EP0781967A2 - Gasturbinenringbrennkammer - Google Patents

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EP0781967A2
EP0781967A2 EP96810777A EP96810777A EP0781967A2 EP 0781967 A2 EP0781967 A2 EP 0781967A2 EP 96810777 A EP96810777 A EP 96810777A EP 96810777 A EP96810777 A EP 96810777A EP 0781967 A2 EP0781967 A2 EP 0781967A2
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EP
European Patent Office
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combustion chamber
gas turbine
air
compressor
chamber according
Prior art date
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EP96810777A
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EP0781967A3 (de
EP0781967B1 (de
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Klaus Dr. Döbbeling
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General Electric Switzerland GmbH
Original Assignee
ABB Research Ltd Switzerland
ABB Research Ltd Sweden
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Publication of EP0781967A3 publication Critical patent/EP0781967A3/de
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the invention relates to the field of combustion technology. It relates to a gas turbine ring combustion chamber, which is operated with premix burners, and to a method for operating this device.
  • Gas turbines essentially consist of the components compressor, combustion chamber and turbine. For reasons of environmental protection, instead of diffusion combustion, low-pollutant premix combustion is increasingly used.
  • the air emerging from the compressor has a very high speed (approx. 200 m / s) and, in order to recover the kinetic energy contained in it, is decelerated with as little loss as possible in a deflection diffuser.
  • the speed in the combustion chamber is again greatly reduced, at least locally downstream of the burner. Usually a local recirculation zone with negative velocities is created.
  • the speed in the combustion chamber is then about 50 m / s in order to obtain a sufficient dwell time and to keep the heat transfer between the hot gas and the combustion chamber wall low.
  • At the outlet of the combustion chamber there is an acceleration so that gas velocities close to the speed of sound are reached at the turbine inlet.
  • the invention tries to avoid all these disadvantages. It is based on the task of developing a gas turbine ring combustion chamber which is equipped with special premix burners and which is distinguished by a small size and is simplified compared to the known prior art, with improved premixing of fuel and air with a lower total pressure drop.
  • a gas turbine ring combustion chamber which is arranged downstream of a compressor and is equipped on its front plate with at least one ring-shaped premix burner row, in that a burner air duct designed as a diffuser leads to each burner directly downstream of the compressor outlet from the guide vanes of the last compressor row.
  • a burner air duct designed as a diffuser leads to each burner directly downstream of the compressor outlet from the guide vanes of the last compressor row.
  • the combustion air is divided into individual air streams for the burners and for cooling the combustion chamber and turbine immediately after leaving the compressor, after which the speed of the air for the burners is reduced to approximately that Half the value of the compressor outlet speed is delayed, then at least one longitudinal vortex is generated in the air for each combustion air duct, fuel being added during or downstream of the generation of the longitudinal vortex, the mixture now flows along in a mixing duct and flows with a total swirl into the combustion chamber and finally burns there.
  • the advantages of the invention include the fact that the combustion chamber has smaller dimensions compared to the prior art and the area to be cooled in the combustion chamber is reduced. The pressure loss between the compressor outlet and the turbine inlet is smaller. In addition, there is a very good and robust uniform distribution of the air to the burners and the premixing of fuel and combustion air is improved.
  • the ratio of the number of blades in the last compressor row to the number of premix burners is an integer, in particular 1 or 2, because then a combustion air channel can be coupled directly to one or two blade channels in the last compressor row.
  • the mixing channel has an approximately round cross section, because then a good mixing of air and fuel is achieved. Mixing channels with a rectangular cross section are also conceivable. Likewise, if there is only one burner row, the mixing channel can be designed as a segmented annular gap.
  • combustion air ducts are arranged spirally around the axis of the gas turbine. In this way, axial length can be saved.
  • the axes of the mixing channels are advantageous Mixture), arranged so that they form an angle, preferably an angle of 45 °, with the axis of the gas turbine. This further improves mixing and flame stabilization.
  • the system does not show, for example, the exhaust gas casing of the gas turbine with exhaust pipe and chimney, as well as the inlet parts of the compressor part and the low-pressure compressor stages.
  • the direction of flow of the work equipment is indicated by arrows.
  • Fig. 1 shows a partial longitudinal section of a gas turbine system with an annular combustion chamber according to the prior art.
  • An annular combustion chamber 4 which is equipped with premix burners 5 of the double-cone type, is arranged between a compressor 1 and a turbine 2, of which only one guide vane 3 of the first row of guide vanes is shown.
  • the fuel 6 is supplied to each premix burner 5 via fuel lances 7.
  • the annular combustion chamber 4 is cooled convectively or by means of impingement cooling.
  • the compressor 1 consists essentially of the blade carrier 8, in which the guide blades 9 are suspended, and of the rotor 10, which receives the rotor blades 11. In Fig. 1 are each only the last compressor stages are shown.
  • a deflection diffuser 12 is arranged at the outlet of the compressor 1. It opens into a plenum 13 arranged between the compressor 1 and the annular combustion chamber 4.
  • the air 14 emerging from the compressor 1 has a very high speed. It is delayed in the deflection diffuser 12 in order to recover the kinetic energy contained therein, so that only very low air velocities prevail in the plenum 13 adjoining the deflection diffuser 12. As a result, a uniform distribution of the air 14 to the burners 5 can be achieved and cooling air for the combustion chamber 4 and the turbine 2 can be removed without problems.
  • the speed since the speed must be high in order to avoid flame flashback in order to design the premixing process of air 14 and fuel 6 at the mixing point of the fuel 6 in a reliable manner, the air 14 in the premixing zone must be accelerated again strongly before the burner 5 downstream again in the Combustion chamber 4, for reasons of flame stability, the speed is reduced.
  • the gas is then accelerated again at the downstream end of the combustion chamber 4, so that 2 speeds close to the speed of sound are reached at the inlet into the turbine.
  • the multiple accelerations and decelerations between the compressor outlet and the turbine inlet are fraught with losses and the required multiple deflections of the air mass flow lead to a rather large overall height.
  • the outer diameter in the region of the combustion chamber is approximately 4.5 m.
  • FIG. 2 shows an embodiment of the invention using a four-row gas turbine ring combustion chamber.
  • the air 14 is no longer delayed to plenum conditions, but the delay in the air 14 is only limited to that Speed level of the premixing section. This eliminates the multiple redirection of the total air mass flow and the size in the area of the combustion chamber can be significantly reduced.
  • a burner air distribution system is arranged directly downstream of the compressor outlet on the guide vanes 9 of the last compressor blade row, in which a burner air duct 15 designed as a diffuser leads to each burner 5 of the annular combustion chamber 4.
  • At least one longitudinal vortex generator 16 is located at the downstream end of the combustion air duct 15.
  • At least one fuel injector 17 is provided in or downstream of the longitudinal vortex generator 16, and downstream of the fuel injector 17 is a mixing duct 19 of constant height H and with a length L that ends in the combustion chamber 4 corresponds to twice the value of the hydraulic channel diameter D.
  • the deflection diffuser 12 and the plenum 13 are therefore omitted.
  • the air from the compressor 1 is divided into a plurality of individual channels immediately after it leaves the compressor 1, specifically into the combustion air channels 15 and into annular channels 20 for the cooling air 21 of the combustion chamber 4 and the turbine 2 arranged on the hub side or on the housing side which is provided here at a high pressure level.
  • air 22 can be removed from the channels 20 for flushing out the boundary layer which forms in the mixing channel 19. This is only shown as an example for the innermost mixing channel 19.
  • the combustion air ducts 15 are designed as diffusers and delay the air speed to approximately half the value of the compressor outlet speed, with a maximum of 75% of the dynamic energy being able to be converted into pressure gain.
  • one or more longitudinal vortices per combustion air channel 15 are generated on the longitudinal vortex generator 16.
  • fuel 6 which is supplied for example through fuel lances 7, is mixed with the air 14 by an integrated fuel injector 17.
  • the fuel injection 17 can also be arranged downstream of the longitudinal vortex generator 16.
  • the longitudinal vortices generated guarantee good mixing of fuel 6 and combustion air 14 in the subsequent mixing channels 19. These have a constant height H and are approximately twice as long as two hydraulic channel diameters D.
  • the mixing channels 19 have a circular cross section, are a mixing tube.
  • the mixing tube axes 24 are arranged parallel to the axis 25 of the gas turbine.
  • the mixing channels 19 can also have a right-angled or polygonal cross section or they can also be a segmented annular gap.
  • the longitudinal vortices caused by the longitudinal vortex generator 16 generate a total swirl in the mixing channel 19, which after the fuel / air mixture 23 has emerged into the combustion chamber 4 leads to a highly turbulent flame stabilization zone in which the vortex bursts and a zone on the axis is present very low or negative axial speed is generated.
  • a flashback in the mixing zone can be caused by a balanced axial speed profile with an increase on the axis and by a additional injection of air 22 into the boundary layer of the mixing channel 19 can be reliably prevented.
  • a burner air duct 15 can be coupled directly to, for example, one or two blade ducts of the last row of compressors.
  • FIGS. 1 and 2 the reduction in the area of the combustion chamber wall to be cooled can be clearly seen according to the invention.
  • a gas turbine from the 170 MWel class, eg GT13E2 should serve as an example. While according to the prior art (FIG. 1) the outer diameter in the area of the combustion chamber is approximately 4.5 m, this value is only 3.5 m when using the invention, so that the size is reduced by approx. 20% is reached. Due to the greatly reduced area to be cooled in the new combustion chamber and the extremely low NOx emissions that can be achieved with good premix burner technology at relatively high flame temperatures (theoretically approx. 5 ppm NOx at 15% O 2 and 1850 K flame temperature), the combustion chamber can be cooled via film or effusion cooling.
  • FIG. 3 and 4 show a further exemplary embodiment.
  • FIG. 3 shows a partial cross section of a two-row annular combustion chamber corresponding to a section in the plane III-III of the four-row combustion chamber shown in FIG. 2.
  • the annular combustion chamber 4 according to FIG. 3 is therefore equipped with two rows of premix burners 5.
  • the arrows in FIG. 3 are intended to illustrate an opposing angle of incidence of the burners 5 in the adjacent rows. This opposite angle of attack ensures that no overall swirl is generated in the combustion chamber 4.
  • the cross section of the mixing channels In this exemplary embodiment, 19 is not round, but rather elliptical.
  • the mixing tube axes 24 are positioned in relation to the shaft in the circumferential direction, i.e. the mixing tube axis 24 forms an angle of ⁇ about 45 ° with the machine axis 25. This improves the mixing and flame stabilization in the combustion chamber 4.
  • combustion air ducts 15 are arranged spirally around the axis 25 of the gas turbine in order to keep the axial length of the machine as small as possible.
  • the invention is particularly suitable for the use of MBtu as fuel, that is to say fuel with a medium calorific value, which arises, for example, from the gasification of heavy oil, coal and tar.
  • the fuel admixture can be moved very simply to a higher speed range (> 100 m / s) in order to reliably avoid backfiring to the fuel injector even with these fuels, which are characterized by a high flame speed.
  • the high-frequency (> 1000 Hz) pressure pulsations (wake of the blades) generated by the last row of compressor runs particularly support the fuel-air mixing process because there is only a short deceleration distance between the end of the compressor 1 and the fuel injector 17, i.e. a short one designed as a diffuser Burner air duct 15 is required

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Abstract

Bei einer Gasturbinenringbrennkammer (4), welche stromab eines Verdichters (1) angeordnet und auf ihrer Frontplatte mit mindestens einer ringförmig angeordneten Reihe von Vormischbrennern (5) bestückt ist, führt direkt stromab des Verdichteraustritts von den Leitschaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zu jedem Brenner (5) jeweils ein als Diffusor ausgebildeter Brennluftkanal (15), an dessem stromabwärtigen Ende sich mindestens ein Längswirbelerzeuger (16) befindet, wobei im oder stromab des Längswirbelerzeugers (16) mindestens eine Brennstoffeindüsung (17) vorgesehen ist. Stromab der Brennstoffeindüsung (17) ist ein in die Brennkammer (4) endender Mischkanal (19) konstanter Höhe (H) und mit einer Länge (L), die etwa dem zweifachen Wert des hydraulischen Kanaldurchmessers (D) entspricht, angeordnet. Dadurch kann die Baugrösse der Gasturbine im Bereich der Brennkammer (4) wesentlich reduziert werden. Zusätzlich verringert sich der Druckverlust zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt. <IMAGE>

Description

    Technisches Gebiet
  • Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Verbrennungstechnik. Sie betrifft eine Gasturbinenringbrennkammer, welche mit Vormischbrennern betrieben wird, sowie ein Verfahren zum Betrieb dieser Vorrichtung.
    • Stand der Technik
  • Gasturbinen bestehen im wesentlichen aus den Bauteilen Verdichter, Brennkammer und Turbine. Aus Gründen des Umweltschutzes wird anstelle einer Diffusionsverbrennung vermehrt mit einer schadstoffarmen Vormischverbrennung gearbeitet.
  • Es ist bekannter Stand der Technik (vgl. H. Neuhoff und K. Thoren: "Die neuen Gasturbinen GT 24 und GT 26 - hohe Wirkungsgrade dank sequentieller Verbrennung", ABB Technik 2(1994), S. 4-7 und D. Viereck: "Die Gasturbine GT13E2 - ein richtungsweisendes Konzept für die Zukunft", ABB Technik 6(1993), S. 11-16), zwischen dem Verdichter und der mit mehreren Vormischbrennern ausgerüsteten Ringbrennkammer einer Gasturbine ein Plenum anzuordnen, in dem sehr geringe Luftgeschwindigkeiten herrschen. Durch das Plenum soll eine Gleichverteilung der Luft auf die Brenner erreicht werden. Zusätzlich wird damit eine Möglichkeit geschaffen, Kühlluft für die Brennkammer und die Turbine auf hohem Druckniveau zu entnehmen.
  • Die aus dem Verdichter austretende Luft hat eine sehr hohe Geschwindigkeit (ca. 200 m/s) und wird, um die in ihr enthaltene kinetische Energie zurückzugewinnen, möglichst verlustfrei in einem Umlenkdiffusor verzögert.
  • Um eine schadstoffarme Verbrennung zu erreichen, werden Brennstoff und Verbrennungsluft im Brenner vorgemischt. Zwecks betriebssicherer Gestaltung des Vormischvorgangs muss an der Einmischungsstelle, in deren Nähe sich eine Zone mit stöchiometrischem Gemisch befindet, die Geschwindigkeit aber sehr hoch sein, damit ein Rückschlagen der Flamme sicher vermieden werden kann. Die Luft, die im Plenum nur noch sehr geringe Geschwindigkeiten (ca. 10 m/s) aufweist, muss daher wieder auf hohe Geschwindigkeiten (ca. 80 bis 100 m/s) in der Vormischzone beschleunigt werden.
  • Um die Flamme stromab des Vormischbrenners an einem festen Ort zu stabilisieren, wird die Geschwindigkeit in der Brennkammer zumindestens lokal stromab des Brenners wieder stark abgesenkt. Meist wird eine lokale Rezirkulationszone mit negativen Geschwindigkeiten erzeugt. In der Brennkammer beträgt die Geschwindigkeit dann etwa 50 m/s, um eine hinreichende Verweilzeit zu erhalten und den Wärmeübergang zwischen Heissgas und Brennkammerwand klein zu halten. Am Austritt der Brennkammer erfolgt wiederum eine Beschleunigung, so dass am Eintritt der Turbine Geschwindigkeiten des Gases bis nahe an die Schallgeschwindigkeit erreicht werden.
  • Die mehrfachen Beschleunigungen und Verzögerungen der strömenden Medien (Luft, Brennstoff/Luft-Gemisch, Heissgase) zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt haben den Nachteil, dass sie jeweils mit Verlusten behaftet sind. Sie erfordern ausserdem mehrfache Umlenkungen des gesamten Luftmassenstromes, da der Abstand zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt aus rotordynamischen Gründen klein gehalten werden muss, so dass dadurch die Baugrösse der Brennkammer nach dem bekannten Stand der Technik recht gross und kompliziert ist.
    • Darstellung der Erfindung
  • Die Erfindung versucht, all diese Nachteile zu vermeiden. Ihr liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenringbrennkammer, welche mit speziellen Vormischbrennern ausgerüstet ist, zu entwickeln, die sich durch eine geringe Baugrösse auszeichnet und gegenüber dem bekannten Stand der Technik vereinfacht ist, wobei eine verbesserte Vormischung von Brennstoff und Luft bei einem geringeren Gesamtdruckverlust erfolgt.
  • Erfindungsgemäss wird dies bei einer Gasturbinenringbrennkammer, welche stromab eines Verdichters angeordnet und auf ihrer Frontplatte mit mindestens einer ringförmig angeordneten Vormischbrennerreihe bestückt ist, dadurch erreicht, dass direkt stromab des Verdichteraustritts von den Leitschaufeln der letzten Verdichterreihe zu jedem Brenner jeweils ein als Diffusor ausgebildeter Brennerluftkanal führt, an dessem stromabwärtigen Ende sich mindestens ein Längswirbelerzeuger befindet, wobei im oder stromab des Längswirbelerzeugers mindestens eine Brennstoffeindüsung vorgesehen ist und stromab der Brennstoffeindüsung ein in die Brennkammer endender Mischkanal konstanter Kanalhöhe und mit einer Länge, die etwa dem zweifachen Wert der hydraulischen Kanalhöhe entspricht, angeordnet ist.
  • Die Verbrennungsluft wird direkt nach Austritt aus dem Verdichter in einzelne Luftströme für die Brenner und für die Kühlung der Brennkammer und Turbine aufgeteilt, danach wird die Geschwindigkeit der Luft für die Brenner auf etwa den halben Wert der Verdichteraustrittsgeschwindigkeit verzögert, anschliessend wird pro Brennluftkanal mindestens ein Längswirbel in der Luft erzeugt, wobei während oder stromab der Längswirbelerzeugung Brennstoff beigemischt wird, das Gemisch nunmehr in einem Mischkanal entlangströmt und mit einem Gesamtdrall behaftet in die Brennkammer strömt und dort schliesslich verbrennt.
  • Die Vorteile der Erfindung bestehen unter anderem darin, dass die Brennkammer im Vergleich zum bisherigen Stand der Technik geringere Abmasse aufweist und die zu kühlende Fläche in der Brennkammer verringert wird. Der Druckverlust zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt ist kleiner. Ausserdem erfolgt eine sehr gute und robuste Gleichverteilung der Luft auf die Brenner und die Vormischung von Brennstoff und Verbrennungsluft wird verbessert.
  • Es ist besonders zweckmässig, wenn das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner ganzzahlig, insbesondere 1 oder 2 ist, weil dann ein Brennluftkanal unmittelbar an ein oder zwei Schaufelkanäle der letzten Verdichterreihe angekoppelt werden kann.
  • Von Vorteil ist es, wenn der Mischkanal einen annähernd runden Querschnitt aufweist, weil dann eine gute Durchmischung von Luft und Brennstoff erreicht wird. Aber auch Mischkanäle mit einem rechteckigen Querschnitt sind denkbar. Ebenso kann beim Vorhandensein von nur einer Brennerreihe der Mischkanal als ein segmentierter Ringspalt ausgebildet sein.
  • Ferner ist es vorteilhaft, wenn die Brennluftkanäle spiralig um die Achse der Gasturbine angeordnet sind. Auf diese Weise kann axiale Länge gespart werden.
  • Schliesslich werden mit Vorteil die Achsen der Mischkanäle (d.h. die Strömungsrichtung des in die Brennkammer eintretenden Gemisches), so angeordnet, dass sie mit der Achse der Gasturbine einen Winkel, vorzugsweise einen Winkel von 45°, bilden. Dadurch wird die Mischung und Flammenstabilisierung weiter verbessert.
  • Weiterhin ist es zweckmässig, wenn beim Vorhandensein von mehr als einer ringförmigen Vormischbrennerreihe die Brenner von Reihe zu Reihe gegensinnig in Umfangsrichtung angestellt sind. Dadurch wird der Gesamtdrall in der Brennkammer zu Null.
  • Es ist ausserdem von Vorteil wenn zusätzlich Luft in die Grenzschicht des Mischkanales eingedüst wird, weil dadurch ein Flammenrückschlag in die Mischzone weiter verhindert wird.
  • Vorteilhaft ist es, wenn bei Verwendung von Brennstoff mit mittlerem Heizwert (MBtu) dieser in einen Bereich hoher Luftgeschwindigkeit (>100 m/s) eingemischt wird. Dadurch wird auch bei diesen Brennstoffen, die eine sehr hohe Flammengeschwindigkeit aufweisen, ein Rückzünden zum Brennstoffinjektor sicher vermieden.
    • Kurze Beschreibung der Zeichnung
  • In der Zeichnung sind mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt.
  • Es zeigen:
    • Fig. 1
    einen Teillängsschnitt einer Gasturbinenanlage mit einer mit Vormischbrennern bestückten Ringbrennkammer nach dem Stand der Technik;
    Fig. 2
    einen Teillängsschnitt einer Gasturbinenanlage mit einer erfindungsgemässen vierreihigen Ringbrennkammer;
    Fig. 3
    einen Teilquerschnitt einer zweireihigen Brennkammer entsprechend einem Schnitt in der Ebene III-III der in Fig. 2 dargestellten vierreihigen Brennkammer;
    Fig. 4
    eine Abwicklung der Vormischstrecke (entlang IV-IV in Fig. 3) zwischen Verdichteraustritt und Brennkammerfrontplatte .
  • Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Nicht dargestellt sind von der Anlage beispielsweise das Abgasgehäuse der Gasturbine mit Abgasrohr und Kamin sowie die Eintrittspartien des Verdichterteils und die Niederdruckverdichterstufen. Die Strömungsrichtung der Arbeitsmittel ist mit Pfeilen bezeichnet.
    • Weg zur Ausführung der Erfindung
  • Nachfolgend wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen und der Fig. 1 bis 4 näher erläutert.
  • Fig. 1 zeigt zunächst einen Teillängsschnitt einer Gasturbinenanlage mit einer Ringbrennkammer nach dem Stand der Technik. Zwischen einem Verdichter 1 und einer Turbine 2, von der nur eine Leitschaufel 3 der ersten Leitschaufelreihe dargestellt ist, ist eine Ringbrennkammer 4, welche mit Vormischbrennern 5 der Doppelkegelbauart bestückt ist, angeordnet. Die Zufuhr des Brennstoffes 6 zu jedem Vormischbrenner 5 wird über Brennstofflanzen 7 realisiert. Die Ringbrennkammer 4 wird konvektiv bzw. mittels Prallkühlung gekühlt. Der Verdichter 1 besteht im wesentlichen aus dem Schaufelträger 8, in dem die Leitschaufeln 9 eingehängt sind und aus dem Rotor 10, der die Laufschaufeln 11 aufnimmt. In Fig. 1 sind jeweils nur die letzten Verdichterstufen dargestellt. Am Austritt des Verdichters 1 ist ein Umlenkdiffussor 12 angeordnet. Er mündet in ein zwischen Verdichter 1 und Ringbrennkammer 4 angeordnetes Plenum 13.
  • Die aus dem Verdichter 1 austretende Luft 14 hat eine sehr hohe Geschwindigkeit. Sie wird im Umlenkdiffusor 12 verzögert, um die in ihr enthaltene kinetische Energie zurückzugewinnen, so dass im sich an den Umlenkdiffusor 12 anschliessenden Plenum 13 nur noch sehr geringe Luftgeschwindigkeiten herrschen. Dadurch kann eine Gleichverteilung der Luft 14 auf die Brenner 5 erreicht werden und es kann problemlos Kühlluft für die Brennkammer 4 und die Turbine 2 entnommen werden. Da aber andererseits zur betriebssicheren Gestaltung des Vormischvorgangs von Luft 14 und Brennstoff 6 an der Einmischstelle des Brennstoffes 6 die Geschwindigkeit zwecks Vermeidung von Flammenrückschlag hoch sein muss, muss die Luft 14 in der Vormischzone wieder stark beschleunigt werden, bevor wiederum stromab der Brenner 5 in der Brennkammer 4 aus Flammenstabilitätsgründen eine Absenkung der Geschwindigkeit erfolgt. Am stromabwärtigen Ende der Brennkammer 4 wird dann das Gas wiederum beschleunigt, so dass am Eintritt in die Turbine 2 Geschwindigkeiten nahe der Schallgeschwindigkeit erreicht werden. Die mehrfache Beschleunigungen und Verzögerungen zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt sind mit Verlusten behaftet und die erforderlichen mehrfachen Umlenkungen des Luftmassenstromes führen zu einer recht grossen Bauhöhe. So beträgt beispielsweise bei einer Gasturbine aus der 170 MWel Klasse nach dem Stand der Technik (siehe Fig. 1) der äussere Durchmesser im Bereich der Brennkammer ca. 4,5 m.
  • In Fig. 2 ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer vierreihigen Gasturbinenringbrennkammer dargestellt. Im Unterschied zum oben beschriebenen Stand der Technik wird die Luft 14 nicht mehr auf Plenumsbedingungen verzögert, sondern die Verzögerung der Luft 14 beschränkt sich nur noch auf das Geschwindigkeitsniveau der Vormischstrecke. Dadurch kann die mehrfache Umlenkung des Gesamtluftmassenstromes entfallen und die Baugrösse im Bereich der Brennkammer wesentlich reduziert werden.
  • Bei der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsvariante der Erfindung ist unmittelbar stromab des Verdichteraustritts an den Leitschaufeln 9 der letzten Verdichterschaufelreihe ein Brennerluftverteilersystem angeordnet, bei dem zu jedem Brenner 5 der Ringbrennkammer 4 jeweils ein als Diffusor aus-gebildeter Brennerluftkanal 15 führt. Am stromabwärtigen Ende des Brennluftkanales 15 befindet sich mindestens ein Längswirbelerzeuger 16. Im oder stromab des Längswirbelerzeugers 16 ist mindestens eine Brennstoffeindüsung 17 vorgesehen und stromab der Brennstoffeindüsung 17 ist ein in die Brennkammer 4 endender Mischkanal 19 konstanter Höhe H und mit einer Länge L, die etwa dem zweifachen Wert des hydraulischen Kanaldurchmessers D entspricht, angeordnet. Der hydraulische Kanaldurchmesser ist definiert als Verhältnis der vierfaches Querfläche des Kanals zum Kanalumfang. Bei einem kreisförmigen Kanal gilt demnach: H=D.
  • Gemäss der Erfindung entfällt somit der Umlenkdiffusor 12 und das Plenum 13.
  • Die Luft aus dem Verdichter 1 wird direkt nach dem Austritt aus dem Verdichter 1 in eine Vielzahl von einzelnen Kanälen aufgeteilt, und zwar in die Brennluftkanäle 15 und in ringförmige nabenseitig bzw. gehäuseseitig angeordnete Kanäle 20 für die Kühlluft 21 der Brennkammer 4 und der Turbine 2, die hier auf hohem Druckniveau bereitgestellt wird. Ausserdem kann aus den Kanälen 20 Luft 22 zur Ausspülung der sich im Mischkanal 19 ausbildenden Grenzschicht entnommen werden. Dies ist nur für den innersten Mischkanal 19 beispielhaft dargestellt.
  • Die Brennluftkanäle 15 sind als Diffusoren ausgestaltet und verzögern die Luftgeschwindigkeit auf etwa den halben Wert der Verdichteraustrittsgeschwindigkeit, wobei maximal 75% der dynamischen Energie in Druckgewinn umgewandelt werden können.
  • Nachdem die Verbrennungsluft 14 auf ein geeignetes Geschwindigkeitsniveau verzögert wurde, werden am Längswirbelerzeuger 16 ein oder mehrere Längswirbel pro Brennluftkanal 15 erzeugt. Im Längswirbelerzeuger 16 wird durch eine integrierte Brennstoffeindüsung 17 Brennstoff 6, welcher beispielsweise durch Brennstofflanzen 7 zugeführt wird, der Luft 14 beigemischt. Selbstverständlich kann in einem anderen Ausführungsbeispiel die Brennstoffeindüsung 17 auch stromab der Längswirbelerzeuger 16 angeordnet sein. Die erzeugten Längswirbel garantieren eine gute Vermischung von Brennstoff 6 und Verbrennungsluft 14 in den sich anschliessenden Mischkanälen 19. Diese weisen eine konstante Höhe H auf und sind etwa doppelt so lang wie zwei hydraulische Kanaldurchmesser D. Im vorliegenden Fall besitzen die Mischkanäle 19 einen kreisförmigen Querschnitt, sind also ein Mischrohr. Die Mischrohrachsen 24 sind dabei parallel zur Achse 25 der Gasturbine angeordnet. In anderen, hier nicht zeichnerisch dargestellten Ausführungsbeispielen können die Mischkanäle 19 auch einen rechtoder mehreckigen Querschnitt aufweisen oder sie können auch ein segmentierten Ringspalt sein.
  • Es ist von Vorteil, wenn die vom Längswirbelerzeuger 16 hervorgerufenen Längswirbel im Mischkanal 19 einen Gesamtdrall erzeugen, der nach Austritt des Brennstoff/Luft-Gemisches 23 in die Brennkammer 4 zu einer hochturbulenten Flammenstabilisierungszone führt, indem der Wirbel aufplatzt und auf der Achse eine Zone mit sehr geringer oder negativer Axialgeschwindigkeit erzeugt wird. Ein Flammenrückschlag in die Mischzone kann durch ein ausgeglichenes Axialgeschwindigkeitsprofil mit einer Überhöhung auf der Achse und durch eine zusätzliche Eindüsung von Luft 22 in die Grenzschicht des Mischkanales 19 sicher unterbunden werden.
  • Günstig ist es, wenn die Anzahl der Leitschaufeln 9 der letzten Verdichterreihe und die Anzahl der Vormischbrenner 5 in einem ganzzahligen Verhältnis zueinander stehen. Dadurch kann ein Brennerluftkanal 15 unmittelbar an beispielsweise einen oder zwei Schaufelkanäle der letzten Verdichterreihe angekoppelt werden.
  • Vergleicht man die Fig. 1 und 2, so ist deutlich die Reduktion der zu kühlenden Fläche der Brennkammerwand gemäss der Erfindung zu erkennen. Als Beispiel soll eine Gasturbine aus der 170 MWel Klasse, z.B. GT13E2, dienen. Während nach dem Stand der Technik (Fig. 1) der äussere Durchmesser im Bereich der Brennkammer etwa 4,5 m beträgt, ergibt sich für diesen Wert bei Einsatz der Erfindung nur noch 3,5 m, so dass eine Reduktion der Baugrösse um ca. 20% erreicht wird. Durch die stark verringerte zu kühlende Fläche in der neuen Brennkammer und durch die mit einer guten Vormischbrennertechnik erreichbaren extrem niedrigen NOx-Emmissionen bei relativ hohen Flammentemperaturen (theoretisch ca. 5 ppm NOx bei 15% O2 und 1850 K Flammentemperatur) kann die Kühlung der Brennkammer über Film- oder Effusionskühlung erfolgen.
  • Fig. 3 und Fig. 4 zeigen ein weiteres Ausführungsbeispiel. In Fig. 3 ist ein Teilquerschnitt einer zweireihigen Ringbrennkammer entsprechend einem Schnitt in der Ebene III-III der in Fig. 2 dargestellten vierreihigen Brennkammer dargestellt. Die Ringbrennkammer 4 gemäss Fig. 3 ist somit mit zwei Reihen Vormischbrennern 5 bestückt. Die Pfeile in Fig. 3 sollen einen gegensinnigen Anstellwinkel der Brenner 5 in den nebeneinanderliegenden Reihen verdeutlichen. Durch diesen gegensinnigen Anstellwinkel wird erreicht, dass in der Brennkammer 4 kein Gesamtdrall erzeugt wird. Der Querschnitt der Mischkanäle 19 ist in diesem Ausführungsbeispiel nicht rund, sondern elliptisch.
  • In Fig. 4 ist eine Abwicklung der Vormischstrecke zwischen dem Verdichteraustritt und der Brennkammerfrontplatte 18 entlang IV-IV dargestellt. Die Mischrohrachsen 24 sind gegenüber der Welle in Umfangsrichtung angestellt, d.h. die Mischrohrachse 24 bildet mit der Maschinenachse 25 einen Winkel von α ca. 45°. Dadurch wird die Mischung und Flammenstabilisierung in der Brennkammer 4 verbessert.
  • In einem weiteren, nicht dargestellten Ausführungsbeispiel sind die Brennluftkanäle 15 spiralig um die Achse 25 der Gasturbine angeordnet, um die axiale Länge der Maschine möglichst klein zu halten.
  • Die Erfindung eignet sich besonders für die Verwendung von MBtu als Brennstoff, also Brennstoff mit mittlerem Heizwert, der beispielsweise bei der Vergasung von Schweröl, Kohle und Teer entsteht. Die Brennstoffzumischung kann in diesem Falle sehr einfach in einen Bereich höherer Geschwindigkeit (>100 m/s) verlegt werden, um auch bei diesen Brennstoffen, die durch eine hohe Flammengeschwindigkeit charakterisiert sind, ein Rückzünden zum Brennstoffinjektor sicher zu vermeiden. Die durch die letzte Verdichterlaufreihe erzeugten hochfrequenten (>1000 Hz) Druckpulsationen (Nachläufe der Schaufeln) unterstützen hier den Brennstoff-Luft-Mischungsvorgang besonders, weil zwischen dem Ende des Verdichters 1 und der Brennstoffeindüsung 17 nur eine kurze Verzögerungsstrecke, d.h. ein kurzer als Diffusor ausgebildeter Brennerluftkanal 15, erforderlich ist
    • Bezugszeichenliste
    • 1
    Verdichter
    2
    Turbine
    3
    Leitschaufel von Pos. 2
    4
    Ringbrennkammer
    5
    Vormischbrenner
    5a
    äussere Brennerreihe
    5b
    innere Brennerreihe
    6
    Brennstoff
    7
    Brennstofflanze
    8
    Schaufelträger
    9
    Leitschaufel von Pos. 1
    10
    Rotor
    11
    Laufschaufel von Pos. 1
    12
    Umlenkdiffusor
    13
    Plenum
    14
    Luft
    15
    als Diffusor ausgebildeter Brennluftkanal
    16
    Längswirbelerzeuger
    17
    Brennstoffeindüsung
    18
    Frontplatte
    19
    Mischkanal
    20
    Kanal für Pos. 21
    21
    Kühlluft
    22
    Luft zur Ausspülung der Grenzschicht in Pos. 19
    23
    Brennstoff/Luft-Gemisch
    24
    Achse von Pos. 19
    25
    Maschinenachse
    H
    Höhe von Pos. 19
    L
    Länge von Pos. 19
    D
    hydraulischer Kanaldurchmesser
    α
    Winkel zwischen Pos. 24 und 25

Claims (15)

  1. Gasturbinenringbrennkammer (4), welche stromab eines Verdichters (1) angeordnet und auf ihrer Frontplatte (18) mit mindestens einer ringförmig angeordneten Reihe von Vormischbrennern (5) bestückt ist, dadurch gekennzeichnet, dass direkt stromab des Verdichteraustritts von den Leitschaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zu jedem Brenner (5) jeweils ein als Diffusor ausgebildeter Brennluftkanal (15) führt, an dessem stromabwärtigen Ende sich mindestens ein Längswirbelerzeuger (16) befindet, wobei im oder stromab des Längswirbelerzeugers (16) mindestens eine Brennstoffeindüsung (17) vorgesehen ist und stromab der Brennstoffeindüsung (17) ein in die Brennkammer (4) endender Mischkanal (19) konstanter Höhe (H) und mit einer Länge (L), die etwa dem zweifachen Wert des hydraulischen Kanaldurchmessers (D) entspricht, angeordnet ist.
  2. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner (5) ganzzahlig ist.
  3. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner (5) Eins ist.
  4. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner (5) Zwei ist.
  5. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennluftkanäle (15) spiralig um die Achse (25) der Gasturbine angeordnet sind.
  6. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Mischkanal (19) einen runden Querschnitt aufweist.
  7. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Mischkanal (19) einen rechteckigen Querschnitt aufweist.
  8. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Mischkanal (19) ein segmentierter Ringspalt ist.
  9. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Achsen (24) der Mischkanäle (19) und die Achse (25) der Gasturbine parallel sind.
  10. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Achsen (24) der Mischkanäle (19) mit der Achse (25) der Gasturbine einen Winkel (α) bilden.
  11. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel (α) etwa 45° beträgt.
  12. Gasturbinenringbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass bei mehr als einer ringförmigen Vormischbrennerreihe-die Brenner (5) von Reihe (5a) zu Reihe (5b) gegensinnig in Umfangsrichtung angestellt sind.
  13. Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenringbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbrennungsluft (14) direkt nach Austritt aus dem Verdichter (1) in einzelne Luftströme für die Brenner und für die Kühlung der Brennkammer und Turbine aufgeteilt wird, dass danach die Geschwindigkeit der Luft (14) für die Brenner (5) in den Brennluftkanälen (15) auf etwa den halben Wert der Verdichteraustrittsgeschwindigkeit verzögert wird, dass anschliessend pro Brennluftkanal (15) mindestens ein Längswirbel in der Luft (14) erzeugt wird, wobei während oder stromab der Längswirbelerzeugung Brennstoff (6) beigemischt wird, das Gemisch in einem Mischkanal (19) entlangströmt und mit einem Gesamtdrall behaftet in die Brennkammer (4) strömt und dort verbrennt.
  14. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich Luft (22) in die Grenzschicht des Mischkanales (19) eingedüst wird.
  15. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass bei Verwendung von Brennstoff (6) mit mittlerem Heizwert (MBtu) dieser in einen Bereich hoher Luftgeschwindigkeit von grösser 100 m/s eingemischt wird.
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