EP1073864A1 - Combustion chamber assembly - Google Patents

Combustion chamber assembly

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Publication number
EP1073864A1
EP1073864A1 EP99927681A EP99927681A EP1073864A1 EP 1073864 A1 EP1073864 A1 EP 1073864A1 EP 99927681 A EP99927681 A EP 99927681A EP 99927681 A EP99927681 A EP 99927681A EP 1073864 A1 EP1073864 A1 EP 1073864A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
axis
burner
component
mouth
Prior art date
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Application number
EP99927681A
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German (de)
French (fr)
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EP1073864B1 (en
Inventor
Carsten Tiemann
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of EP1073864A1 publication Critical patent/EP1073864A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP1073864B1 publication Critical patent/EP1073864B1/en
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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    • 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
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/48—Nozzles
    • 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 
    • F23C3/00—Combustion apparatus characterised by the shape of the combustion chamber
    • F23C3/002—Combustion apparatus characterised by the shape of the combustion chamber the chamber having an elongated tubular form, e.g. for a radiant tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M20/00—Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
    • F23M20/005—Noise absorbing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing

Definitions

  • the invention relates to a Brennkam eranix with a
  • Combustion chamber in which a burner is arranged.
  • the combustion chamber is in particular an annular combustion chamber of a gas turbine.
  • the gas turbine has a turbine shaft with a main axis.
  • Each burner is directed along a major axis.
  • the main axis of each burner is tilted in relation to the main axis of the turbine shaft in order to generate a swirl of a working medium. By tilting the burner in this way, a swirl-generating structural part can be dispensed with.
  • Stimulate vibrations which are also called combustion vibrations. These are not only an undesirable source of sound, but can also lead to excessive mechanical loads on the combustion chamber.
  • Such a thermo-acoustic oscillation is actively damped in that the location of the heat release fluctuation associated with the combustion is controlled by injecting a fluid.
  • the object of the invention is to provide a burner chamber arrangement which exhibits favorable behavior, in particular with regard to the avoidance of thermoacoustic vibrations.
  • this object is achieved by a combustion chamber arrangement with a combustion chamber having a combustion chamber axis, in which a burner is arranged, which has a mouth for an inflow of a fuel gas flow along a direction of the mouth into the combustion chamber, a deflection means for U-directing the fuel gas flow in the region of the mouth is arranged in an inflow direction different from the mouth direction and the inflow direction is defined as a unit vector with a point in the mouth and a unit length by three component vectors: a) an axis component that is parallel to the combustion chamber axis b) a plane component that is perpendicular to the Is the combustion chamber axis and lies in a connecting plane which is spanned by the point of incidence and the combustion chamber axis, c) an orthogonal component which is perpendicular to the combustion chamber axis and to the
  • the location of the combustion of the fuel gas flowing out of the burner is shifted by the deflection of the fuel gas flow with the aid of the deflection means.
  • Such a shift has the consequence that the distances between the location of the combustion and the combustion chamber wall change.
  • the acoustic system which is formed by the burner and combustion chamber, is acoustically detuned.
  • a suitable orientation of the deflecting means i.e. The formation of a thermoacoustic oscillation can thus be suppressed by a suitable selection of the deflection direction.
  • the combustion chamber is preferably rotationally symmetrical about the combustion chamber axis.
  • the orthogonal component preferably has a length other than zero.
  • a non-zero orthogonal component of the inflow direction means that the direction 3 of the inflowing fuel gas flow is not in the connection plane, ie the inflow direction is rotated with respect to the combustion chamber axis.
  • Such an oblique inflow makes it possible to shift the location of the combustion particularly efficiently, so that formation of a thermoacoustic oscillation is suppressed.
  • a further burner is preferably provided which has a mouth for an inflow of a fuel gas stream along a further inflow direction into the combustion chamber, which has a further inflow direction as a unit vector with a further point in the mouth of the further burner and with the unit length by three further component vectors is defined: a) a further axis component which is parallel to the combustion chamber axis, b) a further plane component which is perpendicular to the combustion chamber axis and lies in a further connection plane which is spanned by the further point of incidence and the combustion chamber axis, c) a further orthogonal component, which is perpendicular to the combustion chamber axis and to the other plane component.
  • the axis component preferably has a length that is different from the further axis component.
  • the different lengths of the axis components of the two burners have the consequence that the respective inflow directions of the two burners are inclined or tilted differently with respect to the combustion chamber axis. Due to such a different inclination of the inflow direction, the locations of the respective combustion can be adjusted relative to one another in such a way that combustion vibrations emanating from these locations interfere with one another or even extinguish one another.
  • such an arrangement can be used for a combustion chamber with a large number of burners. Only two or more burners can be tilted differently with respect to the combustion chamber axis. Depending on the geometric design of the combustion chamber, it is too advantageous to tilt most or all of the burners differently to the combustion chamber axis.
  • a tilt of a burner or several burners with respect to the combustion chamber axis which manifests itself in a different length of the axis components of the burners, can also be combined with a twist.
  • Such a rotation corresponds to an orthogonal component other than zero, as already mentioned above.
  • the possibility of simultaneous twisting and tilting results in a wide range of options for relocating the location of the combustion. This results in a large number of configurations from which one can be selected which ensures acoustic detuning of the acoustic system comprising the combustion chamber and burner, i.e. with which a particularly large suppression of thermoacoustic vibrations is achieved. Such a selection can e.g. by trying different configurations and choosing the one with the best thermoacoustic behavior.
  • a further deflection means is preferably provided in the region of the mouth of the further burner for deflecting a fuel gas stream emerging from the further burner in the further inflow direction.
  • a combustion of the fuel gas stream from the burner in one energy column and a combustion of the fuel gas stream from the further burner in a further energy column can preferably be generated, which energy columns each represent an extension of the fuel gas stream, the orthogonal component and the further orthogonal component being so large and so oriented are that the energy column from the burner and the energy column from the other burner overlap.
  • An energy column is formed by the combustion of the fuel gas stream, which is a column and emerges from the burner.
  • the deflecting means is preferably a wall which projects into the combustion chamber and surrounds the mouth.
  • the deflection means further preferably has a tear-off edge for eddies which can be caused by the fuel gas flow.
  • a tear-off edge for vortices creates vortices in the fuel gas flow at the deflecting means.
  • These vortices lead to the fact that a return flow area for the fuel gas flow forms in the deflection means, in which a location for combustion is stabilized.
  • stabilization makes it easier to control acoustic detuning of the system.
  • fuel and combustion air are mixed still further by the swirling, which favorably has the additional advantage that NO x emissions are reduced.
  • the deflecting means is preferably a hollow cylinder or a hollow truncated cone with sloping top surfaces.
  • These cover surfaces are imaginary surfaces, that is to say not surfaces made of a single material. They are formed by the edge of the shell of the hollow cylinder or truncated cone.
  • One cover surface is thus the imaginary connection surface of the rim facing the mouth and the other cover surface is the imaginary connection surface of the rim protruding into the combustion chamber. This is a particularly simple and effective implementation of the deflecting means.
  • the combustion chamber is preferably an annular combustion chamber, in particular for a gas turbine.
  • the ring combustion chamber has a complex geometry. In such a system, the occurrence of thermoacoustic vibrations cannot be predicted and is 6 particularly difficult to control. Such a system can also be acoustically detuned in a structurally simple manner by deflecting means in such a way that thermoacoustic vibrations are suppressed.
  • the annular combustion chamber preferably has a multiplicity of burners, a deflection means being arranged in the region of a respective mouth for the majority of these burners, in particular for all burners.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section through a burner arranged in a combustion chamber with a deflection means
  • FIG. 2 shows the burner from FIG. 1 with a differently designed deflection means
  • FIG. 3 shows an annular combustion chamber of a gas turbine
  • FIG. 4 shows an illustration of a component division for an inflow direction
  • FIG. 5 shows a representation corresponding to FIG. 4 from a different viewing direction
  • FIG. 6 shows a longitudinal section through an annular combustion chamber of a gas turbine
  • FIG. 7 shows a cross section through an annular combustion chamber of a gas turbine.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section through a burner 3.
  • the burner 3 is designed as a hydride burner, ie it points as 7
  • Premixing stage an annular channel 5, which concentrically surrounds a pilot burner 7.
  • the burner is arranged on a combustion chamber wall 9 of a combustion chamber 11.
  • a fuel-air mixture 14A is guided in the ring duct 5. This combines with a fuel-air mixture 14B from the pilot burner 7 to form a fuel gas stream 14.
  • the fuel gas stream 14 emerges from the burner through a mouth 13 along a mouth direction 15.
  • the mouth 13 is surrounded by a hollow cylindrical deflection means 17, 17A.
  • the deflection means 17, 17A has imaginary cover surfaces 16A, 16B which are inclined relative to one another.
  • the deflecting means is therefore not rotationally symmetrical about the mouth direction 15.
  • the deflecting means 17, 17A could also have a preferred direction in cross-section, i.e.
  • the deflecting means 17 deflects the fuel gas stream 14 from the mouthing direction 15 m into an inflow direction 19.
  • the deflecting means 17, 17A has a tear-off edge 18. At this tear-off edge 18, vortices 20 are formed in the fuel gas stream 14. A vortex flow region for the fuel gas stream 14 is generated by these vortices 20. As a result, a combustion site is stabilized in these vortices 20.
  • the deflection means 17, 17A shift the location of the combustion of the fuel gas stream 14 relative to the combustion chamber wall 9, relative to an inflow along the mouth direction 15.
  • FIG. 2 shows the burner from FIG. 1 with a differently designed deflection means 17, 17B.
  • This deflection means 17, 17B is designed as a truncated cone. It also has imaginary cover surfaces 16A, 16B which are inclined relative to one another. The advantages of this arrangement correspond to the advantages of the arrangement from FIG. 1.
  • FIG. 3 shows a combustion chamber arrangement 1 in perspective, consisting of a combustion chamber 11 of a gas turbine designed as an annular combustion chamber and burners 3 arranged therein along a circumferential direction.
  • the combustion chamber 11 is rotationally symmetrical about a combustion chamber axis 25 and has an outer wall 21 and an inner wall 23 on.
  • the outer wall 21 and the inner wall 23 enclose an annular burner chamber 24.
  • the inner surface of the outer wall 21 and the outer surface of the inner wall 23 are provided with a refractory inner lining 27.
  • FIG. 4 shows how the inflow direction 19, 41 can be represented as a unit vector with the unit length L by three components.
  • a burner 3, 39 has a mouth direction 15, 43.
  • a deflection means 17, 45 deflects a fuel gas stream emerging from the burner 3, 39 in an inflow direction 19, 41.
  • This inflow direction 19, 41 is defined by a unit vector placed at an point A.
  • the point A lies in the center of gravity of the outer cover surface 16A located in the combustion chamber.
  • the unit vector has the following three component vectors:
  • a plane component 33, 34 which is perpendicular to the axis component 35, 36 and lies in a connecting plane 31 which is spanned by the point A and the combustion chamber axis 25.
  • An orthogonal component 37, 38 which is perpendicular to both the axis component 35, 36 and the plane component 33, 34. This orthogonal component 37, 38 is shown as a circle with a cross in order to clarify that the orthogonal component 37, 38 points into the plane of the drawing.
  • FIG. 5 shows the burner arrangement of FIG. 4 from a viewing direction along the combustion chamber axis 25.
  • the orthogonal component 37, 38 is visible in its length OL.
  • the axis component 35, 36 points out of the plane of the drawing.
  • FIG. 6 shows a longitudinal section through a combustion chamber 11 of a gas turbine, which is designed as an annular combustion chamber.
  • a burner 3 flows into the combustion chamber 11 along a mouth direction 15.
  • a deflecting means 17 deflects a fuel gas stream emerging from the burner 3 into an inflow direction 19.
  • the orthogonal component 37 of the inflow direction 19 is zero, so that the inflow direction 19 intersects the combustion chamber axis 25 and forms an angle 46 with the combustion chamber axis 25.
  • a further burner 39 mills the combustion chamber 11 along a further mouth direction 49 m.
  • a further deflecting means 45 deflects a fuel gas stream emerging from the further burner 39 into a further inflow direction 41.
  • the further inflow direction 41 also intersects the combustion chamber axis 25, specifically at an angle 48.
  • the angle 46 of the inflow direction 19 with the combustion chamber axis 25 is different from the angle 48 of the further inflow direction 41 with the combustion chamber axis 25.
  • the burner 3 and the further burner 39 thus have inflow directions 19, 41 tilted differently against the combustion chamber axis 25. This different tilting ensures that combustion vibrations from the respective locations of the 10
  • FIG. 7 shows a cross section through a combustion chamber 11 of a gas turbine designed as an annular combustion chamber.
  • a plurality of burners 3, 39 are arranged along a circle.
  • Each of these burners 3, 39 has a deflection means 17, 45 in the region of its mouth.
  • the deflecting means 17, 45 are aligned such that the energy columns 47, 49, which are formed in each case by combustion of the fuel gas emerging from the burner 3, 39 in the manner of a column, overlap in pairs. This also overlaps the pressure fluctuations that arise in the energy columns 47, 49 and that can be a cause for the occurrence of a combustion oscillation.
  • Such an overlay suppresses the formation of combustion vibrations.

Abstract

The invention relates to a combustion chamber assembly (1), especially an annular combustion chamber assembly for a gas turbine. One or more burners (3) comprise(s) a deflection means (17) on the opening (13) thereof. A combustion gas stream (14) flowing into the combustion chamber assembly (1) is deflected by said deflection means. As a result, an acoustic detuning is achieved, whereby the formation of combustion oscillation is suppressed.

Description

Beschreibungdescription
BrennkammeranordnungCombustion chamber arrangement
Die Erfindung betrifft eine Brennkam eranordnung mit einerThe invention relates to a Brennkam eranordnung with a
Brennkammer, in der ein Brenner angeordnet ist. Die Brennkammer ist insbesondere eine Ringbrennkammer einer Gasturbine.Combustion chamber in which a burner is arranged. The combustion chamber is in particular an annular combustion chamber of a gas turbine.
Aus der DE 195 41 303 AI geht eine Brennkammeranordnung einer Gasturbine hervor, in die eine Anzahl von Brennern mündet.DE 195 41 303 AI shows a combustion chamber arrangement of a gas turbine, into which a number of burners open.
Die Gasturbine weist eine Turbinenwelle mit einer Hauptachse auf. Jeder Brenner ist entlang einer Hauptachse gerichtet. Zur Erzielung eines besonders hohen Wirkungsgrades ist die Hauptachse jedes Brenners zur Erzeugung eines Dralls eines Arbeitsmittels gegenüber der Hauptachse der Turbinenwelle verkippt. Durch eine solche Verkippung der Brenner kann von einem drallerzeugenden Strukturteil abgesehen werden.The gas turbine has a turbine shaft with a main axis. Each burner is directed along a major axis. To achieve a particularly high efficiency, the main axis of each burner is tilted in relation to the main axis of the turbine shaft in order to generate a swirl of a working medium. By tilting the burner in this way, a swirl-generating structural part can be dispensed with.
In der DE 43 39 094 AI ist ein Verfahren zur Dämpfung von thermoakustischen Schwingungen in der Brennkammer einerDE 43 39 094 AI describes a method for damping thermoacoustic vibrations in the combustion chamber
Gasturbine beschrieben. Bei der Verbrennung von Brennstoffen in der Brennkammer einer stationären Gasturbine, eines Flugzeugtriebwerks oder dergleichen kann es aufgrund der Verbrennungsvorgänge zu Instabilitäten oder Druckschwankungen kom- men, die unter ungünstigen Verhältnissen thermoakustischeGas turbine described. When combusting fuels in the combustion chamber of a stationary gas turbine, an aircraft engine or the like, the combustion processes can lead to instabilities or pressure fluctuations which are thermoacoustic under unfavorable conditions
Schwingungen anregen, die auch Verbrennungsschwingungen genannt werden. Diese stellen nicht nur eine unerwünschte Schallquelle dar, sondern können zu unlässig hohen mechanischen Belastungen der Brennkammer führen. Eine solche thermo- akustische Schwingung wird aktiv dadurch gedämpft, daß durch Eindüsen eines Fluides der Ort der mit der Verbrennung verbundenen Wärmefreisetzungsschwankung gesteuert wird.Stimulate vibrations, which are also called combustion vibrations. These are not only an undesirable source of sound, but can also lead to excessive mechanical loads on the combustion chamber. Such a thermo-acoustic oscillation is actively damped in that the location of the heat release fluctuation associated with the combustion is controlled by injecting a fluid.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Brennerkammeranordnung an- zugeben, die insbesondere hinsichtlich der Vermeidung thermo- akustischer Schwingungen ein günstiges Verhalten aufweist. Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe gelost durch eine Brennkammeranordnung mit einer eine Brennkammerachse aufweisenden Brennkammer, in der ein Brenner angeordnet ist, der eine Mundung für ein Einstromen eines Brenngasstromes entlang einer Mündungsrichtung in die Brennkammer aufweist, wobei im Bereich der Mundung ein Umlenkmittel zur U lenkung des Brenngasstromes in eine von der Mundungsrichtung verschiedene Einstromrichtung angeordnet ist und die Einstromrichtung als ein Einheitsvektor mit einem Auf- punkt in der Mundung und einer Einheitslange durch drei Komponentenvektoren definiert ist: a) eine Achsenkomponente, die zur Brennkammerachse parallel ist b) eine Ebenenkomponente, die senkrecht zur Brennkammerachse ist und in einer Verbindungsebene liegt, die durch den Auf- punkt und die Brennkammerachse aufgespannt ist, c) eine Orthogonalkomponente, die senkrecht zur Brennkammerachse und zur Ebenenkomponente ist.The object of the invention is to provide a burner chamber arrangement which exhibits favorable behavior, in particular with regard to the avoidance of thermoacoustic vibrations. According to the invention, this object is achieved by a combustion chamber arrangement with a combustion chamber having a combustion chamber axis, in which a burner is arranged, which has a mouth for an inflow of a fuel gas flow along a direction of the mouth into the combustion chamber, a deflection means for U-directing the fuel gas flow in the region of the mouth is arranged in an inflow direction different from the mouth direction and the inflow direction is defined as a unit vector with a point in the mouth and a unit length by three component vectors: a) an axis component that is parallel to the combustion chamber axis b) a plane component that is perpendicular to the Is the combustion chamber axis and lies in a connecting plane which is spanned by the point of incidence and the combustion chamber axis, c) an orthogonal component which is perpendicular to the combustion chamber axis and to the plane component.
In einer solchen Brennkammeranordnung wird der Ort der Verbrennung des aus dem Brenner ausströmenden Brenngases durch die Umlenkung des Brenngasstromes mit Hilfe des Umlenkmittels verlagert. Eine solche Verlagerung hat zur Folge, daß sich die Abstände des Ortes der Verbrennung zur Brennkammerwand verändern. Dadurch wird das akustische System, welches durch Brenner und Brennkammer gebildet ist, akustisch verstimmt. Durch eine geeignete Ausrichtung des Umlenkmittels, d.h. durch eine geeignete Auswahl der Umlenkrichtung, ist somit die Ausbildung einer thermoakustischen Schwingung unterdruck- bar.In such a combustion chamber arrangement, the location of the combustion of the fuel gas flowing out of the burner is shifted by the deflection of the fuel gas flow with the aid of the deflection means. Such a shift has the consequence that the distances between the location of the combustion and the combustion chamber wall change. As a result, the acoustic system, which is formed by the burner and combustion chamber, is acoustically detuned. By a suitable orientation of the deflecting means, i.e. The formation of a thermoacoustic oscillation can thus be suppressed by a suitable selection of the deflection direction.
Bevorzugt ist die Brennkammer rotationssymmetrisch um die Brennkammerachse .The combustion chamber is preferably rotationally symmetrical about the combustion chamber axis.
Vorzugsweise weist die Orthogonalkomponente eine von Null verschiedene Lange auf. Eine von Null verschiedene Orthogonalkomponente der Einstromrichtung bedeutet, daß die Richtung 3 des einströmenden Brenngasstromes nicht in der Verbindungsebene liegt, d.h. die Einstromrichtung ist gegenüber der Brennkammerachse verdreht. Durch eine solche schräge Einströmung ist besonders effizient eine Verlagerung des Ortes der Verbrennung möglich, so daß eine Ausbildung einer thermoaku- stischen Schwingung unterdruckt wird.The orthogonal component preferably has a length other than zero. A non-zero orthogonal component of the inflow direction means that the direction 3 of the inflowing fuel gas flow is not in the connection plane, ie the inflow direction is rotated with respect to the combustion chamber axis. Such an oblique inflow makes it possible to shift the location of the combustion particularly efficiently, so that formation of a thermoacoustic oscillation is suppressed.
Vorzugsweise ist ein weiterer Brenner vorgesehen, der eine Mundung für ein Einstromen eines Brenngasstromes entlang ei- ner weiteren Einstromrichtung in die Brennkammer aufweist, welche weitere Einstromrichtung als ein Einheitsvektor mit einem weiteren Aufpunkt in der Mundung des weiteren Brenners und mit der Einheitslange durch drei weitere Komponentenvektoren definiert ist: a) eine weitere Achsenkomponente , die zur Brennkammerachse parallel ist , b) eine weitere Ebenenkomponente, die senkrecht zur Brennkammerachse ist und in einer weiteren Verbindungsebene liegt, die durch den weiteren Aufpunkt und die Brennkammerachse aufgespannt ist, c) eine weitere Orthogonalkomponente, die senkrecht zur Brennkammerachse und zur weiteren Ebenenkomponente ist.A further burner is preferably provided which has a mouth for an inflow of a fuel gas stream along a further inflow direction into the combustion chamber, which has a further inflow direction as a unit vector with a further point in the mouth of the further burner and with the unit length by three further component vectors is defined: a) a further axis component which is parallel to the combustion chamber axis, b) a further plane component which is perpendicular to the combustion chamber axis and lies in a further connection plane which is spanned by the further point of incidence and the combustion chamber axis, c) a further orthogonal component, which is perpendicular to the combustion chamber axis and to the other plane component.
Bevorzugt weist die Achsenkomponente eine von der weiteren Achsenkomponente verschiedene Lange auf. Die unterschiedlichen Langen der Achsenkomponenten der beiden Brenner haben zur Folge, daß die jeweiligen Einstromrichtungen der beiden Brenner unterschiedlich zur Brennkammerachse geneigt oder gekippt sind. Durch eine solche unterschiedliche Neigung der Einstromrichtung sind die Orte der jeweiligen Verbrennung zueinander so einstellbar, daß von diesen Orten ausgehende Verbrennungsschwingungen sich gegenseitig stören oder gar ausloschen. Insbesondere kann eine solche Anordnung für eine Brennkammer mit einer Vielzahl von Brennern Verwendung fin- den. Dabei können nur zwei oder auch mehrere Brenner unterschiedlich gegenüber der Brennkammerachse gekippt sein. Je nach geometrischer Ausbildung der Brennkammer ist es auch vorteilhaft, den größten Teil oder alle Brenner unterschiedlich zur Brennkammerachse zu kippen.The axis component preferably has a length that is different from the further axis component. The different lengths of the axis components of the two burners have the consequence that the respective inflow directions of the two burners are inclined or tilted differently with respect to the combustion chamber axis. Due to such a different inclination of the inflow direction, the locations of the respective combustion can be adjusted relative to one another in such a way that combustion vibrations emanating from these locations interfere with one another or even extinguish one another. In particular, such an arrangement can be used for a combustion chamber with a large number of burners. Only two or more burners can be tilted differently with respect to the combustion chamber axis. Depending on the geometric design of the combustion chamber, it is too advantageous to tilt most or all of the burners differently to the combustion chamber axis.
Eine Verkippung eines Brenners oder mehrerer Brenner gegen- über der Brennkammerachse, welche sich in einer unterschiedlichen Lange der Achsenkomponenten der Brenner äußert, kann auch mit einer Verdrehung kombiniert werden. Eine solche Verdrehung entspricht einer von Null verschiedenen Orthogonalkomponente, wie bereits oben angesprochen. Die Möglichkeit eines gleichzeitigen Verdrehens und Verkippens ergibt eine breite Auswahlmoglichkeit für die Verlagerung der Ortes der Verbrennung. Es ergibt sich somit eine Vielzahl von Konfigurationen, aus denen eine solche ausgewählt werden kann, die eine akustische Verstimmung des akustischen Systems aus Brennkammer und Brenner gewahrleistet, d.h. mit der eine besonders große Unterdrückung von thermoakustischen Schwingungen erreicht wird. Eine solche Auswahl kann z.B. dadurch erfolgen, daß verschiedene Konfigurationen ausprobiert und jene mit dem thermoakustisch besten Verhalten ausgewählt wird.A tilt of a burner or several burners with respect to the combustion chamber axis, which manifests itself in a different length of the axis components of the burners, can also be combined with a twist. Such a rotation corresponds to an orthogonal component other than zero, as already mentioned above. The possibility of simultaneous twisting and tilting results in a wide range of options for relocating the location of the combustion. This results in a large number of configurations from which one can be selected which ensures acoustic detuning of the acoustic system comprising the combustion chamber and burner, i.e. with which a particularly large suppression of thermoacoustic vibrations is achieved. Such a selection can e.g. by trying different configurations and choosing the one with the best thermoacoustic behavior.
Vorzugsweise ist im Bereich der Mundung des weiteren Brenners ein weiteres Umlenkmittel zur Umlenkung eines aus dem weiteren Brenner austretenden Brenngasstromes in die weitere Einstromrichtung vorgesehen.A further deflection means is preferably provided in the region of the mouth of the further burner for deflecting a fuel gas stream emerging from the further burner in the further inflow direction.
Bevorzugt ist eine Verbrennung des Brenngasstromes aus dem Brenner in einer Energiesaule und eine Verbrennung des Brenngasstromes aus dem weiteren Brenner in einer weiteren Energiesaule erzeugbar, welche Energiesaulen jeweils eine Verlan- gerung des Brenngasstromes darstellen, wobei die Orthogonalkomponente und die weitere Orthogonalkomponente so groß und so orientiert sind, daß sich die Energiesaule aus dem Brenner und die Energiesaule aus dem weiteren Brenner überlappen. Eine Energiesaule wird durch die Verbrennung des eine Säule darstellenden, aus dem Brenner austretenden Brenngasstromes gebildet. Eine solche Anordnung sich gegenseitig beeinflussender Verbrennungen aus zwei Brennern fuhrt zu einer beson- 5 ders effizienten Unterdrückung von thermoakustischen Schwingungen. Durch die sich überlagernden Energiesaulen überlagern sich auch aus diesen Energiesaulen hervorgehenden Druck- und Leistungsschwankungen, die Ursache für eine Verbrennungs- Schwingung sein können. Durch diese Überlagerung wird eine Verringerung oder Unterdrückung einer Verbrennungsschwingung erreicht .A combustion of the fuel gas stream from the burner in one energy column and a combustion of the fuel gas stream from the further burner in a further energy column can preferably be generated, which energy columns each represent an extension of the fuel gas stream, the orthogonal component and the further orthogonal component being so large and so oriented are that the energy column from the burner and the energy column from the other burner overlap. An energy column is formed by the combustion of the fuel gas stream, which is a column and emerges from the burner. Such an arrangement of mutually influencing combustions from two burners leads to a particularly 5 the efficient suppression of thermoacoustic vibrations. Due to the overlapping energy columns, pressure and power fluctuations resulting from these energy columns are also superimposed, which can be the cause of a combustion oscillation. This superimposition achieves a reduction or suppression of a combustion oscillation.
Vorzugsweise ist das Umlenkmittel eine in die Brennkammer ra- gende, die Mundung umgebende Wand. Weiter bevorzugt weist das Umlenkmittel eine Abrißkante für Wirbel auf, die durch den Brenngasstrom hervorrufbar sind. Durch eine solche Abrißkante für Wirbel werden Wirbel im Brenngasstrom am Umlenkmittel erzeugt. Diese Wirbel fuhren dazu, daß sich am Umlenkmittel ein Ruckstromgebiet für den Brenngasstrom ausbildet, in welchem ein Ort für eine Verbrennung stabilisiert wird. Durch eine solche Stabilisierung wird eine akustische Verstimmung des Systems besser kontrollierbar. Zudem werden Brennstoff und Verbrennungsluft durch die Verwirbelung noch weiter ver- mischt, was gunstigerweise noch den zusatzlichen Vorteil hat, daß eine NOx-Emission reduziert wird.The deflecting means is preferably a wall which projects into the combustion chamber and surrounds the mouth. The deflection means further preferably has a tear-off edge for eddies which can be caused by the fuel gas flow. Such a tear-off edge for vortices creates vortices in the fuel gas flow at the deflecting means. These vortices lead to the fact that a return flow area for the fuel gas flow forms in the deflection means, in which a location for combustion is stabilized. Such stabilization makes it easier to control acoustic detuning of the system. In addition, fuel and combustion air are mixed still further by the swirling, which favorably has the additional advantage that NO x emissions are reduced.
Vorzugsweise ist das Umlenkmittel ein Hohlzylinder oder ein Hohlkegelstumpf mit zueinander schragstehenden Deckflachen. Diese Deckflachen sind gedachte Flachen, also nicht etwa massiv aus einem Material ausgeführte Flachen. Sie werden durch den Rand des Mantels des Hohlzylinders oder Hohlkegelstumpfes gebildet. Eine Deckflache ist also die gedachte Verbindungsflache des der Mundung zugewandten Randes und die andere Deckflache die gedachte Verbindungsflache des in die Brennkammer ragenden Randes. Dies ist eine besonders einfache und wirkungsvolle Ausfuhrung des Umlenkmittels.The deflecting means is preferably a hollow cylinder or a hollow truncated cone with sloping top surfaces. These cover surfaces are imaginary surfaces, that is to say not surfaces made of a single material. They are formed by the edge of the shell of the hollow cylinder or truncated cone. One cover surface is thus the imaginary connection surface of the rim facing the mouth and the other cover surface is the imaginary connection surface of the rim protruding into the combustion chamber. This is a particularly simple and effective implementation of the deflecting means.
Bevorzugt ist die Brennkammer eine Ringbrennkammer, insbeson- dere für eine Gasturbine. Die Ringbrennkammer weist eine komplexe Geometrie auf. In einem solchen System ist das Auftreten thermoakustischer Schwingungen nicht vorhersehbar und be- 6 sonders schwer beherrschbar. Durch Umlenkmittel läßt sich auch ein solches System in konstruktiv einfacher Art und Weise akustisch so verstimmen, daß sich eine Unterdrückung thermoakustischer Schwingungen ergibt. Bevorzugt weist die Ringbrennkammer eine Vielzahl von Brennern auf, wobei für den überwiegenden Teil dieser Brenner, insbesondere für alle Brenner, jeweils ein Umlenkmittel im Bereich einer jeweiligen Mundung angeordnet ist.The combustion chamber is preferably an annular combustion chamber, in particular for a gas turbine. The ring combustion chamber has a complex geometry. In such a system, the occurrence of thermoacoustic vibrations cannot be predicted and is 6 particularly difficult to control. Such a system can also be acoustically detuned in a structurally simple manner by deflecting means in such a way that thermoacoustic vibrations are suppressed. The annular combustion chamber preferably has a multiplicity of burners, a deflection means being arranged in the region of a respective mouth for the majority of these burners, in particular for all burners.
Die Erfindung wird anhand der Zeichnung beispielhaft und teilweise schematisch naher erläutert. Es zeigen:The invention is illustrated by way of example and partly schematically with reference to the drawing. Show it:
Figur 1 einen Längsschnitt durch einen in einer Brennkammer angeordneten Brenner mit einem Umlenkmittel,FIG. 1 shows a longitudinal section through a burner arranged in a combustion chamber with a deflection means,
Figur 2 den Brenner aus Figur 1 mit einem anders ausgeführten Umlenkmittel,FIG. 2 shows the burner from FIG. 1 with a differently designed deflection means,
Figur 3 eine Ringbrennkammer einer Gasturbine,FIG. 3 shows an annular combustion chamber of a gas turbine,
Figur 4 eine Darstellung einer Komponentenaufteilung für eine Einstromrichtung,FIG. 4 shows an illustration of a component division for an inflow direction,
Figur 5 eine der Figur 4 entsprechende Darstellung aus einer anderen Blickrichtung,FIG. 5 shows a representation corresponding to FIG. 4 from a different viewing direction,
Figur 6 einen Längsschnitt durch eine Ringbrennkammer einer Gasturbine und6 shows a longitudinal section through an annular combustion chamber of a gas turbine and
Figur 7 einen Querschnitt durch eine Ringbrennkammer einer Gasturbine.7 shows a cross section through an annular combustion chamber of a gas turbine.
Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference symbols have the same meaning in the different figures.
Figur 1 zeigt einen Längsschnitt durch einen Brenner 3. Der Brenner 3 ist als Hydridbrenner ausgeführt, d.h. er weist als 7Figure 1 shows a longitudinal section through a burner 3. The burner 3 is designed as a hydride burner, ie it points as 7
Vormischstufe einen Ringkanal 5 auf, welcher konzentrisch einen Pilotbrenner 7 umgibt. Der Brenner ist an einer Brennkammerwand 9 einer Brennkammer 11 angeordnet. Im Ringkanal 5 wird ein Brennstoffluftgemisch 14A gefuhrt. Dieses vereinigt sich mit einem Brennstoffluftgemisch 14B aus dem Pilotbrenner 7 zu einem Brenngasstrom 14. Der Brenngasstrom 14 tritt aus einer Mundung 13 entlang einer Mundungsrichtung 15 aus dem Brenner aus. Die Mundung 13 ist von einem hohlzylmderforangen Umlenkmittel 17, 17A umgeben. Das Umlenkmittel 17, 17A weist zueinander schräg gestellte, gedachte Deckflachen 16A, 16B auf. Das Umlenkmittel ist also nicht rotationssymmetrisch um die Mundungsrichtung 15. Das Umlenkmittel 17, 17A konnte auch im Querschnitt eine Vorzugsrichtung haben, also nicht wie im hier gezeigten Beispiel einen kreisförmigen Quer- schnitt sondern z.B. einen elliptischen Querschnitt aufweisen. Es konnte auch eine Wand sein, die die Mundung 13 nicht vollständig sondern nur teilweise umgibt. Durch das Umlenkmittel 17 wird der Brenngasstrom 14 von der Mundungsπch- tung 15 m eine Einstromrichtung 19 umgelenkt. Das Umlenkmit- tel 17, 17A weist eine Abrißkante 18 auf. An dieser Abrißkante 18 bilden sich im Brenngasstrom 14 Wirbel 20. Durch diese Wirbel 20 wird ein Ruckstromgebiet für den Brenngasstrom 14 erzeugt. Dies hat zur Folge, daß m diesen Wirbeln 20 ein Verbrennungsort stabilisiert wird. Durch das Um- lenkmittel 17, 17A wird der Ort der Verbrennung des Brenngasstroms 14 relativ zur Brennkammerwand 9 verlagert, gegenüber einer Einströmung entlang der Mundungsrichtung 15. Eine solche Verlagerung hat zur Folge, daß das akustische System, welches aus Brenner und Brennkammer gebildet ist, akustisch verstimmt wird. Durch eine solche akustische Verstimmung ergibt sich eine Unterdrückung thermoakustischer Schwingungen. Die Erzeugung eines stabilen Verbrennungsortes mit Hilfe der Wirbel 20 vereinfacht die Kontrollierbarkeit einer solchen akustischen Verstimmung.Premixing stage an annular channel 5, which concentrically surrounds a pilot burner 7. The burner is arranged on a combustion chamber wall 9 of a combustion chamber 11. A fuel-air mixture 14A is guided in the ring duct 5. This combines with a fuel-air mixture 14B from the pilot burner 7 to form a fuel gas stream 14. The fuel gas stream 14 emerges from the burner through a mouth 13 along a mouth direction 15. The mouth 13 is surrounded by a hollow cylindrical deflection means 17, 17A. The deflection means 17, 17A has imaginary cover surfaces 16A, 16B which are inclined relative to one another. The deflecting means is therefore not rotationally symmetrical about the mouth direction 15. The deflecting means 17, 17A could also have a preferred direction in cross-section, i.e. not a circular cross-section as in the example shown here, but e.g. have an elliptical cross section. It could also be a wall that does not completely surround the mouth 13 but only partially. The deflecting means 17 deflects the fuel gas stream 14 from the mouthing direction 15 m into an inflow direction 19. The deflecting means 17, 17A has a tear-off edge 18. At this tear-off edge 18, vortices 20 are formed in the fuel gas stream 14. A vortex flow region for the fuel gas stream 14 is generated by these vortices 20. As a result, a combustion site is stabilized in these vortices 20. The deflection means 17, 17A shift the location of the combustion of the fuel gas stream 14 relative to the combustion chamber wall 9, relative to an inflow along the mouth direction 15. Such a shift has the consequence that the acoustic system, which is formed from the burner and the combustion chamber, is acoustically out of tune. Such acoustic detuning results in suppression of thermoacoustic vibrations. The generation of a stable combustion site with the help of the vortices 20 simplifies the controllability of such an acoustic detuning.
Figur 2 zeigt den Brenner aus Figur 1 mit einem anders ausgeführten Umlenkmittel 17, 17B. Dieses Umlenkmittel 17, 17B ist als Hohlkegelstumpf ausgeführt. Es weist gleichfalls zueinander schräg gestellte, gedachte Deckflachen 16A, 16B auf. Die Vorteile dieser Anordnung entsprechen den Vorteilen der Anordnung aus Figur 1.FIG. 2 shows the burner from FIG. 1 with a differently designed deflection means 17, 17B. This deflection means 17, 17B is designed as a truncated cone. It also has imaginary cover surfaces 16A, 16B which are inclined relative to one another. The advantages of this arrangement correspond to the advantages of the arrangement from FIG. 1.
Figur 3 zeigt perspektivisch eine Brennkammeranordnung 1, bestehend aus einer als Ringbrennkammer ausgeführten Brennkammer 11 einer Gasturbine und darin entlang einer Umfangsrich- tung angeordneten Brennern 3. Die Brennkammer 11 ist rotati- onssymmetrisch um eine Brennkammerachse 25 und weist eine äußere Wand 21 und eine innere Wand 23 auf. Die äußere Wand 21 und die innere Wand 23 umschließen einen ringförmigen Brennerraum 24. Die Innenflache der Außenwand 21 und die Außenflache der Innenwand 23 sind mit einer feuerfesten Innenaus- kleidung 27 versehen.FIG. 3 shows a combustion chamber arrangement 1 in perspective, consisting of a combustion chamber 11 of a gas turbine designed as an annular combustion chamber and burners 3 arranged therein along a circumferential direction. The combustion chamber 11 is rotationally symmetrical about a combustion chamber axis 25 and has an outer wall 21 and an inner wall 23 on. The outer wall 21 and the inner wall 23 enclose an annular burner chamber 24. The inner surface of the outer wall 21 and the outer surface of the inner wall 23 are provided with a refractory inner lining 27.
In Figur 4 ist dargestellt, wie die Einstromrichtung 19, 41 als ein Einheitsvektor mit der Einheitslange L durch drei Komponenten darstellbar ist. Ein Brenner 3, 39 weist eine Mundungsrichtung 15, 43 auf. Ein Umlenkmittel 17, 45 lenkt einen aus dem Brenner 3, 39 austretenden Brenngasstrom in eine Einstromrichtung 19, 41 ab. Diese Einstromrichtung 19, 41 ist definiert durch einen m einem Aufpunkt A aufsetzenden Einheitsvektor. Der Aufpunkt A liegt im Flachenschwerpunkt der in der Brennkammer liegenden, äußeren Deckflache 16A. Der Einheitsvektor weist folgende drei Komponentenvektoren auf:FIG. 4 shows how the inflow direction 19, 41 can be represented as a unit vector with the unit length L by three components. A burner 3, 39 has a mouth direction 15, 43. A deflection means 17, 45 deflects a fuel gas stream emerging from the burner 3, 39 in an inflow direction 19, 41. This inflow direction 19, 41 is defined by a unit vector placed at an point A. The point A lies in the center of gravity of the outer cover surface 16A located in the combustion chamber. The unit vector has the following three component vectors:
1. Eine Achsenkomponente 35, 36, mit einer Lange AL, BL welche parallel zur Brennkammerachse 25 ist. 2. Eine Ebenenkomponente 33, 34, welche senkrecht auf der Achsenkomponente 35, 36 steht und in einer Verbindungsebene 31 liegt, die durch den Aufpunkt A und die Brennkammerachse 25 aufgespannt ist. 3. Eine Orthogonalkomponente 37, 38, welche senkrecht sowohl auf der Achsenkomponente 35, 36 als auch auf der Ebenenkomponente 33, 34 steht. Diese Orthogonalkomponente 37, 38 ist als ein Kreis mit Kreuz dargestellt, um zu verdeutlichen, daß die Orthogonalkomponente 37, 38 in die Zeichenebene hinein weist.1. An axis component 35, 36 with a length AL, BL which is parallel to the combustion chamber axis 25. 2. A plane component 33, 34 which is perpendicular to the axis component 35, 36 and lies in a connecting plane 31 which is spanned by the point A and the combustion chamber axis 25. 3. An orthogonal component 37, 38 which is perpendicular to both the axis component 35, 36 and the plane component 33, 34. This orthogonal component 37, 38 is shown as a circle with a cross in order to clarify that the orthogonal component 37, 38 points into the plane of the drawing.
Figur 5 zeigt d e Brenneranordnung der Figur 4 aus einer Blickrichtung entlang der Brennkammerachse 25. In dieser Darstellung ist die Orthogonalkomponente 37, 38 in ihrer Lange OL sichtbar. Die Achsenkomponente 35, 36 weist aus der Zeichenebene heraus .FIG. 5 shows the burner arrangement of FIG. 4 from a viewing direction along the combustion chamber axis 25. In this illustration, the orthogonal component 37, 38 is visible in its length OL. The axis component 35, 36 points out of the plane of the drawing.
In Figur 6 ist ein Längsschnitt durch eine als Ringbrennkammer ausgeführte Brennkammer 11 einer nicht naher dargestellten Gasturbine gezeigt. In der oberen Hälfte des Längsschnittes mundet ein Brenner 3 entlang einer Mundungsrichtung 15 in die Brennkammer 11. Durch ein Umlenkmittel 17 wird ein aus dem Brenner 3 austretender Brenngasstrom in eine Einstromrichtung 19 umgelenkt. Im hier dargestellten Fall ist die Orthogonalkomponente 37 der Einstromrichtung 19 Null, so daß die Einstromrichtung 19 die Brennkammerachse 25 schneidet und einen Winkel 46 mit der Brennkammerachse 25 bildet. In der unteren Hälfte des Längsschnittes mundet ein weiterer Brenner 39 entlang einer weiteren Mundungsrichtung 49 m die Brennkammer 11. Durch ein weiteres Umlenkmittel 45 wird ein aus dem weiteren Brenner 39 austretender Brenngasstrom in eine weitere Einstromrichtung 41 umgelenkt. Im hier gezeigten Beispiel schneidet auch die weitere Einstromrichtung 41 die Brennkammerachse 25, und zwar unter einem Winkel 48. Der Winkel 46 der Einstromrichtung 19 mit der Brennkammerachse 25 ist verschieden von dem Winkel 48 der weiteren Einstromrich- tung 41 mit der Brennkammerachse 25. Dies ist äquivalent dazu, daß die Achsenkomponente 35 der Einstromrichtung 19 eine andere Lange AL als die weitere Achsenkomponente 36 der weiteren Einstromrichtung 41 aufweist. Der Brenner 3 und der weitere Brenner 39 weisen also unterschiedlich gegen die Brennkammerachse 25 gekippte Einstromrichtungen 19, 41 auf. Durch diese unterschiedliche Verkippung wird erreicht, daß Verbrennungsschwingungen, die von den jeweiligen Orten der 10FIG. 6 shows a longitudinal section through a combustion chamber 11 of a gas turbine, which is designed as an annular combustion chamber. In the upper half of the longitudinal section, a burner 3 flows into the combustion chamber 11 along a mouth direction 15. A deflecting means 17 deflects a fuel gas stream emerging from the burner 3 into an inflow direction 19. In the case shown here, the orthogonal component 37 of the inflow direction 19 is zero, so that the inflow direction 19 intersects the combustion chamber axis 25 and forms an angle 46 with the combustion chamber axis 25. In the lower half of the longitudinal section, a further burner 39 mills the combustion chamber 11 along a further mouth direction 49 m. A further deflecting means 45 deflects a fuel gas stream emerging from the further burner 39 into a further inflow direction 41. In the example shown here, the further inflow direction 41 also intersects the combustion chamber axis 25, specifically at an angle 48. The angle 46 of the inflow direction 19 with the combustion chamber axis 25 is different from the angle 48 of the further inflow direction 41 with the combustion chamber axis 25. This is equivalent to the fact that the axis component 35 of the inflow direction 19 has a different length AL than the further axis component 36 of the further inflow direction 41. The burner 3 and the further burner 39 thus have inflow directions 19, 41 tilted differently against the combustion chamber axis 25. This different tilting ensures that combustion vibrations from the respective locations of the 10
Verbrennung von Brenngas aus dem Brenner 3 bzw. von Brenngas aus dem weiteren Brenner 39 stammen, sich so überlagern, daß eine Unterdrückung thermoakustischer Schwingungen erfolgt. Der hier gezeigte Fall, daß die Orthogonalkomponente bzw. die weitere Orthogonalkomponente Null sind, dient nur einer vereinfachten Darstellung. Die Orthogonalkomponente und/oder die weitere Orthogonalkomponente können auch von Null verschieden sein, was einer zusatzlichen Verdrehung der Einstromrichtung 19 bzw. der weiteren Einstromrichtung 41 gegenüber der Brenn- kammerachse 25 entspricht.Combustion of fuel gas from burner 3 or of fuel gas from further burner 39 originate, overlap in such a way that thermoacoustic vibrations are suppressed. The case shown here that the orthogonal component or the further orthogonal component are zero serves only to simplify the illustration. The orthogonal component and / or the further orthogonal component can also be different from zero, which corresponds to an additional rotation of the inflow direction 19 or the further inflow direction 41 with respect to the combustion chamber axis 25.
Figur 7 zeigt einen Querschnitt durch eine als Ringbrennkammer ausgeführte Brennkammer 11 einer Gasturbine. Entlang eines Kreises sind eine Vielzahl von Brennern 3, 39 angeordnet. Jeder dieser Brenner 3, 39 weist im Bereich seiner Mundung ein Umlenkmittel 17, 45 auf. Für jeweils zwei benachbarte Brenner 3, 39 sind die Umlenkmittel 17, 45 so ausgerichtet, daß sich die sich jeweils durch eine Verbrennung des sau- lenartig aus dem Brenner 3, 39 austretenden Brenngases aus- bildenden Energiesaulen 47, 49 paarweise überlagern. Damit überlagern sich auch die Druckschwankungen, die in den Energiesaulen 47, 49 entstehen und die eine Ursache für die Entstehung einer Verbrennungsschwingung sein können. Durch eine solche Überlagerung wird die Ausbildung einer Verbrennungs- Schwingungen unterdruckt. FIG. 7 shows a cross section through a combustion chamber 11 of a gas turbine designed as an annular combustion chamber. A plurality of burners 3, 39 are arranged along a circle. Each of these burners 3, 39 has a deflection means 17, 45 in the region of its mouth. For each two adjacent burners 3, 39, the deflecting means 17, 45 are aligned such that the energy columns 47, 49, which are formed in each case by combustion of the fuel gas emerging from the burner 3, 39 in the manner of a column, overlap in pairs. This also overlaps the pressure fluctuations that arise in the energy columns 47, 49 and that can be a cause for the occurrence of a combustion oscillation. Such an overlay suppresses the formation of combustion vibrations.

Claims

11 Patentansprüche 11 claims
1. Brennkammeranordnung (1)1. combustion chamber arrangement (1)
- mit einer eine Brennkammerachse (25) aufweisenden Brennkam- mer (11) , in der- With a combustion chamber axis (25) having a combustion chamber (11) in which
- ein Brenner (3) angeordnet ist, der- A burner (3) is arranged, the
- eine Mundung (13) für ein Einströmen eines Brenngasstromes (14) entlang einer Mundungsrichtung (15) in die Brennkammer aufweist, wobei - im Bereich der Mundung (13) ein Umlenkmittel (17) zur Umlenkung des Brenngasstromes (14) in eine von der Mundungsrichtung (15) verschiedene Einstromrichtung (19) angeordnet ist und- A mouth (13) for an inflow of a fuel gas stream (14) along a mouth direction (15) into the combustion chamber, wherein - in the area of the mouth (13) a deflection means (17) for deflecting the fuel gas stream (14) into one of the Mouth direction (15) different inflow direction (19) is arranged and
- die Einstromrichtung (19) als ein Einheitsvektor mit einem Aufpunkt (A) in der Mundung und einer Einheitslange (L) durch drei Komponentenvektoren (33, 35, 37) definiert ist:- The inflow direction (19) is defined as a unit vector with a point (A) in the mouth and a unit length (L) by three component vectors (33, 35, 37):
- a) eine Achsenkomponente (35) , die zur Brennkammerachse- A) an axis component (35) to the combustion chamber axis
(25) parallel ist(25) is parallel
- b) eine Ebenenkomponente (33) , die senkrecht zur Symme- trieachse (25) ist und in einer Verbindungsebene (31) liegt, die durch den Aufpunkt (A) und die Brennkammerachse (25) aufgespannt ist,- b) a plane component (33) which is perpendicular to the axis of symmetry (25) and lies in a connecting plane (31) which is spanned by the point (A) and the combustion chamber axis (25),
- c) eine Orthogonalkomponente (37), die senkrecht zur Brennkammerachse (25) und zur Ebenenkomponente (33) ist.- c) an orthogonal component (37) which is perpendicular to the combustion chamber axis (25) and to the plane component (33).
2. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 1,2. combustion chamber arrangement (1) according to claim 1,
- bei der die Brennkammer (11) rotationssymmetrisch um die Brennerachse (25) ist.- In which the combustion chamber (11) is rotationally symmetrical about the burner axis (25).
3. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Orthogonalkomponente (37) eine von Null verschiedene Lange (0L) aufweist.3. combustion chamber arrangement (1) according to claim 1 or 2, wherein the orthogonal component (37) has a non-zero length (0L).
4. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 1, 2 oder 3, - bei der ein weiterer Brenner (39) vorgesehen ist, der eine Mundung (40) für ein Einstromen eines Brenngasstromes entlang einer weiteren Einstromrichtung (41) in die Brennkam- 12 mer (11) aufweist, welche weitere Einstromrichtung (41) als ein Einheitsvektor mit einem weiteren Aufpunkt (B) in der Mundung des weiteren Brenners (39) und mit der Einheitslange (L) durch drei weitere Komponentenvektoren definiert ist :4. Combustion chamber arrangement (1) according to claim 1, 2 or 3, - in which a further burner (39) is provided which has a mouth (40) for an inflow of a fuel gas flow along a further inflow direction (41) into the combustion chamber. 12 mer (11), which further inflow direction (41) is defined as a unit vector with a further point (B) in the mouth of the further burner (39) and with the unit length (L) by three further component vectors:
- a) eine weitere Achsenkomponente ( 36) , die zur Brennkammerachse (25) parallel ist ,- a) a further axis component (36) which is parallel to the combustion chamber axis (25),
- b) eine weitere Ebenenkomponente (34), die senkrecht zur Brennkammerachse (25) ist und in einer weiteren Verbin- dungsebene (31A) liegt, die durch den weiteren Aufpunkt (B) und die Brennkammerachse (25) aufgespannt ist,- b) a further plane component (34) which is perpendicular to the combustion chamber axis (25) and lies in a further connection plane (31A) which is spanned by the further point (B) and the combustion chamber axis (25),
- c) eine weitere Orthogonalkomponente (38), die senkrecht zur Brennkammerachse (25) und zur weiteren Ebenenkomponente (34) ist.- c) a further orthogonal component (38) which is perpendicular to the combustion chamber axis (25) and to the further plane component (34).
5. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 4, bei der die Achsenkomponente (37) eine Lange (AL) aufweist, die von einer Lange (BL) der weiteren Achsenkomponente (38) verschieden ist.5. Combustion chamber arrangement (1) according to claim 4, wherein the axis component (37) has a length (AL) which is different from a length (BL) of the further axis component (38).
6. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 4 oder 5, bei der im Bereich der Mundung (40) des weiteren Brenners (39) ein weiteres Umlenkmittel (45) zur Umlenkung eines aus dem weiteren Brenner (39) austretenden Brenngasstromes in die weitere Einstromrichtung (41) vorgesehen ist.6. Combustion chamber arrangement (1) according to claim 4 or 5, in which in the region of the mouth (40) of the further burner (39) a further deflection means (45) for deflecting a fuel gas stream emerging from the further burner (39) in the further inflow direction ( 41) is provided.
7. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 4, 5 oder 6, bei der eine Verbrennung des Brenngasstromes (14) aus dem Brenner (3) in einer Energiesaule (47) und eine Verbrennung des Brenngasstromes (14) aus dem weiteren Brenner (39) in einer weiteren Energiesaule (49) erzeugbar ist, welche Energiesaulen (47, 49) jeweils eine Verlängerung des Brenngasstromes (14) darstellen, wobei die Orthogonalkomponente (37) und die weitere Orthogonalkomponente (38) so groß und so orientiert sind, daß sich die Energiesaule (47) aus dem Brenner (3) und die Energiesaule (49) aus dem weiteren Brenner (39) überlappen. 137. combustion chamber arrangement (1) according to claim 4, 5 or 6, in which a combustion of the fuel gas stream (14) from the burner (3) in an energy column (47) and a combustion of the fuel gas stream (14) from the further burner (39) Can be generated in a further energy column (49), which energy columns (47, 49) each represent an extension of the fuel gas flow (14), the orthogonal component (37) and the further orthogonal component (38) being so large and oriented that the Energy column (47) from the burner (3) and the energy column (49) from the further burner (39) overlap. 13
8. Brennkammeranordnung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der das Umlenkmittel (17) eine in die Brennkammer (11) ragende, die Mündung (13) umgebende Wand ist.8. Combustion chamber arrangement (1) according to one of the preceding claims, in which the deflection means (17) is a wall which projects into the combustion chamber (11) and surrounds the mouth (13).
9. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 8, bei der das Umlenkmittel (17) ein Hohlzylinder (17A) oder ein Hohlkegelstumpf (17B) mit zueinander schrägstehenden Deckflächen (16A, 16B) ist.9. combustion chamber arrangement (1) according to claim 8, wherein the deflecting means (17) is a hollow cylinder (17A) or a hollow truncated cone (17B) with mutually inclined cover surfaces (16A, 16B).
10. Brennkammeranordnung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der das Umlenkmittel (17) eine Abrißkante für Wirbel (20) aufweist, die durch den Brenngasstrom (14) hervorrufbar sind.10. Combustion chamber arrangement (1) according to one of the preceding claims, in which the deflection means (17) has a tear-off edge for eddies (20) which can be caused by the fuel gas stream (14).
11. Brennkammeranordnung (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Brennkammer (11) eine Ringbrennkammer ist, insbesondere für eine Gasturbine.11. Combustion chamber arrangement (1) according to one of the preceding claims, in which the combustion chamber (11) is an annular combustion chamber, in particular for a gas turbine.
12. Brennkammeranordnung (1) nach Anspruch 11, mit einer Vielzahl von Brennern (3, 39), wobei für den überwiegenden Teil dieser Brenner (3, 39), insbesondere für alle Brenner (3,39), jeweils ein Umlenkmittel (17, 45) im Bereich einer jeweiligen Mündung (13,40) angeordnet ist. 12. Combustion chamber arrangement (1) according to claim 11, with a plurality of burners (3, 39), wherein for the predominant part of these burners (3, 39), in particular for all burners (3, 39), a deflection means (17, 45) is arranged in the area of a respective mouth (13, 40).
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