스터빈 연소장치 및 그 연소제어방법
EP0675322B1 (de) Vormischbrenner
DE10058688B4 (de) Dämpferanordnung zur Reduktion von Brennkammerpulsationen
DE4406399B4 (de) Wärmeerzeuger
EP0363834B1 (de) Brenner, insbesondere Hochgeschwindigkeitsbrenner
DE3222347C2 (de)
EP1864056B1 (de) Vormischbrenner für eine gasturbinenbrennkammer
DE69917655T2 (de) System zur dämpfung akustischer schwingungen in einer brennkammer
DE4446945B4 (de) Gasbetriebener Vormischbrenner

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): CH DE FR GB LI NL

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): CH DE FR GB LI NL

17P Request for examination filed

Effective date: 19941031

17Q First examination report despatched

Effective date: 19951218

RAP1 Rights of an application transferred

Owner name: ASEA BROWN BOVERI AG

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): CH DE FR GB LI NL

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 19970716

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REF Corresponds to:

Ref document number: 59208715

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19970821

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 19970919

ET Fr: translation filed
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 19971130

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 19971130

NLV1 Nl: lapsed or annulled due to failure to fulfill the requirements of art. 29p and 29m of the patents act
26N No opposition filed
REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: 732E

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CA

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: TP

PGFP Annual fee paid to national office [announced from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20091130

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20101109

Year of fee payment: 19

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF THE APPLICANT RENOUNCES

Effective date: 20101025

PGFP Annual fee paid to national office [announced from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20101022

Year of fee payment: 19

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20111109

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST

Effective date: 20120731

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20111109

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20111130