EP0870990B1 - Gas turbine with toroidal combustor - Google Patents

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EP0870990B1
EP0870990B1 EP97810167A EP97810167A EP0870990B1 EP 0870990 B1 EP0870990 B1 EP 0870990B1 EP 97810167 A EP97810167 A EP 97810167A EP 97810167 A EP97810167 A EP 97810167A EP 0870990 B1 EP0870990 B1 EP 0870990B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
interior space
burners
annular
toroidal
Prior art date
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Expired - Lifetime
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EP97810167A
Other languages
German (de)
French (fr)
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EP0870990A1 (en
Inventor
Jakob Prof. Dr. Keller
Roger Suter
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General Electric Switzerland GmbH
Original Assignee
Alstom Schweiz AG
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Publication date
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Priority to EP97810167A priority patent/EP0870990B1/en
Priority to CNB981041957A priority patent/CN1149354C/en
Priority to US09/044,910 priority patent/US6192669B1/en
Publication of EP0870990A1 publication Critical patent/EP0870990A1/en
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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
    • F23R3/425—Combustion chambers comprising a tangential or helicoidal arrangement of the flame tubes
    • 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
    • F23R3/52—Toroidal combustion chambers

Definitions

  • the present invention relates to a combustion chamber according to the preamble of the claim 1. It also relates to a method for operating such a combustion chamber.
  • Combustion chambers of modern gas turbine groups are preferably designed as ring combustion chambers. In the direction of flow, they are arranged axially between the compressor and the turbine, taking care that the hot gases formed there are optimally guided between the two flow machines, normally between the compressor and the turbine, in terms of flow and combustion technology. This regularly leads to the fact that such ring combustion chambers have a relatively long axial extension, in particular the combustion-technical specifications or Minimum requirements are met. The combustion-related aspects exert a not insignificant influence on the absolute axial length of such combustion chambers. The length of a main ring combustion chamber is regularly decisive for the design of the entire gas turbine group, for example whether more than two bearings must then be provided for the rotor support or whether the gas turbine group must be designed with two shafts.
  • elongated combustion chambers tend to cause pulsations to initiate within the combustion chamber section, these pulsations then adversely affect the operation of the burners, especially if these premix burners work with an integrated premixing section and as a flame holder have a backflow zone.
  • the invention seeks to remedy this.
  • the invention as set out in the claims is characterized, the task is based on a combustion chamber as well To provide methods of operating them which are at least those listed above Can overcome disadvantages.
  • a major advantage of the invention is that the combustion chamber while maintaining high combustion efficiency and minimizing pollutant emissions are extremely compact has axial length, such that this combustion chamber in combination none with the turbomachines of a gas turbine group Influence more on the rotor length.
  • combustion chamber is basically of the simplest design. Your combustion and fluidic conception allows an optimal fluidic operation when loading the downstream turbine.
  • this combustion chamber is essentially toroidal Configuration, with certain deviations from an ideal torus shape permitted are.
  • Such a combustion chamber can be easily between any two Arrange turbomachines.
  • the combustion chamber according to the invention almost predestined as a retrofit unit, for example instead of one Silo combustion chamber to be installed in existing gas turbines.
  • this combustion chamber unfolds, especially in the case of premix burns. with a view to maximizing efficiency and minimizing of pollutant emissions, their full strength.
  • This combustion chamber also allows efficient cooling of your liner with a minimized Amount of the cooling medium used in each case. This is a very important aspect, especially in those cases where the cooling of the Combustion chamber uses a lot of air from the compressor.
  • this combustion chamber is also suitable, both with and without loss of quality to be operated with liquid as well as gaseous fuels.
  • liquid fuel as can be seen below is specified in more detail, an excellent minimization of pollutant emissions achieve.
  • the excellent flame stabilization from the above-mentioned fluidic relationships minimizes pollutant emissions, especially with regard to NOx emissions. With these, emissions of less than 5 vppm (15% O 2 ) can be achieved.
  • the other pollutant emissions such as CO and UHC, can also be reduced with the combustion chamber according to the invention, because the toroidal space, ie the vortex guidance of the hot gases, also acts as an intensive, compact burnout zone.
  • the likewise low pollutant emissions at part load have already been discussed above.
  • Fig. 1 shows a combustion chamber for operating a gas turbine group.
  • This combustion chamber 1 has an annular toroidal shape, which is only hinted at shown rotor 4 extends.
  • This toroidal combustion chamber 1 is also of an extremely compact radial design, such that that it can be easily accommodated within a housing 2 which is suitable for an annular combustion chamber is designed.
  • this toroidal combustion chamber 1 has a minimized axial expansion, so that the latter in itself has no influence on the rotor length of this gas turbine group exercises, with which such a rotor then fails very briefly, which is under other positive effects on the storage of the same.
  • the combustion technology Processes in the axial flow direction within a state of the art belonging ring combustion chamber run in the toroidal described here Combustion chamber 1, within the toroidal interior 8, at least in itself Quality, the loading of the downstream turbine 3 then optimal takes place, because in the toroidal interior 8 itself forms Hot gas flow 9, which has a uniform temperature and pressure profile. Operation of the toroidal combustion chamber 1 is accomplished by a number of premix burners 5 maintained in the circumferential direction of the combustion chamber 1 are distributed regularly or irregularly.
  • this premix burner 5 is preferably based on the proposals according to EP-B1-0 321 809 or EP-A2-0 704 657,
  • This Premix burners 5 are fed from a plenum 6 with combustion air 7 fed, which comes from a compressor, not shown.
  • the Combustion air 7 flows tangentially into the premix burner 5 and generates it there a swirl flow, which propagates in the toroidal interior 8 and there in a vortex flow from hot gases 9 with a stable core 10 passes over.
  • This hot gas flow 9 then flows continuously and evenly Consistency and without flow deflections into a hot gas channel 11, the end of which is preferably equipped with guide vanes 12 in the circumferential direction.
  • the fluidic The quality of the vortex hot gas flow 9 can be changed accordingly by the premix burner 5, for example, on the circumference of the toroidal Combustion chamber 1 is at right angles to the loading plane of the turbine 3 to be ordered. Another arrangement can be at an angle of over 90 ° have the exposure level mentioned. With all arrangements remains the tangential inflow of those induced by the premix burners 5 Generation of the hot gases 9 preferably exist in the toroidal interior 8, thus the stability of the annular core 10 of this hot gas flow remains guaranteed.
  • the activation or deactivation of the individual premix burners 5 happens fluently here, i.e.
  • the toroidal combustion chamber 1 is enclosed by a shell 13. By one of this shell 13 opposite the wall of the combustion chamber 1 formed space 14 flows in a cooling air flow 15, the is branched off from the compressor unit via an annular channel 17.
  • Quantity of cooling air flow 16 basically in the plenum 6.
  • This used for cooling Air quantity 16 can meanwhile, for example, in the combustion chamber 1 or in the premix burners 5 are introduced, in each case at a suitable point. What the Swirl flows from the burners 5 are concerned, so make sure that their Number remains subcritical over all operating stages of the combustion chamber 1.
  • gas tightness is basically the case for a base load of the machine of the vortex core 10 is largely uniform, which is due to its stability and affects the dwell times of the hot gases in this area.
  • the vortex core 10 formed surprisingly develops an immediate stabilization the flame front in the sense of a disembodied flame holder the individual peripherally arranged burners, with which the efforts flame stabilization in the area of control of these burners is not an absolute Develop priority more.
  • FIG. 2 shows the toroidal combustion chamber 1 from the outside, according to view II from FIG. 1, this representation detached from the rest of the gas turbine infrastructure is. From this figure, the geometric design of the Combustion chamber and the division and position of the premix burner 5. The premix burners 5 are tangential to the circumference of the toroidal one Combustion chamber 1 arranged; moreover, they point in at an angle Direction of flow. On the fluid dynamic aspects from this constellation has already been discussed in more detail in FIG. 1.

Description

Technisches GebietTechnical field

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Brennkammer gemäss Oberbegriff des Anspruchs 1. Sie betrifft auch ein Verfahren zum Betrieb einer solchen Brennkammer.The present invention relates to a combustion chamber according to the preamble of the claim 1. It also relates to a method for operating such a combustion chamber.

Stand der TechnikState of the art

Brennkammern von modernen Gasturbogruppen werden vorzugsweise als Ringbrennkammern ausgelegt. In Strömungsrichtung werden sie axial zwischen Verdichter und Turbine angeordnet, wobei darauf geachtet wird, dass die dort gebildeten Heissgase zwischen den beiden Strömungsmaschinen, im Normalfall zwischen Verdichter und Turbine, strömungs- und verbrennungstechnisch optimal geführt werden. Dies führt regelmässig dazu, dass solche Ringbrennkammern eine verhältnismässig lange axiale Erstreckung aufweisen, sollen insbesondere die verbrennungstechnischen Vorgaben resp. Minimalanforderungen erfüllt werden. Die verbrennungstechnischen Aspekte üben einen nicht unwesentlichen Einfluss auf die absolute axiale Länge solcher Brennkammern aus. Regelmässig ist die Länge einer Hauptringbrennkammer ausschlaggebend für die Konzeption der ganzen Gasturbogruppe, so beispielsweise, ob dann für die Rotorabstützung mehr als zwei Lager vorgesehen werden müssen, oder ob die Gasturbogruppe zweiwellig ausgelegt werden muss. Eine Akzentuierung dieser Ausgangslage ergibt sich dann, wenn die Gastubogruppe mit einer sequentiellen Befeuerung betrieben wird; dann sind die axialen Längen der beiden ringförmig konzipierten Brennkammern ausschlaggebend für die Machbarkeit und weitgehend auch für die marktfähige Akzeptanz solcher Maschine.
Die aus dem Stand der Technik bekanntgewordenen Gasturbogruppen mit Ringbrennkammern weisen aus obengenannten Ueberlegungen durchwegs eine respektable Länge auf, wodurch der weitere Schritt zu einem qualitativen Sprung betreffend Kompaktheit dieser Anlagen verbaut bleibt.Combustion chambers of modern gas turbine groups are preferably designed as ring combustion chambers. In the direction of flow, they are arranged axially between the compressor and the turbine, taking care that the hot gases formed there are optimally guided between the two flow machines, normally between the compressor and the turbine, in terms of flow and combustion technology. This regularly leads to the fact that such ring combustion chambers have a relatively long axial extension, in particular the combustion-technical specifications or Minimum requirements are met. The combustion-related aspects exert a not insignificant influence on the absolute axial length of such combustion chambers. The length of a main ring combustion chamber is regularly decisive for the design of the entire gas turbine group, for example whether more than two bearings must then be provided for the rotor support or whether the gas turbine group must be designed with two shafts. This initial situation is accentuated when the gas tube group is operated with sequential firing; then the axial lengths of the two ring-shaped combustion chambers are decisive for the feasibility and largely also for the marketable acceptance of such machines.
The gas turbine groups with annular combustion chambers that have become known from the prior art consistently have a respectable length for the above-mentioned considerations, as a result of which the further step to a qualitative leap regarding the compactness of these systems remains obstructed.

Zudem ist hinzuweisen, dass langgestreckte Brennkammern dazu neigen, Pulsationen innerhalb der Brennraumstrecke zu initiieren, wobei diese Pulsationen dann negativ den Betrieb der Brenner beeinflussen, insbesondere wenn diese Vormischbrenner mit einer integrierten Vormischstrecke arbeiten und als Flammenhalter eine Rückströmzone aufweisen.It should also be noted that elongated combustion chambers tend to cause pulsations to initiate within the combustion chamber section, these pulsations then adversely affect the operation of the burners, especially if these premix burners work with an integrated premixing section and as a flame holder have a backflow zone.

Zwar ist bereits in US 3269119 eine Brennkammer einer Gasturbogruppe beschrieben, die ein geringes Bauvolumen beansprucht, aber dennoch in der Lage sein soll, grosse Massenströme von Heissgasen zu leiten. Diese Brennkammer besitzt einen ringförmigen toroidalen Innenraum, der in der Anströmebene der nachgeschalteten Turbine einen in Umfangsrichtung abzweigenden Heissgaskanal aufweist, die Zuführung des Brennstoffs erfolgt über einen ringförmigen Kanal zu aussen an der Brennkammer angebrachten Perforationsöffnungen, an denen der Brennstoff von der Verbrennungsluft erfasst und in die Brennkammer mitgerissen wird. Die Zündung erfolgt innerhalb der Brennkammer, in der sich gleichzeitig eine Rotationsströmung ausbildet.
Jedoch ergeben sich bei einer derartigen Konfiguation im wesentlichen zwei nachteilige Effekte. Zum einen kann aufgrund der Strömungsverhältnisse nicht gewährleistet werden, dass sämtlicher zugeführter Brennstoff auch verbrannt wird, da das sich einstellende Verbrennungsluft-Brennstoffverhältnis innerhalb der Brennkammer nicht konstant ist. Eine Minimierung der Schadstoffemissionen unter niedrige Grenzwerte, für moderne Gasturbinenanlagen unabdingbar, kann somit nicht erreicht werden. Zum anderen kommt es durch eine ungleichmässig verlaufende Verbrennung zu Pulsationen innerhalb der Brennkammer mit den bekannten nachteiligen Auswirkungen einer erhöhten mechanischen Beanspruchung der Bauteile, erhöhten Schallemissionen und Flammeninstabilitäten bis hin zum Verlöschen.Although a combustion chamber of a gas turbine group is already described in US 3269119, which takes up a small construction volume, it should nevertheless be able to conduct large mass flows of hot gases. This combustion chamber has an annular toroidal interior, which has a hot gas duct branching off in the circumferential direction in the inflow plane of the downstream turbine; the fuel is supplied via an annular duct to the perforation openings on the outside of the combustion chamber, at which the fuel is captured by the combustion air and into the Combustion chamber is entrained. The ignition takes place within the combustion chamber, in which a rotary flow is simultaneously formed.
However, there are essentially two adverse effects with such a configuration. On the one hand, it cannot be guaranteed due to the flow conditions that all of the fuel supplied is also burned, since the combustion air / fuel ratio that is established within the combustion chamber is not constant. It is therefore not possible to minimize pollutant emissions below low limit values, which are essential for modern gas turbine systems. On the other hand, irregular combustion leads to pulsations within the combustion chamber with the known disadvantageous effects of increased mechanical stress on the components, increased noise emissions and flame instabilities, and even extinction.

Darstellung der ErfindungPresentation of the invention

Hier will die Erfindung Abhilfe schaffen. Der Erfindung, wie sie in den Ansprüchen gekennzeichnet ist, liegt die Aufgabe zugrunde, eine Brennkammer sowie ein Verfahren zu deren Betrieb bereitzustellen, welche mindestens die oben aufgelisteten Nachteile zu beheben vermögen.The invention seeks to remedy this. The invention as set out in the claims is characterized, the task is based on a combustion chamber as well To provide methods of operating them which are at least those listed above Can overcome disadvantages.

Ein wesentlicher Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, dass die Brennkammer unter Aufrechterhaltung einer hochstehenden Verbrennung hinsichtlich des Wirkungsgrades und der Minimierung der Schadstoff-Emissionen eine äusserst kompakte axiale Länge aufweist, dergestalt, dass eben diese Brennkammer im Verbund mit den Strömungsmaschinen einer Gasturbogruppe keinen gewichtigen Einfluss mehr auf die Rotorlänge ausübt.A major advantage of the invention is that the combustion chamber while maintaining high combustion efficiency and minimizing pollutant emissions are extremely compact has axial length, such that this combustion chamber in combination none with the turbomachines of a gas turbine group Influence more on the rotor length.

Ein weiterer wesentlicher Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, dass diese Brennkammer von grundsätzlich einfachstem Aufbau ist. Ihre verbrennungs- und strömungstechnische Konzeption lässt einen optimalen strömungsmässigen Betrieb bei der Beaufschlagung der nachgeschalteten Turbine zu.Another significant advantage of the invention is that this The combustion chamber is basically of the simplest design. Your combustion and fluidic conception allows an optimal fluidic operation when loading the downstream turbine.

Diese Brennkammer ist geometrisch gesehen im wesentlichen von toroidaler Konfiguration, wobei gewisse Abweichungen von einer idealen Torusform zulässig sind. Eine solche Brennkammer lässt sich problemlos zwischen zwei beliebigen Strömungsmaschinen anordnen. Des weiteren ist die erfindungsgemässe Brennkammer geradezu prädestiniert, als Retrofit-Einheit beispielsweise an Stelle einer Silobrennkammer bei bestehenden Gasturbinen eingebaut zu werden.Geometrically, this combustion chamber is essentially toroidal Configuration, with certain deviations from an ideal torus shape permitted are. Such a combustion chamber can be easily between any two Arrange turbomachines. Furthermore, the combustion chamber according to the invention almost predestined as a retrofit unit, for example instead of one Silo combustion chamber to be installed in existing gas turbines.

Darüber hinaus entfaltet diese Brennkammer, insbesondere bei Vormischverbrennungen, im Hinblick auf eine Maximierung des Wirkungsgrades und Minimierung der Schadstoff-Emissionen, ihre volle Stärke.In addition, this combustion chamber unfolds, especially in the case of premix burns. with a view to maximizing efficiency and minimizing of pollutant emissions, their full strength.

Dadurch, dass der Verbrennungsprozess innerhalb dieser Brennkammer ganzheitlich in einem toroidalen kompakten Raum abläuft, lassen sich gleichzeitig mehrere strömungstechnische Vorteile erzielen, welche bis anhin nur durch die Implementierung kostspieliger und komplizierter Massnahmen erzielt werden konnten. Diese Vorteile lassen sich wie folgt auflisten, wobei die nachfolgenden Darlegungen nicht beanspruchen, abschliessend zu sein:

  • Die Behebung von Pulsationen, welche insbesondere bei Vormischverbrennung die Flammenfront und die mit dieser in Interdependenz stehende Rückströmzone negativ attackieren.
  • Die Verteilung und Eindüsung des oder der Brennstoffe ist von einfachster Ausgestaltung. Die Brenner reagieren weitestgehend insensitiv auf Ungleichmässigkeiten in der Brennstoffeindüsung, sei es durch Druckunterschiede, sei es durch Verzögerungen der Ansprechbarkeit bei Lastwechseln hervorgerufen.
  • Eine Leckage beim Einbringen der Verbrennungsluft oder eine ungleichförmige Eindüsung des Brennstoffes entfalten keine oder nur eine geringe Beeinflussung der sogenannten "Pattern"-Faktoren am Turbineneintritt. Somit wird innerhalb des ringförmigen toroidalen Innenraumes eine robuste und durch äussere Faktoren oder Interferenzen nicht alterierte Heissgasströmung von der Form einer Drallströmung gebildet.
  • Strömungstechnisch wird innerhalb dieses ringförmigen toroidalen Innenraumes eine kongeniale drallförmige Heissgasströmung für die Beaufschlagung der nachgeschalteten Turbine gebildet, indem die Heissgase ohne weitere Strömungsumlenkungen direkt zur Turbine strömen. Das sich bildende Fliehkraftfeld dieses Wirbels führt dann ursächlich zu einer starken Vergleichmässigung der Gastemperaturverteilung in Umfangsrichtung, dergestalt, dass die Beschaufelung der Turbine über den ganzen Umfang dann mit Heissgasen beaufschlagt wird, welche ein gleichmässiges Druckund Temperaturprofil aufweisen.
    Die Torusform der Brennkammer kombiniert mit dem Fliehkraftfeld reduziert den konvektiven Wärmeübergang wegen des Gaszentrifugeneffektes und der Strömung an konkaver Wand auf ein Minimum. Zudem wird bei vorgegebenem Brennkammer-Volumen die kleinstmögliche Oberfläche erreicht.
  • Die Interdependenz zwischen den einzelnen auf den Umfang des ringförmigen toroidalen Innenraumes verteilten Brennern ist gross. Zugleich verhält sich der Betriebsverlauf bei einer Ausserbetriebssetzung einzelner Brenner nicht ruckartig hinsichtlich der geförderten Heissgase zur Turbine. Demnach lässt sich eine solche Brennkammer, ohne auf die Vorteile der sich im ringförmigen toroidalen Innenraum bildenden Heissgaströmung zu verzichten, problemlos von einem Teillastbetrieb aus auf Vollast auffahren, oder umgekehrt nach unten regeln. Die Querzündung wird somit entscheidend verbessert. Eine Zündung über kalte Brenner hinweg ist möglich. Sonach ist die Brennerstufung in Umfangsrichtung auch bei einreihiger Brenneranordnung möglich. Das einfache Betriebskonzept führt auch bei Teillast zu niedrigen Schadstoff-Emissionen (NOx, CO, UHC).
  • Wird die Brennkammer mit Vormischbrennern betrieben, beispielsweise nach einem der Vorschläge gemäss EP-B1-0 321 809 (EV) oder EP-A2-0 704 657 (AEV), so lässt sich die Drallströmung aus den einzelnen Brennern, durch entsprechende Disposition derselben in Umfangsrichtung des ringförmigen toroidalen Innenraumes, leicht in eine einheitliche Vortex-Strömung innerhalb desselben überführen, wobei sich im Zentrum dieses Innenraumes ein stabiler Kern bildet, der die Funktion eines körperlosen Flammenhalters erfüllt. Die Stabilität dieses Vortex-Kerns hängt ursächlich damit zusammen, dass dieser im Bereich seiner Ringachse eine uniforme Dichtheit aufweist.
  • Eine solche ringförmige toroidale Brennkammer ist auch geeignet, in einer sequentiell befeuerten Gasturbogruppe eingesetzt zu werden, vorzugsweise als Hochdruck-Brennkammer, aber nicht nur. So ist deren Einsatz als selbstzündende Brennkammer innerhalb einer sequentiellen Verbrennung ohne weiteres möglich, indem an Stelle der hier vorgeschlagenen Vormischbrenner ein System von Wirbelgeneratoren vorgesehen wird, welche in analoger Weise zu einer brennerbetriebenen Brennkammer einen Vortex-Kern zur Stabilisierung der Flammenfront gegen einen Flammenrückschlag bilden.
Because the combustion process within this combustion chamber takes place holistically in a toroidal, compact space, several aerodynamic advantages can be achieved at the same time, which previously could only be achieved by implementing costly and complicated measures. These advantages can be listed as follows, the following explanations not claiming to be conclusive:
  • The elimination of pulsations, which negatively attack the flame front and the backflow zone with which it is interdependent, particularly in the case of premix combustion.
  • The distribution and injection of the fuel or fuels is of the simplest design. The burners react largely insensitively to irregularities in the fuel injection, be it through pressure differences or be caused by delays in the responsiveness to load changes.
  • Leakage when introducing the combustion air or a non-uniform injection of the fuel have no or only a slight influence on the so-called "pattern" factors at the turbine inlet. Thus, a robust hot gas flow of the form of a swirl flow is formed within the toroidal annular interior and is not altered by external factors or interference.
  • From a fluidic point of view, a congenial swirl-shaped hot gas flow for the application of the downstream turbine is formed within this annular toroidal interior by the hot gases flowing directly to the turbine without further flow deflections. The resulting centrifugal force field of this vortex then leads to a strong homogenization of the gas temperature distribution in the circumferential direction in such a way that the blades of the turbine are then exposed to hot gases over the entire circumference, which have a uniform pressure and temperature profile.
    The toroidal shape of the combustion chamber combined with the centrifugal force field reduces the convective heat transfer to a minimum due to the gas centrifuge effect and the flow on the concave wall. In addition, the smallest possible surface is achieved for a given combustion chamber volume.
  • The interdependency between the individual burners distributed over the circumference of the toroidal interior is large. At the same time, when individual burners are taken out of operation, the course of operation does not behave in a jerky manner with regard to the conveyed hot gases to the turbine. Accordingly, such a combustion chamber can be run up from full load operation to full load without any problems, without sacrificing the advantages of the hot gas flow forming in the toroidal interior, or vice versa. The cross ignition is thus significantly improved. Ignition over cold burners is possible. The burner gradation in the circumferential direction is therefore also possible with a single-row burner arrangement. The simple operating concept leads to low pollutant emissions (NOx, CO, UHC) even at partial load.
  • If the combustion chamber is operated with premix burners, for example according to one of the proposals according to EP-B1-0 321 809 (EV) or EP-A2-0 704 657 (AEV), the swirl flow from the individual burners can be adjusted by disposing them accordingly Circumferential direction of the ring-shaped toroidal interior, easily convert into a uniform vortex flow within it, a stable core being formed in the center of this interior, which fulfills the function of a disembodied flame holder. The stability of this vortex core is due to the fact that it has a uniform tightness in the area of its ring axis.
  • Such an annular toroidal combustion chamber is also suitable for use in a sequentially fired gas turbine group, preferably as a high-pressure combustion chamber, but not only. Thus, their use as a self-igniting combustion chamber within a sequential combustion is readily possible by providing a system of vortex generators instead of the premix burners proposed here, which, in a manner analogous to a burner-operated combustion chamber, form a vortex core for stabilizing the flame front against a flashback.

Die geometrisch einfache Ausgestaltung und kompakte Form dieser Brennkammer lässt darüber hinaus eine effiziente Kühlung ihrer Liner mit einer minimierten Menge des jeweils zum Einsatz gelangenden Kühlmediums zu. Dies ist ein sehr wichtiger Aspekt, insbesondere in jenen Fällen, bei welchen zur Kühlung der Brennkammer eine Menge Luft aus dem Verdichter eingesetzt wird.The geometrically simple design and compact shape of this combustion chamber also allows efficient cooling of your liner with a minimized Amount of the cooling medium used in each case. This is a very important aspect, especially in those cases where the cooling of the Combustion chamber uses a lot of air from the compressor.

Ferner ist diese Brennkammer auch geeignet, ohne Qualitätseinbusse sowohl mit flüssigen als auch mit gasförmigen Brennstoffen betrieben zu werden. Insbesondere beim Betrieb mit einem flüssigen Brennstoff lässt sich, wie weiter unten noch näher spezifiziert wird, eine hervorragende Minimierung der Schadstoff-Emissionen erzielen.Furthermore, this combustion chamber is also suitable, both with and without loss of quality to be operated with liquid as well as gaseous fuels. In particular when operating with a liquid fuel, as can be seen below is specified in more detail, an excellent minimization of pollutant emissions achieve.

Die exzellente Flammenstabilisierung aus obengenannten strömungstechnischen Zusammenhängen bewirkt eine Minimierung der Schadstoff-Emissionen, insbesondere was die NOx-Emissionen betrifft. Bei diesen sind Emissionen von kleiner 5 vppm (15% O2) erzielbar. Aber auch die übrigen Schadstoff-Emissionen, wie CO und UHC, lassen sich mit der erfindungsgemässen Brennkammer reduzieren, denn der toroidale Raum, d.h. die Vortex-Führung der Heissgase, wirkt auch als eine intensive kompakte Ausbrandzone. Auf die ebenfalls niedrigen Schadstoff-Emissionen bei Teillast wurde bereits oben näher eingegangen.The excellent flame stabilization from the above-mentioned fluidic relationships minimizes pollutant emissions, especially with regard to NOx emissions. With these, emissions of less than 5 vppm (15% O 2 ) can be achieved. However, the other pollutant emissions, such as CO and UHC, can also be reduced with the combustion chamber according to the invention, because the toroidal space, ie the vortex guidance of the hot gases, also acts as an intensive, compact burnout zone. The likewise low pollutant emissions at part load have already been discussed above.

Vorteilhafte und zweckmässige Weiterbildungen der erfindungsgemässen Aufgabenlösung sind in den weiteren abhängigen Ansprüchen gekennzeichnet.Advantageous and expedient developments of the task solution according to the invention are characterized in the further dependent claims.

Im folgenden werden anhand der Zeichnungen Ausführungsbeispiele der Erfindung näher erläutert. Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung nicht erforderlichen Elemente sind fortgelassen worden. Gleiche Elemente sind in den verschiedenen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Die Strömungsrichtung der Medien ist mit Pfeilen gekennzeichnet.Exemplary embodiments of the invention are described below with reference to the drawings explained in more detail. None for the immediate understanding of the invention necessary elements have been omitted. The same elements are in the different figures with the same reference numerals. The flow direction the media is marked with arrows.

Kurze Beschreibung der ZeichnungenBrief description of the drawings

Es zeigen

Fig. 1
eine angeströmte toroidale Brennkammer in axialer Sicht und
Fig. 2
einen die Brennkammer bildenden Torus.
Show it
Fig. 1
an inflow of toroidal combustion chamber in axial view and
Fig. 2
a torus forming the combustion chamber.

Wege zur Ausführung der Erfindung, gewerbliche VerwendbarkeitWAYS OF IMPLEMENTING THE INVENTION, INDUSTRIAL APPLICABILITY

Fig. 1 zeigt eine Brennkammer zum Betrieb einer Gasturbogruppe. Diese Brennkammer 1 weist eine ringförmige toroidale Form auf, die sich um den nur andeutungsweise dargestellten Rotor 4 erstreckt. Diese ringförmige toroidale Brennkammer 1 ist auch von einer äusserst kompakten radialen Gestaltung, dergestalt, dass sie sich problemlos innerhalb eines Gehäuses 2 unterbringen lässt, das für eine Ringbrennkammer ausgelegt ist. Gegenüber einer Ringbrennkammer weist diese toroidale Brennkammer 1 eine minimierte axiale Ausdehnung auf, so dass die letztgenannte an sich keine Beeinflussung auf die Rotorlänge dieser Gasturbogruppe ausübt, womit ein solcher Rotor dann sehr kurz ausfällt, was sich unter anderem auf die Lagerung desselben positiv auswirkt. Die verbrennungstechnischen Abläufe in axialer Strömungsrichtung innerhalb einer zum Stand der Technik gehörenden Ringbrennkammer laufen bei der hier beschriebenen toroidalen Brennkammer 1, innerhalb des toroidalen Innenraumes 8, mindestens in selber Qualität ab, wobei die Beaufschlagung der nachgeschalteten Turbine 3 dann optimal vonstatten geht, denn im toroidalen Innenraum 8 selbst bildet sich eine Heissgasströmung 9, welche ein gleichförmiges Temperatur- und Druckprofil aufweist. Der Betrieb der toroidalen Brennkammer 1 wird durch eine Anzahl Vormischbrenner 5 aufrechterhalten, welche in Umfangsrichtung der Brennkammer 1 regelmässig oder unregelmässig verteilt sind. Die Ausgestaltung dieser Vormischbrenner 5 richtet sich vorzugsweise nach den Vorschlägen gemäss EP-B1-0 321 809 oder EP-A2-0 704 657, Diese Vormischbrenner 5 werden von einem Plenum 6 aus mit Verbrennungsluft 7 gespiesen, welche aus einem nicht näher gezeigten Verdichter stammt. Die Verbrennungsluft 7 strömt tangential in die Vormischbrenner 5 und erzeugt dort eine Drallströmung, welche sich im toroidalen Innenraum 8 fortpflanzt und dort in eine Vortex-Strömung aus Heissgasen 9 mit einem stabilen Kern 10 übergeht. Diese Heissgasströmung 9 strömt dann fortlaufend in gleichmässiger Masse und Konsistenz sowie ohne Strömungsumlenkungen in einen Heissgaskanal 11 über, dessen Ende in Umfangsrichtung vorzugsweise mit Leitschaufeln 12 bestückt ist. Nachdem diese Heissgasströmung 9 über die genannten Leitschaufeln 12 auf die strömungstechnischen Belange der nachgeschalteten Turbine 3 optimal ausgerichtet ist, erfolgt dann die Beaufschlagung der zur Turbine gehörenden Laufschaufeln nach bekannter Technik. Die strömungstechnische Bildung der Vortex-Heissgasströmung 9 wird durch die Disposition der Vormischbrenner 5 in Umfangsrichtung beeinflusst, wobei bei der Konfiguration der hier vorgeschlagenen Brennkammer 1, hinsichtlich der Stellung der Vormischbrenner 5 in Umfangsrichtung der toroidalen Brennkammer 1, alle Optionen offen stehen. In Fig. 1 sind die Vormischbrenner 5, bezogen auf deren Einströmungsebene in den toroidalen Innenraum 8, tangential angelegt und, bezogen auf die Beaufschlagungsebene der Turbine 3, verlaufen sie unter einem spitzen Winkel. Die strömungstechnische Qualität der Vortex-Heissgasströmung 9 lässt sich entsprechend verändern, indem die Vormischbrenner 5 beispielsweise auf dem Umfang der toroidalen Brennkammer 1 rechtwinklig gegenüber der Beaufschlagungsebene der Turbine 3 angeordnet werden. Eine weitere Anordnung kann einen Winkel von über 90° gegenüber der genannten Beaufschlagungsebene aufweisen. Bei allen Anordnungen bleibt die tangentiale Einströmung der von den Vormischbrennern 5 induzierten Erzeugung der Heissgase 9 in den toroidalen Innenraum 8 vorzugsweise bestehen, damit die Stabilität des ringförmigen Kernes 10 dieser Heisgasströmung gewährleistet bleibt. Die Zuschaltung oder Abschaltung der einzelnen Vormischbrenner 5 geschieht hier fliessend, d.h. die einzelnen Vormischbrenner 5 stehen in einer betriebsmässigen Interdependenz zueinander, so dass bei Inbetriebsetzung oder Ausserbetriebsetzung die einzelnen Vormischbrenner, welche ohne Zündvorrichtung auskommen, mit einer maximierten Ansprechbarkeit reagieren. Durch den kompakten Brennraum dieser Brennkammer 1, der allein durch den toroidalen Innenraum 8 gebildet ist, wird auf die Entstehung von Pulsationen entgegengewirkt, da die Vortex-Heissgasströmung aufgrund ihrer strömungsmässigen Stabilität und Impulsstärke keine Rückkopplung von brennkammerspezifischen Frequenzen auf die Vormischbrenner 5 resp. auf die Flammenfront zulässt. Damit wird mit der geometrischen Konfiguration dieser toroidalen Brennkammer 1 der Entstehung von Pulsationen in markanter Weise entgegengewirkt. Die unbestritten äusserst kompakte Bauweise dieser toroidalen Brennkamrner 1 eignet sich darüber hinaus vorzüglich, eine effiziente Kühlung mit einer minimierten Menge an Kühlmedium zu bewerkstelligen. In Fig. 1 wird gezeigt, wie eine solche Kühlung vonstatten gehen kann. Die toroidale Brennkammer 1 ist von einer Schale 13 umschlossen. Durch einen von dieser Schale 13 gegenüber der Wand der Brennkammer 1 gebildeten Zwischenraum 14 strömt einen Kühlluftstrom 15 heran, der über einen ringförmigen Kanal 17 von der Verdichtereinheit abgezweigt wird. Nach erfolgter Kühlung der Aussenwand der toroidaler Brennkammer 1 strömt die Kühlluftstrommenge 16 grundsätzlich in das Plenum 6. Diese zur Kühlung eingesetzte Luftmenge 16 kann indessen beispielsweise in die Brennkammer 1 oder in die Vormischbrenner 5, jeweils an geeigneter Stelle, eingeleitet werden. Was die Drallströmungen aus den Brennern 5 betrifft, so ist darauf zu achten, dass deren Anzahl über alle Betriebsstufen der Brennkammer 1 unterkritisch bleibt. Daraus ergibt sich, dass grundsätzlich bei einer Basislast der Maschine die Gasdichtheit des Vortex-Kernes 10 weitgehend uniform ausfällt, was sich auf dessen Stabilität und auf die Verharrzeiten der Heissgase in diesem Bereich niederschlägt. Ein so gebildeter Vortex-Kern 10 entfaltet überraschenderweise eine unmittelbare Stabilisierung der Flammenfront im Sinne eines körperlosen Flammenhalters gegenüber den einzelnen peripher angeordneten Brennern, womit die Bestrebungen zu einer Flammenstabiliserung im Herrschaftsbereich dieser Brenner keine absolute Priorität mehr entfalten.Fig. 1 shows a combustion chamber for operating a gas turbine group. This combustion chamber 1 has an annular toroidal shape, which is only hinted at shown rotor 4 extends. This toroidal combustion chamber 1 is also of an extremely compact radial design, such that that it can be easily accommodated within a housing 2 which is suitable for an annular combustion chamber is designed. Opposite an annular combustion chamber this toroidal combustion chamber 1 has a minimized axial expansion, so that the latter in itself has no influence on the rotor length of this gas turbine group exercises, with which such a rotor then fails very briefly, which is under other positive effects on the storage of the same. The combustion technology Processes in the axial flow direction within a state of the art belonging ring combustion chamber run in the toroidal described here Combustion chamber 1, within the toroidal interior 8, at least in itself Quality, the loading of the downstream turbine 3 then optimal takes place, because in the toroidal interior 8 itself forms Hot gas flow 9, which has a uniform temperature and pressure profile. Operation of the toroidal combustion chamber 1 is accomplished by a number of premix burners 5 maintained in the circumferential direction of the combustion chamber 1 are distributed regularly or irregularly. The design of this premix burner 5 is preferably based on the proposals according to EP-B1-0 321 809 or EP-A2-0 704 657, This Premix burners 5 are fed from a plenum 6 with combustion air 7 fed, which comes from a compressor, not shown. The Combustion air 7 flows tangentially into the premix burner 5 and generates it there a swirl flow, which propagates in the toroidal interior 8 and there in a vortex flow from hot gases 9 with a stable core 10 passes over. This hot gas flow 9 then flows continuously and evenly Consistency and without flow deflections into a hot gas channel 11, the end of which is preferably equipped with guide vanes 12 in the circumferential direction. After this hot gas flow 9 on the guide vanes 12 on the flow-related issues of the downstream turbine 3 optimally aligned is then applied to the blades belonging to the turbine using known technology. The fluidic formation of the vortex hot gas flow 9 is due to the disposition of the premix burner 5 in the circumferential direction influenced, with the configuration of the proposed here Combustion chamber 1, with respect to the position of the premix burner 5 in the circumferential direction the toroidal combustion chamber 1, all options are open. In Fig. 1 are the Premix burner 5, based on its inflow level into the toroidal interior 8, applied tangentially and, based on the level of exposure to the Turbine 3, they run at an acute angle. The fluidic The quality of the vortex hot gas flow 9 can be changed accordingly by the premix burner 5, for example, on the circumference of the toroidal Combustion chamber 1 is at right angles to the loading plane of the turbine 3 to be ordered. Another arrangement can be at an angle of over 90 ° have the exposure level mentioned. With all arrangements remains the tangential inflow of those induced by the premix burners 5 Generation of the hot gases 9 preferably exist in the toroidal interior 8, thus the stability of the annular core 10 of this hot gas flow remains guaranteed. The activation or deactivation of the individual premix burners 5 happens fluently here, i.e. the individual premix burners 5 are in operational interdependence with each other, so that when commissioning or decommissioning the individual premix burners, which have no ignition device get along, respond with maximized responsiveness. By the compact combustion chamber of this combustion chamber 1, the toroidal alone Interior 8 is formed, counteracts the development of pulsations, because the vortex hot gas flow due to its flow stability and pulse strength no feedback of combustion chamber specific frequencies on the premix burner 5 resp. on the flame front. In order to is with the geometric configuration of this toroidal combustion chamber 1 Development of pulsations counteracted in a striking manner. The undisputed The extremely compact design of this toroidal combustion chamber 1 is suitable moreover, excellent, efficient cooling with a minimized amount of To accomplish cooling medium. In Fig. 1 it is shown how such a cooling can take place. The toroidal combustion chamber 1 is enclosed by a shell 13. By one of this shell 13 opposite the wall of the combustion chamber 1 formed space 14 flows in a cooling air flow 15, the is branched off from the compressor unit via an annular channel 17. To cooling of the outer wall of the toroidal combustion chamber 1 flows Quantity of cooling air flow 16 basically in the plenum 6. This used for cooling Air quantity 16 can meanwhile, for example, in the combustion chamber 1 or in the premix burners 5 are introduced, in each case at a suitable point. What the Swirl flows from the burners 5 are concerned, so make sure that their Number remains subcritical over all operating stages of the combustion chamber 1. from that it follows that gas tightness is basically the case for a base load of the machine of the vortex core 10 is largely uniform, which is due to its stability and affects the dwell times of the hot gases in this area. Such a The vortex core 10 formed surprisingly develops an immediate stabilization the flame front in the sense of a disembodied flame holder the individual peripherally arranged burners, with which the efforts flame stabilization in the area of control of these burners is not an absolute Develop priority more.

Fig. 2 zeigt die toroidale Brennkammer 1 von aussen, gemäss Ansicht II. aus Fig. 1, wobei diese Darstellung lösgelöst von der übrigen Infrastruktur der Gasturbine ist. Aus dieser Figur geht in prägnanter Weise die geometrische Ausbildung der Brennkammer sowie die Aufteilung und Stellung der Vormischbrenner 5 hervor. Die Vormischbrenner 5 sind zum einen tangential auf dem Umfang der toroidalen Brennkammer 1 angeordnet; darüber hinaus weisen sie, unter einem Winkel, in Strömungsrichtung hin. Auf die strömungsdynamischen Aspekte aus dieser Konstellation ist unter Fig. 1 bereits näher eingegangen. FIG. 2 shows the toroidal combustion chamber 1 from the outside, according to view II from FIG. 1, this representation detached from the rest of the gas turbine infrastructure is. From this figure, the geometric design of the Combustion chamber and the division and position of the premix burner 5. The premix burners 5 are tangential to the circumference of the toroidal one Combustion chamber 1 arranged; moreover, they point in at an angle Direction of flow. On the fluid dynamic aspects from this constellation has already been discussed in more detail in FIG. 1.

Die dargestellte toroidale Brennkammer 1 erfüllt insbesondere Vorteile, die hier anhand einer Stichwortliste nochmals zusammengefasst werden sollen, wobei sich daraus weitgehend die weiter oben spezifizierten Vorteile ergeben.

  • 1. Das Fliehkraftfeld des Wirbels führt zu einer starken Vergleichmässigung der Gastemperaturverteilung in Umfangsrichtung.
    Die Brennerstufung in Umfangsrichtung ist auch bei einreihiger Brenneranordnung möglich, dies im Gegensatz zu Brennkammern ohne Drall.
    Ein einfaches Betriebskonzept mit niedrigen Schadstoff-Emissionen (NOx, CO, UHC) ist auch bei Teillast gewährleistet.
  • 2. Die Torusform der Brennkammer kombiniert mit dem Fliehkraftfeld des Wirbels reduziert den konvektiven Wärmeübergang auf ein Minimum (Gaszentrifugeneffekt, Strömung an konkaver Wand). Zudem wird bei vorgegebenem Brennkammer-Volumen die kleinstmögliche Oberfläche erreicht.
  • 3. Die Querzündung innerhalb des Verbundes der Brenner wird entscheidend verbessert. Zündung über kalte Brenner hinweg ist möglich.
  • 4. Eine kompakte Baulänge der Brennkammer ist gegeben.
    • The toroidal combustion chamber 1 shown fulfills in particular advantages which are to be summarized here again on the basis of a list of key words, which largely result in the advantages specified above.
  • 1. The centrifugal field of the vortex leads to a strong homogenization of the gas temperature distribution in the circumferential direction.
    The burner gradation in the circumferential direction is also possible with a single-row burner arrangement, in contrast to combustion chambers without swirl.
    A simple operating concept with low pollutant emissions (NOx, CO, UHC) is also guaranteed at partial load.
  • 2. The toroidal shape of the combustion chamber combined with the centrifugal field of the vortex reduces the convective heat transfer to a minimum (gas centrifuge effect, flow on a concave wall). In addition, the smallest possible surface is achieved for a given combustion chamber volume.
  • 3. The cross-ignition within the burner network is significantly improved. Ignition over cold burners is possible.
  • 4. The combustion chamber has a compact overall length.

    • BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

    11
    Brennkammercombustion chamber
    22
    Gehäusecasing
    33
    Turbineturbine
    44
    Rotorrotor
    55
    Brenner, VormischbrennerBurner, premix burner
    66
    Plenumplenum
    77
    Verbrennungsluftcombustion air
    88th
    Innenrauminner space
    99
    Heissgase, Heissgasströmung, Vortex-Heissgasströmung, DrallströmungHot gases, hot gas flow, vortex hot gas flow, swirl flow
    1010
    Kern von Pos. 9, Vortex-KemCore of item 9, vortex core
    1111
    HeissgaskanalHot-gas duct
    1212
    Leitschaufelnvanes
    1313
    SchaleBowl
    1414
    Zwischenraumgap
    1515
    Kühlmedium, KühlluftstromCooling medium, cooling air flow
    1616
    KühlluftstrommengeCooling air flow amount
    1717
    Ringförmiger KanalAnnular channel

    Claims (9)

    1. Combustion chamber (1) of a gas-turbine group, having at least one annular toroidal interior space (8) which essentially in the incident-flow plane of a downstream turbine (3) belonging to the gas-turbine group, has a hot-gas duct (11) which branches off in the peripheral direction characterized in that a number of premix burners (5), which are in operative connection with the interior space (8), are arranged on the periphery of the combustion chamber (1).
    2. Combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the hot-gas duct (11) forms a fluidic, equidirectional continuation of the swirl flow (9) forming in the annular toroidal interior space of the combustion chamber (1).
    3. Combustion chamber according to Claim 2, characterized in that the hot-gas duct (11) is fitted at the end with guide blades (12), which are in operative connection with the moving blades of the downstream turbine (3).
    4. Combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the burners (5) are arranged tangentially relative to the neutral annular axis of the annular toroidal interior space (8).
    5. Combustion chamber according to one of Claims 1 or 4 [sic], characterized in that the burners (5) are arranged at an angle relative to the perpendicular axis of the annular toroidal interior space (8).
    6. Combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the annular toroidal interior space (8) is encased by a shell (13), and in that a cooling medium (15) flows in the intermediate space (14) formed by the shell (13) relative to the external shape of the annular toroidal interior space (8).
    7. Combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the burners (5) are in operative connection with a plenum (6), and in that combustion air (7) belonging to this plenum feeds the burners (5).
    8. Method of operating a combustion chamber (1) according to Claim 1, in the annular toroidal interior space (8) of which a swirl flow (9) forms which is continuous about the annular axis of the latter, consists of hot gases and has a vortex core (10), and the direction of rotation of the swirl flow (9) induces the plane of outflow of the hot gases from the interior space (8) to a downstream turbine (3), characterized in that a number of premix burners (5) are in operative connection with the interior space.
    9. Method according to Claim 8, characterized in that the direction of rotation of the swirl flow (9) is initiated by the mode of operation of the burners (5) and the plane of inflow of the combustion air into the interior space.
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