EP1878972A2 - Fuel injection device for a propellant gas turbine - Google Patents

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EP1878972A2
EP1878972A2 EP07013321A EP07013321A EP1878972A2 EP 1878972 A2 EP1878972 A2 EP 1878972A2 EP 07013321 A EP07013321 A EP 07013321A EP 07013321 A EP07013321 A EP 07013321A EP 1878972 A2 EP1878972 A2 EP 1878972A2
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EP
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fuel
fuel injection
gas turbine
circular
section
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Withdrawn
Application number
EP07013321A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Jeffrey-George Gerakis
Leif Rackwitz
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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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
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F23D11/38—Nozzles; Cleaning devices therefor

Definitions

  • the invention relates to a fuel injection device for an aircraft gas turbine according to the preamble of claim 1. Furthermore, the invention relates to stationary gas turbines and generally to any type of injection systems.
  • the invention relates to a fuel injection device for an aircraft gas turbine with at least one fuel injection port through which continuously flowing fuel can flow.
  • An improved mixture preparation with on average low droplet diameters can be realized by improvements in the burner aerodynamics as well as by an improvement of the fuel input.
  • the present invention relates to an optimization of fuel input.
  • a closest prior art shows, for example, the DE-A-103 48 604 ,
  • the invention has for its object to provide a fuel injector or an optimized outlet geometry of a fuel nozzle, which allow for a simple structure and simple, cost-effective manufacturability optimization of the evaporation of the fuel.
  • the injection of the liquid fuel is converted into the combustion chamber via a non-circular outlet cross-section.
  • a non-circular cross-section for example in the injection of single or multiple fuel jets in a cross flow, due to an increased surface area per volume element of the liquid to an intensification of the O Surface decomposition of the liquid jet leads.
  • the angled Surface structure of the non-circular fuel jet also exists a reduced "core" of the liquid, so that the jet disintegration and further breakup in ligaments and drops compared to a circular shaped jet equal volume flow starts earlier. Due to the described effects, it is expected that with a non-circular exit cross-section fuel distribution with smaller droplet diameters can be achieved.
  • the fuel mass flow compared to the air mass flow has a very low velocity pulse.
  • the atomization of the forming fuel film is therefore caused by the turbulent shear forces of the gas flow.
  • a non-circular design of the film layerer can intensify the break-up and disintegration of the fuel film, since the film has a larger surface area due to the angled structure. With suitable geometry of the film layer, this can lead to an intensified break-up of the liquid film and the subsequent decomposition processes to smaller drops.
  • An advantage of the proposed contouring of the fuel injection is improved fuel preparation with on average reduced droplet diameters. About a more homogeneous fuel distribution and associated with a reduced Fuel evaporation time allows a significant reduction in NOx emissions.
  • Fig. 1 shows a schematic representation of an aircraft gas turbine combustion chamber.
  • the arrow 1 shows the inflow of fuel, while the arrow 2 shows the inflow of air.
  • From the fuel nozzle whose position is generally indicated by the circle A, flows fuel-air mixture 3, which emerges after combustion in a combustion chamber 5 as the combustion gas 4.
  • FIGS. 2 to 5 show different embodiments, in diagrammatic form, of an exit surface of a film applicator for a gas turbine combustor.
  • the figures show the viewing direction upstream in the direction of the burner.
  • Shown in the schematic representations are different polygonal embodiments of non-circular exit geometries.
  • FIG. 2 shows a triangular exit geometry
  • FIG. 3 shows a quadrangular exit geometry
  • FIG. 4 shows an octagonal exit geometry
  • FIG. 5 shows a sixteen-corner exit geometry. Differing from round configurations, which are known from the prior art, the exit surface is thus changed in the direction of an N-point exit geometry.
  • FIG. 6 shows a further modification of the possible geometric shape with wave-like contours.
  • FIG. 7 shows one embodiment of N-point symmetry for multi-point exit geometries for fuel injection systems, for example in aircraft gas turbine combustors. Shown here is a discrete outlet opening.
  • Fig. 8 shows, in a schematic end view (to illustrate the illustration of Figures 9 and 10) the annular arrangement of discrete injection ports for a gas turbine burner.
  • the fuel is injected via discrete individual bores.
  • the arrangement of the individual fuel injection openings can be arranged in a single row (FIG. 9) or in a multi-row (FIG. 10).
  • FIG. 11 schematically shows the expected jet decay processes for a circular and a non-circular exit geometry of a liquid fuel jet. It is expected that the decay processes for a non-circular exit geometry will be intensified with respect to core and surface decay, ie compared to use circular geometry earlier and smaller droplets with improved mixture formation will ultimately result in low NOx formation.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

The device comprises a fuel injecting opening with a non-circular polygonal cross-section. The polygonal cross-section comprises 3 to 300 polygon corners. The fuel injecting opening is formed as an inlet slot or discrete single opening.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Kraftstoffeinspritzvorrichtung für eine Fluggasturbine gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Weiterhin bezieht sich die Erfindung auf stationäre Gasturbinen sowie allgemein auf jegliche Art von Einspritzsystemen.The invention relates to a fuel injection device for an aircraft gas turbine according to the preamble of claim 1. Furthermore, the invention relates to stationary gas turbines and generally to any type of injection systems.

Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Kraftstoffeinspritzvorrichtung für eine Fluggasturbine mit zumindest einer Kraftstoffeinspritzöffnung, durch welche kontinuierlich fließender Kraftstoff ausströmbar ist.In detail, the invention relates to a fuel injection device for an aircraft gas turbine with at least one fuel injection port through which continuously flowing fuel can flow.

Bei Verbrennungsprozessen wird die Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum in der Regel durch Kraftstoffdüsen oder einzelne Einspritzelemente mit runden Öffnungsquerschnitten verwirklicht. Diesbezügliche Anwendungen sind im Bereich Gasturbinen, Kolbenmaschinen für Otto- und Dieselmotoren, Wankelmotoren, Raketentriebwerke etc. bekannt. Für Fluggasturbinen kommen häufig Luftstromzerstäuberdüsen zum Einsatz, wobei ein über einen Ringquerschnitt erzeugter Kraftstofffilm mit geringem Kraftstoff-Luft-Impulsverhältnis infolge der hohen Luftstromgeschwindigkeiten möglichst homogen zerstäubt werden soll. Für Ölsysteme für Verbrennungskraftmaschinen kommen auch ringförmige Austrittsöffnungen zur Anwendung, um die Schmierstoffe zu den entsprechenden Schmierkammern zu führen.In combustion processes, the injection of the fuel into the combustion chamber is usually realized by fuel nozzles or individual injection elements with round opening cross-sections. Related applications are known in the field of gas turbines, piston engines for gasoline and diesel engines, Wankel engines, rocket engines, etc. For aircraft gas turbines are often Luftstromzerstäuberdüsen used, with a generated via a ring cross-section fuel film with low fuel-air pulse ratio is to be atomized as homogeneous as possible due to the high air flow speeds. For oil systems for internal combustion engines also annular outlet openings are used to guide the lubricants to the corresponding lubrication chambers.

Im Hinblick auf eine signifikante Reduktion von Schadstoffemissionen - insbesondere von Stickoxiden NOx - ist das Erreichen eines Tropfenspektrums mit möglichst kleinen Tropfendurchmessern wichtig. Durch kleinere Kraftstofftropfen lässt sich eine Maximierung der Oberfläche bei gegebenem Kraftstoffvolumen erreichen, so dass der Phasenübergang des flüssigen Kraftstoffs in die Gasphase beschleunigt wird. Damit kann eine verbesserte Kraftstoff-Luft-Mischung erreicht werden, so dass eine homogenere Temperaturverteilung mit niedrigeren Temperaturspitzen im Brennraum erzielt werden kann.With regard to a significant reduction of pollutant emissions - in particular of nitrogen oxides NOx - the achievement of a droplet spectrum with the smallest possible droplet diameters is important. By smaller fuel droplets, a maximization of the surface can be achieved at a given fuel volume, so that the phase transition of the liquid Fuel is accelerated into the gas phase. Thus, an improved fuel-air mixture can be achieved, so that a more homogeneous temperature distribution can be achieved with lower temperature peaks in the combustion chamber.

Eine verbesserte Gemischaufbereitung mit im Mittel niedrigen Tropfendurchmessern kann durch Verbesserungen der Brenneraerodynamik als auch durch eine Verbesserung des Kraftstoffeintrags verwirklicht werden. Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Optimierung des Kraftstoffeintrags.An improved mixture preparation with on average low droplet diameters can be realized by improvements in the burner aerodynamics as well as by an improvement of the fuel input. The present invention relates to an optimization of fuel input.

Einen nächstkommenden Stand der Technik zeigt beispielsweise die DE-A-103 48 604 . Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Kraftstoffeinspritzvorrichtung bzw. eine optimierte Austrittsgeometrie einer Brennstoffdüse zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit eine Optimierung der Verdampfung des Kraftstoffes ermöglichen.A closest prior art shows, for example, the DE-A-103 48 604 , The invention has for its object to provide a fuel injector or an optimized outlet geometry of a fuel nozzle, which allow for a simple structure and simple, cost-effective manufacturability optimization of the evaporation of the fuel.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Hauptanspruchs gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the feature combination of the main claim, the subclaims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass die Einspriztug des flüssigen Kraftstoffs in den Brennraum über einen nicht-kreisförmigen Austrittsquerschnitt umgesetzt wird.According to the invention, it is thus provided that the injection of the liquid fuel is converted into the combustion chamber via a non-circular outlet cross-section.

Für ein kontinuierlich fließendes Fluid - wie bei der Anwendung bei Gasturbinenbrennkammern - ergibt sich erfindungsgemäß, dass ein nicht-kreisförmiger Querschnitt, z.B. bei der Eindüsung von einzelnen oder mehreren Kraftstoffstrahlen in einer Querströmung, infolge einer vergrösserten Oberfläche pro Volumenelement der Flüssigkeit zu einer Intensivierung des O-berflächenzerfalls des Flüssigstrahls führt. Durch die gewinkelte Oberflächenstruktur des nicht-kreisförmigen Kraftstoffstrahls existiert zudem ein verkleinerter "Kernstrahl" der Flüssigkeit, so dass der Strahlzerfall und weitere Aufbruch in Ligamente und Tropfen im Vergleich zu einem kreisförmig ausgebildeten Strahl gleichen Volumenstroms früher einsetzt. Durch die beschriebenen Effekte wird erwartet, dass mit einem nicht-kreisförmigen Austrittsquerschnitt eine Kraftstoffverteilung mit kleineren Tropfendurchmessern erreicht werden kann.For a continuously flowing fluid - as in the case of gas turbine combustors - results according to the invention that a non-circular cross-section, for example in the injection of single or multiple fuel jets in a cross flow, due to an increased surface area per volume element of the liquid to an intensification of the O Surface decomposition of the liquid jet leads. By the angled Surface structure of the non-circular fuel jet also exists a reduced "core" of the liquid, so that the jet disintegration and further breakup in ligaments and drops compared to a circular shaped jet equal volume flow starts earlier. Due to the described effects, it is expected that with a non-circular exit cross-section fuel distribution with smaller droplet diameters can be achieved.

Es wird erfindungsgemäß somit vorgeschlagen, für die Ausdüsung des flüssigen Kraftstoffs in die Brennkammer einen nicht-kreisförmigen Austrittsquerschnitt vorzusehen. Für einen Gasturbinenbrenner kann das sowohl die Anwendung auf einen Austrittsspalt als auch auf eine diskrete Eindüsung des Kraftstoffs mit Einzel- oder Mehrfachstrahlen bedeuten.It is thus proposed according to the invention to provide a non-circular outlet cross-section for the ejection of the liquid fuel into the combustion chamber. For a gas turbine combustor, this can mean both application to an exhaust gap and discrete injection of the fuel with single or multiple jets.

Im Falle des ringförmigen Kraftstoffeintrags auf einen Filmleger, wie beispielsweise bei einer sogenannten Luftstromzerstäuberdüse, besitzt der Kraftstoffmassenstrom im Vergleich zum Luftmassenstrom einen sehr geringen Geschwindigkeitsimpuls. Die Zerstäubung des sich ausbildenden Kraftstofffilms wird daher durch die turbulenten Scherkräfte der Gasströmung bewirkt. Eine nicht-kreisförmige Gestaltung des Filmlegers kann den Aufbruch und Zerfall des Kraftstofffilms noch intensivieren, da der Film durch gewinkelte Struktur eine grössere Oberfläche aufweist. Dies kann bei geeigneter Geometrie des Filmlegers zu einem intensivierten Aufbruch des Flüssigkeitsfilms und die nachgelagerten Zerfallsprozesse zu kleineren Tropfen führen.In the case of the annular fuel input to a film depositor, such as in a so-called Luftstromzerstäuberdüse, the fuel mass flow compared to the air mass flow has a very low velocity pulse. The atomization of the forming fuel film is therefore caused by the turbulent shear forces of the gas flow. A non-circular design of the film layerer can intensify the break-up and disintegration of the fuel film, since the film has a larger surface area due to the angled structure. With suitable geometry of the film layer, this can lead to an intensified break-up of the liquid film and the subsequent decomposition processes to smaller drops.

Als Vorteil der vorgeschlagenen Konturierung der Kraftstoffeindüsung ergibt sich eine verbesserte Kraftstoffaufbereitung mit im Mittel verringerten Tropfendurchmessern. Über eine homogenere Kraftstoffverteilung und damit verbunden eine verringerte Kraftstoffverdampfungszeit wird eine signifikante Senkung der NOx-Emissionen ermöglicht.An advantage of the proposed contouring of the fuel injection is improved fuel preparation with on average reduced droplet diameters. About a more homogeneous fuel distribution and associated with a reduced Fuel evaporation time allows a significant reduction in NOx emissions.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:

Fig. 1
eine schematische Gesamtansicht einer erfindungsgemäßen Gasturbinenbrennkammer,
Fign. 2 bis 6
schematische Darstellungen mehrerer Ausführungsformen von Austrittsgeometrien,
Fig. 7
ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Kraftstoffeinspritzöffnung,
Fig. 8
eine schematische Stirnansicht einer Kraftstoffdüse, und
Fign. 9 und 10
Ausführungsbeispiele für die Anordnung erfindungsgemäßer Kraftstoffeinspritzöffnungen.
Fig. 11
eine schematische Darstellung der erwarteten Strahlzerfallsprozesse für eine kreisförmige und eine nicht-kreisförmige Austrittsgeometrie eines flüssigen Kraftstoffsstrahls
In the following the invention will be described by means of embodiments in conjunction with the drawing. Showing:
Fig. 1
a schematic overall view of a gas turbine combustor according to the invention,
FIGS. 2 to 6
schematic representations of several embodiments of exit geometries,
Fig. 7
another embodiment of a fuel injection port,
Fig. 8
a schematic end view of a fuel nozzle, and
FIGS. 9 and 10
Exemplary embodiments of the arrangement of fuel injection openings according to the invention.
Fig. 11
a schematic representation of the expected jet decay processes for a circular and a non-circular exit geometry of a liquid fuel jet

Die Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung einer Fluggasturbinenbrennkammer. Mit dem Pfeil 1 ist die Zuströmung von Kraftstoff dargestellt, während der Pfeil 2 die Zuströmung von Luft zeigt. Aus der Kraftstoffdüse, deren Lage allgemein mit dem Kreis A angegeben ist, strömt Kraftstoff-Luft-Gemisch 3, welches nach der Verbrennung in einer Brennkammer 5 als Verbrennungsgas 4 austritt.Fig. 1 shows a schematic representation of an aircraft gas turbine combustion chamber. The arrow 1 shows the inflow of fuel, while the arrow 2 shows the inflow of air. From the fuel nozzle whose position is generally indicated by the circle A, flows fuel-air mixture 3, which emerges after combustion in a combustion chamber 5 as the combustion gas 4.

Die Fign. 2 bis 5 zeigen unterschiedliche Ausgestaltungsformen, in schematischer Darstellung, einer Austrittsfläche eines Filmlegers für eine Gasturbinenbrennkammer. Dabei zeigen die Figuren die Blickrichtung stromauf in Richtung des Brenners. In den schematischen Darstellungen sind unterschiedliche polygonale Ausführungsformen nicht-kreisförmiger Austrittsgeometrien dargestellt. Die Fig. 2 zeigt eine dreieckige Austrittsgeometrie, die Fig. 3 eine viereckige Austrittsgeometrie, die Fig. 4 eine achteckige Austrittsgeometrie und die Fig. 5 eine sechzehneckige Austrittsgeometrie. Abweichend von runden Ausgestaltungen, die aus dem Stand der Technik bekannt sind, ist die Austrittsfläche somit geändert in Richtung einer N-Punkt-Austrittsgeometrie. N ist hierbei eine Zahl zwischen N = 3 und N = 100. Die Fig. 6 zeigt eine weitere Abwandlung der möglichen Geometrieform mit wellenartigen Konturen. Die Fig. 7 zeigt eine Ausführungsform einer N-Punkt-Symmetrie für Multi-Punkt-Austrittsgeometrien für Kraftstoffeinspritzsysteme, beispielsweise in Fluggasturbinenbrennkammern. Dargestellt ist dabei eine diskrete Austrittsöffnung.The Fign. FIGS. 2 to 5 show different embodiments, in diagrammatic form, of an exit surface of a film applicator for a gas turbine combustor. The figures show the viewing direction upstream in the direction of the burner. Shown in the schematic representations are different polygonal embodiments of non-circular exit geometries. FIG. 2 shows a triangular exit geometry, FIG. 3 shows a quadrangular exit geometry, FIG. 4 shows an octagonal exit geometry and FIG. 5 shows a sixteen-corner exit geometry. Differing from round configurations, which are known from the prior art, the exit surface is thus changed in the direction of an N-point exit geometry. N here is a number between N = 3 and N = 100. FIG. 6 shows a further modification of the possible geometric shape with wave-like contours. FIG. 7 shows one embodiment of N-point symmetry for multi-point exit geometries for fuel injection systems, for example in aircraft gas turbine combustors. Shown here is a discrete outlet opening.

Die Fig. 8 zeigt in schematischer stirnseitiger Ansicht (zur Erläuterung der Darstellung der Fign. 9 und 10) die ringförmige Anordnung von diskreten Eindüsungsöffnungen für einen Gasturbinenbrenner. Der Kraftstoff wird dabei über diskrete Einzelbohrungen eingedüst. Die Anordnung der einzelnen Kraftstoffeinspritzöffnungen kann dabei in einer Einzelreihe (Fig. 9) oder mehrreihig (Fig. 10) angeordnet sein.Fig. 8 shows, in a schematic end view (to illustrate the illustration of Figures 9 and 10) the annular arrangement of discrete injection ports for a gas turbine burner. The fuel is injected via discrete individual bores. The arrangement of the individual fuel injection openings can be arranged in a single row (FIG. 9) or in a multi-row (FIG. 10).

In Fig. 11 sind schematisch die erwarteten Strahlzerfallsprozess für eine kreisförmige und eine nicht-kreisförmige Austrittsgeometrie eines flüssigen Kraftstoffsstrahls dargestellt. Es wird erwartet, dass die Zerfallsprozesse für eine nicht-kreisförmige Austrittsgeometrie hinsichtlich Kernstrahl- und Oberflächenzerfall intensiviert sind, d.h. im Vergleich zu einer kreisförmigen Geometrie früher einsetzen, und zu kleineren Tropfen mit einer verbesserten Gemischbildung damit letztendlich zu einer niedrigen NOx-Bildung führen.FIG. 11 schematically shows the expected jet decay processes for a circular and a non-circular exit geometry of a liquid fuel jet. It is expected that the decay processes for a non-circular exit geometry will be intensified with respect to core and surface decay, ie compared to use circular geometry earlier and smaller droplets with improved mixture formation will ultimately result in low NOx formation.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
Kraftstofffuel
22
Luftair
33
Kraftstoff-Luft-GemischFuel-air mixture
44
Verbrennungskraftinternal combustion
55
Brennkammercombustion chamber
66
Austrittsspalteexit slots
77
Detailbereichdetail section
88th
EinzelöffnungSingle opening

Claims (5)

Kraftstoffeinspritzvorrichtung für Kraftstoffeinspritzungen, z.B. für eine Fluggasturbine, mit zumindest einer Kraftstoffeinspritzöffnung, durch welche kontinuierlich fließender Kraftstoff (1) ausströmbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Kraftstoffeinspritzöffnung einen nicht-kreisförmigen Querschnitt aufweist.Fuel injection device for fuel injections, eg for an aircraft gas turbine, with at least one fuel injection port through which continuously flowing fuel (1) can flow, characterized in that the fuel injection port has a non-circular cross-section. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Kraftstoffeinspritzöffnung einen polygonalen Querschnitt aufweist.Apparatus according to claim 1, characterized in that the fuel injection port has a polygonal cross-section. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der polygonale Querschnitt zwischen 3 und 300 Polygonecken umfasst.Apparatus according to claim 2, characterized in that the polygonal cross-section comprises between 3 and 300 polygon corners. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Kraftstoffeinspritzöffnung als Austrittsspalt (6) ausgebildet ist.Device according to one of claims 1 to 3, characterized in that the fuel injection opening is formed as an exit slit (6). Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Kraftstoffeinspritzöffnung als diskrete Einzelöffnung (8) ausgebildet ist.Device according to one of claims 1 to 3, characterized in that the fuel injection opening is formed as a discrete single opening (8).
EP07013321A 2006-07-13 2007-07-06 Fuel injection device for a propellant gas turbine Withdrawn EP1878972A2 (en)

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