EP1001214A1 - Process to prevent the formation of flow instabilities in a burner - Google Patents

Process to prevent the formation of flow instabilities in a burner Download PDF

Info

Publication number
EP1001214A1
EP1001214A1 EP98811115A EP98811115A EP1001214A1 EP 1001214 A1 EP1001214 A1 EP 1001214A1 EP 98811115 A EP98811115 A EP 98811115A EP 98811115 A EP98811115 A EP 98811115A EP 1001214 A1 EP1001214 A1 EP 1001214A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
burner
combustion
flow
flow instabilities
fuel
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
EP98811115A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP1001214B1 (en
Inventor
Jakob Prof.Dr. Keller
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.)
General Electric Technology GmbH
Original Assignee
ABB Schweiz AG
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 Schweiz AG, ABB Asea Brown Boveri Ltd, Asea Brown Boveri AB filed Critical ABB Schweiz AG
Priority to EP98811115A priority Critical patent/EP1001214B1/en
Priority to DE59811961T priority patent/DE59811961D1/en
Priority to US09/431,176 priority patent/US20010019815A1/en
Publication of EP1001214A1 publication Critical patent/EP1001214A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP1001214B1 publication Critical patent/EP1001214B1/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/02—Premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air upstream of the combustion zone
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F23D11/40—Mixing tubes or chambers; Burner heads
    • F23D11/402—Mixing chambers downstream of the nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/07002—Premix burners with air inlet slots obtained between offset curved wall surfaces, e.g. double cone burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2210/00—Noise abatement

Definitions

  • the present invention relates to the field of burners, in particular the burner for use in gas turbines. It relates to a device and a Method for operating a burner, in which a combustion air flow Fuel is transported to a combustion chamber, where the fuel is burned, and mixed with the fuel during transport of the combustion air stream and is guided by formwork elements.
  • EP-B1-0 321 809 describes a burner for liquid and gaseous fuels became known without a premixing section, in which feed from the outside Combustion air is displaced tangentially through at least two inlet slots arranged, hollow half-cones occurs and there in the direction of the combustion chamber flows, and in which either on the side facing away from the combustion chamber, tapered side of the half cones of liquid fuel centrally, or in the region of the entry slots is injected.
  • the fuel is so to speak captured by the combustion air and "enveloped", so that between the cones form a conical liquid fuel profile, which is in Expands towards the combustion chamber and burns there.
  • gaseous Fuel is drawn from fuel supply pipes that run along the air inlet slots run, injected transversely into the incoming air through rows of holes.
  • combustion air forms behind the front edge in the direction of flow the half-cones immediately a shear layer.
  • This shear layer lies between the essentially stationary in the combustion chamber and hot combustion gases, and the emerging, flowing mixture of fuel and combustion air. It is in the nature of such shear layers, that, regardless of the Reynolds number, this will eventually roll up and turbulence result. This rolling up can be such that so-called Kelvin-Helmholtz waves first appear on the shear layers form, the wave crests of which run transversely to the direction of flow, and which then create vortices.
  • thermoacoustic oscillations This largely coherent waves lead to a burner of the type mentioned above under typical operating conditions to vibrations with frequencies of about 100 Hz. Since this frequency with typical fundamental eigenmodes of von many ring burners of gas turbines coincide, make the thermoacoustic Oscillations are a problem.
  • the invention is therefore based on the object, a device or a To provide burners and a method for operating such a device, which is the rocking interaction of coherent flow instabilities and acoustic field reduced.
  • This object is achieved in a device or a method of the aforementioned Kind of solved by the formation of first periodic, coherent Flow instabilities in a boundary layer between the combustion air and the formwork elements is disturbed, and by coupling an acoustic Field in the combustion chamber at such first flow instabilities is reduced.
  • the essence of the invention is that targeted prevention of coherent flow instabilities the resonant rocking of Prevents thermoacoustic oscillations when they are caused.
  • a first preferred embodiment of the invention is characterized in that that the first flow instabilities are Tolmien-Schlichting waves in the boundary layer between the combustion air flow and formwork elements is that these are more preferably able to handle second flow instabilities, which change when the fuel-air mixture enters the Form combustion chamber on the shear layers that occur and which, for example Kelvin-Helmholtz waves can be clocked. Also finds the disturbance of the first flow instabilities preferably in the vicinity of the Front edge of the shuttering elements facing the combustion chamber instead.
  • Another embodiment has the feature that the disturbance mediates through holes in the formwork elements. The pressure drop Through these holes, the cross ripple in the boundary layer is broken.
  • FIG. 1 shows schematically the flow conditions in a double-cone burner.
  • the combustion air 10 passes laterally through the inlet slots 17 with light arranged displaced axes, hollow half-cones 13 and 18, flows to the front end of the burner, describing a slight curve, and enters the burner 19 after passing the front edges 18 of the half cones the combustion chamber 21 is located at the tapered end of the half-cones 13 and 16 a cylindrical part 15, in which a fuel nozzle 14 is arranged, which is the liquid fuel in this case centrally between the two half cones 13 and 16 injected. Gaseous fuels are preferred along the Entry slots 17 injected through a plurality of holes.
  • the combustion air flow 10 envelops the injected fuel and a fuel cone is formed, which widens towards the front, and which after leaving the Combustion chamber 21 at the burner mouth 20 in one, schematically in the figure illustrated flame 12 burns. Rolling up is also indicated in FIG. 1 22 of the fuel / combustion air mixture behind the front edge 18 when entering the combustion chamber.
  • thermoacoustic feedback Properties of the boundary layer between flowing air 11 and half cones 13 and 16 is decisive, the behavior of this boundary layer should first be more precise to be examined.
  • the displacement thickness is given by:
  • the combustion in the eddies 24 of the Kelvin-Helmholtz waves also pulsates at the same frequency and thereby drives the acoustic field in the combustion chamber 21. Since the acoustic field is able to transmit the Tolmien-Schlichting waves (TS) in the first To clock the boundary layer, the following feedback circuit forms: ⁇ TS ⁇ KH ⁇ pulsating combustion ⁇ acoustic field ⁇ TS ⁇ KH ⁇ ...
  • Vertical TS waves can be attached, for example of shark tooth-like, essentially the central axis of the torch Prevent 19 facing projections on the front edges 18.
  • the coherent Cross-ripple in the boundary layer is thus overlaid by a longitudinal disturbance destroyed by this. Problems with such "shark teeth” can be that they can burn down due to the heat and radiation.
  • a ring of through bores 25 acts in the formwork elements in an analogous manner 13 and / or 16, as shown in Figure 2.
  • the Bores 25 are in the region of the leading edge 18 and in their sequence arranged substantially parallel to the front edge. Is the pressure drop comparable to the pressure drop across the entire burner 19 via the bores 25, such bores are able to cross the boundary layer in the area of the leading edge 18 and thus disturb the TS waves in this region to destroy.
  • the diameter of the bores 25 should at least match that Thickness of the boundary layer may be comparable. For an applicant's EV17 burner is therefore a diameter of a few millimeters, in particular 3 mm prefer.
  • the distance between the holes 25 should be roughly in the range the wavelength of the highest occurring thermo-acoustic frequency lie. To prevent the suction effects of neighboring holes 25 do not cancel each other out, you should also make sure that the distance between the bores 25 is not significantly smaller than the distance of holes 25 from the leading edge.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

The flow instability prevention process involves transporting fuel by means of a combustion air flow (10) into a combustion chamber (21) The air flow is mixed with the fuel during transporting and is guided by the shell elements (13, 16). The build-up of first coherent flow instabilities in the boundary layer between the combustion air and the shell elements is disturbed, so a coupling of an acoustic field to such instabilities in the combustion chamber is prevented.

Description

Technisches GebietTechnical field

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Brenner, insbesondere der Brenner zur Verwendung in Gasturbinen. Sie betrifft eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Betrieb eines Brenners, bei welchem ein Verbrennungsluftstrom Brennstoff in eine Brennkammer transportiert, wo der Brennstoff verbrannt wird, und beim Transport der Verbrennungsluftstrom mit dem Brennstoff vermischt und von Verschalungselementen geführt wird.The present invention relates to the field of burners, in particular the burner for use in gas turbines. It relates to a device and a Method for operating a burner, in which a combustion air flow Fuel is transported to a combustion chamber, where the fuel is burned, and mixed with the fuel during transport of the combustion air stream and is guided by formwork elements.

Stand der TechnikState of the art

Bei modernen Brennern, insbesondere bei Brennern wie sie in Gasturbinen eingesetzt werden, wird es zunehmend wichtiger, die Verbrennung sowohl möglichst effizient, als auch möglichst frei von Schadstoffen zu halten. Schadstoffgrenzwerte werden u.a. von den Behörden vorgeschrieben, und die Richtlinien betreffend CO und NOx Ausstoss werden immer strenger. Die entsprechende Optimierung der Verbrennung kann auf vielfältige Weise geschehen, so z.B. durch Beimischung von Additiven wie Wasser zum Brennstoff, durch Einsatz von Katalysatoren, oder auch durch die Sicherstellung von für die Verbrennung idealen Brennstoff-Luft-Gemischen. Optimale Brennstoff-Luft-Verhältnisse können dadurch erzeugt werden, dass Brennstoff und Verbrennungsluft vorgemischt werden (sog. Vormischbrenner) oder indem Brennstoff und Verbrennungsluft zusammen auf spezielle Weise vermischt in den Verbrennungsraum eingedüst werden.With modern burners, especially burners such as those used in gas turbines, it is becoming increasingly important to keep the combustion as efficient as possible and as free as possible from pollutants. Pollutant limit values are prescribed by the authorities, among others, and the guidelines regarding CO and NO x emissions are becoming ever stricter. The corresponding optimization of the combustion can be done in a variety of ways, for example by adding additives such as water to the fuel, by using catalysts, or also by ensuring ideal fuel-air mixtures for the combustion. Optimal fuel-air ratios can be created by premixing fuel and combustion air (so-called premix burners) or by injecting fuel and combustion air together into the combustion chamber in a special way.

Aus der EP-B1-0 321 809 ist ein Brenner für flüssige und gasförmige Brennstoffe ohne Vormischstrecke bekannt geworden, bei welchem von aussen zugeführte Verbrennungsluft durch wenigstens zwei Eintrittsschlitze tangential zwischen verschoben angeordnete, hohle Halbkonusse eintritt und dort in Richtung der Brennkammer strömt, und bei welchem entweder auf der der Brennkammer abgewandten, verjüngten Seite der Halbkonusse der flüssige Brennstoff zentral, oder in der Region der Eintrittsschlitze eingedüst wird. Der Brennstoff wird so gewissermassen von der Verbrennungsluft erfasst und "eingehüllt", so dass sich zwischen den Halbkonussen ein kegeliges Flüssigbrennstoffprofil ausbildet, welches sich in Richtung der Brennkammer ausweitet und dort verbrennt. Insbesondere gasförmiger Brennstoff wird aus Brennstoffzufuhrrohren, die den Lufteintrittsschlitzen entlang verlaufen, durch Bohrungsreihen quer in die eintretende Luft eingedüst.EP-B1-0 321 809 describes a burner for liquid and gaseous fuels became known without a premixing section, in which feed from the outside Combustion air is displaced tangentially through at least two inlet slots arranged, hollow half-cones occurs and there in the direction of the combustion chamber flows, and in which either on the side facing away from the combustion chamber, tapered side of the half cones of liquid fuel centrally, or in the region of the entry slots is injected. The fuel is so to speak captured by the combustion air and "enveloped", so that between the cones form a conical liquid fuel profile, which is in Expands towards the combustion chamber and burns there. Especially gaseous Fuel is drawn from fuel supply pipes that run along the air inlet slots run, injected transversely into the incoming air through rows of holes.

Problematisch bei solchen Brennern, und allgemein bei Brennern, bei welchen ein Verbrennungsluftstrom auf ähnliche Weise in eine Brennkammer strömt, sind die Strömung des Brennstoff-Luft-Gemisches entlang der Verschalungselemente des Brenners, sowie der Austritt der Verbrennungsluft in die Brennkammer. So ist sowohl das Entlangstreichen der Verbrennungsluft im Brenner an den Wänden der Halbkonusse meist infolge der Strömungs- und Druckverhältnisse sowie der Geometrie der Verschalung nicht mehr laminar sondern turbulent. Die Strömung in dieser Grenzschicht wird für einen bestimmten Wertebereich der Reynoldszahl kohärent wellig, wobei die Wellenkämme senkrecht zur Strömungsrichtung verlaufen. Diese Welligkeit in Grenzschichten wird meist als Tolmien-Schlichting-Wellen (TS-Wellen) bezeichnet, und ist meist die erste turbulente Strömungsform nach der laminaren Strömung, welche bei niedrigeren Reynoldszahlen auftritt. Ausserdem bildet sich in Strömungsrichtung der Verbrennungsluft hinter der Vorderkante der Halbkonusse sofort eine Scherschicht. Diese Scherschicht liegt zwischen den sich in der Brennkammer befindenden, im wesentlichen stationären und heissen Verbrennungsgasen, und dem austretenden, strömenden Gemisch von Brennstoff und Verbrennungsluft. Es liegt in der Natur von solchen Scherschichten, dass sich diese, unabhängig von der Reynoldszahl, irgendwann Aufrollen und Verwirbelungen resultieren. Dieses Aufrollen kann derart verlaufen, dass sich zunächst auf den Scherschichten sogenannte Kelvin-Helmholtz-Wellen ausbilden, deren Wellenkämme quer zur Strömungsrichtung verlaufen, und welche danach Wirbel erzeugen.Problematic with such burners, and generally with burners where one Combustion airflow flowing into a combustion chamber in a similar manner is the Flow of the fuel-air mixture along the shuttering elements of the Burner, and the exit of the combustion air into the combustion chamber. So is both the sweeping of the combustion air in the burner on the walls of the Half cones mostly due to the flow and pressure conditions as well as the The geometry of the formwork is no longer laminar but turbulent. The current in this boundary layer is the Reynolds number for a certain range of values coherently wavy, the wave crests running perpendicular to the direction of flow. This ripple in boundary layers is mostly called Tolmien-Schlichting waves (TS waves), and is usually the first turbulent flow after the laminar flow, which occurs at lower Reynolds numbers. In addition, combustion air forms behind the front edge in the direction of flow the half-cones immediately a shear layer. This shear layer lies between the essentially stationary in the combustion chamber and hot combustion gases, and the emerging, flowing mixture of fuel and combustion air. It is in the nature of such shear layers, that, regardless of the Reynolds number, this will eventually roll up and turbulence result. This rolling up can be such that so-called Kelvin-Helmholtz waves first appear on the shear layers form, the wave crests of which run transversely to the direction of flow, and which then create vortices.

Es zeigt sich, dass diese Instabilitäten in Grenzschichten und deren Ankopplung an die Instabilitäten auf Scherschichten in Kombination mit dem ablaufenden Verbrennungsprozess hauptverantwortlich sind für eine wichtige Klasse von von Reaktionsratenschwankungen ausgelösten, thermoakkustischen Oszillationen. Diese weitgehend kohärenten Wellen führen bei einem Brenner der obengenannten Art bei typischen Betriebsbedingungen zu Schwingungen mit Frequenzen von etwa 100 Hz. Da diese Frequenz mit typischen fundamentalen Eigenmoden von von vielen Ringbrennern von Gasturbinen zusammenfallen, stellen die thermoakkustischen Oszillationen ein Problem dar.It turns out that these instabilities in boundary layers and their coupling the instabilities on shear layers in combination with the ongoing combustion process are primarily responsible for an important class of response rate fluctuations triggered, thermoacoustic oscillations. This largely coherent waves lead to a burner of the type mentioned above under typical operating conditions to vibrations with frequencies of about 100 Hz. Since this frequency with typical fundamental eigenmodes of von many ring burners of gas turbines coincide, make the thermoacoustic Oscillations are a problem.

Darstellung der ErfindungPresentation of the invention

Der Erfindung liegt demnach die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung bzw. einen Brenner, sowie ein Verfahren zum Betrieb eines solchen zur Verfügung zu stellen, welches die aufschaukelnde Wechselwirkung von kohärenten Strömungsinstabilitäten und akkustischem Feld vermindert.The invention is therefore based on the object, a device or a To provide burners and a method for operating such a device, which is the rocking interaction of coherent flow instabilities and acoustic field reduced.

Diese Aufgabe wird bei einer Vorrichtung bzw. einem Verfahren der eingangs genannten Art gelöst, indem die Ausbildung von ersten periodischen, kohärenten Strömungsinstabilitäten in einer Grenzschicht zwischen der Verbrennungsluft und den Verschalungselementen gestört wird, und indem eine Ankopplung eines akkustischen Feldes in der Brennkammer an solche ersten Strömungsinstabilitäten vermindert wird. Der Kern der Erfindung liegt also darin, dass die gezielte Verhinderung von kohärenten Strömungsinstabilitäten das resonante Aufschaukeln von thermoakkustischen Oszillationen schon bei deren ursächlicher Bildung verhindert.This object is achieved in a device or a method of the aforementioned Kind of solved by the formation of first periodic, coherent Flow instabilities in a boundary layer between the combustion air and the formwork elements is disturbed, and by coupling an acoustic Field in the combustion chamber at such first flow instabilities is reduced. The essence of the invention is that targeted prevention of coherent flow instabilities the resonant rocking of Prevents thermoacoustic oscillations when they are caused.

Eine erste bevorzugte Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei den ersten Strömungsinstabilitäten um Tolmien-Schlichting-Wellen in der Grenzschicht zwischen Verbrennungsluftstrom und Verschalungselementen handelt, dass weiter bevorzugt diese in der Lage sind, zweite Strömungsinstabilitäten, welche sich bei Eintritt des Brennstoff-Luft-Gemisches in die Brennkammer an den dabei auftretenden Scherschichten bilden und welche beispielsweise Kelvin-Helmholtz-Wellen sein können, zu takten. Ausserdem findet die Störung der ersten Strömungsinstabilitäten bevorzugt in der Nähe der dem Brennraum zugewandten Vorderkante der Verschalungselemente statt.A first preferred embodiment of the invention is characterized in that that the first flow instabilities are Tolmien-Schlichting waves in the boundary layer between the combustion air flow and formwork elements is that these are more preferably able to handle second flow instabilities, which change when the fuel-air mixture enters the Form combustion chamber on the shear layers that occur and which, for example Kelvin-Helmholtz waves can be clocked. Also finds the disturbance of the first flow instabilities preferably in the vicinity of the Front edge of the shuttering elements facing the combustion chamber instead.

Eine weitere Ausführungsform weist das Merkmal auf, dass die Störung vermittels durchgängiger Bohrungen in den Verschalungselementen erfolgt. Der Druckabfall über diesen Bohrungen führt dazu, dass die Querwelligkeit in der Grenzschicht gebrochen wird.Another embodiment has the feature that the disturbance mediates through holes in the formwork elements. The pressure drop Through these holes, the cross ripple in the boundary layer is broken.

Weitere Ausführungsformen des Verfahrens und der Vorrichtung ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen.Further embodiments of the method and the device result from the dependent claims.

Kurze Erläuterung der FigurenBrief explanation of the figures

Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert werden.

Fig. 1
zeigt eine schematische Darstellung eines Brenners und das Aufrollen von Kelvin-Helmholtz-Wellen hinter der Austrittsöffnung; und
Fig. 2
zeigt eine schematische Darstellung eines Brenners mit Bohrungen, welche die Ausbildung von ersten, kohärenten Strömungsinstabilitäten verhindern.
The invention will be explained in more detail below using exemplary embodiments in conjunction with the drawings.
Fig. 1
shows a schematic representation of a burner and the rolling up of Kelvin-Helmholtz waves behind the outlet opening; and
Fig. 2
shows a schematic representation of a burner with holes which prevent the formation of first, coherent flow instabilities.

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

Das Wirkprinzip des geschilderten Ansatzes soll zunächst aufgrund einiger theoretischer Überlegungen rationalisiert und erläutert werden, anschliessend werden die technischen Ausführungsbeispiele geschildert.The principle of action of the described approach should initially be based on some theoretical ones Considerations are rationalized and explained, then become the technical embodiments described.

Figur 1 zeigt schematisch die Strömungsverhältnisse in einem Doppelkegelbrenner. Die Verbrennungsluft 10 tritt seitlich durch die Eintrittsschlitze 17 der mit leicht verschobenen Achsen angeordneten, hohlen Halbkonusse 13 und 18 ein, strömt zum vorderen Ende des Brenners unter Beschreibung eines leichten Bogens, und tritt nach Passieren der Vorderkanten 18 der Halbkonusse aus dem Brenner 19 in die Brennkammer 21. Am verjüngten Ende der Halbkonusse 13 und 16 befindet sich ein zylindrischer Teil 15, in welchem eine Brennstoffdüse 14 angeordnet ist, welche den in diesem Fall flüssigen Brennstoff zentral zwischen die zwei Halbkonusse 13 und 16 eindüst. Gasförmige Brennstoffe werden bevorzugt entlang der Eintrittsschlitze 17 über eine Vielzahl von Löchern eingedüst. Der Verbrennungsluftstrom 10 umhüllt den eingedüsten Brennstoff, und es bildet sich ein Brennstoffkegel, welcher sich nach vorne hin aufweitet, und welcher nach Austritt in die Brennkammer 21 bei der Brennermündung 20 in einer, in der Figur schematisch dargestellten Flamme 12 verbrennt. Ebenfalls angedeutet in Figur 1 ist das Aufrollen 22 des Brennstoff-Verbrennungsluft-Gemisches hinter der Vorderkante 18 beim Eintritt in die Brennkammer. Da für die thermoakkustische Rückkopplung die Eigenschaften der Grenzschicht zwischen strömender Luft 11 und Halbkonussen 13 und 16 entscheidend ist, soll das Verhalten dieser Grenzschicht zunächst genauer untersucht werden.Figure 1 shows schematically the flow conditions in a double-cone burner. The combustion air 10 passes laterally through the inlet slots 17 with light arranged displaced axes, hollow half-cones 13 and 18, flows to the front end of the burner, describing a slight curve, and enters the burner 19 after passing the front edges 18 of the half cones the combustion chamber 21 is located at the tapered end of the half-cones 13 and 16 a cylindrical part 15, in which a fuel nozzle 14 is arranged, which is the liquid fuel in this case centrally between the two half cones 13 and 16 injected. Gaseous fuels are preferred along the Entry slots 17 injected through a plurality of holes. The combustion air flow 10 envelops the injected fuel and a fuel cone is formed, which widens towards the front, and which after leaving the Combustion chamber 21 at the burner mouth 20 in one, schematically in the figure illustrated flame 12 burns. Rolling up is also indicated in FIG. 1 22 of the fuel / combustion air mixture behind the front edge 18 when entering the combustion chamber. As for the thermoacoustic feedback Properties of the boundary layer between flowing air 11 and half cones 13 and 16 is decisive, the behavior of this boundary layer should first be more precise to be examined.

Für laminare Strömung ist die Verdrängungsdicke δ1, definiert als

Figure 00060001
der Grenzschicht zwischen Verschalung 13 oder 16 und strömendem Brennstoff-Luft-Gemisch gegeben durch: δ1 =1.7208 vx/U wobei x eine charakteristische Länge, v die kinematische Viskosität, und U die Strömungsgeschwindigkeit ausserhalb der Grenzschicht darstellt. Für turbulentes Strömungsverhalten der Grenzschicht ist die Verdrängungsdicke gegeben durch:
Figure 00060002
Obwohl die Strömung in einer solchen Grenzschicht bei planen Grenzschichten für einen grossen Bereich von Reynoldszahlen Re x = Ux/v laminar ist, ist unter den Bedingungen, wie sie bei Doppelkegelbrennern anzutreffen sind, d.h. konkave Wände und Störung durch den Brennstoffzumischungsprozess, ein turbulentes Strömungsverhalten zu erwarten. Die Verdrängungsdicke der Grenzschicht im Bereich der Vorderkante 18 der Verschalungselemente ist deshalb am besten durch die dritte Formel beschrieben.For laminar flow, the displacement thickness δ 1 is defined as
Figure 00060001
the boundary layer between formwork 13 or 16 and the flowing fuel-air mixture given by: δ 1 = 1.7208 vx / U where x is a characteristic length, v is the kinematic viscosity, and U is the flow velocity outside the boundary layer. For turbulent flow behavior of the boundary layer, the displacement thickness is given by:
Figure 00060002
Although the flow in such a boundary layer is laminar for a large range of Reynolds numbers Re x = Ux / v in the case of plane boundary layers, turbulent flow behavior is to be expected under the conditions found in double-cone burners, i.e. concave walls and disturbances caused by the fuel admixing process expect. The displacement thickness of the boundary layer in the area of the front edge 18 of the formwork elements is therefore best described by the third formula.

Für die Ankopplung des akkustischen Feldes an die Turbulenzen in dieser Grenzschicht ist es notwendig, dass die Turbulenzen einen kohärent welligen Charakter aufweisen, dass sich mit anderen Worten sog. Tolmien-Schlichting-Wellen ausbilden. Die Fähigkeit einer turbulenten Grenzschicht, Tolmien-Schlichting-Wellen aufzubauen, hängt einerseits vom Formfaktor H 12 der Grenzschicht, als auch von der als Funktion der Verdrängungsdicke formulierten Reynoldszahl Reδ 1 = Uδ1 / v ab. Da der Formfaktor H 12 , definiert als Quotient aus Verdrängungsdicke δ1 und Impulsmangeldicke δ2, mit

Figure 00070001
bei den hier betrachteten Anwendungen normalerweise oberhalb von 1.8 liegt, kann ein wesentliches Wachstum von Tolmien-Schlichting-Wellen erwartet werden, wenn Reδ1 = Uδ1/ v > 104. For the coupling of the acoustic field to the turbulence in this boundary layer, it is necessary that the turbulence have a coherently wavy character, that in other words so-called Tolmien-Schlichting waves are formed. The ability of a turbulent boundary layer to build up Tolmien-Schlichting waves depends on the one hand on the form factor H 12 of the boundary layer and on the Reynolds number Re δ formulated as a function of the displacement thickness 1 = U δ 1 / v from. Since the form factor H 12 , defined as the quotient of the displacement thickness δ 1 and the lack of impulse thickness δ 2 , with
Figure 00070001
in the applications considered here is normally above 1.8, a significant growth of Tolmien-Schlichting waves can be expected if re δ 1 = U δ 1 / v > 10 4th .

Nimmt man eine charakteristische Länge von x = 250mm für einen Doppelkegelbrenner des Typs EV17, und eine charakteristische Länge von x = (185/175)·250mm für einen Brenner des Typs EV18 der Anmelderin an, so lassen sich die folgenden Bedingungen in der Kantenregion 18 berechnen. Die effektive Strömungsgeschwindigkeit U verhält sich dabei zur nominalen Strömungsgeschwindigkeit UN gemäss U = UN ξ, wobei ξ der Druckabfallkoeffizient des Brenners ist. Typ UN [m/s] U[m/s] T[K] p[bar] Reδ1 GT13E2 25.0 70.7 688 15.0 8.84*103 GT8C 30.8 87.2 733 15.9 1.01*104 GT11N2 38.0 107.5 693 13.7 1.14*104 GT26 29.6 83.8 815 30.0 1.48*104 Assuming a characteristic length of x = 250 mm for a double cone burner of type EV17 and a characteristic length of x = (185/175) · 250 mm for a burner of type EV18 from the applicant, the following conditions can be found in edge region 18 to calculate. The effective flow rate U is related to the nominal flow rate U N according to U = U N ξ , where ξ is the pressure drop coefficient of the burner. Type U N [ m / s ] U [ m / s ] T [ K ] p [ bar ] Re δ 1 GT13E2 25.0 70.7 688 15.0 8.84 * 10 3 GT8C 30.8 87.2 733 15.9 1.01 * 10 4 GT11N2 38.0 107.5 693 13.7 1.14 * 10 4 GT26 29.6 83.8 815 30.0 1.48 * 10 4

Die Berechnungen zeigen, dass die Werte der Reynoldszahl für die bei Doppelkegelbrennern vorliegenden Bedingungen gerade im für die Bildung von Tolmien-Schlichting-Wellen guten Bereich liegen, und stark von der nominalen Strömungsgeschwindigkeit und der Temperatur abhängen. The calculations show that the Reynolds number values for those in double-cone burners present conditions especially for the formation of Tolmien-Schlichting waves good range, and strong from the nominal flow rate and the temperature depend.

Die kohärente Welligkeit in der Grenzschicht in der Region der Vorderkante 18, d.h. kurz bevor der Luftstrom 11 sich ablöst und in die Brennkammer 21 austritt, ist nun in der Lage, die Turbulenzen in der hinter der Vorderkante 18 zwischen stationärer Luft in der Brennkammer und austretender Luft 11 auftretenden Scherschicht zu beeinflussen. Da diese Scherschicht unabhängig von der Reynoldszahl bezüglich Wellenlängen grösser als ca. 5 Mal der Dicke der Scherschicht instabil ist, bilden sich dort sogenannte Kelvin-Helmholtz-Wellen (KH) 22 aus. Diese sind kohärent, und sie können insbesondere in Frequenz und Phase von den Tolmien-Schlichting-Wellen der davor liegenden Grenzschicht getaktet werden. Die Verbrennung in den Verwirbelungen 24 der Kelvin-Helmholtz-Wellen pulsiert ebenfalls mit der gleichen Frequenz und treibt dabei das akkustische Feld in der Brennkammer 21. Da das akkustische Feld in der Lage ist, die Tolmien-Schlichting-Wellen (TS) in der ersten Grenzschicht zu takten, bildet sich folgender Rückkopplungskreis aus: → TS → KH → Pulsierende Verbrennung → akkustisches Feld → TS → KH →... The coherent ripple in the boundary layer in the region of the leading edge 18, ie shortly before the air stream 11 separates and exits into the combustion chamber 21, is now able to compensate for the turbulence in the trailing edge 18 between stationary air in the combustion chamber and exiting Influence air 11 occurring shear layer. Since this shear layer is unstable regardless of the Reynolds number with respect to wavelengths greater than about 5 times the thickness of the shear layer, so-called Kelvin-Helmholtz waves (KH) 22 form there. These are coherent, and they can be clocked in particular in frequency and phase by the Tolmien-Schlichting waves of the boundary layer lying in front of them. The combustion in the eddies 24 of the Kelvin-Helmholtz waves also pulsates at the same frequency and thereby drives the acoustic field in the combustion chamber 21. Since the acoustic field is able to transmit the Tolmien-Schlichting waves (TS) in the first To clock the boundary layer, the following feedback circuit forms: → TS → KH → pulsating combustion → acoustic field → TS → KH → ...

Weil derartige Aufschaukelungsprozesse die Effizienz der Betriebs reduzieren und ausserdem die Frequenz zusätzlich mit Eigenfrequenzen von Brennkammern zusammenfallen kann, ist deren Verhinderung von enormer Wichtigkeit.Because such build-up processes reduce the efficiency of operations and in addition, the frequency also coincides with natural frequencies of combustion chambers prevention is of enormous importance.

Im Prinzip ist es möglich, den Rückkopplungsprozess durch Verhinderung eines beliebigen der oben aufgelisteten Phänomene zu unterbinden, es zeigt sich aber, dass gerade die Zerstörung der Kohärenz der Tolmien-Schlichting-Wellen sich sowohl in theoretischer als auch in praktischer Hinsicht am besten eignet. Die Tolmien-Schlichting-Wellen übernehmen hier gewissermassen die Funktion der vibrierenden Lippen beim Pfeifen mit dem Mund. Unterbindet man diese, so trifft man den resonanten Kreis an einer entscheidenden und leicht zu beeinflussenden Stelle. In principle, it is possible to prevent the feedback process by preventing one to prevent any of the phenomena listed above, but it turns out that the destruction of the coherence of the Tolmien-Schlichting waves best suited in both theoretical and practical terms. The Tolmien-Schlichting waves take over the function of the to a certain extent vibrating lips when whistling with the mouth. If you prevent them, you hit one the resonant circle at a crucial and easy to influence Job.

Die Ausbildung von zur Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches 11 senkrecht verlaufenden TS-Wellen lässt sich beispielsweise durch Anbringung von haifischzahn-ähnlichen, im wesentlichen der zentralen Achse des Brenners 19 zugewandten Vorsprüngen an den Vorderkanten 18 verhindern. Die kohärente Querwelligkeit in der Grenzschicht wird so von einer Längsstörung überlagert und von dieser zerstört. Problematisch an solchen "Haifischzähnen" kann aber sein, dass sie infolge der Hitze und der Strahlung abgebrannt werden können.The formation of the direction of flow of the fuel-air mixture 11 Vertical TS waves can be attached, for example of shark tooth-like, essentially the central axis of the torch Prevent 19 facing projections on the front edges 18. The coherent Cross-ripple in the boundary layer is thus overlaid by a longitudinal disturbance destroyed by this. Problems with such "shark teeth" can be that they can burn down due to the heat and radiation.

In analoger Weise wirkt ein Ring von durchgängigen Bohrungen 25 in den Verschalungselementen 13 und/oder 16, so, wie sie in Figur 2 dargestellt sind. Die Bohrungen 25 werden dabei in der Region der Vorderkante 18 und in ihrer Aneinanderreihung im wesentlichen parallel zur Vorderkante angeordnet. Ist der Druckabfall über die Bohrungen 25 dem Druckabfall über den ganzen Brenner 19 vergleichbar, so sind derartige Bohrungen in der Lage, die Grenzschicht im Bereich der Vorderkante 18 stark zu stören und damit die TS-Wellen in dieser Region zu zerstören. Der Durchmesser der Bohrungen 25 sollte dabei wenigstens mit der Dicke der Grenzschicht vergleichbar sein. Für einen EV17 Brenner der Anmelderin ist somit ein Durchmesser von einigen Millimetern, insbesondere von 3 mm zu bevorzugen. Zudem sollte der Abstand zwischen den Bohrungen 25 grob im Bereich der Wellenlänge der höchsten auftretenden thermoakkustischen Frequenz liegen. Um zu verhindern, dass sich die Sogwirkungen benachbarter Bohrungen 25 nicht gegenseitig aufheben, sollte ausserdem darauf geachtet werden, dass der Abstand zwischen den Bohrungen 25 nicht wesentlich kleiner ist als der Abstand der Bohrungen 25 von der Vorderkante.A ring of through bores 25 acts in the formwork elements in an analogous manner 13 and / or 16, as shown in Figure 2. The Bores 25 are in the region of the leading edge 18 and in their sequence arranged substantially parallel to the front edge. Is the pressure drop comparable to the pressure drop across the entire burner 19 via the bores 25, such bores are able to cross the boundary layer in the area of the leading edge 18 and thus disturb the TS waves in this region to destroy. The diameter of the bores 25 should at least match that Thickness of the boundary layer may be comparable. For an applicant's EV17 burner is therefore a diameter of a few millimeters, in particular 3 mm prefer. In addition, the distance between the holes 25 should be roughly in the range the wavelength of the highest occurring thermo-acoustic frequency lie. To prevent the suction effects of neighboring holes 25 do not cancel each other out, you should also make sure that the distance between the bores 25 is not significantly smaller than the distance of holes 25 from the leading edge.

BezugszeichenlisteReference list

1010th
Verbrennungsluftstrom bei EintrittCombustion airflow upon entry
1111
Gemisch von Verbrennungsluft und Brennstoff nach AustrittMixture of combustion air and fuel after discharge
1212th
Flamme flame
1313
erster Halbkonusfirst half cone
1414
BrennstoffdüseFuel nozzle
1515
zylindrischer Teil des Brennerscylindrical part of the burner
1616
zweiter Halbkonussecond half cone
1717th
EintrittsschlitzEntry slot
1818th
Vorderkante des HalbkonusFront edge of the semi-cone
1919th
Brennerburner
2020th
BrennermündungBurner mouth
2121
BrennkammerCombustion chamber
2222
Kelvin-Helmholtz WellenKelvin-Helmholtz waves
2323
Wellenkämme von 22Wave crests of 22
2424th
Verbrennungszone von 22Combustion zone of 22
2525th
BohrungenHoles

Claims (13)

Verfahren zum Betrieb eines Brenners (19), bei welchem ein Verbrennungsluftstrom (10) Brennstoff in eine Brennkammer (21) transportiert, wo der Brennstoff verbrannt wird, und beim Transport der Verbrennungsluftstrom (10) mit dem Brennstoff vermischt und innerhalb des Brenners von Verschalungselementen (13,16) geführt wird dadurch gekennzeichnet, dass die Ausbildung von ersten periodischen, kohärenten Strömungsinstabilitäten in einer Grenzschicht zwischen der Verbrennungsluft (10) und den Verschalungselementen (13,16) gestört wird, derart dass eine Ankopplung eines akkustischen Feldes in der Brennkammer (21) an solche ersten Strömungsinstabilitäten vermindert wird.Method for operating a burner (19), in which a combustion air flow (10) fuel is transported into a combustion chamber (21), where the fuel is burned and when transporting the Combustion air flow (10) mixed with the fuel and inside the burner is guided by shuttering elements (13, 16) characterized in that the formation of first periodic, coherent flow instabilities in a boundary layer between the combustion air (10) and the formwork elements (13,16) is disturbed, such that a coupling of an acoustic Field in the combustion chamber (21) at such first flow instabilities is reduced. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei den ersten Strömungsinstabilitäten in der Grenzschicht zwischen der Verbrennungsluft (10) und den Verschalungselementen (13,16) um Tolmien-Schlichting-Wellen handelt.A method according to claim 1, characterized in that it is at the first flow instabilities in the boundary layer between the combustion air (10) and the shuttering elements (13, 16) Tolmien-Schlichting waves. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Strömungsinstabilitäten kohärente zweite Strömungsinstabilitäten (22) einer Scherschicht zwischen im wesentlichen stationärer Luft in der Brennkammer und aus dem Brenner (19) austretender Verbrennungsluft (11) takten.Method according to one of claims 1 or 2, characterized in that that the first flow instabilities are coherent second Flow instabilities (22) of a shear layer between essentially stationary air in the combustion chamber and out of the burner (19) Cycle out combustion air (11). Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei den zweiten Strömungsinstabilitäten um Kelvin-Helmholtz-Wellen (22) handelt.A method according to claim 3, characterized in that it is at the second flow instabilities around Kelvin-Helmholtz waves (22) acts. Verfahren nach einem der Ansprüche 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbrennung des Gemisches (11) aus Verbrennungsluft und Brennstoff in der Scherschicht in einer Verbrennungszone (24) abläuft, dass diese Verbrennung im wesentlichen mit der Frequenz der zweiten Strömungsinstabilität (22) pulsierend verläuft, und dass die Frequenz des akkustischen Feldes in der Brennkammer (21) im wesentlichen durch diese pulsierende Verbrennung bestimmt ist.Method according to one of claims 3 or 4, characterized in that that the combustion of the mixture (11) from combustion air and fuel in the shear layer in a combustion zone (24) expires that this combustion essentially with the Frequency of the second flow instability (22) is pulsating, and that the frequency of the acoustic field in the combustion chamber (21) essentially determined by this pulsating combustion is. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Störung der Kohärenz der ersten Strömungsinstabilitäten im Bereich einer der Brennkammer (21) zugewandten Vorderkante (18) der Verschalungselemente (13,16) vorgenommen wird.Method according to one of claims 1 to 5, characterized in that that disturbing the coherence of the first flow instabilities in the region of a front edge facing the combustion chamber (21) (18) of the formwork elements (13, 16) is made. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Störung der Kohärenz der ersten Strömungsinstabilitäten durch eine Mehrzahl von durchgängigen Bohrungen (25) durch die Verschalungselemente (13,16) im Bereich der Vorderkante (18) vorgenommen wird.A method according to claim 6, characterized in that the disturbance the coherence of the first flow instabilities through a A plurality of through holes (25) through the formwork elements (13, 16) in the area of the front edge (18) becomes. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Störung der Kohärenz der ersten Strömungsinstabilitäten durch eine Mehrzahl von zahnförmigen, im Bereich der Vorderkante (18) an den Verschalungselementen (13,16) angebrachten, im wesentlichen in Richtung der zentralen Achse des Brenners (19) ausgerichteten Vorsprüngen bewirkt wird.A method according to claim 6, characterized in that the disturbance the coherence of the first flow instabilities through a A plurality of tooth-shaped, in the region of the front edge (18) Formwork elements (13, 16) attached, essentially in Direction of the central axis of the burner (19) aligned Projections is effected. Brenner (19) zur Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass Mittel (25) vorgesehen sind, welche die kohärente Periodizität der ersten Strömungsinstabilitäten vermindern.Burner (19) for performing a method according to one of the Claims 1 to 8, characterized in that means (25) are provided which are the coherent periodicity of the first flow instabilities Reduce. Brenner (19) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass es sich beim Brenner (19) um einen Doppelkegelbrenner handelt, dessen Verschalungselemente von zwei gegeneinander leicht verschobenen Halbkonussen (13,16) gebildet werden, und dass die Mittel (25) als Mehrzahl von Bohrungen (25) ausgebildet sind, welche Bohrungen (25) parallel zur Vorderkante (18) der Halbkonusse (13,18) im wesentlichen in einer Reihe angeordnet ist.Burner (19) according to claim 9, characterized in that it the burner (19) is a double-cone burner, the Formwork elements of two slightly shifted against each other Half cones (13, 16) are formed and that means (25) are formed as a plurality of bores (25), which bores (25) parallel to the front edge (18) of the half-cones (13, 18) is arranged essentially in a row. Brenner (19) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Bohrungen einen Durchmesser im Bereich der Dicke der die ersten Strömungsinstabilitäten bewirkenden Grenzschicht zwischen der Verbrennungsluft (10) und den Verschalungselementen (13,16) aufweisen.Burner (19) according to claim 10, characterized in that the Bores a diameter in the range of the thickness of the first Boundary layer causing flow instabilities between the Combustion air (10) and the shuttering elements (13,16). Brenner nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Bohrungen einen Durchmesser von 2 bis 5 mm, insbesondere von 3 mm aufweisen.Burner according to claim 11, characterized in that the bores a diameter of 2 to 5 mm, in particular 3 mm exhibit. Brenner nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Beabstandung der Bohrungen (25) im Bereich der höchsten auftretenden thermoakkustischen Wellenlänge liegt, und dass die Beabstandung im wesentlichen grösser oder gleich dem Abstand der Bohrungen (25) von der Vorderkante (18) ist.Burner according to one of claims 9 to 12, characterized in that that the spacing of the bores (25) in the area of highest occurring thermoacoustic wavelength, and that the spacing is substantially greater than or equal to that Distance between the holes (25) from the front edge (18).
EP98811115A 1998-11-09 1998-11-09 Burner Expired - Lifetime EP1001214B1 (en)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP98811115A EP1001214B1 (en) 1998-11-09 1998-11-09 Burner
DE59811961T DE59811961D1 (en) 1998-11-09 1998-11-09 burner
US09/431,176 US20010019815A1 (en) 1998-11-09 1999-11-01 Method for preventing flow instabilities in a burner

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP98811115A EP1001214B1 (en) 1998-11-09 1998-11-09 Burner

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1001214A1 true EP1001214A1 (en) 2000-05-17
EP1001214B1 EP1001214B1 (en) 2004-09-15

Family

ID=8236431

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP98811115A Expired - Lifetime EP1001214B1 (en) 1998-11-09 1998-11-09 Burner

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20010019815A1 (en)
EP (1) EP1001214B1 (en)
DE (1) DE59811961D1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10000415A1 (en) * 2000-01-07 2001-09-06 Alstom Power Schweiz Ag Baden Method and device for suppressing flow vortices within a fluid power machine
EP1205713A1 (en) * 2000-11-09 2002-05-15 ALSTOM Power N.V. Method of fuel injection in a burner
WO2002052201A1 (en) * 2000-12-23 2002-07-04 Alstom (Switzerland) Ltd Burner comprising a graduated fuel injection
WO2003056241A1 (en) * 2001-12-24 2003-07-10 Alstom Technology Ltd Burner with sequential fuel injection
DE102008012794B3 (en) * 2008-03-05 2009-08-20 Auerhahn Bestecke Gmbh firing

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FI108810B (en) * 2000-07-06 2002-03-28 Nirania Ky Plant and method for streamlining combustion and heat transfer
US20100119984A1 (en) * 2008-11-10 2010-05-13 Fox Allen G Abatement system
US10197291B2 (en) 2015-06-04 2019-02-05 Tropitone Furniture Co., Inc. Fire burner
USD791930S1 (en) 2015-06-04 2017-07-11 Tropitone Furniture Co., Inc. Fire burner

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1134996A (en) * 1967-04-21 1968-11-27 Lev Iosifovich Sorkin Jet noise suppressor in jet engine
US4244441A (en) * 1979-07-31 1981-01-13 The Garrett Corporation Broad band acoustic attenuator
EP0321809A1 (en) * 1987-12-21 1989-06-28 BBC Brown Boveri AG Process for combustion of liquid fuel in a burner
US5408830A (en) * 1994-02-10 1995-04-25 General Electric Company Multi-stage fuel nozzle for reducing combustion instabilities in low NOX gas turbines
US5676538A (en) * 1993-06-28 1997-10-14 General Electric Company Fuel nozzle for low-NOx combustor burners
US5758587A (en) * 1995-07-20 1998-06-02 Horst Buchner Process and device for suppression of flame and pressure pulsations in a furnace

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4304213A1 (en) * 1993-02-12 1994-08-18 Abb Research Ltd Burner for operating an internal combustion engine, a combustion chamber of a gas turbine group or a combustion system
DE19654116A1 (en) * 1996-12-23 1998-06-25 Abb Research Ltd Burner for operating a combustion chamber with a liquid and / or gaseous fuel

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1134996A (en) * 1967-04-21 1968-11-27 Lev Iosifovich Sorkin Jet noise suppressor in jet engine
US4244441A (en) * 1979-07-31 1981-01-13 The Garrett Corporation Broad band acoustic attenuator
EP0321809A1 (en) * 1987-12-21 1989-06-28 BBC Brown Boveri AG Process for combustion of liquid fuel in a burner
EP0321809B1 (en) 1987-12-21 1991-05-15 BBC Brown Boveri AG Process for combustion of liquid fuel in a burner
US5676538A (en) * 1993-06-28 1997-10-14 General Electric Company Fuel nozzle for low-NOx combustor burners
US5408830A (en) * 1994-02-10 1995-04-25 General Electric Company Multi-stage fuel nozzle for reducing combustion instabilities in low NOX gas turbines
US5758587A (en) * 1995-07-20 1998-06-02 Horst Buchner Process and device for suppression of flame and pressure pulsations in a furnace

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10000415A1 (en) * 2000-01-07 2001-09-06 Alstom Power Schweiz Ag Baden Method and device for suppressing flow vortices within a fluid power machine
US6698209B1 (en) 2000-01-07 2004-03-02 Alstom Technology Ltd Method of and appliance for suppressing flow eddies within a turbomachine
EP1205713A1 (en) * 2000-11-09 2002-05-15 ALSTOM Power N.V. Method of fuel injection in a burner
US6705857B2 (en) 2000-11-09 2004-03-16 Alstom Technology Ltd. Method for injecting fuel into a burner
WO2002052201A1 (en) * 2000-12-23 2002-07-04 Alstom (Switzerland) Ltd Burner comprising a graduated fuel injection
WO2003056241A1 (en) * 2001-12-24 2003-07-10 Alstom Technology Ltd Burner with sequential fuel injection
US7241138B2 (en) 2001-12-24 2007-07-10 Alstom Technology Ltd. Burner with stepped fuel injection
DE102008012794B3 (en) * 2008-03-05 2009-08-20 Auerhahn Bestecke Gmbh firing

Also Published As

Publication number Publication date
EP1001214B1 (en) 2004-09-15
DE59811961D1 (en) 2004-10-21
US20010019815A1 (en) 2001-09-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1336800B1 (en) Method for reducing the oscillations induced by the combustion in combustion systems and premix burner for carrying out the method
EP0675322B1 (en) Premix burner
DE4426351B4 (en) Combustion chamber for a gas turbine
DE69917655T2 (en) SYSTEM FOR CONTROLLING ACOUSTIC VIBRATIONS IN A COMBUSTION CHAMBER
EP0733861A2 (en) Combustor for staged combustion
EP0521325B1 (en) Combustion chamber
EP1730447A1 (en) Burner
EP0576717A1 (en) Gas turbine combustor
EP0745809A1 (en) Vortex generator for combustion chamber
EP1182398A1 (en) Process for increasing the fluidic stability of a premix-burner as well as premix-burner for carrying out said process
EP1265029A2 (en) Burner system
EP0718561A2 (en) Combustor
EP0777081A2 (en) Premix burner
DE19948674B4 (en) Combustion device, in particular for the drive of gas turbines
EP1001214B1 (en) Burner
EP0987493A1 (en) Burner for a heat generator
EP0751351B1 (en) Combustion chamber
EP0994300A1 (en) Burner for operating a heat generator
EP1010939B1 (en) Combustion chamber with acoustic damped fuel supply system
EP0483554B1 (en) Method for minimising the NOx emissions from a combustion
DE19537636B4 (en) Power plant
DE19939235A1 (en) Combustor for gas turbine plant varies flame position along axis by varied burner design specifically premix or double-cone burners.
DE19507088B4 (en) premix
EP0648979B1 (en) Method and means for cooling a gas turbine combustion chamber
EP0987491B1 (en) Method for preventing flow instabilities in a burner

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE GB

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

17P Request for examination filed

Effective date: 20000927

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ABB (SCHWEIZ) AG

AKX Designation fees paid

Free format text: DE GB

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

17Q First examination report despatched

Effective date: 20030623

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

RTI1 Title (correction)

Free format text: BURNER

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REF Corresponds to:

Ref document number: 59811961

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20041021

Kind code of ref document: P

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

Effective date: 20050114

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20050616

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

Ref country code: DE

Payment date: 20081121

Year of fee payment: 11

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

Ref country code: GB

Payment date: 20081117

Year of fee payment: 11

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

Effective date: 20091109

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 NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20100601

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: 20091109