EP1121561B1 - Brennstoffeinspritzsystem für eine radial- oder slinger-brennkammer einer kleingasturbine - Google Patents

Brennstoffeinspritzsystem für eine radial- oder slinger-brennkammer einer kleingasturbine Download PDF

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EP1121561B1
EP1121561B1 EP99946177A EP99946177A EP1121561B1 EP 1121561 B1 EP1121561 B1 EP 1121561B1 EP 99946177 A EP99946177 A EP 99946177A EP 99946177 A EP99946177 A EP 99946177A EP 1121561 B1 EP1121561 B1 EP 1121561B1
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EP
European Patent Office
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combustion chamber
compressor
rotor shaft
gas turbine
radial
Prior art date
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Application number
EP99946177A
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English (en)
French (fr)
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EP1121561A1 (de
Inventor
Alexander Böck
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection means

Definitions

  • the invention relates to a fuel injection system for a radial or Slinger combustion chamber of a small gas turbine with one of the radial or Slinger combustion chambers upstream radial compressor or diagonal compressor and one connected to it via an axial rotor shaft Turbine part, wherein the fuel through in the impeller of the radial compressor / Diagonal compressor delivery pipe in a near the compressor Crossing part of the rotor shaft located in the combustion chamber arrives and in this essentially in the radial direction Supply holes are fed to the combustion chamber.
  • the environment is referred to US 5,526,640.
  • the Slinger combustion chamber is also called the fuel through a concentric to the axis of rotation of the radial compressor (under this term is also used to refer to the so-called diagonal compressors) or the bore in the compressor impeller or through the rotor shaft a delivery pipe provided therein is directed to the combustion chamber. It flows due to the rotary movement of the rotor shaft or the compressor impeller due to the resulting centrifugal forces, the fuel as a thin film along the wall of the bore or the delivery pipe to just below the Primary zone of the combustion chamber. There he is in the known state of the art by a suitable tear-off edge or by individual radially arranged Sprayed nozzles into the primary zone of the combustion chamber.
  • the ventilation can also be carried out at least in sections hollow rotor shaft, so to speak, to the rear, and for example through a central outlet opening in the turbine disk the back and from there into the thrust nozzle of the small gas turbine.
  • this combustion chamber leak air advantageously as cooling air for the Back of the turbine disc can be used and also generated Thrust through the admixture into the exhaust gas jet of the small gas turbine.
  • a fuel injection system for a gas turbine is previously known from US Pat. No. 3,018,625.
  • the gas turbine is equipped with a radial compressor or diagonal compressor, through the impeller a delivery pipe extends through which fuel into an intersection part of the combustion chamber located in the vicinity of the compressor Rotor shaft arrives.
  • the fuel is supplied through the radial boreholes Combustion chamber fed. Leakage air is provided in the intersection Vent holes drilled from the back of the compressor to the environment.
  • the invention has for its object a gas turbine fuel injection system to create the type mentioned, in which a uniform circumferential Fuel injection is guaranteed.
  • Reference number 1 denotes a Slinger combustion chamber of a small gas turbine, which - as shown in particular in FIG. 1 - has a radial compressor 2 upstream.
  • the so-called turbine part 5 of the small gas turbine or more precisely the turbine disk 5a of the turbine part 5 is connected to the compressor impeller 2a of this radial compressor 2 via a rotor shaft 4 running in the axial direction 3.
  • the compressor impeller 2a, the rotor shaft 4 and the turbine disk 5a rotate about the so-called central axis 19 of the small gas turbine.
  • the radial compressor 2 promotes an air flow to be fed to the combustion chamber 1 in the direction of the arrow 6, which is required within the latter for the combustion of the fuel also fed to the combustion chamber 1.
  • Part of this air flow also designated with reference number 6 for the sake of simplicity, does not, however, enter the combustion chamber 1 due to the different pressure conditions present in the different zones of the small gas turbine, but rather does not enter the combustion chamber 1 or its radial compressor 2 in FIG.
  • the compressor back space located on the back of the compressor impeller 2a 8 must therefore be ventilated, i.e. the combustion chamber leak air 6a must also be removed from the compressor rear space 8 again.
  • the front end of the rotor shaft facing the compressor impeller 2a 4 flange-shaped and thereby represents a so-called crossing part 4b
  • This flange-like crossing part 4b Through this flange-like crossing part 4b, several (preferred here evenly distributed over the circumference of the intersection part 4b three) Vent holes 9 through, which thus a connection between the Rotor shaft interior 4a and ultimately the compressor rear space 8 produce. Otherwise, the rotor shaft is via this flange-like crossing part 4b 4 rotatably connected to the compressor impeller 2a.
  • the fuel introduced in this way thus passes through the delivery pipe 12 (and in the exemplary embodiment according to FIGS. 1, 2 via a centrifugal force siphon 14, which will be explained in more detail later) into a distribution chamber which is preferably provided centrally in the intersection part 4b of the rotor shaft 4, but away from the ventilation bores 9 15, from which a plurality of supply bores 17 extending in the radial direction 16 branch off.
  • a distribution chamber which is preferably provided centrally in the intersection part 4b of the rotor shaft 4, but away from the ventilation bores 9 15, from which a plurality of supply bores 17 extending in the radial direction 16 branch off.
  • these supply bores 17, which are also provided in the intersection part 4b and which are arranged offset to the ventilation bores 9, so that the supply bores 17 and the ventilation bores 9 do not intersect, the fuel can therefore ultimately get into the combustion chamber 1.
  • Three such supply bores 17 are preferably provided distributed uniformly over the circumference of the intersection part 4b.
  • the rotor shaft 4 completely in the area of the intersection part 4b by a so-called splash ring 18 surrounded, the at least in the mouth area of the supply holes 17 slightly is spaced from the rotor shaft 4, and together with the Rotor shaft 4 rotates about the central axis 19 of the small gas turbine.
  • the one from the Supply holes 17 emerging fuel can thus be within the Thrower 18 over its entire circumference (and thus also over the Distribute the circumference of the rotor shaft 4) before it is better distributed and thus atomizes into the actual combustion chamber 1 or into the primary zone thereof arrives.
  • the spray ring 18 is essentially trough-shaped on its side facing the supply bores 17, that is to say it forms a collar 18a which is delimited by its collar 18a, which is on the right here and is exposed to the combustion chamber 1, and which faces the rotor shaft 4 with its top side with respect to the rotor shaft 4, so-called splash ring trough 18b, within which the fuel emerging from the supply bores 17 can initially be distributed evenly over the inner circumference of the spray ring 18 due to centrifugal force before it actually reaches the primary zone of the combustion chamber 1.
  • centrifugal siphon 14 provided between the delivery pipe 12 and the distribution chamber 15 in the first exemplary embodiment according to FIG. 1, reference being made in particular to the enlarged illustration according to FIG. 2 for the sake of clarity.
  • the purpose of this centrifugal siphon 14 is to seal the initial area of the fuel injection system, namely the fuel injection tube 13 and the delivery pipe 12, from the combustion chamber 1, in particular in order to ensure excellent controllability of the entire fuel injection system of the small gas turbine, even at low speeds, and beyond Ensure the possibility of a windmill start often desired in small gas turbines as best as possible.
  • the fuel brought in via the injection tube 13 exits the delivery pipe 12 again under the influence of centrifugal force onto the inner surface of a so-called distributor cone 20 and over this due to a baffle plate 21 provided in the intersection part 4b along the same via one between the free end of the distributor cone 20 as well as the baffle plate 21 not specified in the radial direction 16 to the outside into an annular gap 22 surrounding the baffle plate 21 on the outside. From there, the fuel then moves inwards along the side of the baffle plate 21 facing away from the distributor cone 20 in the radial direction 16 , ie in the direction of the central axis 19 into the distribution chamber 15 already described.
  • FIG. 2 a screw connection designated by reference numeral 23, via which the compressor impeller 2a is flanged to the rotor shaft 4 or to the crossing part 4b thereof. Furthermore, the flow path of the combustion chamber leakage air 6a already explained in detail at the beginning is also shown in more detail in this FIG. 2 than in FIG .
  • this combustion chamber leakage air 6a comes from the annulus designated by the reference number 24, that of the combustion chamber end wall 25, from a partition wall designated by the reference number 26 (this is the non-rotating part already mentioned several times) the small gas turbine) and the flange-like crossing part 4b of the rotor shaft 4 is limited, via the gap 27 between the partition wall 26 and the crossing part 4b, which is sealed by the seal 7 provided there as a labyrinth seal, which, however, does not allow complete sealing, in the Compressor rear space 8.
  • the combustion chamber leakage air 6a mixes with another air stream that enters here due to the different pressure conditions and can then enter the transfer bores 29 into the transition bores 29 provided in the flange-shaped section 28 of the compressor impeller 2a, which interacts with the flange-like crossing part 4b explained vent holes 9, which in turn (in the embodiment according to Fig. 1, 2 inclined with respect to the axial direction 3) open into the rotor shaft interior 4a.
  • no centrifugal siphon described in connection with FIG . 2 is provided, so that the delivery pipe 12, which is preferably soldered into a suitable receptacle in the crossing part 4b, opens directly into the distribution chamber 15.
  • the compressor impeller 2a is designed slightly differently, so that the ventilation bores 9, which branch off from a chamber designated by the reference number 30 through which the delivery pipe 12 passes, run at least essentially in the axial direction 3.
  • the combustion chamber leakage air 6a which is to be removed from the compressor rear space 8 and possibly mixed with a further air flow, also enters this chamber 30 via a transition bore, again designated by the reference number 29.
  • 3 also shows a compression spring-loaded mechanical seal 31 provided at the upstream end of the delivery pipe 12 and surrounding the fuel injection pipe 13, by means of which the interior of the delivery pipe 12 is sealed from the surroundings.
  • a throttle point 32 is used in the supply bore (s) 17 for the fuel which is led through the supply bore 17 in the radial direction 16, here in the form of a suitably designed screwed-in throttle element.
  • a pressure gradient builds up in the fuel injection system under the influence of centrifugal force, which prevents combustion chamber air from pressing back into the delivery pipe 12.
  • the mechanical seal 31 shown in FIG . 3 is therefore not necessary here.
  • the splash ring 18 is shaped somewhat differently than in the exemplary embodiment according to FIGS. 1, 2.
  • This different shape is also related to the different design of the compressor impeller 2a or the flange-like section 28 of the same , as can be seen in the exemplary embodiments according to FIGS. 3, 4, the screw connection designated by the reference number 23 in FIG. 2 has been replaced by a welded connection, however this and a large number of further details, in particular of a constructive nature, can be designed quite differently from the exemplary embodiments shown, without leaving the content of the claims.
  • With the measures described one always obtains both a uniform fuel injection into the combustion chamber 1 and an optimal ventilation of the compressor rear space 8.

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Description

Die Erfindung betrifft ein Brennstoffeinspritzsystem für eine Radial- oder Slinger-Brennkammer einer Kleingasturbine mit einem der Radial- oder Slinger-Brennkammer vorgelagerten Radialverdichter oder Diagonalverdichter und einem mit diesem über eine in Axialrichtung verlaufende Rotorwelle verbundenen Turbinenteil, wobei der Brennstoff durch ein im Laufrad des Radialverdichters / Diagonalverdichters vorgesehenes Förderrohr in ein im verdichternahen Bereich der Brennkammer liegendes Kreuzungsteil der Rotorwelle gelangt und über in diesem im wesentlichen in Radialrichtung verlaufende Zulieferbohrungen der Brennkammer zugeführt wird. Zum technischen Umfeld wird beispielshalber auf die US 5,526,640 verwiesen.
Bei einer Radial-Brennkammer mit den oben genannten Merkmalen, die üblicherweise auch als Slinger-Brennkammer bezeichnet wird, wird der Brennstoff durch eine konzentrisch zur Drehachse des Radialverdichters (unter diesen Begriff sollen im weiteren auch die sog. Diagonalverdichter fallen) oder der Rotorwelle verlaufende Bohrung im Verdichter-Laufrad oder durch ein darin vorgesehenes Förderrohr zur Brennkammer geleitet. Dabei fließt aufgrund der Drehbewegung der Rotorwelle bzw. des Verdichter-Laufrades infolge der dadurch entstehenden Fliehkräfte der Brennstoff als dünner Film entlang der Wandung der Bohrung oder des Förderrohres bis direkt unter die Primärzone der Brennkammer. Dort wird er im bekannten Stand der Technik durch eine geeignete Abrisskante oder durch einzelne radial angeordnete Düsen in die Primärzone der Brennkammer abgespritzt.
Bei allen Radial- oder Slinger-Brenhkammern besteht das Problem, eine möglichst gute Abdichtung der Brennkammer zum rückseitigen Raum hinter dem Verdichter-Laufrad, d.h. zum sog. Verdichter-Rückraum herzustellen, da die Brennkammer wegen der soeben beschriebenen Brennstoffeinspritzung zur Rotorwelle hin offen ist. Da nämlich der Druck in der Brennkammer bedingt durch die Wirkung des Verdichter-Stators immer höher ist als im Verdichter-Rückraum, strömt stets ein geringer Teil der Brennkammerluft als sog. Brennkammer-Leckluft über eine in diesem Bereich zwischen den rotierenden und den nicht rotierenden Elementen vorgesehene Dichtung in den Verdichter-Rückraum.
Durch die Zuströmung von durch die besagte Dichtung abgedrosselter Brennkammer-Leckluft in den Verdichter-Rückraum entsteht dort ein Luftüberschuß, der abfließen muß. Dies kann über einen Spalt zwischen dem Verdichter-Laufrad und dem Verdichter-Leitkranz geschehen, wodurch jedoch eine Rezirkulation über den Verdichter-Leitkranz und die Brennkammer erfolgen kann. Daß dies negative Auswirkungen auf den Verdichterwirkungsgrad und auf dessen Pumpgrenze hat, ist offensichtlich. Als Abhilfemaßnahme hierfür kann der Verdichter-Rückraum entlüftet werden, d.h. die sog. Brennkammer-Leckluft wird dann bspw. über zusätzliche Rohrleitungen in die Umgebung abgeblasen, was jedoch einen wünschenswerterweise zu vermeidenden Aufwand darstellt.
Deshalb kann die besagte Entlüftung auch durch die zumindest abschnittsweise hohl ausgebildete Rotorwelle sozusagen nach hinten erfolgen, und zwar bspw. durch eine zentrale Austrittsöffnung in der Turbinenscheibe auf deren Rückseite und von dort in die Schubdüse der Kleingasturbine. Hierbei kann diese Brennkammer-Leckluft vorteilhafterweise als Kühlluft für die Rückseite der Turbinenscheibe benutzt werden und erzeugt außerdem noch Schub durch die Zumischung in den Abgasstrahl der Kleingasturbine.
Ein Nachteil dieser Lösung ist jedoch, daß die Brennkammer-Leckluft eine sog. Kreuzungsstelle mit dem ebenfalls in der Rotorwelle vorgesehen und weiter oben bereits kurz beschriebenen Brennstoffeinspritzsystem besitzt, weshalb im bekannten Stand der Technik für dieses Brennstoffeinspritzsystem lediglich mehrere in der Brennkammer in Radialrichtung mündende Einzeldüsen vorgesehen sind. Diese sind jedoch für die Regelbarkeit des Brennstoff-Massenstromes sowie für die Zerstäubung desselben bei niedrigen Drehzahlen der Kleingasturbine ungeeignet. Zwar wird bei hohen Drehzahlen die Brennkammer durch die sich ausbildende radiale Brennstoffsäule gegen die zentrale Brennstoffbohrung abgedichtet, d.h. hier brächte man aufgrund der Brennstoffsäule keine speziellen Abdichtmaßnahmen vorzusehen, jedoch läßt sich dann kaum ein bei Kleingasturbinen oftmals erwünschter Windmilling-Start realisieren, da bei niedrigen Drehzahlen die dabei auftretende Fliehkraft nicht ausreicht, um die benötigte Brennstoffmenge gegen den dort herrschenden Druck in die Brennkammer zu fördern.
Aus der US 3 018 625 A ist ein Brennstoffeinspritzsystem für eine Gasturbine vorbekannt. Die Gasturbine ist mit einem Radialverdichter oder Diagonalverdichter ausgestattet, durch dessen Laufrad sich ein Förderrohr erstreckt, durch welches Brennstoff in ein im verdichternahen Bereich der Brennkammer liegendes Kreuzungsteil der Rotorwelle gelangt. Der Kraftstoff wird über radial verlaufende Zulieferbohrungen der Brennkammer zugeführt. Leckageluft wird dabei über im Kreuzungsteil vorgesehene Entlüftungsbohrungen vom Verdichter-Rückraum in die Umgebung abgeführt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Gasturbinen-Brennstoffeinspritzsystem der Eingangs genannten Art zu schaffen, bei welchem eine gleichförmige umfangsmäßige Brennstoffeinspritzung gewährleistet ist.
Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmale des Hauptanspruches gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.
Näher erläutert wird die Erfindung anhand dreier in den beigefügten Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungsbeispiele, wobei sämtliche näher beschriebenen Merkmale erfindungswesentlich sein können. Dabei zeigt
Fig.1
einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße Kleingasturbine, in welchem neben der Brennkammer sowie dem Brennstoffeinspritzsystem auch der Radialverdichter sowie das Turbinenteil dargestellt sind,
Fig.2
das Brennstoffeinspritzsystem aus Fig.1 in vergrößerter Darstellung,
Fig.3
ein gegenüber Fig.2 abgewandeltes Brennstoffeinspritzsystem, sowie
Fig.4
eine Abwandlung des in Fig.3 dargestellten Brennstoffeinspritzsystemes.
Mit der Bezugsziffer 1 ist eine Slinger-Brennkammer einer Kleingasturbine bezeichnet, der - wie insbesondere Fig.1 zeigt - ein Radialverdichter 2 vorgelagert ist. Mit dem Verdichter-Laufrad 2a dieses Radialverdichters 2 ist über eine in Axialrichtung 3 verlaufende Rotorwelle 4 das sog. Turbinenteil 5 der Kleingasturbine bzw. genauer die Turbinenscheibe 5a des Turbinenteiles 5 verbunden. Das Verdichter-Laufrad 2a, die Rotorwelle 4 und die Turbinenscheibe 5a rotieren dabei um die sog. Zentralachse 19 der Kleingasturbine.
Der Radialverdichter 2 fördert gemäß Pfeilrichtung 6 einen der Brennkammer 1 zuzuführenden Luftstrom, der innerhalb dieser zur Verbrennung des desweiteren der Brennkammer 1 zugeführten Brennstoffes benötigt wird. Ein Teil dieses der Einfachheit halber ebenfalls mit der Bezugsziffer 6 bezeichneten Luftstromes gelangt aufgrund der in den verschiedenen Zonen der Kleingasturbine vorliegenden unterschiedlichen Druckverhältnisse jedoch nicht in die Brennkammer 1 hinein, sondern an dieser bzw. an deren dem Radialverdichter 2 zugewandten, in Fig. 1 nicht näher bezeichneten (jedoch in Fig.2 mit der Bezugsziffer 25 bezeichneten ) Stirnwand außenseitig vorbei über einen mittels einer hier als Labyrinthdichtung ausgebildeten Dichtung 7 abgedichteten Spalt (in Fig.2 mit der Bezugsziffer 27 bezeichnet) zwischen rotierenden und nicht rotierenden Teilen der Kleingasturbine in den in der Beschreibungseinleitung bereits definierten sog. Verdichter-Rückraum 8. Dieser in den Verdichter-Rückraum 8 gelangende Teil des Luftstromes 6 wird als Brennkammer-Leckluft 6a bezeichnet.
Der sich rückseitig des Verdichter-Laufrades 2a befindende Verdichter-Rückraum 8 muß folglich belüftet werden, d.h. die Brennkammer-Leckluft 6a muß aus dem Verdichter-Rückraum 8 auch wieder abgeführt werden. Dies erfolgt über die zumindest bereichsweise, hier jedoch vollständig hohl ausgeführte Rotorwelle 4, bzw. genauer über deren Innenraum 4a. Wie ersichtlich ist das vordere dem Verdichter-Laufrad 2a zugewandte Ende der Rotorwelle 4 flanschartig ausgebildet und stellt dabei ein sog. Kreuzungsteil 4b dar. Durch dieses flanschartige Kreuzungsteil 4b gehen mehrere (hier bevorzugt über dem Umfang des Kreuzungsteiles 4b gleichmäßig verteilt drei) Entlüftungsbohrungen 9 hindurch, die somit eine Verbindung zwischen dem Rotorwellen-Innenraum 4a sowie letztendlich dem Verdichter-Rückraum 8 herstellen. Im übrigen ist über dieses flanschartige Kreuzungsteil 4b die Rotorwelle 4 mit dem Verdichter-Laufrad 2a drehfest verbunden.
Nachdem nun also die Brennkammer-Leckluft 6a aus dem Verdichter-Rückraum 8 über die Entlüftungsbohrungen 9 im Kreuzungsteil 4b in den Innenraum 4a der Rotorwelle 4 gelangt ist, wird sie aus diesem über ein im dem Turbinenteil 5 zugewandten Endbereich der Rotorwelle 4 vorgesehenes Abführrohr 4c, welches die Turbinenscheibe 5a in einer zentralen Austrittsöffnung 10 durchdringt, letztendlich in die Umgebung abgeführt, und zwar genauer über die hier nicht figürlich dargestellte Schubdüse der Kleingasturbine.
Über das Kreuzungsteil 4b der Rotorwelle 4 wird jedoch nicht nur die Brennkammer-Leckluft 6a aus dem Verdichter-Rückraum 8 abgeführt, sondern gleichzeitig der in der Brennkammer 1 zu verbrennende Brennstoff der Brennkammer 1 zugeführt. Wie an Kleingasturbinen mit Slinger-Brennkammern üblich wird nämlich der Brennstoff durch eine konzentrisch zur Drehachse des Radialverdichters 2 oder der Rotorwelle 4 verlaufende Bohrung 11 im Verdichter-Laufrad 2a bzw. genauer durch ein darin vorgesehenes Förderrohr 12 letztendlich zur Brennkammer 1 geleitet. Hierzu mündet im hier linksseitigen Anfangsbereich des Förderrohres 12 ein mit einer nicht gezeigten Brennstoffpumpe, die aus einem ebenfalls nicht gezeigten Vorratsbehälter den Brennstoff für den Betrieb der Kleingasturbine fördert, verbundenes Brennstoff-Einspritzröhrchen 13.
Der hierüber eingebrachte Brennstoff gelangt somit durch das Förderrohr 12 (und beim Ausführungsbeispiel nach den Figuren 1, 2 über einen an späterer Stelle noch näher erläuterten Fliehkraftsiphon 14) in eine bevorzugt zentral im Kreuzungsteil 4b der Rotorwelle 4, dabei jedoch abseits der Entlüftungsbohrungen 9 vorgesehene Verteilerkammer 15, von welcher mehrere in Radialrichtung 16 verlaufende Zulieferbohrungen 17 abzweigen. Über diese ebenfalls im Kreuzungsteil 4b vorgesehenen Zulieferbohrungen 17, die versetzt zu den Entlüftungsbohrungen 9 angeordnet sind, so daß sich die Zulieferbohrungen 17 und die Entlüftungsbohrungen 9 nicht schneiden, kann daher der Brennstoff letztendlich in die Brennkammer 1 gelangen. Bevorzugt sind dabei drei derartige Zulieferbohrungen 17 gleichmäßig über dem Umfang des Kreuzungsteiles 4b verteilt vorgesehen.
Würden nun die Zulieferbohrungen 17 direkt in der Brennkammer 1 münden, ergäbe sich insbesondere bei niedrigen Drehzahlen der Kleingasturbine eine nicht ausreichende Zerstäubung des Brennstoffes. Daher ist die Rotorwelle 4 im Bereich des Kreuzungsteiles 4b vollständig von einem sog. Spritzring 18 umgeben, der zumindest im Mündungsbereich der Zulieferbohrungen 17 geringfügig von der Rotorwelle 4 beabstandet ist, und der zusammen mit der Rotorwelle 4 um die Zentralachse 19 der Kleingasturbine rotiert. Der aus den Zulieferbohrungen 17 austretende Brennstoff kann sich somit innerhalb des Spritzringes 18 über dessen gesamtem Umfang (und somit auch über den Umfang der Rotorwelle 4) verteilen, ehe er dann besser verteilt und somit zerstäubt in die eigentliche Brennkammer 1 bzw. in die Primärzone derselben gelangt.
Wie aus Fig.2 ersichtlich ist, ist der Spritzring 18 auf seiner den Zulieferbohrungen 17 zugewandten Seite im wesentlichen wannenförmig ausgebildet, d.h. er bildet eine von seinem hier rechtsseitigen, zur Brennkammer 1 hin offenliegenden Bund 18a begrenzte, der Rotorwelle 4 mit ihrer Oberseite zugewandte und bezüglich der Rotorwelle 4 umlaufende sog. Spritzring-Wanne 18b, innerhalb derer sich der aus den Zulieferbohrungen 17 austretende Brennstoff fliehkraftbedingt zunächst gleichmäßig über dem InnenUmfang des Spritzringes 18 verteilen kann, ehe er tatsächlich in die Primärzone der Brennkammer 1 gelangt. Letztgenanntes erfolgt, nachdem die sog. Spritzring-Wanne 18b vollständig mit Brennstoff befüllt ist, so daß der Brennstoff über den Bund 18a zunächst entgegengerichtet zur Fliehkraft aus der Spritzring-Wanne 18b austritt und danach abermals unter Fliehkrafteinfluß entlang der Stirnseite des Bundes 18a zur im äußersten Eckbereich des Spritzringes 18 ausgebildeten Abrißkante 18c gelangt, von welcher aus der Brennstoff dann fein zerstäubt in die Brennkammer 1 abspritzt.
Im folgenden wir nun der beim ersten Ausführungsbeispiel nach Fig.1 zwischen dem Förderrohr 12 sowie der Verteilerkammer 15 vorgesehene Fliehkraftsiphon 14 beschrieben, wobei der Übersichtlichkeit halber insbesondere auf die vergrößerte Darstellung nach Fig. 2 verwiesen wird. Der Sinn dieses Fliehkraftsiphons 14 liegt darin, den Anfangsbereich des Brennstoffeinspritzsystemes, nämlich das Brennstoff-Einspritzröhrchen 13 sowie das Förderrohr 12 gegenüber der Brennkammer 1 abzudichten, insbesondere um eine ausgezeichnete Regelbarkeit des gesamten Brennstoffeinspritzsystemes der Kleingasturbine auch bei niedrigen Drehzahlen derselben zu gewährleisten und um darüber hinaus die Möglichkeit eines bei Kleingasturbinen oftmals angestrebten Windmillstarts bestmöglich sicherzustellen.
Wie Fig.2 zeigt, gelangt der über das Einspritzröhrchen 13 herangeführte Brennstoff aus dem Förderrohr 12 austretend abermals unter Fliehkrafteinfluß auf die innere Oberfläche eines sog. Verteilerkonus 20 und über diesen aufgrund einer im Kreuzungsteil 4b vorgesehenen Prallplatte 21 entlang derselben über einen zwischen dem freien Ende des Verteilerkonus 20 sowie der Prallplatte 21 vorgesehenen nicht näher bezeichneten Spalt in Radialrichtung 16 nach außen in einen die Prallplatte 21 außenseitig umgebenden Ringspalt 22. Von diesem aus gelangt der Brennstoff dann entlang der dem Verteilerkonus 20 abgewandten Seite der Prallplatte 21 in Radialrichtung 16 betrachtet nach innen, d.h. in Richtung der Zentralachse 19 in die bereits beschriebene Verteilerkammer 15.
Im übrigen erkennt man in Fig.2 genauer eine mit der Bezugsziffer 23 bezeichnete Schraubverbindung, über welche das Verdichter-Laufrad 2a an die Rotorwelle 4 bzw. an das Kreuzungsteil 4b derselben angeflanscht ist. Ferner ist in dieser Fig.2 auch der Strömungsweg der eingangs bereits ausführlich erläuterten Brennkammer-Leckluft 6a detaillierter als in Fig.1 dargestellt. Wie dargestellt und wie bereits erwähnt gelangt diese Brennkammer-Leckluft 6a aus dem mit der Bezugsziffer 24 bezeichneten Ringraum, der von der Brennkammer-Stirnwand 25, von einer mit der Bezugsziffer 26 bezeichneten Trennwand (hierbei handelt es sich um das bereits mehrfach genannte nicht rotierende Teil der Kleingasturbine) und dem flanschartigen Kreuzungsteil 4b der Rotorwelle 4 begrenzt wird, über den Spalt 27 zwischen der Trennwand 26 und dem Kreuzungsteil 4b, der zwar von der dort vorgesehenen als Labyrinthdichtung ausgebildeten Dichtung 7 abgedichtet wird, welche jedoch keine vollständige Abdichtung ermöglicht, in den Verdichter-Rückraum 8.
In diesem Verdichter-Rückraum 8 vermischt sich die Brennkammer-Leckluft 6a mit einem weiteren aufgrund der unterschiedlichen Druckverhältnisse hierhinein gelangenden Luftstrom und kann danach durch im flanschartig ausgebildeten, mit dem flanschartigen Kreuzungsteil 4b zusammenwirkenden Abschnitt 28 des Verdichter-Laufrades 2a vorgesehene Übertrittsbohrungen 29 in die bereits erläuterten Entlüftungsbohrungen 9 gelangen, die ihrerseits (beim Ausführungsbeispiel nach Fig.1,2 gegenüber der Axialrichtung 3 geneigt verlaufend) im Rotorwellen-Innenraum 4a münden.
Beim Ausführungsbeispiel nach Fig.3 ist kein in Verbindung mit Fig.2 beschriebener Fliehkraftsiphon vorgesehen, so daß das bevorzugt in eine geeignete Aufnahme im Kreuzungsteil 4b eingelötete Förderrohr 12 direkt in der Verteilerkammer 15 mündet. Auch ist hier das Verdichter-Laufrad 2a geringfügig anders konzipiert, so daß die Entiüftungsbohrungen 9, die hier von einer mit der Bezugsziffer 30 bezeichneten Kammer, durch welche das Förderrohr 12 hindurch tritt, abzweigen, zumindest im wesentlichen in Axialrichtung 3 verlaufen. In diese Kammer 30 hinein gelangt die aus dem Verdichter-Rückraum 8 abzuführende und ggf. mit einem weiteren Luftstrom vermengte Brennkammer-Leckluft 6a im übrigen über eine abermals mit der Bezugsziffer 29 bezeichnete Übertrittsbohrung. Ferner erkennt man in Fig.3 eine am stromaufwärtigen Ende des Förderrohres 12 vorgesehene, das Brennstoff-Einspritzröhrchen 13 umgebende druckfederbelastete Gleitringdichtung 31, mit Hilfe derer der Innenraum des Förderrohres 12 gegenüber der Umgebung abgedichtet ist.
Beim Ausführungsbeispiel nach Fig.4 ist in der bzw. den Zulieferbohrung(en) 17 eine Drosselstelle 32 für den durch die Zulieferbohrung 17 in Radialrichtung 16 nach außen geführten Brennstoff eingesetzt, hier in Form eines geeignet gestalteten eingeschraubten Drosselelementes. In dieser Drosselstelle 32 baut sich unter Fliehkrafteinfluß im Brennstoffeinspritzsystem ein Druckgradient in Richtung zur Brennkammer 1 auf, der verhindert, daß Brennkammerluft in das Förderrohr 12 zurück drückt. Daher ist hier die in Fig.3 dargestellte Gleitringdichtung 31 nicht erforderlich.
Bei den beiden Ausführungsbeispielen nach den Figuren 3, 4 ist der Spritzring 18 dabei etwas anders geformt als beim Ausführungsbeispiel nach den Figuren 1, 2. Diese unterschiedliche Formgebung hängt auch mit der verschiedenartigen Gestaltung des Verdichter-Laufrades 2a bzw. des flanschartigen Abschnittes 28 desselben zusammen, wobei wie ersichtlich bei den Ausführungsbeispielen nach den Figuren 3, 4 die in Fig.2 mit der Bezugsziffer 23 bezeichnete Schraubverbindung durch eine Schweißverbindung ersetzt wurde, jedoch kann dies sowie eine Vielzahl weiterer Details insbesondere konstruktiver Art durchaus abweichend von den gezeigten Ausführungsbeispielen gestaltet sein, ohne den Inhalt der Patentansprüche zu verlassen. Stets erhält man mit den beschriebenen Maßnahmen sowohl eine gleichmäßige Brennstoffeinspritzung in die Brennkammer 1 als auch eine optimale Entlüftung des Verdichter-Rückraumes 8. Besonders deutlich treten diese Vorteile bei niedrigen Drehzahlen der Rotorwelle 4 und gleichzeitig relativ großen der Brennkammer 1 zuzuführenden Brennstoffmengen zum Vorschein.
Bezugszeichenliste:
1
Radial- oder Slinger-Brennkammer, auch nur Brennkammer genannt
2
Radialverdichter
2a
Verdichter-Laufrad
3
Axialrichtung
4
Rotorwelle
4a
Innenraum von 4
4b
(flanschartiges) Kreuzungsteil von 4
4c
Abführrohr
5
Turbinenteil
5a
Turbinenscheibe
6
der Brennkammer zugeführter Luftstrom, von 2 gefördert
6a
Brennkammer-Leckluft
7
Dichtung im Spalt zwischen rotierenden und nicht rotierenden Teilen
8
Verdichter-Rückraum
9
Entlüftungsbohrung (in 4b)
10
(zentrale) Austrittsöffnung (in 5a)
11
(zentrale) Bohrung in 2a, die 12 aufnimmt
12
Förderrohr (für Brennstoff, in 2a verlaufend)
13
Brennstoff-Einspritzröhrchen
14
Fliehkraftsiphon
15
Verteilerkammer (für Brennstoff, in 4b)
16
Radialrichtung
17
Zulieferbohrung (für Brennstoff, in 4b)
18
Spritzring
18a
Bund von 18
18b
Spritzring-Wanne
18c
Abrißkante
19
Zentralachse (der Kleingasturbine)
20
Verteilerkonus
21
Prallplatte
22
Ringspalt
23
Schraubverbindung
24
Ringraum
25
Brennkammer-Stirnwand
26
Trennwand
27
Spalt
28
Abschnitt von 1a
29
Übertrittsbohrung
30
Kammer
31
Gleitringdichtung
32
Drosselstelle

Claims (3)

  1. Gasturbinen-Brennstoffeinspritzsystem für eine Radial- oder Slinger-Brennkammer
    einer Kleingasturbine mit einem der Radial- oder Slinger-Brennkammer (1) vorgelagerten Radialverdichter (2) oder Diagonalverdichter und einem mit diesem über eine in Axialrichtung (3) verlaufende Rotorwelle (4) verbundenen Turbinenteil (5),
    wobei der Brennstoff durch ein im Laufrad (2a) des Radialverdichters /Diagonalverdichters vorgesehenes Förderrohr (12) in ein im verdichtemahen Bereich der Brennkammer (1) liegendes Kreuzungsteil (4b) der Rotorwelle (4) gelangt und über in diesem im wesentlichen in Radialrichtung (16) verlaufende Zulieferbohrungen (17) der Brennkammer (1) zugeführt wird,
    und wobei im Kreuzungsteil (4b) versetzt zu den Zulieferbohrungen (17) angeordnete Entlüftungsbohrungen (9) vorgesehen sind, über welche die in den Verdichter-Rückraum (8) gelangende Brennkammer-Leckluft (6a) in den Innenraum (4a) der zumindest abschnittsweise hohl ausgebildeten Rotorwelle (4) gelangt, um über diese durch eine insbesondere zentrale Austrittsöffnung (10) in der Turbinenscheibe (5a) in die Umgebung abgeführt zu werden,
    gekennzeichnet durch
    einen die Rotorwelle (4) im Bereich des Kreuzungsteiles (4b) vollständig umgebenden Spritzring (18), der zumindest im Mündungsbereich der Zulieferbohrungen (17) geringfügig von der Rotorwelle (4) beabstandet ist und zusammen mit dieser um die Zentralachse (19) der Kleingasturbine rotiert, wobei im oder
    stromauf des Kreuzungsteil(es) (4b) ein den Zulieferbohrungen (17) vorgelagerter Fliehkraftsiphon (14) vorgesehen ist.
  2. Gasturbinen-Brennstoffeinspritzsystem
       nach Anspruch 1, wobei der Spritzring (18) auf der den Zulieferbohrungen (17) zugewandten Seite wannenförmig ausgebildet und zur Brennkammer (1) hin mit einer Abrißkante (18c) versehen ist.
  3. Gasturbinen-Brennstoffeinspritzsystem
       nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei die insbesondere drei, über dem Umfang des Kreuzungsteiles (4b) gleichmäßig verteilten Zulieferbohrungen (17) jeweils mit einer Drosselstelle (32) versehen sind.
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