EP1342953A1 - Gas turbine - Google Patents

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EP1342953A1
EP1342953A1 EP02005137A EP02005137A EP1342953A1 EP 1342953 A1 EP1342953 A1 EP 1342953A1 EP 02005137 A EP02005137 A EP 02005137A EP 02005137 A EP02005137 A EP 02005137A EP 1342953 A1 EP1342953 A1 EP 1342953A1
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EP
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resonator
burner
combustion chamber
combustion
gas turbine
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Withdrawn
Application number
EP02005137A
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German (de)
French (fr)
Inventor
Patrick Flohr
Werner Dr. Krebs
Bernd Dr. Prade
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Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23MCASINGS, 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
    • F23M20/00Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
    • F23M20/005Noise absorbing means
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators

Abstract

The gas turbine (51) has a combustion chamber (55) and a burner (1) opening into the combustion chamber at a burner opening enclosed by a Helmholtz resonator in annular manner. The resonator has a resonator volume and opens into the burner at a resonator opening that is continued into the resonator volume by a small pipe.

Description

    Gasturbinegas turbine
  • Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit einem Brenner, der in eine Brennkammer mündet. Insbesondere ist die Brennkammer als Ringbrennkammer ausgebildet.The invention relates to a gas turbine with a burner which opens into a combustion chamber. In particular, the combustion chamber is designed as an annular combustion chamber.
  • In Verbrennungssystemen wie Gasturbinen, Flugtriebwerken, Raketenmotoren und Heizungsanlagen kann es zu thermoakustisch induzierten Verbrennungsschwingungen kommen. Diese entstehen durch eine Wechselwirkung der Verbrennungsflamme und der damit verbundenen Wärmefreisetzung mit akustischen Druckschwankungen. Durch eine akustische Anregung kann die Lage der Flamme, die Flammenfrontfläche oder die Gemischzusammensetzung schwanken, was wiederum zu Schwankungen der Wärmefreisetzung führt. Bei konstruktiver Phasenlage kann es zu einer positiven Rückkopplung und Verstärkung kommen. Eine so verstärkte Verbrennungsschwingung kann zu erheblichen Lärmbelastungen und Schädigungen durch Vibrationen führen.Combustion systems such as gas turbines, aircraft engines, rocket engines and heating systems can cause thermoacoustically induced combustion vibrations. These arise from an interaction of the combustion flame and the associated heat release with acoustic pressure fluctuations. The position of the flame, the flame front surface or the mixture composition can fluctuate due to acoustic excitation, which in turn leads to fluctuations in the heat release. With a constructive phase position, positive feedback and amplification can occur. Such an increased combustion vibration can lead to considerable noise pollution and damage from vibrations.
  • Wesentlich beeinflusst werden diese thermoakustisch hervorgerufenen Instabilitäten durch die akustischen Eigenschaften des Brennraumes und die am Brennraumeintritt und Brennraumaustritt sowie an den Brennkammerwänden vorliegenden Randbedingungen. Die akustischen Eigenschaften können durch den Einbau von Helmholtzresonatoren verändert werden.These thermoacoustically induced instabilities are significantly influenced by the acoustic properties of the combustion chamber and the boundary conditions at the combustion chamber inlet and outlet as well as on the combustion chamber walls. The acoustic properties can be changed by installing Helmholtz resonators.
  • Die WO 93/10401 A1 zeigt eine Einrichtung zur Unterdrückung von Verbrennungsschwingungen in einer Brennkammer einer Gasturbinenanlage. Ein Helmholtzresonator ist mit einer Brennstoffzuführleitung strömungstechnisch verbunden. Die akustischen Eigenschaften der Zuführleitung bzw. des akustischen Gesamtsystems werden hierdurch so verändert, dass Verbrennungsschwingungen unterdrückt werden. Es hat sich allerdings gezeigt, dass diese Maßnahme nicht in allen Betriebszuständen ausreicht, da es auch bei einer Unterdrückung von Schwingungen in der Brennstoffleitung zu Verbrennungsschwingungen kommen kann.WO 93/10401 A1 shows a device for suppressing combustion vibrations in a combustion chamber of a gas turbine system. A Helmholtz resonator is fluidly connected to a fuel supply line. As a result, the acoustic properties of the supply line or of the overall acoustic system are changed such that combustion vibrations are suppressed. However, it has been shown that this measure is not sufficient in all operating states, since it is also used to suppress vibrations Combustion vibrations can occur in the fuel line.
  • Die US-A-6 058 709 schlägt zur Vermeidung von Verbrennungsschwingungen vor, Brennstoff an axial unterschiedlichen Positionen im Brennkanal eines Brenners einzuleiten. Hierdurch werden hinsichtlich der Ausbildung von Verbrennungsschwingungen konstruktive Phasenlagen in der Gemischzusammensetzung durch destruktive überlagert, so dass es insgesamt zu niedrigeren Schwankungen und damit zu einer verringerten Neigung zur Ausbildung von Verbrennungsschwingungen kommt. Diese Maßnahme ist allerdings apparativ im Vergleich zur rein passiven Maßnahme der Verwendung von Helmholtzresonatoren vergleichsweise aufwendig.To avoid combustion vibrations, US-A-6 058 709 suggests introducing fuel at axially different positions in the combustion channel of a burner. As a result, constructive phase positions in the mixture composition are superimposed by destructive ones with regard to the formation of combustion vibrations, so that overall there are lower fluctuations and thus a reduced tendency to form combustion vibrations. This measure is, however, comparatively complex in terms of apparatus compared to the purely passive measure of using Helmholtz resonators.
  • In der EP 0 597 138 A1 ist eine Gasturbinen-Brennkammer beschrieben, die im Bereich der Brenner luftgespülte Helmholtzresonatoren aufweist. Die Resonatoren sind alternierend an der Stirnseite der Brennkammer zwischen den Brennern angeordnet. Durch diese Resonatoren wird Schwingungsenergie von in der Brennkammer auftretenden Verbrennungsschwingungen absorbiert und die Verbrennungsschwingungen werden hierdurch gedämpft.EP 0 597 138 A1 describes a gas turbine combustion chamber which has air-purged Helmholtz resonators in the area of the burners. The resonators are arranged alternately on the front side of the combustion chamber between the burners. These resonators absorb vibration energy from combustion vibrations occurring in the combustion chamber and the combustion vibrations are thereby damped.
  • Eine weitere Maßnahme zur Dämpfung von Verbrennungsschwingungen ist in der EP 1 004 823 A2 gezeigt. Hier ist ein Helmholtzresonator unmittelbar mit dem Mischbereich des Brenners verbunden. Der Resonator ist stromauf der Brennstoffzuführung anzubringen, da durch den Resonator im Brenner entstehende und auch durch die Zuführleitungen hervorgerufene Verbrennungsschwingungen absorbiert werden sollen.Another measure for damping combustion vibrations is shown in EP 1 004 823 A2. Here a Helmholtz resonator is directly connected to the mixing area of the burner. The resonator is to be installed upstream of the fuel feed, since combustion vibrations which arise in the burner and are also caused by the feed lines are to be absorbed.
  • Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Gasturbine mit einer besonders geringen Neigung zur Ausbildung von Verbrennungsschwingungen.The object of the invention is to provide a gas turbine with a particularly low tendency to form combustion vibrations.
  • Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe gelöst durch Angabe einer Gasturbine mit einer Brennkammer und einem in die Brennkammer an einer Brennermündung mündenden Brenner, wobei die Brennermündung ringförmig von einem Helmholtzresonator umgeben ist.According to the invention, this object is achieved by specifying a gas turbine with a combustion chamber and a burner opening into the combustion chamber at a burner mouth, the burner mouth being surrounded in a ring by a Helmholtz resonator.
  • Erstmals wird somit vorgeschlagen, einen Helmholtzresonator um die Mündung eines Brenners herum anzuordnen. Nach Erkenntnis der Erfindung kann die Dämpfung von Verbrennungsschwingungen durch einen Resonator zu lokalen Temperaturunterschieden führen, wenn der Resonator ungleichmäßig auf das Verbrennungsgebiet einwirkt. Durch die symmetrische, ringförmige Anordnung um die Brennerflamme herum wird dies vermieden. Die daraus folgende Temperaturvergleichmäßigung erhöht die dämpfende Wirkung und führt gleichzeitig zu einer Verminderung der Stickoxidbildung. Zudem kann durch die Anordnung des Resonators unmittelbar um die Flamme herum intensiv direkt auf den Ort der höchsten Wärmefreisetzung eingewirkt werden. Auch dieser verbesserte Kontakt zur Hauptquelle von Verbrennungsschwingungen erhöht die Wirkung des Resonators.It is therefore proposed for the first time to arrange a Helmholtz resonator around the mouth of a burner. According to the knowledge of the invention, the damping of combustion vibrations by a resonator can lead to local temperature differences if the resonator acts unevenly on the combustion area. This is avoided by the symmetrical, ring-shaped arrangement around the burner flame. The resulting temperature equalization increases the damping effect and at the same time leads to a reduction in nitrogen oxide formation. In addition, by arranging the resonator directly around the flame, it is possible to act intensively directly on the location of the highest heat release. This improved contact with the main source of combustion vibrations also increases the effect of the resonator.
  • Bevorzugt weist der Helmholtzresonator ein Resonatorvolumen auf und mündet an einer Resonatormündung in die Brennkammer, wobei die Resonatormündung mit einem Röhrchen in das Resonatorvolumen hinein fortgesetzt ist. Weiter bevorzugt ist die Resonatormündung durch mehrere Öffnungen gebildet, die jeweils über ein Röhrchen in das Resonatorvolumen hinein fortgesetzt sind. Die Röhrchen ragen also in das Resonatorvolumen hinein. Durch diese Ausführung ist es möglich, die Baugröße des Resonators klein zu halten. Üblicherweise besteht ein Resonator aus einem Volumen V und Bohrungen einer bestimmten Länge I sowie Querschnitt A. Diese Geometrie bestimmt zusammen mit der Schallgeschwindigkeit c die Resonanzfrequenz nach der vereinfachten Formel fres=c/(2π)√[A/(V·l)]. Um tiefe Frequenzen zu bekämpfen, benötigt man dementsprechend ein sehr großes Volumen. Das ist in der Praxis aufgrund des geringen zur Verfügung stehenden Platzangebotes allerdings mit großen Schwierigkeiten verbunden. In der hier beschriebenen Vorrichtung wird nun die Länge der Bohrungen wesentlich vergrößert. Dies wird erreicht, indem die Bohrungen als Röhrchen ausgeführt werden, die in das Volumen hineinragen. Das innere Volumen des Resonators wird dabei kaum geändert. Die äußeren Abmessungen des Resonators können somit klein gehalten werden. Die Röhrchen können dabei verwunden ausgeführt werden, um genügend Abstand zu den Wänden zu haben. Durch Veränderung der Länge der Röhrchen kann die Dämpfungsvorrichtung auf jede beliebige Frequenz, die im Verbrennungssystem auftritt, eingestellt werden. Dabei müssen die äußeren Abmessungen des Resonators und damit des Brennereinsatzes sowie die offene Gesamtquerschnittsfläche nicht geändert werden. Der Hauptvorteil: um tiefe Frequenzen zu dämpfen, kann mit Hilfe der hineinragenden Röhrchen auf eine Volumenvergrößerung des Resonators verzichtet werden.The Helmholtz resonator preferably has a resonator volume and opens into the combustion chamber at a resonator mouth, the resonator mouth being continued with a tube into the resonator volume. The resonator mouth is further preferably formed by a plurality of openings, each of which is continued into the resonator volume via a tube. The tubes thus protrude into the resonator volume. This design makes it possible to keep the size of the resonator small. A resonator usually consists of a volume V and bores of a certain length I and cross section A. This geometry together with the speed of sound c determines the resonance frequency according to the simplified formula f res = c / (2π) √ [A / (V · l)] , To fight low frequencies, you need a very large volume. In practice, however, this is associated with great difficulties due to the limited space available. In the here described device, the length of the holes is now significantly increased. This is achieved by designing the bores as tubes that protrude into the volume. The internal volume of the resonator is hardly changed. The external dimensions of the resonator can thus be kept small. The tubes can be wound so that they are at a sufficient distance from the walls. By changing the length of the tubes, the damping device can be adjusted to any frequency that occurs in the combustion system. The external dimensions of the resonator and thus of the burner insert and the total open cross-sectional area need not be changed. The main advantage: in order to attenuate low frequencies, the projecting tubes can be used to dispense with increasing the volume of the resonator.
  • Vorzugsweise ist das Röhrchen oder sind die Röhrchen gekrümmt oder verwunden geformt, so dass die Röhrchenlänge vergrößert ist, ohne dabei einen Mindestabstand zur Resonatorwand zu unterschreiten.The tube or the tubes are preferably curved or twisted, so that the tube length is increased without being less than a minimum distance from the resonator wall.
  • Bevorzugtermassen ist das Resonatorvolumen einstellbar, etwa durch eine kolbenartige Verschiebung einer Resonatorwand. Hierdurch können die akustischen Eigenschaften, insbesondere die Impedanz, angepasst und eingestellt werden.The resonator volume is preferably adjustable, for example by a piston-like displacement of a resonator wall. As a result, the acoustic properties, in particular the impedance, can be adjusted and set.
  • In bevorzugter Ausgestaltung ist die Brennkammer als Ringbrennkammer ausgebildet ist. Gerade bei Ringbrennkammern können Verbrennungsschwingungen durch ein vergleichsweise großes Brennkammervolumen und darin miteinander gekoppelter Brenner zu sehr störenden und schädigenden Verbrennungsschwingungen führen. Zudem sind die akustischen Eigenschaften einer solchen Brennkammer kaum zu berechnen.In a preferred embodiment, the combustion chamber is designed as an annular combustion chamber. In the case of ring combustion chambers in particular, combustion vibrations can lead to very disturbing and damaging combustion vibrations due to a comparatively large combustion chamber volume and burners coupled therein. In addition, the acoustic properties of such a combustion chamber can hardly be calculated.
  • Vorzugsweise ist der Helmholtzresonator in einen Brennereinsatz integriert, wobei über den Brennereinsatz der Brenner mit der Brennkammer verbunden ist. Der Brennereinsatz kann ein eigenes Bauteil sein, der mit der Brennkammerwand z.B. verschraubt wird und in den dann der eigentliche Brenner eingesetzt wird. Er kann aber auch mit dem Brenner verbunden sein, so dass z.B. der Brennereinsatz einen Flansch am Brenner bildet, mit dem der Brenner mit der Brennkammerwand verbunden wird. Durch die Integration des Resonators in den Brennereinsatz sind keine baulichen Maßnahmen an der Brennkammerwand erforderlich und der Resonator kann bei Bedarf in einfacher Weise ausgebaut werden.The Helmholtz resonator is preferably integrated in a burner insert, the burner being connected to the combustion chamber via the burner insert. The burner insert can be a separate component that is screwed to the combustion chamber wall, for example, and in which the actual burner is then inserted. However, it can also be connected to the burner, so that, for example, the burner insert forms a flange on the burner with which the burner is connected to the combustion chamber wall. The integration of the resonator in the burner insert means that no structural measures are required on the combustion chamber wall and the resonator can be easily removed if necessary.
  • Bevorzugtermaßen ist der Helmholtzresonator luftdurchströmbar ausgebildet. Hierdurch lässt sich die Impedanz des Resonators in einfacher Weise ändern und anpassen. Zudem wird eine Kühlung des Resonators und im Falle der Integration des Resonators in den Brennereinsatz auch eine Kühlung des gesamten Brennereinsatzes erreicht.The Helmholtz resonator is preferably designed to allow air to flow through it. In this way, the impedance of the resonator can be changed and adapted in a simple manner. In addition, cooling of the resonator and, if the resonator is integrated into the burner insert, cooling of the entire burner insert is also achieved.
  • Die Erfindung wird beispielhaft und teilweise schematisch anhand der Zeichnung erläutert. Es zeigen:
  • Figur 1:
    eine Gasturbine
    Figur 2:
    einen an einer Brennkammerwand angeordneten Brenner
    The invention is explained by way of example and partly schematically with reference to the drawing. Show it:
    Figure 1:
    a gas turbine
    Figure 2:
    a burner arranged on a combustion chamber wall
  • Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference symbols have the same meaning in the different figures.
  • In Figur 1 ist eine Gasturbine 51 abgebildet. Die Gasturbine 51 weist einen Verdichter 53, eine Ringbrennkammer 55 und ein Turbinenteil 57 auf. Luft 58 aus der Umgebung wird dem Verdichter 53 zugeleitet und dort hoch zu Verbrennungsluft 9 verdichtet. Anschließend wird die Verbrennungsluft 9 der Ringbrennkammer 55 zugeleitet. Über Gasturbinenbrenner 1 wird sie dort mit Brennstoff 11 zu einem Heißgas 59 verbrannt. Das Heißgas 59 treibt das Turbinenteil 57 an.A gas turbine 51 is shown in FIG. The gas turbine 51 has a compressor 53, an annular combustion chamber 55 and a turbine part 57. Air 58 from the surroundings is fed to the compressor 53 and compressed there to combustion air 9. The combustion air 9 is then fed to the annular combustion chamber 55. It is burned there with fuel 11 to a hot gas 59 via gas turbine burner 1. The hot gas 59 drives the turbine part 57.
  • In der Ringbrennkammer 55 kann es, aus weiter oben beschriebenen Gründen, zur Ausbildung von Verbrennungsschwingungen kommen, die den Betrieb der Gasturbine 51 erheblich beeinträchtigen können. Zur Dämpfung solcher Verbrennungsschwingungen können Helmholtzresonatoren zum Einsatz kommen, wobei eine besonders wirksame Bauart im folgenden beschrieben wird:In the annular combustion chamber 55, for reasons described above, combustion oscillations can develop come that can significantly affect the operation of the gas turbine 51. Helmholtz resonators can be used to dampen such combustion vibrations, a particularly effective design being described below:
  • In Figur 2 ist ein Gasturbinenbrenner 1 dargestellt, der über einen Brennereinsatz 2 mit einer Brennkammerwand 56 einer Brennkammer 55 verbunden ist und an einer Brennermündung 4 in die Brennkammer 55 mündet. Ein Brennerkanal 3 des Gasturbinenbrenners 1 umgibt als ein Ringkanal 30 einen Zentralkanal 41. Der Ringkanal 30 ist als ein Vormischkanal ausgeführt, in dem Brennstoff 11 und Verbrennungsluft 9 vor der Verbrennung intensiv vermischt werden. Dies wird als Vormischverbrennung bezeichnet. Der Brennstoff 11 wird über hohl ausgeführte Drallschaufeln 13 in den Ringkanal 30 eingeleitet. Der Zentralkanal 41 mündet in die Verbrennungszone 27 zusammen mit einer zentralen Brennstofflanze 45, die Brennstoff 47, insbesondere Öl, über eine Dralldüse 47 zuführt. In diesem Fall werden Brennstoff 11 und Verbrennungsluft 9 erst in der Verbrennungszone 27 gemischt und man spricht von einer Diffusionsverbrennung. In den Zentralkanal 41 kann aber auch stromauf der Verbrennungszone 27 Brennstoff 11, insbesondere Erdgas, über einen Brennstoffeinlass 43 zugegeben werden.FIG. 2 shows a gas turbine burner 1, which is connected to a combustion chamber wall 56 of a combustion chamber 55 via a burner insert 2 and opens into the combustion chamber 55 at a burner mouth 4. A burner duct 3 of the gas turbine burner 1 surrounds a central duct 41 as an annular duct 30. The annular duct 30 is designed as a premixing duct in which fuel 11 and combustion air 9 are mixed intensively before combustion. This is known as premix combustion. The fuel 11 is introduced into the ring channel 30 via swirl blades 13 of hollow design. The central channel 41 opens into the combustion zone 27 together with a central fuel lance 45 which supplies fuel 47, in particular oil, via a swirl nozzle 47. In this case, fuel 11 and combustion air 9 are only mixed in the combustion zone 27 and one speaks of a diffusion combustion. However, fuel 11, in particular natural gas, can also be added into the central channel 41 upstream of the combustion zone 27 via a fuel inlet 43.
  • In den Brennereinsatz 2 ist ein Helmholtzresonator 19 integriert, der ein Resonatorvolumen 23 aufweist und über eine aus Bohrungen bestehende Resonatormündung 21 in die Brennkammer 55 mündet. An jede der Bohrungen schließt sich in das Resonatorvolumen 23 hinein ein Röhrchen 61 an, dass verwunden geformt ist. Der Helmholtzresonator 19 umgibt die Brennermündung 4 ringförmig.A Helmholtz resonator 19 is integrated in the burner insert 2 and has a resonator volume 23 and opens into the combustion chamber 55 via a resonator mouth 21 consisting of bores. A tube 61 adjoins each of the bores into the resonator volume 23 and is shaped in a twisted manner. The Helmholtz resonator 19 surrounds the burner mouth 4 in a ring.
  • Die ringförmige Umschließung der Brennermündung 4 durch den Resonator 19 führt zu einer gleichmäßigen Einwirkung auf die Verbrennungszone 27. Hierdurch kommt es nicht zu Temperaturungleichmäßigkeiten durch den Resonator 19. Zudem wirkt der Resonator 19 sehr effektiv unmittelbar auf die Zone größter Wärmefreisetzung ein.The annular encirclement of the burner mouth 4 by the resonator 19 leads to a uniform action on the combustion zone 27. This does not result in temperature irregularities through the resonator 19. In addition, the Resonator 19 very effective directly on the zone of greatest heat release.
  • Die Röhrchen 61 ermöglichen eine vergleichsweise geringe Baugröße für den Resonator 19, so dass dieser in den Brennereinsatz 2 integrierbar ist. Über Lufteinlässe 63 wird Luft in den Resonator 19 eingeleitet, wodurch dieser einerseits in seiner Impedanz anpassbar, andererseits auch kühlbar ist.The tubes 61 allow a comparatively small size for the resonator 19, so that it can be integrated into the burner insert 2. Air is introduced into the resonator 19 via air inlets 63, whereby the impedance of the resonator 19 can be adjusted on the one hand, and can also be cooled on the other.
  • BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
    • 1 Brenner1 burner
    • 3 Brennerkanal3 burner channel
    • 5 Brennkammer5 combustion chamber
    • 7 Lufteinleitungsposition7 Air inlet position
    • 9 Verbrennungsluft9 combustion air
    • 10 Brennstoffeinleitungsposition10 fuel introduction position
    • 11 Brennstoff11 fuel
    • 13 Drallschaufeln13 swirl blades
    • 15 Auslassöffnungen15 outlet openings
    • 17 Gemisch17 mixture
    • 19 Helmholtzresonator19 Helmholtz resonator
    • 20 Helmholtzresonator Zentralkanal20 Helmholtz resonator central channel
    • 22 Resonatormündung Zentralkanal22 Central channel resonator mouth
    • 21 Resonatormündung21 resonator mouth
    • 23 Resonatorvolumen23 resonator volume
    • 25 Kolben25 pistons
    • 26 Resonatorposition26 resonator position
    • 27 Verbrennungszone27 combustion zone
    • 29 Verbrennungsschwingung29 combustion vibration
    • 30 Ringkanal30 ring channel
    • 31 Zusatzresonator31 additional resonator
    • 41 Zentralkanal41 central channel
    • 43 Brennstoffeinlass43 Fuel inlet
    • 45 Brennstofflanze45 fuel lance
    • 47 Dralldüse47 Swirl nozzle
    • 39 Mündung Brennstofflanze39 Muzzle of the fuel lance
    • 41 Brennermaterial41 burner material
    • 51 Gasturbine51 gas turbine
    • 53 Verdichter53 compressors
    • 55 Ringbrennkammer55 ring combustion chamber
    • 57 Turbinenteil57 turbine part
    • 58 Luft58 air
    • 59 Heißgas59 hot gas

Claims (7)

  1. Gasturbine (51) mit einer Brennkammer (55) und einem in die Brennkammer (55) an einer Brennermündung (4) mündenden Brenner (1),
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Brennermündung (4) ringförmig von einem Helmholtzresonator (19) umgeben ist.
    Gas turbine (51) with a combustion chamber (55) and a burner (1) opening into the combustion chamber (55) at a burner mouth (4),
    characterized,
    that the burner mouth (4) is surrounded in a ring by a Helmholtz resonator (19).
  2. Gasturbine nach Anspruch 1, bei der der Helmholtzresonator (19) ein Resonatorvolumen (23) aufweist und an einer Resonatormündung (21) in die Brennkammer (55) mündet, wobei die Resonatormündung (21) mit einem Röhrchen (61) in das Resonatorvolumen (23) hinein fortgesetzt ist.Gas turbine according to Claim 1, in which the Helmholtz resonator (19) has a resonator volume (23) and opens into the combustion chamber (55) at a resonator mouth (21), the resonator mouth (21) with a tube (61) into the resonator volume (23 ) continued into it.
  3. Gasturbine (51) nach Anspruch 1 oder 2, bei dem das Röhrchen (61) gekrümmt oder verwunden geformt ist.A gas turbine (51) according to claim 1 or 2, wherein the tube (61) is curved or twisted.
  4. Gasturbine (51) nach Anspruch 1,2 oder 3, bei der das Resonatorvolumen (23) einstellbar ist.Gas turbine (51) according to claim 1, 2 or 3, in which the resonator volume (23) is adjustable.
  5. Gasturbine (51) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Brennkammer (55) als Ringbrennkammer ausgebildet ist.Gas turbine (51) according to one of the preceding claims, in which the combustion chamber (55) is designed as an annular combustion chamber.
  6. Gasturbine (51) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei dem der Helmholtzresonator (19) in einen Brennereinsatz (2) integriert ist, wobei über den Brennereinsatz (2) der Brenner (1) mit der Brennkammer (55) verbunden ist.Gas turbine (51) according to one of the preceding claims, in which the Helmholtz resonator (19) is integrated in a burner insert (2), the burner (1) being connected to the combustion chamber (55) via the burner insert (2).
  7. Gasturbine (51) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei dem der Helmholtzresonator (19) luftdurchströmbar ausgebildet ist.Gas turbine (51) according to one of the preceding claims, in which the Helmholtz resonator (19) is designed to allow air to flow through.
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US10/506,121 US7246493B2 (en) 2002-03-07 2003-02-24 Gas turbine
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005003634A1 (en) * 2003-07-04 2005-01-13 Siemens Aktiengesellschaft Burner unit for a gas turbine, and gas turbine
WO2006082210A1 (en) * 2005-02-04 2006-08-10 Enel Produzione S.P.A. Thermoacoustic oscillation damping in gas turbine combustors with annular plenum
EP2187125A1 (en) * 2008-09-24 2010-05-19 Siemens Aktiengesellschaft Method and device for damping combustion oscillation
ITMI20122265A1 (en) * 2012-12-28 2014-06-29 Ansaldo Energia Spa Burner unit for a gas turbine equipped with a helmholtz resonator
WO2015189101A1 (en) * 2014-06-13 2015-12-17 Siemens Aktiengesellschaft Burner system with resonator
DE102005062284B4 (en) * 2005-12-24 2019-02-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Combustion chamber for a gas turbine

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7272931B2 (en) * 2003-09-16 2007-09-25 General Electric Company Method and apparatus to decrease combustor acoustics
EP1645805A1 (en) * 2004-10-11 2006-04-12 Siemens Aktiengesellschaft burner for fluidic fuels and method for operating such a burner
US7788926B2 (en) * 2006-08-18 2010-09-07 Siemens Energy, Inc. Resonator device at junction of combustor and combustion chamber
JP4929357B2 (en) 2007-11-21 2012-05-09 三菱重工業株式会社 Damping device and gas turbine combustor
US8516819B2 (en) 2008-07-16 2013-08-27 Siemens Energy, Inc. Forward-section resonator for high frequency dynamic damping
US8336312B2 (en) * 2009-06-17 2012-12-25 Siemens Energy, Inc. Attenuation of combustion dynamics using a Herschel-Quincke filter
US8789372B2 (en) * 2009-07-08 2014-07-29 General Electric Company Injector with integrated resonator
US8474265B2 (en) * 2009-07-29 2013-07-02 General Electric Company Fuel nozzle for a turbine combustor, and methods of forming same
US20110209481A1 (en) * 2010-02-26 2011-09-01 General Electric Company Turbine Combustor End Cover
EP2383515B1 (en) * 2010-04-28 2013-06-19 Siemens Aktiengesellschaft Combustion system for dampening such a combustion system
EP2383514A1 (en) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Combustion system and method for dampening such a combustion system
US9810081B2 (en) 2010-06-11 2017-11-07 Siemens Energy, Inc. Cooled conduit for conveying combustion gases
US8720204B2 (en) 2011-02-09 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Resonator system with enhanced combustor liner cooling
EP2642203A1 (en) * 2012-03-20 2013-09-25 Alstom Technology Ltd Annular Helmholtz damper
US9188342B2 (en) * 2012-03-21 2015-11-17 General Electric Company Systems and methods for dampening combustor dynamics in a micromixer
WO2016032434A1 (en) 2014-08-26 2016-03-03 Siemens Energy, Inc. Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines
CN104595928B (en) * 2015-01-23 2020-02-14 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 Acoustic flame tube of diffusion combustion chamber
JP2020056542A (en) * 2018-10-02 2020-04-09 川崎重工業株式会社 Annular type gas turbine combustor for aircraft

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4122674A (en) * 1976-12-27 1978-10-31 The Boeing Company Apparatus for suppressing combustion noise within gas turbine engines
WO1993010401A1 (en) 1991-11-15 1993-05-27 Siemens Aktiengesellschaft Arrangement for suppressing combustion-caused vibrations in the combustion chamber of a gas turbine system
EP0577862A1 (en) * 1992-07-03 1994-01-12 Abb Research Ltd. Afterburner
EP0597138A1 (en) 1992-11-09 1994-05-18 Asea Brown Boveri Ag Combustion chamber for gas turbine
US5644918A (en) * 1994-11-14 1997-07-08 General Electric Company Dynamics free low emissions gas turbine combustor
EP0971172A1 (en) * 1998-07-10 2000-01-12 Asea Brown Boveri AG Gas turbine combustion chamber with silencing wall structure
US6058709A (en) 1996-11-06 2000-05-09 The United States Of America Represented By The United States Department Of Energy Dynamically balanced fuel nozzle and method of operation
EP1004823A2 (en) 1998-11-10 2000-05-31 Asea Brown Boveri AG Damping device for the reduction of the oscillation amplitude of acoustic waves for a burner
EP1158247A2 (en) * 2000-05-26 2001-11-28 ALSTOM Power N.V. Apparatus to reduce acoustic vibrations in a combustion chamber

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3819009A (en) * 1973-02-01 1974-06-25 Gen Electric Duct wall acoustic treatment
US4231447A (en) * 1978-04-29 1980-11-04 Rolls-Royce Limited Multi-layer acoustic linings
DE3241162A1 (en) * 1982-11-08 1984-05-10 Kraftwerk Union Ag PRE-MIXING BURNER WITH INTEGRATED DIFFUSION BURNER
JP3183053B2 (en) * 1994-07-20 2001-07-03 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor and gas turbine
EP0918190A1 (en) * 1997-11-21 1999-05-26 Abb Research Ltd. Burner for the operation of a heat generator
DE59903398D1 (en) * 1998-03-20 2002-12-19 Siemens Ag GAS TURBINE BURNER
DE19839085C2 (en) * 1998-08-27 2000-06-08 Siemens Ag Burner arrangement with primary and secondary pilot burner
EP1010939B1 (en) * 1998-12-15 2004-02-11 ALSTOM (Switzerland) Ltd Combustion chamber with acoustic damped fuel supply system
US6351947B1 (en) * 2000-04-04 2002-03-05 Abb Alstom Power (Schweiz) Combustion chamber for a gas turbine
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4122674A (en) * 1976-12-27 1978-10-31 The Boeing Company Apparatus for suppressing combustion noise within gas turbine engines
WO1993010401A1 (en) 1991-11-15 1993-05-27 Siemens Aktiengesellschaft Arrangement for suppressing combustion-caused vibrations in the combustion chamber of a gas turbine system
EP0577862A1 (en) * 1992-07-03 1994-01-12 Abb Research Ltd. Afterburner
EP0597138A1 (en) 1992-11-09 1994-05-18 Asea Brown Boveri Ag Combustion chamber for gas turbine
US5644918A (en) * 1994-11-14 1997-07-08 General Electric Company Dynamics free low emissions gas turbine combustor
US6058709A (en) 1996-11-06 2000-05-09 The United States Of America Represented By The United States Department Of Energy Dynamically balanced fuel nozzle and method of operation
EP0971172A1 (en) * 1998-07-10 2000-01-12 Asea Brown Boveri AG Gas turbine combustion chamber with silencing wall structure
EP1004823A2 (en) 1998-11-10 2000-05-31 Asea Brown Boveri AG Damping device for the reduction of the oscillation amplitude of acoustic waves for a burner
EP1158247A2 (en) * 2000-05-26 2001-11-28 ALSTOM Power N.V. Apparatus to reduce acoustic vibrations in a combustion chamber

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005003634A1 (en) * 2003-07-04 2005-01-13 Siemens Aktiengesellschaft Burner unit for a gas turbine, and gas turbine
WO2006082210A1 (en) * 2005-02-04 2006-08-10 Enel Produzione S.P.A. Thermoacoustic oscillation damping in gas turbine combustors with annular plenum
EP1703208A1 (en) * 2005-02-04 2006-09-20 Enel Produzione S.p.A. Thermoacoustic oscillation damping in gas turbine combustors with annular plenum
DE102005062284B4 (en) * 2005-12-24 2019-02-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Combustion chamber for a gas turbine
EP2187125A1 (en) * 2008-09-24 2010-05-19 Siemens Aktiengesellschaft Method and device for damping combustion oscillation
ITMI20122265A1 (en) * 2012-12-28 2014-06-29 Ansaldo Energia Spa Burner unit for a gas turbine equipped with a helmholtz resonator
WO2014102749A1 (en) * 2012-12-28 2014-07-03 Ansaldo Energia S.P.A. Gas turbine burner assembly equipped with a helmholtz resonator
CN105121961B (en) * 2012-12-28 2017-05-31 安萨尔多能源公司 Equipped with the gas turbine combustor component of Helmholtz resonator
WO2015189101A1 (en) * 2014-06-13 2015-12-17 Siemens Aktiengesellschaft Burner system with resonator

Also Published As

Publication number Publication date
EP1483536A1 (en) 2004-12-08
JP4429730B2 (en) 2010-03-10
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