EP1265029A2 - Burner system - Google Patents

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EP1265029A2
EP1265029A2 EP02405361A EP02405361A EP1265029A2 EP 1265029 A2 EP1265029 A2 EP 1265029A2 EP 02405361 A EP02405361 A EP 02405361A EP 02405361 A EP02405361 A EP 02405361A EP 1265029 A2 EP1265029 A2 EP 1265029A2
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EP
European Patent Office
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flow
flow channel
combustion chamber
burner
section
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP02405361A
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German (de)
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EP1265029A3 (en
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Adnan Dr. Eroglu
Klaus Dr. Knapp
Bettina Dr. Paikert
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General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
Alstom Schweiz AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Alstom Technology AG, Alstom Schweiz AG filed Critical Alstom Technology AG
Publication of EP1265029A2 publication Critical patent/EP1265029A2/en
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/02—Premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air upstream of the combustion zone
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F23D11/40—Mixing tubes or chambers; Burner heads
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    • 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
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    • F23D17/00—Burners for combustion conjointly or alternatively of gaseous or liquid or pulverulent fuel
    • F23D17/002—Burners for combustion conjointly or alternatively of gaseous or liquid or pulverulent fuel gaseous or liquid fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03341—Sequential combustion chambers or burners

Definitions

  • the invention relates to a burner system with a premix burner, in which is provided at least one vortex generator, the one of the Air-containing, gaseous air flowing through the premix burner Main flow is interspersed in the gaseous downstream of the vortex generator and / or liquid fuel as a secondary flow for generating a fuel / air mixture is injected, as well as with a combustion chamber, which is downstream of the Premix burner connects to this and a combustion chamber cross section which is larger than that limited by the premix burner Flow cross section immediately upstream of the combustion chamber.
  • FIG. 3 shown schematically.
  • the known burner system has a premix burner 1, through which a supply air flow ZL flows axially.
  • the usually supply air ZL compressed by a compressor stage first flows through one Vortex generator 2, for example of the type described in EP 0 619 133 B1 described vortex generator.
  • the vortex generator 2 typically consists of four tetrahedral vertebral bodies, which are equally distributed in Are arranged circumferentially within the flow channel.
  • Such a thing vortex generator 2 is capable of four vortex flow pairs generate that downstream within the subsequent premix burner 1 spread.
  • gaseous or liquid fuel is centralized in the swirled supply air ZL injected.
  • the fuel mixes along the downstream one Mixing section 4 largely uniformly with the swirled supply air ZL Fuel / air mixture, which finally flows in the direction of flow Premix burner 1 subsequent combustion chamber 5 enters and is ignited.
  • the flow transition within the burner system shown in Fig. 3 is in per se known step-shaped, i.e. the by the Premixing burner 1 in the mixing area 4 limits the flow cross section C1 directly over a sharp-edged step 6 to the widened Combustion chamber cross section C2.
  • This erratic transition between Premix burner 1 and combustion chamber 5 are fluidically within the axially propagating fuel / air mixture to so-called, downstream to the sharp-edged step 6 spreading separation vortex 7, which is a considerable have vertebral strength oriented transversely to the direction of propagation and form a periodic sequence.
  • thermoacoustic Vibrations are basically resonant phenomena, which can be found in certain Train operating states of the burner system more or less, however especially in the case of lower inlet or flame temperatures Appearance.
  • Burner system to improve the combustion process is optimized within the combustion chamber.
  • Combustion chamber volume almost completely for combustion of the in the combustion chamber to use entering fuel / air mixture.
  • thermoacoustic vibrations The ones to be met Precautions should on the one hand be possible with the simplest possible means and raise only low costs. It is also important to take precautions in existing ones to integrate burner systems in operation.
  • a burner system is designed in accordance with the preamble of claim 1, that a flow channel is provided between the premix burner and the combustion chamber and is delimited by side walls which create a gradual transition between the flow cross section (C1) and the combustion chamber cross section (C2), and that at least one flow stall structure is provided upstream, inside and / or downstream of the flow channel, through which the fuel / air mixture passing through the flow channel is locally detached from the side wall of the flow channel.
  • a gradual transition between the Premix burner and the combustion chamber which is preferably rounded is trained.
  • the term gradual transition basically means everyone To understand transition geometry that the flow cross section within the Premix burner, which is smaller than that inside the combustion chamber, gradually expanded to the cross-section of the combustion chamber.
  • the Transition to a funnel-shaped contour with which the flow cross-section within the premix burner to the combustion chamber cross-section evenly is expanded. It is also possible to make the transition area conical, i.e. with straight, obliquely inclined to the direction of flow side walls. Also a segmented series of straight lines Sidewall sections or multi-step transition structures are basically conceivable.
  • the stall structure is attached to the side wall of the flow channel and has a tear-off edge, which is preferably at the flow outlet of the Flow channel is arranged. Upstream to the tear-off edge Flow stall structure on aerodynamically favorable surface parts, which are upstream nestle the side wall of the flow channel.
  • Fig. 1 is a schematic longitudinal section through an inventive trained burner system shown as a connector between the Premix burner 1 and combustion chamber 5 provide a flow channel 10, whose side walls make a gradual transition between the Flow cross-section C1 within the premix burner and the Create combustion chamber cross section C2.
  • the side walls of the flow channel 10 are evenly curved, like a funnel, and allow thus a continuous flow cross-sectional expansion.
  • the re-application point 9 moves upstream in the direction of the Premix burner 1, whereby the slipstream-related dead space 8 is considerable is reduced.
  • the shear layer containing the transverse vertebrae 7 is also significantly shortened trained with considerably weaker vertebrae.
  • FIGS. 2a-c an advantageously designed one is shown in several view variants
  • Flow channel 10 shown which as a single component already in module existing burner systems can be integrated.
  • Fig. 2a shows a view of the flow channel 10 upstream in the direction of Premix burner 1. Immediately at the flow outlet shown in Fig. 2a of the flow channel 10 there are four flow separation structures 11 each associated tear-off edges 12.
  • 2b which shows a perspective oblique view of the flow channel 10
  • the stall structures 11 are more clearly visible in their spatial shape.
  • Flow separation structures 11, which are upstream of the separation edge 12 in each case have aerodynamic surface parts 13 through which the through Flow channel 10 flowing through continuously from the side walls is distracted locally.
  • An actual flow separation takes place along the Tear-off edge 12 of the respective stall structures.
  • 2c is one Sectional view along the section AA shown in Fig. 2a. On the corresponding reference numbers already mentioned will be here directed.
  • the burnout behavior can be arranged symmetrically around the flow channel of a generic burner system can be decisively optimized. at the same time the measure according to the invention serves decisively for damping itself combustion chamber pulsations forming within the burner system.

Abstract

The system includes a flow channel (10) between the premix burner (1) and the combustion chamber (5). The channel is bounded by side walls which form a gradual transition between the flow cross section (C1) and the combustion chamber cross section (C2). At least one flow breakaway structure is provided within the flow channel or downstream of it to detach the through-flow mixture from the side wall locally.

Description

Technisches GebietTechnical field

Die Erfindung bezieht sich auf ein Brennersystem mit einem Vormischbrenner, in dem wenigstens ein Wirbel-Generator vorgesehen ist, der von einer den Vormischbrenner axial durchströmenden, Luft enthaltenden, gasförmigen Hauptströmung durchsetzt wird, in die stromab des Wirbel-Generators gasförmiger und/oder flüssiger Brennstoff als Sekundärströmung zur Erzeugung eines Brennstoff/Luft-Gemisches eingedüst wird, sowie mit einer Brennkammer, die sich stromab des Vormischbrenners an diesen anschließt und einen Brennkammerquerschnitt aufweist, der größer ist als der durch den Vormischbrennner begrenzte Strömungsquerschnitt unmittelbar stromauf zur Brennkammer.The invention relates to a burner system with a premix burner, in which is provided at least one vortex generator, the one of the Air-containing, gaseous air flowing through the premix burner Main flow is interspersed in the gaseous downstream of the vortex generator and / or liquid fuel as a secondary flow for generating a fuel / air mixture is injected, as well as with a combustion chamber, which is downstream of the Premix burner connects to this and a combustion chamber cross section which is larger than that limited by the premix burner Flow cross section immediately upstream of the combustion chamber.

Stand der TechnikState of the art

Ein vorstehend genanntes, gattungsgemäßes Brennersystem geht beispielsweise aus der EP 0 623 786 B1 hervor und ist zu Zwecken einer optimierten Durchmischung zwischen einer Brennstoffmassenströmung und einer Zuluftströmung ausgebildet. Ein diesbezügliches, gattungsgemäßes Brennersystem ist in Figur 3 schematisch dargestellt. Das bekannte Brennersystem weist einen Vormischbrenner 1 auf, der axialwärts von einem Zuluftstrom ZL durchströmt wird. Die in der Regel von einer Verdichterstufe komprimierte Zuluft ZL durchströmt zunächst einen Wirbelgenerator 2, beispielsweise nach Art des in der EP 0 619 133 B1 beschriebenen Wirbelgenerators. Typischerweise besteht der Wirbelgenerator 2 aus vier tetraederförmig ausgebildeten Wirbelkörpern, die gleich verteilt in Umfangsrichtung innerhalb des Strömungskanals angeordnet sind. Ein derartig aufgebauter Wirbelgenerator 2 vermag jeweils vier Wirbelströmungspaare zu erzeugen, die sich stromab innerhalb des sich anschließenden Vormischbrenners 1 ausbreiten. Vorzugsweise über eine axial angebrachte Brennstofflanze 3, die stromab des Wirbelgenerators 2 innerhalb des Vormischbrenners 1 angeordnet ist, wird gasförmiger oder flüssiger Brennstoff in die verwirbelte Zuluft ZL zentral eingedüst. Der Brennstoff vermengt sich längs der sich stromab erstreckenden Mischstrecke 4 weitgehend gleichmäßig mit der durchwirbelten Zuluft ZL zu einem Brennstofff-/Luft-Gemisch, das schließlich in Strömungsrichtung in eine sich an den Vormischbrenner 1 anschließende Brennkammer 5 eintritt und gezündet wird.An above-mentioned generic burner system works, for example from EP 0 623 786 B1 and is an optimized one for purposes Mixing between a fuel mass flow and a supply air flow educated. A generic burner system in this regard is shown in FIG. 3 shown schematically. The known burner system has a premix burner 1, through which a supply air flow ZL flows axially. The usually supply air ZL compressed by a compressor stage first flows through one Vortex generator 2, for example of the type described in EP 0 619 133 B1 described vortex generator. The vortex generator 2 typically consists of four tetrahedral vertebral bodies, which are equally distributed in Are arranged circumferentially within the flow channel. Such a thing vortex generator 2 is capable of four vortex flow pairs generate that downstream within the subsequent premix burner 1 spread. Preferably via an axially attached fuel lance 3 is arranged downstream of the vortex generator 2 within the premix burner 1, gaseous or liquid fuel is centralized in the swirled supply air ZL injected. The fuel mixes along the downstream one Mixing section 4 largely uniformly with the swirled supply air ZL Fuel / air mixture, which finally flows in the direction of flow Premix burner 1 subsequent combustion chamber 5 enters and is ignited.

Der Strömungsübergang innerhalb des in Fig. 3 dargestellten Brennersystems ist in an sich bekannter Weise stufenförmig ausgebildet, d.h. der durch den Vormischbrenner 1 im Mischbereich 4 befindliche Strömungsquerschnitt C1 grenzt unmittelbar über eine scharfkantige Stufe 6 an den aufgeweiteten Brennkammerquerschnitt C2 an. Dieser sprunghafte Übergang zwischen Vormischbrenner 1 und Brennkammer 5 führt strömungstechnisch innerhalb des sich axialwärts ausbreitenden Brennstoff-/Luft-Gemisches zu sogenannten, sich stromab zur scharfkantigen Stufe 6 ausbreitenden Separationswirbel 7, die eine beachtliche quer zur Ausbreitungsrichtung orientierte Wirbelstärke aufweisen und sich in periodischer Abfolge bilden. Eben jene Separationswirbeln 7 führen unter bestimmten Betriebsbedingungen zu Verbrennungsinstabilitäten, die zu einer pulsierenden Wärmefreisetzung führen, vornehmlich innerhalb der sich längs der Scherschicht ausbildenden Querwirbel. Derartige pulsierende Wärmefreisetzungen sind überdies Ursache für die Ausbildung thermoakustischer Schwingungen innerhalb der Brennkammer, die sich nicht nur äußerst nachteilhaft auf die Verbrennung, sondern überdies in mechanisch stark belastender Weise auf alle Gehäusekomponenten des Brennersystems auswirken. Thermoakustische Schwingungen sind grundsätzlich resonante Erscheinungen, die sich in bestimmten Betriebszuständen des Brennersystems mehr oder weniger ausbilden, aber insbesondere bei geringeren Eingangs- oder Flammentemperaturen intensiv in Erscheinung treten. The flow transition within the burner system shown in Fig. 3 is in per se known step-shaped, i.e. the by the Premixing burner 1 in the mixing area 4 limits the flow cross section C1 directly over a sharp-edged step 6 to the widened Combustion chamber cross section C2. This erratic transition between Premix burner 1 and combustion chamber 5 are fluidically within the axially propagating fuel / air mixture to so-called, downstream to the sharp-edged step 6 spreading separation vortex 7, which is a considerable have vertebral strength oriented transversely to the direction of propagation and form a periodic sequence. Those separation vortices 7 lead under certain operating conditions to combustion instabilities that lead to a cause pulsating heat release, primarily within the along the Cross vertebrae forming shear layer. Such pulsating heat releases are also the cause of the formation of thermoacoustic vibrations within the combustion chamber, which is not only extremely disadvantageous to the Combustion, but also in a mechanically very stressful way on everyone Housing components of the burner system. The thermoacoustic Vibrations are basically resonant phenomena, which can be found in certain Train operating states of the burner system more or less, however especially in the case of lower inlet or flame temperatures Appearance.

Ein weiterer Nachteil des scharfkantigen Überganges zwischen dem Vormischbrenner 1 und der Brennkammer 5 ist die nur ungenügende Ausnutzung des gesamten Brennkammervolumens, zumal große Volumenteile 8 innerhalb der Brennkammer 5 regelrecht abgeschattet sind und somit dem Verbrennungsvorgang nicht zur Verfügung stehen. Untersuchungen an an sich bekannten Brennersystemen haben gezeigt, dass der sogenannte Wiederanlegepunkt 9, an dem sich die verwirbelte Scherschicht stromab der scharfkantigen Stufe 6 an die Innenwand der Brennkammer 5 anlegt, in einem Abstand zur Stufe 6 liegt, der dem bis zu siebenfachen des Brennkammerdurchmessers entspricht. Zudem ist zu beobachten, dass sich der Wiederanlegepunkt 9 in Umfangsrichtung zur Brennkammer 5 asymmetrisch verhält.Another disadvantage of the sharp-edged transition between the Premix burner 1 and the combustion chamber 5 is the insufficient use of the total combustion chamber volume, especially since large parts by volume 8 within the Combustion chamber 5 are literally shadowed and thus the combustion process are not available. Investigations on burner systems known per se have shown that the so-called re-application point 9, at which the swirled shear layer downstream of the sharp-edged step 6 on the inner wall of the Combustion chamber 5 creates, is at a distance from stage 6 that up to corresponds to seven times the combustion chamber diameter. It can also be observed that the re-application point 9 extends in the circumferential direction to the combustion chamber 5 behaves asymmetrically.

Darstellung der ErfindungPresentation of the invention

Es besteht daher die Aufgabe, ein vorstehend beschriebenes, gattungsgemäßes Brennersystem dahingehend zu verbessern, dass der Verbrennungsprozess innerhalb der Brennkammer optimiert wird. Insbesondere gilt es, das Brennkammervolumen nahezu vollständig zur Verbrennung des in die Brennkammer eintretenden Brennstoff-/Luft-Gemisches zu nutzen. Darüber hinaus gilt es, Maßnahmen zu treffen, die zur Vermeidung der sich innerhalb der Brennkammer auftretenden thermoakustischen Schwingungen dienen. Die zu treffenden Vorkehrungen sollen einerseits mit möglichst einfachen Mitteln realisierbar sein und nur geringe Kosten aufwerfen. Auch gilt es, die Vorkehrungen in bereits bestehende in Betrieb befindliche Brennersysteme zu integrieren.There is therefore the task of a generic type described above Burner system to improve the combustion process is optimized within the combustion chamber. In particular, it applies that Combustion chamber volume almost completely for combustion of the in the combustion chamber to use entering fuel / air mixture. In addition, Take measures to avoid getting inside the combustion chamber serve thermoacoustic vibrations. The ones to be met Precautions should on the one hand be possible with the simplest possible means and raise only low costs. It is also important to take precautions in existing ones to integrate burner systems in operation.

Die Lösung der der Erfindung zugrundeliegenden Aufgabe ist im Anspruch 1 angegeben. Vorteilhafte Merkmale sind Gegenstand der Unteransprüche und der nachstehenden Beschreibung unter Bezugnahme auf die Figuren zu entnehmen.The object underlying the invention is achieved in claim 1 specified. Advantageous features are the subject of the dependent claims and the following description with reference to the figures.

Erfindungsgemäß ist ein Brennersystem gemäß Oberbegriff des Anspruchs 1 derart ausgebildet,
dass zwischen dem Vormischbrenner und der Brennkammer ein Strömungskanal vorgesehen ist, der von Seitenwänden begrenzt ist, die einen graduellen Übergang zwischen dem Strömungsquerschnitt (C1) und dem Brennkammerquerschnitt (C2) schaffen, und
dass wenigstens eine Strömungsabrissstruktur stromauf, innerhalb und/oder stromab des Strömungskanals vorgesehen ist, durch die das durch den Strömungskanal hindurchtretende Brennstoff-/Luft-Gemisch lokal von der Seitenwand des Strömungskanals abgelöst wird.According to the invention, a burner system is designed in accordance with the preamble of claim 1,
that a flow channel is provided between the premix burner and the combustion chamber and is delimited by side walls which create a gradual transition between the flow cross section (C1) and the combustion chamber cross section (C2), and
that at least one flow stall structure is provided upstream, inside and / or downstream of the flow channel, through which the fuel / air mixture passing through the flow channel is locally detached from the side wall of the flow channel.

Im Unterschied zum scharfkantigen Übergang zwischen dem Vormischbrenner und der Brennkammer, wie es in Fig. 3 dargestellt ist, weist das erfindungsgemäß ausgebildete Brennersystem einen graduellen Übergang zwischen dem Vormischbrenner und der Brennkammer auf, der vorzugsweise abgerundet ausgebildet ist. Unter dem Begriff gradueller Übergang ist grundsätzlich jede Übergangsgeometrie zu verstehen, die den Strömungsquerschnitt innerhalb des Vormischbrenners, der kleiner bemessen ist als jener innerhalb der Brennkammer, sukzessive auf den Brennkammerquerschnitt aufweitet. Im Idealfall weist der Übergang eine trichterförmige Kontur auf, mit der der Strömungsquerschnitt innerhalb des Vormischbrenners auf den Brennkammerquerschnitt gleichmäßig aufgeweitet wird. Ebenso ist es auch möglich, den Übergangsbereich konisch, d.h. mit geradlinig, schräg zur Strömungsrichtung geneigten Seitenwänden, auszubilden. Auch eine segmentierte Aneinanderreihung geradlinig ausgebildeter Seitenwandabschnitte oder mehrfach gestufte Übergangsstrukturen sind grundsätzlich denkbar.In contrast to the sharp-edged transition between the premix burner and the combustion chamber, as shown in Fig. 3, has the invention trained burner system a gradual transition between the Premix burner and the combustion chamber, which is preferably rounded is trained. The term gradual transition basically means everyone To understand transition geometry that the flow cross section within the Premix burner, which is smaller than that inside the combustion chamber, gradually expanded to the cross-section of the combustion chamber. Ideally, the Transition to a funnel-shaped contour with which the flow cross-section within the premix burner to the combustion chamber cross-section evenly is expanded. It is also possible to make the transition area conical, i.e. with straight, obliquely inclined to the direction of flow side walls. Also a segmented series of straight lines Sidewall sections or multi-step transition structures are basically conceivable.

Durch die Schaffung eines graduellen Überganges zwischen dem Vormischbrenner und der Brennkammer wird die Aufweitung des in die Brennkammer eintretenden Brennstoff-/Luft-Gemisches erheblich vergrößert, wodurch sich auch im Falle eines graduellen Überganges eine Querwirbel aufweisende Randströmung ausbildet, die jedoch an einem Wiederanlegepunkt auf die Brennkammerwand auftrifft, der sehr viel näher in Richtung des Vormischbrenners liegt, als im Falle eines scharfgestuften Überganges gemäß des in Fig. 3 dargestellten bekannten Brennersystems. Dies wirkt sich in zweierlei Hinsicht vorteilhaft auf den Verbrennungsprozess aus. So verkürzt sich einerseits die Querwirbel 7 aufweisende Randströmung und somit auch die Intensität und Anzahl der sich ausbildenden Querwirbel 7, wodurch das durch thermoakustische Schwingungen erzeugte Brennkammerpulsieren entscheidend eingedämmt werden kann. Andererseits wird durch die deutlich stärkere Aufweitung des sich innerhalb der Brennkammer ausbreitenden Brennstoff-/Luft-Gemisches der durch Abschattungseffekte bedingte Totraum auf ein Minimum reduziert, wodurch nahezu das gesamte Brennkammervolumen für die Verbrennung des Brennstoff/Luft-Gemisches zur Verfügung steht und eine vollständige Verbrennung des Brennstoffes gewährleistet.By creating a gradual transition between the premix burner and the combustion chamber becomes the expansion of what enters the combustion chamber Fuel / air mixture significantly increased, which also in the case of a gradual transition forms a cross vortex having edge flow that however strikes the combustion chamber wall at a re-application point which is very is much closer to the premix burner than in the case of a stepped Transition according to the known burner system shown in Fig. 3. This has a beneficial effect on the combustion process in two ways. So on the one hand shortens the transverse flow 7 and thus also the intensity and number of the transverse vertebrae 7 which are formed, as a result of which Combustion chamber pulsations generated by thermoacoustic vibrations are crucial can be contained. On the other hand, the significantly greater expansion of the fuel / air mixture spreading within the combustion chamber dead space caused by shading effects is reduced to a minimum, thereby almost the entire combustion chamber volume for the combustion of the fuel / air mixture is available and a complete combustion of the Guaranteed fuel.

Untersuchungen an Strömungskanälen mit graduellem Übergang zwischen einem Vormischbrenner und einer sich stromab anschließenden Brennkammer haben jedoch ergeben, dass sich in Abhängigkeit der Strömungsbedingungen in Umfangsrichtung zum Strömungskanal im Bereich des graduellen Überganges periodisch auftretende Strömungsablösungen ergeben, die sich wiederum als resonante Erscheinungen störend im Hinblick auf die Ausbildung thermoakustischer Instabilitäten auswirken. Um dies zu verhindern, ist wenigstens eine Strömungsabrissstruktur im Bereich des Strömungskanals vorgesehen, durch die die Umfangskohärenz innerhalb des graduellen Überganges gestört werden soll. Durch diese Strömungsabrissstruktur, die einzeln oder in einer Anzahl, vorzugsweise gleichmäßig in Umfangsrichtung zum Strömungskanal angeordnet ist, ist ein definierter Ablösepunkt bzw. Strömungsabriss des durch den Strömungskanal hindurchtretenden Brennstoff-/Luft-Gemisches definiert, durch den die Umfangskohärenz gestört wird.Studies on flow channels with a gradual transition between one Have premix burners and a downstream combustion chamber however, it turns out that depending on the flow conditions in Circumferential direction to the flow channel in the area of the gradual transition periodically occurring flow separations result, which in turn appear as resonant phenomena disturbing with regard to the formation of thermoacoustic Impact instabilities. To prevent this, there is at least one Flow stall structure provided in the region of the flow channel through which the Scope coherence within the gradual transition is to be disturbed. By this stall structure, individually or in a number, preferably is evenly arranged in the circumferential direction to the flow channel, is a defined separation point or stall of the through the flow channel passing fuel / air mixture defined by the Circumferential coherence is disturbed.

Die Strömungsabrissstruktur ist an der Seitenwand des Strömungskanals angebracht und weist eine Abrisskante auf, die vorzugsweise am Strömungsaustritt des Strömungskanals angeordnet ist. Stromauf zur Abrisskante weist die Strömungsabrissstruktur strömungsgünstige Flächenteile auf, die sich stromauf an die Seitenwand des Strömungskanals anschmiegen. The stall structure is attached to the side wall of the flow channel and has a tear-off edge, which is preferably at the flow outlet of the Flow channel is arranged. Upstream to the tear-off edge Flow stall structure on aerodynamically favorable surface parts, which are upstream nestle the side wall of the flow channel.

Durch das Vorsehen derartiger Strömungsabrissstrukturen innerhalb des Strömungskanals kann dem Auftreten kohärenter Strukturen wirksam entgegengetreten werden.By providing such stall structures within the Flow channel can be effective against the appearance of coherent structures be opposed.

Kurze Beschreibung der ErfindungBrief description of the invention

Die Erfindung wird nachstehend ohne Beschränkung des allgemeinen Erfindungsgedankens anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die Zeichnungen exemplarisch beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1
schematisierter Längsschnitt durch ein erfindungsgemäß ausgebildetes Brennersystem,
Fig. 2a-c
Mehrsichtdarstellung auf einen erfindungsgemäß ausgebildeten Strömungskanal mit Strömungsabrissstrukturen, sowie
Fig. 3
bekanntes Brennersystem (Stand der Technik).
The invention is described below by way of example with reference to the drawings without limitation of the general inventive concept. Show it:
Fig. 1
schematic longitudinal section through a burner system designed according to the invention,
2a-c
Multi-view representation of a flow channel designed according to the invention with flow separation structures, and
Fig. 3
known burner system (prior art).

Die vorstehend zu Fig. 2 eingeführten Bezugszeichen werden zur Erläuterung des nachstehenden Ausführungsbeispiels in gleicher Weise verwendet. Auf die nähere Erläuterung baugleicher Komponenten wird aus Gründen der Vermeidung von Wiederholungen verzichtet.The reference numerals introduced above for FIG. 2 are used to explain the following embodiment used in the same way. On the closer Explanation of identical components is made in order to avoid Repetitions avoided.

Wege zur,Ausführung der Erfindung, gewerbliche VerwendbarkeitWays of carrying out the invention, industrial usability

In Fig. 1 ist ein schematisierter Längsschnitt durch ein erfindungsgemäß ausgebildetes Brennersystem dargestellt, das als Verbindungsstück zwischen dem Vormischbrenner 1 und der Brennkammer 5 einen Strömungskanal 10 vorsieht, dessen Seitenwände einen graduellen Übergang zwischen dem Strömungsquerschnitt C1 innerhalb des Vormischbrenners und dem Brennkammerquerschnitt C2 schaffen. Die Seitenwände des Strömungskanals 10 sind gleichmäßig gekrümmt ausgebildet, gleichsam eines Trichters, und ermöglichen somit eine kontinuierliche Strömungsquerschnittsaufweitung. Mit Hilfe dieser Maßnahme verschiebt sich der Wiederanlegepunkt 9 stromauf in Richtung des Vormischbrenners 1, wodurch der windschattenbedingte Totraum 8 erheblich reduziert wird. Auch ist die Querwirbel 7 enthaltende Scherschicht deutlich verkürzt ausgebildet mit erheblich schwächerer Wirbelstärke.In Fig. 1 is a schematic longitudinal section through an inventive trained burner system shown as a connector between the Premix burner 1 and combustion chamber 5 provide a flow channel 10, whose side walls make a gradual transition between the Flow cross-section C1 within the premix burner and the Create combustion chamber cross section C2. The side walls of the flow channel 10 are evenly curved, like a funnel, and allow thus a continuous flow cross-sectional expansion. With the help of this Measure, the re-application point 9 moves upstream in the direction of the Premix burner 1, whereby the slipstream-related dead space 8 is considerable is reduced. The shear layer containing the transverse vertebrae 7 is also significantly shortened trained with considerably weaker vertebrae.

In den Figuren 2a-c ist in mehreren Ansichtsvarianten ein vorteilhaft ausgebildeter Strömungskanal 10 abgebildet, der als Einzelbauteil modulartig in bereits bestehende Brennersysteme integrierbar ist.In FIGS. 2a-c, an advantageously designed one is shown in several view variants Flow channel 10 shown, which as a single component already in module existing burner systems can be integrated.

Fig. 2a zeigt eine Ansicht des Strömungskanals 10 stromauf in Richtung des Vormischbrenners 1. Unmittelbar an dem in Fig. 2a dargestellten Strömungsaustritt des Strömungskanals 10 befinden sich vier Strömungsabrissstrukturen 11 mit jeweils zugehörigen Abrisskanten 12.Fig. 2a shows a view of the flow channel 10 upstream in the direction of Premix burner 1. Immediately at the flow outlet shown in Fig. 2a of the flow channel 10 there are four flow separation structures 11 each associated tear-off edges 12.

Aus Fig. 2b, die eine perspektivische Schrägansicht des Strömungskanals 10 zeigt, sind die Strömungsabrissstrukturen 11 in ihrer Raumform besser ersichtlich. Im Bereich des graduellen Überganges innerhalb des Strömungskanals 10 befinden sich unmittelbar an den den Strömungskanal 10 begrenzenden Seitenwänden die Strömungsabrissstrukturen 11, die stromauf zur Abrisskante 12 jeweils strömungsgünstige Flächenteile 13 aufweisen, durch die die durch den Strömungskanal 10 hindurchtretende Strömung kontinuierlich von den Seitenwänden lokal abgelenkt wird. Eine tatsächliche Strömungsablösung erfolgt längs der Abrisskante 12 der jeweiligen Strömungsabrissstrukturen. In Fig. 2c ist eine Schnittdarstellung längs des in Fig. 2a angezeichneten Schnittes AA dargestellt. Auf die entsprechenden bereits angeführten Bezugszeichen wird an dieser Stelle verwiesen.2b, which shows a perspective oblique view of the flow channel 10, the stall structures 11 are more clearly visible in their spatial shape. in the Area of the gradual transition are located within the flow channel 10 directly on the side walls delimiting the flow channel 10 Flow separation structures 11, which are upstream of the separation edge 12 in each case have aerodynamic surface parts 13 through which the through Flow channel 10 flowing through continuously from the side walls is distracted locally. An actual flow separation takes place along the Tear-off edge 12 of the respective stall structures. 2c is one Sectional view along the section AA shown in Fig. 2a. On the corresponding reference numbers already mentioned will be here directed.

Durch die erfindungsgemäße Kombination eines zwischen Vormischbrenner und Brennkammer zwischengeschalteten Strömungskanals mit graduellem Übergang sowie dem Vorsehen geeigneter Strömungsabrissstrukturen, die vorzugsweise symmetrisch um den Strömungskanal angeordnet sind, kann das Ausbrennverhalten eines gattungsgemäßen Brennersystems entscheidend optimiert werden. Zugleich dient die erfindungsgemäße Maßnahme entscheidend zur Dämpfung von sich innerhalb des Brennersystems ausbildenden Brennkammerpulsationen. The combination of a premix burner and Combustion chamber interposed flow channel with gradual transition and the provision of suitable stall structures, preferably The burnout behavior can be arranged symmetrically around the flow channel of a generic burner system can be decisively optimized. at the same time the measure according to the invention serves decisively for damping itself combustion chamber pulsations forming within the burner system.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
Vormischbrennerpremix
22
Wirbelgeneratorvortex generator
33
Brennerlanzeburnerlance
44
Mischstreckemixing section
55
Brennkammercombustion chamber
66
Scharfe ÜbergangsstufeSharp transition stage
77
Querwirbelcross Swirls
88th
Totraumdead space
99
WiederanlegepunktReattachment point
1010
Strömungskanalflow channel
1111
StrömungsabrissstrukturStall structure
1212
Abrisskantetear-off edge
1313
Flächenteilesurface parts

Claims (8)

Brennersystem mit einem Vormischbrenner (1), in dem wenigstens ein Wirbel-Generator (2) vorgesehen ist, der von einer den Vormischbrenner (1) axial durchströmenden, Luft enthaltenden, gasförmigen Hauptströmung (ZL) durchsetzt wird, in die stromab des Wirbel-Generators (2) gasförmiger und/oder flüssiger Brennstoff als Sekundärströmung zur Erzeugung eines Brennstoff-/Luft-Gemisches eingedüst wird, sowie mit einer Brennkammer (5), die sich stromab des Vormischbrenners (1) an diesen anschließt und einen Brennkammerquerschnitt (C2) aufweist, der größer ist als der durch den Vormischbrennner (1) begrenzte Strömungsquerschnitt (C1) unmittelbar stromauf zur Brennkammer (5),
dadurch gekennzeichnet, dass zwischen dem Vormischbrenner (1) und der Brennkammer (5) ein Strömungskanal (10) vorgesehen ist, der von Seitenwänden begrenzt ist, die einen graduellen Übergang zwischen dem Strömungsquerschnitt (C1) und dem Brennkammerquerschnitt (C2) schaffen, und
dass wenigstens eine Strömungsabrissstruktur (11) stromauf, innerhalb und/oder stromab des Strömungskanals (10) vorgesehen ist, durch die das durch den Strömungskanal (10) hindurchtretende Brennstoff-/Luft-Gemisch lokal von der Seitenwand des Strömungskanals (10) abgelöst wird.Burner system with a premix burner (1), in which at least one vortex generator (2) is provided, which is penetrated by an air-containing gaseous main flow (ZL) flowing through the premix burner (1) axially into the downstream of the vortex generator (2) gaseous and / or liquid fuel is injected as a secondary flow to produce a fuel / air mixture, and also with a combustion chamber (5) which connects to the premix burner (1) downstream thereof and has a combustion chamber cross section (C2), which is larger than the flow cross-section (C1) delimited by the premix burner (1) immediately upstream of the combustion chamber (5),
characterized in that between the premix burner (1) and the combustion chamber (5) a flow channel (10) is provided which is delimited by side walls which create a gradual transition between the flow cross section (C1) and the combustion chamber cross section (C2), and
that at least one flow stall structure (11) is provided upstream, inside and / or downstream of the flow channel (10), through which the fuel / air mixture passing through the flow channel (10) is locally detached from the side wall of the flow channel (10). Brennersystem nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass der Strömungskanal (10) von geradlinig schräg zur axialen Strömungsrichtung verlaufenden Seitenwänden, geradlinig segmentiert verlaufenden Seitenwandabschnitten oder gekrümmten Seitenwänden begrenzt ist.Burner system according to claim 1,
characterized in that the flow channel (10) is delimited by side walls running in a straight line obliquely to the axial flow direction, side wall sections running in a straight line segmented manner or curved side walls. Brennersystem nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungsabrissstruktur (11) den Strömungsquerschnitt des Strömungskanals (10) lokal reduziert. Burner system according to claim 1 or 2,
characterized in that the flow stall structure (11) locally reduces the flow cross-section of the flow channel (10). Brennersystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass eine Anzahl von Strömungsabrissstrukturen (11) am Strömungsaustritt des Strömungskanals (10) vorgesehen ist.Burner system according to one of Claims 1 to 4,
characterized in that a number of stall structures (11) is provided at the flow outlet of the flow channel (10). Brennersystem nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungsabrissstrukturen (11) in symmetrischer Anordnung um den Strömungsaustritt des Strömungskanals (10) angeordnet sind.Burner system according to claim 4,
characterized in that the flow separation structures (11) are arranged in a symmetrical arrangement around the flow outlet of the flow channel (10). Brennersystem nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungsabrissstruktur (11) eine Abrisskante (12) aufweist, die sich über eine Seitenwand des Strömungskanals (10) erhebt.Burner system according to one of Claims 1 to 5,
characterized in that the flow stall structure (11) has a tear-off edge (12) which rises above a side wall of the flow channel (10). Brennersystem nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass die Abrisskante (12) in den Strömungskanal (10) mit einer Tiefe hineinragt, die in axialer Projektion stromauf den Strömungsquerschnitt (C1) nicht beengt.Burner system according to claim 6,
characterized in that the tear-off edge (12) projects into the flow channel (10) to a depth that does not constrict the flow cross-section (C1) in an axial projection. Brennersystem nach Anspruch 6 oder 7,
dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungsabrissstruktur (11) an der Seitenwand des Strömungskanals (10) derart angebracht und ausgebildet ist, dass stromauf zur Abrisskante (12) wenigstens ein strömungsleitend ausgebildetes Flächenteil (13) vorgesehen ist, das die Abrisskante (12) mit einer Seitenwand des Strömungskanal (10) verbindet, und dass die Abrisskante (12) senkrecht zur Strömungsrichtung orientiert ist.Burner system according to claim 6 or 7,
characterized in that the flow stall structure (11) is attached and formed on the side wall of the flow channel (10) in such a way that upstream of the tear-off edge (12) at least one flow-guiding surface part (13) is provided, which has the tear-off edge (12) with a side wall connects the flow channel (10), and that the tear-off edge (12) is oriented perpendicular to the flow direction.
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1429075A1 (en) * 2002-12-04 2004-06-16 Alstom Technology Ltd A combustion system
EP1975506A1 (en) * 2007-03-30 2008-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Combustion pre-chamber
US7632472B2 (en) 2003-06-27 2009-12-15 Alstom Technology Ltd. Catalytic reactor and associated operating method
EP2169303A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 Alstom Technology Ltd Combustor for a gas turbine engine
EP2420731A1 (en) * 2010-08-16 2012-02-22 Alstom Technology Ltd Reheat burner

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007036953B3 (en) * 2007-08-04 2009-04-02 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. burner
EP2116767B1 (en) 2008-05-09 2015-11-18 Alstom Technology Ltd Burner with lance
WO2011054766A2 (en) 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system
WO2011054739A2 (en) 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system
EP2496882B1 (en) 2009-11-07 2018-03-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Reheat burner injection system with fuel lances
WO2011054760A1 (en) 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd A cooling scheme for an increased gas turbine efficiency
WO2011054771A2 (en) 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Premixed burner for a gas turbine combustor
EP2420730B1 (en) * 2010-08-16 2018-03-07 Ansaldo Energia IP UK Limited Reheat burner
EP2522912B1 (en) 2011-05-11 2019-03-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Flow straightener and mixer
RU2550370C2 (en) 2011-05-11 2015-05-10 Альстом Текнолоджи Лтд Centrifugal nozzle with projecting parts
CA2830031C (en) 2012-10-23 2016-03-15 Alstom Technology Ltd. Burner for a can combustor
EP2725302A1 (en) 2012-10-25 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Reheat burner arrangement
EP2728258A1 (en) * 2012-11-02 2014-05-07 Alstom Technology Ltd Gas Turbine
US9441543B2 (en) 2012-11-20 2016-09-13 Niigata Power Systems Co., Ltd. Gas turbine combustor including a premixing chamber having an inner diameter enlarging portion
EP2735798B1 (en) * 2012-11-23 2020-07-29 IHI Power Systems Co., Ltd. Gas turbine combustor
EP2837883B1 (en) 2013-08-16 2018-04-04 Ansaldo Energia Switzerland AG Premixed can annular combustor with mixing lobes for the second stage of a sequential gas turbine
EP2933559A1 (en) 2014-04-16 2015-10-21 Alstom Technology Ltd Fuel mixing arragement and combustor with such a fuel mixing arrangement
EP3023696B1 (en) 2014-11-20 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Lobe lance for a gas turbine combustor
EP3029378B1 (en) 2014-12-04 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Sequential burner for an axial gas turbine
EP3354984B1 (en) 2017-01-31 2020-09-09 Ansaldo Energia Switzerland AG Lobed injector for a gas turbine combustor
US11898755B2 (en) 2022-06-08 2024-02-13 General Electric Company Combustor with a variable volume primary zone combustion chamber

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5638682A (en) * 1994-09-23 1997-06-17 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor having slots at downstream end of mixing duct
US5791891A (en) * 1995-09-30 1998-08-11 Abb Research Ltd. Method and device for burning fuels
US5829967A (en) * 1995-03-24 1998-11-03 Asea Brown Boveri Ag Combustion chamber with two-stage combustion
DE19859829A1 (en) * 1998-12-23 2000-06-29 Abb Alstom Power Ch Ag Burner for operating a heat generator
US6152726A (en) * 1998-10-14 2000-11-28 Asea Brown Boveri Ag Burner for operating a heat generator

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH687831A5 (en) * 1993-04-08 1997-02-28 Asea Brown Boveri Premix burner.
DE59402803D1 (en) 1993-04-08 1997-06-26 Asea Brown Boveri Combustion chamber
DE59401018D1 (en) 1993-04-08 1996-12-19 Abb Management Ag Mixing chamber
DE4417538A1 (en) * 1994-05-19 1995-11-23 Abb Management Ag Combustion chamber with self-ignition
US5943866A (en) * 1994-10-03 1999-08-31 General Electric Company Dynamically uncoupled low NOx combustor having multiple premixers with axial staging
DE19639301A1 (en) * 1996-09-25 1998-03-26 Abb Research Ltd Burner for operating a combustion chamber
DE19640198A1 (en) * 1996-09-30 1998-04-02 Abb Research Ltd Premix burner
DE19736902A1 (en) * 1997-08-25 1999-03-04 Abb Research Ltd Burners for a heat generator
US6141967A (en) * 1998-01-09 2000-11-07 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5638682A (en) * 1994-09-23 1997-06-17 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor having slots at downstream end of mixing duct
US5829967A (en) * 1995-03-24 1998-11-03 Asea Brown Boveri Ag Combustion chamber with two-stage combustion
US5791891A (en) * 1995-09-30 1998-08-11 Abb Research Ltd. Method and device for burning fuels
US6152726A (en) * 1998-10-14 2000-11-28 Asea Brown Boveri Ag Burner for operating a heat generator
DE19859829A1 (en) * 1998-12-23 2000-06-29 Abb Alstom Power Ch Ag Burner for operating a heat generator

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1429075A1 (en) * 2002-12-04 2004-06-16 Alstom Technology Ltd A combustion system
US7632472B2 (en) 2003-06-27 2009-12-15 Alstom Technology Ltd. Catalytic reactor and associated operating method
EP1975506A1 (en) * 2007-03-30 2008-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Combustion pre-chamber
WO2008119737A1 (en) * 2007-03-30 2008-10-09 Siemens Aktiengesellschaft Combustion pre-chamber
EP2169303A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 Alstom Technology Ltd Combustor for a gas turbine engine
EP2169303A3 (en) * 2008-09-30 2014-12-24 Alstom Technology Ltd Combustor for a gas turbine engine
EP2420731A1 (en) * 2010-08-16 2012-02-22 Alstom Technology Ltd Reheat burner
US9057518B2 (en) 2010-08-16 2015-06-16 Alstom Technology Ltd. Reheat burner

Also Published As

Publication number Publication date
DE10128063A1 (en) 2003-01-23
EP1265029A3 (en) 2003-11-12
US6572366B2 (en) 2003-06-03
KR100850659B1 (en) 2008-08-07
KR20020095094A (en) 2002-12-20
US20020187448A1 (en) 2002-12-12

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