EP2006606A1 - Swirling-free stabilising of the flame of a premix burner - Google Patents

Swirling-free stabilising of the flame of a premix burner Download PDF

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EP2006606A1
EP2006606A1 EP07012207A EP07012207A EP2006606A1 EP 2006606 A1 EP2006606 A1 EP 2006606A1 EP 07012207 A EP07012207 A EP 07012207A EP 07012207 A EP07012207 A EP 07012207A EP 2006606 A1 EP2006606 A1 EP 2006606A1
Authority
EP
European Patent Office
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premix
burner
fuel
air
pilot
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP07012207A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Mariano Cano Dr. Wolf
Patrick Ronald Flohr
Matthias Dr. Hase
Martin Lenze
Jürgen Dr. Meisl
Paul Pixner
Uwe Remlinger
Kai-Uwe Dr. Schildmacher
Thomas Alexis Schneider
Jaap Dr. Van Kampen
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP07012207A priority Critical patent/EP2006606A1/en
Priority to EP08774139.3A priority patent/EP2156095B1/en
Priority to US12/663,886 priority patent/US20100192583A1/en
Priority to PCT/EP2008/057757 priority patent/WO2008155373A1/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Withdrawn legal-status Critical Current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 
    • F23C9/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for returning combustion products or flue gases to the combustion chamber
    • F23C9/006—Combustion apparatus characterised by arrangements for returning combustion products or flue gases to the combustion chamber the recirculation taking place in the combustion chamber
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    • 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
    • F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
    • F23D11/101—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting before the burner outlet
    • F23D11/102—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting before the burner outlet in an internal mixing chamber
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    • 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
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2202/00—Fluegas recirculation
    • F23C2202/40—Inducing local whirls around flame
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00013—Reducing thermo-acoustic vibrations by active means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03282—High speed injection of air and/or fuel inducing internal recirculation

Definitions

  • the present invention relates to a method for stabilizing the flame of a premix burner.
  • Combustion of fuel or an air-fuel mixture in combustors of gas turbines can cause combustion oscillations. These are characterized by greatly increased pressure amplitudes at different frequencies. Combustion vibrations can occur in the combustion chamber itself, but also in the adjacent components of the gas turbine and can be measured there. In general, combustion oscillations are undesirable because they adversely affect the combustion and can damage the entire combustion system. Combustion vibrations occur primarily in premix combustion systems, that is, in systems where the fuel is mixed with air prior to ignition. They occur preferably when the flame is limited to a relatively small location, so the reaction density is very high. Such a compact flame with a small local extent are associated with so-called delay times. If the delay times are within a certain narrow range, interactions with the acoustics of the combustion chamber may occur. This combustion oscillations can occur.
  • pilot flames An additional, common way to stabilize the flame is the use of pilot flames. This is particularly important in a partial load operation of a gas turbine.
  • the method according to the invention for stabilizing the flame of a premix burner comprising a reaction space containing a fluid, such as the combustion gases, is characterized in that an air-fuel mixture is injected into the reaction space at a rate different from that in the reaction space differs located fluid.
  • the velocity is set such that vortices form at the forming interface between the fuel or air-fuel mixture and the fluid surrounding it.
  • the eddies that form can be characterized in particular by the fact that the axes of the vertebrae are perpendicular to the propagation direction of the air-fuel mixture are. This distinguishes them from the vortexes that arise in the premix combustion systems already mentioned, in which an air-fuel mixture is twisted.
  • the axes of the vortex which primarily arise as a result of the twisting of the air-fuel mixture, lie parallel to the propagation direction of the air-fuel mixture.
  • recirculation vortices also form whose axes are perpendicular to the propagation direction of the air-fuel mixture.
  • the vortices arising in connection with the present invention are characterized in that no vortices with axes parallel to the propagation direction of the air-fuel mixture occur.
  • An advantage of the present invention is that a complex twisting of the air-fuel mixture is not required, but nevertheless a mixing of air and fuel by turbulence is achieved.
  • the recirculation also causes mixing of the air-fuel mixture with the hot combustion gas produced during combustion. This stabilizes the burner since it achieves continuous ignition.
  • the air-fuel mixture may preferably be formed by, in a premix jet nozzle, injecting the fuel into an oxidant at a rate higher than that of the oxidant.
  • the fuel can be injected parallel to the flow direction of the oxidizing agent in this.
  • the oxidizing agent in particular air, i. the atmospheric oxygen, serve.
  • pilot fuel for flame stabilization fuel or an air-fuel mixture can be injected as a pilot fuel in the reaction space.
  • the pilot fuel can be injected parallel or anti-parallel offset to the air-fuel mixture in the reaction space.
  • inject the pilot fuel in anti-parallel offset to the air-fuel mixture in the reaction space since the hot gases of the pilot flame are the Vormischstrahlen provided for the hot gas intake available. This reliably stabilizes the combustion reaction of the jets.
  • the discharge of the hot gases from the combustion chamber takes place counter to the Vormischstrahlraum, virtually all of the hot gas is available for the ignition and the stabilization of the premixing jets available.
  • the side of the reaction space at which the pilot burner is located can be cooled with an oxidizing agent, which is then fed to the pilot fuel when injected into the reaction space.
  • the oxidizing agent may be, for example, air.
  • the inventive method in particular the just described principle of anti-parallel injection of pilot fuel and air-fuel mixture, is applicable both for tube combustion chamber systems and for annular combustion chamber systems.
  • the pilot burner used may be a spin-stabilized burner or a jet burner.
  • the antiparallel injection is particularly advantageous when annularly arranged jet burners are used as the main burner.
  • a stabilization of several annular arranged jet flames through a centrally located pilot flame with parallel to the jet flame flow direction causes the main flow direction of the pilot flame of a recirculation flow is directed around the jet flames around, which can lead to disadvantages in the ignition.
  • the reason for this is that not the entire pilot flame is available for igniting and stabilizing the jet flames.
  • the stronger the recirculation the worse the pilot flame can ignite and stabilize.
  • a strong recirculation of the hot combustion gases is absolutely necessary for stable operation of the jet flames in order to allow hot gas to be drawn into the jets.
  • the hot gas intake into the jets ignites the jet flames and ensures continuous combustion.
  • the exit velocity of the air-fuel mixture from the Vormischstrahldüse into the reaction chamber or the combustion chamber is greater than the flame speed.
  • the laminar flame velocity is the rate at which the fresh gas flows into the flame front under laminar flow conditions during flame reactions.
  • the flame front In laminar flames on burners, the flame front is stationary, in turbulent, as occurs in most technical combustion processes, the flame front fluctuates around a central location.
  • the flame speed of the turbulent flame is a multiple of the speed of the laminar flame.
  • the premix burner according to the invention comprises inter alia a reaction space and at least one premix jet nozzle which opens into the reaction space. It is characterized in that the premix jet nozzle is designed such that an air-fuel mixture can be injected into the reaction space at a speed which differs from that of the surrounding fluid. The speed is adjusted so that form at the forming interface between the air-fuel mixture and the surrounding fluid vortex.
  • the premix burner according to the invention offers in Essentially the advantages already described in relation to the inventive method.
  • the air-fuel mixture is injected in the form of an untwisted jet into a reaction space.
  • the jet entry speed may preferably be above the flame speed.
  • the jet entrance velocity may preferably be higher than the velocity of the fluid surrounding the steel.
  • the free jet of each nozzle penetrates into the reaction space and absorbs surrounding fluid by entrainment, primarily already combusted air-fuel mixture. This backflow stabilizes the flame.
  • the speed and extent of the free jet determine the flame length, ensuring that all the fuel burns within the reaction space.
  • the premix jet nozzle of the premix burner according to the invention may preferably comprise a fuel nozzle.
  • the premix jet nozzle can be designed such that the fuel is injected through the fuel nozzle parallel to the flow direction of an oxidant present in the premix jet nozzle, for example compressor air.
  • the premix jet nozzle can be configured such that the fuel nozzle has at least one injection opening which allows the fuel to be injected at an angle between 0 ° and 90 ° to the flow direction of an oxidant present in the premix jet nozzle.
  • the inlet opening of the premix jet nozzle opening into the reaction chamber and / or the opening of the fuel nozzle opening into the premix jet nozzle can have a round, oval, rectangular or square shape or be designed as a slot.
  • the premix jet nozzle may also include an element which adjusts the oxidant entrance velocity allows.
  • This element for adjusting the oxidant inlet velocity may be, for example, a valve or a perforated plate.
  • the premix burner according to the invention may comprise at least one pilot burner.
  • the pilot burner may be a spin-stabilized burner or a jet burner.
  • several premix jet nozzles can be arranged to form one ring or several concentric rings around a respective pilot burner.
  • the premix jet nozzles of the various rings are arranged offset from one another.
  • the pilot burner can in particular also be arranged such that the flow direction of the pilot flame runs anti-parallel to the jet direction of the jet flames.
  • premix jet nozzles can also be arranged in one or more rows. Again, it is advantageous to arrange the premix jet nozzles of different rows offset from each other. In any case, it is additionally possible for the directions of irradiation of the premix jet nozzles to have an angle between 0 ° and 90 ° relative to each other.
  • a pilot burner is arranged between two premix jet nozzles.
  • the premix jet nozzles or the premix jet nozzle can be arranged opposite to the pilot burner and offset therefrom.
  • the premix burner may be surrounded by a fluid channel which is connected to a cooling fluid supply.
  • the cooling fluid supply may in particular be an air supply.
  • the advantage of the present invention lies in the non-twisted injection of an air-fuel mixture via nozzles into the reaction space, wherein an optimal distribution of heat release in the entire reaction space is achieved by a targeted design of the air inlets and the gas mixture within the mixing channels.
  • the resulting better distribution of heat release through individual penetration depths allows a higher combustion stability compared to conventional systems. As a result, combustion oscillations are avoided.
  • the center line 2 indicates the axis of symmetry of the premix burner 1.
  • the premix burner 1 comprises a housing 3, a pilot burner 4, a reaction space 5 and a premix jet nozzle 6.
  • the premix jet nozzle 6 has a Inlet opening 13, which opens into the reaction chamber 5.
  • the pilot burner 4, which in the present embodiment is a spin-stabilized burner, is located in the middle of the rear wall of the premix burner 1. It is surrounded concentrically by a plurality of premix jet nozzles 6, which are likewise located on the rear wall of the premix burner 1.
  • the premix jet nozzle 6 includes a fuel nozzle 8 surrounded by an air intake passage 37.
  • the air inlet channel 37 and the pilot burner 4 open into the reaction space 5.
  • Inside the air inlet channel 37 is a perforated plate 14.
  • the perforated plate 14 serves to regulate the speed of the incoming oxidant, which is compressor air in the present embodiment.
  • the flow direction of the air flowing through the air inlet passage 37 is indicated by arrows 7.
  • the incoming air mixes with the incoming through the fuel nozzle 8 Fuel.
  • Fuel Through the inlet opening 13 of this mixture is injected into the reaction chamber 5.
  • an interface 11 between the gas located in the reaction space 5, in the present embodiment already at least partially burned air-fuel mixture, and the injected air-fuel mixture.
  • This interface 11 arise due to the difference in velocity between the mixture located in the reaction chamber 5 and the injected air-fuel mixture vortices 10. These vortices cause mixing of the injected air-fuel mixture with the gas mixture in the reaction chamber, which contains in particular hot combustion gases, which contribute to the stabilization of the flame.
  • the air is injected through the air inlet passage 37 at a lower velocity into the front part of the premix jet nozzle 6 than the velocity of the fuel injected through the fuel nozzle 8 into the front part of the premix jet nozzle 6.
  • the air is entrained by the fuel, which promotes the mixing of air and fuel due to the so-called Entrainments.
  • the air can in particular be injected parallel to the fuel in the reaction chamber 5.
  • FIG. 2 schematically outlined by the inventive method vortex 10 is sketched.
  • the FIG. 2 shows the direction of propagation 31, synonymous with the main flow direction of the air-fuel mixture in the reaction chamber 5 and, by way of example, a resulting vortex 10.
  • the axis 32 of the vortex 10 is outlined.
  • the vortex axis 32 of the resulting vortex 10 in this case runs perpendicular to the propagation direction 31 of the air-fuel mixture. This distinguishes the vortices arising in the context of the method according to the invention from the vortices, which are primarily caused by twisting.
  • FIG. 3 are outlined for comparison vertebrae 33 and 44, which was caused by twisting.
  • the axis of the vortex 33 generated primarily by the twisting is characterized by the fact that it is largely parallel to the also in FIG. 3 sketched propagation direction 31 of the twisted air-fuel mixture is.
  • the twisting additionally causes the formation of recirculation vortices 44 whose axes are perpendicular to the propagation direction 31 of the air-fuel mixture, as shown in the FIG. 3 is shown schematically.
  • FIG. 4 schematically shows the upper half-plane of a section along the IV-IV sectional plane through the rear wall of the in FIG. 1 premix burner 1.
  • the in FIG. 4 indicated by the reference numeral 26 center line is perpendicular to the in FIG. 1 denoted by reference numeral 2 symmetry axis.
  • the first inlet openings 13 are arranged on a concentric circle around the pilot burner 4.
  • the second inlet openings 15 are also arranged on a circle lying concentrically around the pilot burner 4, wherein the second inlet openings 15 are located at a greater distance from the pilot burner 4 than the first inlet openings 13.
  • the second inlet openings 15 are also arranged offset from the first inlet openings 13 , Alternatively, any number of inlet openings may also be arranged on only one circle around the pilot burner 4.
  • pilot burners may be arranged on a circle whose radius is different from the radius of the circles on which the first and second inlet openings 13 and 15 are arranged.
  • the first inlet openings 13, the second inlet openings 15 and / or the pilot burners can be arranged axially offset from one another.
  • FIGS FIG. 5 described in more detail. Elements which correspond to the elements described in the first embodiment are given the same reference numerals and will not be described again.
  • FIG. 5 shows schematically the cross section through a part of the rear wall of a largely rotationally symmetrical premix burner.
  • a pilot burner 4 which is formed as a spin-stabilized premix burner as in the first embodiment and is surrounded concentrically by Vormischstrahldüsen 6.
  • fuel nozzles 8 are surrounded by air inlet channels 37. With the aid of the inlet openings 13 and 15, fuel and air 16 is injected into the reaction space 5.
  • fuel is first sprayed through the fuel nozzle 8 into the front part of the premix jet nozzles 6 where it is mixed with air 16 from the air inlet channels 37, and then passed on or injected into the reaction space 5.
  • the fuel nozzles 8 are characterized in that they have openings 34 on their sides facing the reaction space 5, which allow the fuel to exit obliquely to the flow direction of the air flowing in through the air inlet ducts 37.
  • the flow direction of the fuel is in FIG. 5 indicated by arrows 9, the flow direction of the air flowing through the air inlet channels 37 is indicated by arrows 7.
  • an angle between the direction of flow of the exiting fuel 9 and the flow direction of the incoming air 7 between 0 ° and 45 ° makes sense.
  • the fuel is injected into the air intake passages 37 at a higher rate than air. This promotes penetration of the fuel into the air flow and thus the mixing of fuel and air.
  • the air-fuel mixture is injected in the present embodiment through first inlet openings 13 parallel to the center line 2 in the reaction chamber 5.
  • the injection of the air-fuel mixture into the reaction space 5 takes place through second inlet openings 15 at an angle to the center line 2.
  • At the interfaces 11 between the injected air-fuel mixture and the air located in the reaction chamber 5 again vortex form 10. These vortices 10th have the properties described in the previous embodiment.
  • FIGS FIG. 6 described in more detail. Elements corresponding to the elements described in the first two embodiments are given the same reference numerals and will not be described again.
  • the premix burner of the third embodiment is characterized by a different arrangement of inlet openings and pilot burners in comparison to the first two embodiments.
  • the FIG. 6 schematically shows one to FIG. 4 alternative arrangement of inlet openings and pilot burners. You can see in FIG. 6 a top view 17 on the back of the reaction chamber 5 viewed from the reaction space. Both the pilot burner. 4 and the inlet openings 18 are arranged concentrically around the center of the rear wall of the reaction space 5. The pilot burner 4 and the inlet openings 18 have the same distance from the center. The four pilot burners shown and the eight in FIG. 6 shown inlet openings 18 are arranged so that the inlet openings 18 are each adjacent to a pilot burner 4.
  • the inlet openings 18 are further distinguished by the fact that they are not round in contrast to the previously described embodiments, but are designed as rectangular slots with rounded corners. Of course, instead of four pilot burners 4 and eight intake ports 18, any number of pilot burners and intake ports may be used.
  • the arrangement described has the advantage that the ignition paths are smaller by the arrangement of a plurality of pilot burners than in the previously described embodiments with a central pilot burner. Another advantage is that the plurality of pilot burners allows flexible control of the burnup of the air-fuel mixture. In addition, the individual flames can be specifically stabilized with the help of the various pilot burners.
  • FIGS FIG. 7 described in more detail. Elements which correspond to the elements described in the first three embodiments are given the same reference numerals and will not be described again.
  • FIG. 7 shows schematically the cross section through a premix burner in the longitudinal direction.
  • the in FIG. 7 The premix burner shown contains in its interior a reaction space 5, which has an outlet 35 directed towards the turbine for the combustion gases.
  • the reaction space 5 is surrounded by a circumferential channel 19.
  • a pilot burner 4 At the end of the reaction space 5 facing away from the output 35 is a pilot burner 4.
  • the output 35 of the reaction chamber 5 is annularly surrounded by inlet openings 13 of Vormischstrahldüsen 6.
  • the inlet openings 13 are the pilot burner 4 opposite lying and arranged offset radially to this.
  • the pilot burner 4 which in the present exemplary embodiment is designed as a spin-stabilized burner, is supplied with pilot fuel by a pilot fuel supply 36.
  • the flow direction of the pilot fuel is indicated by an arrow 20.
  • the pilot fuel is injected via the pilot burner 4 in the reaction chamber 5 and burned there.
  • the pilot burner is also supplied with air from the circulating channel 19. A portion of this air is passed from there to the pilot burner 4, another part of the air passes through the circumferential channel 19 to the inlet openings 13.
  • the direction of flow of the air coming from the compressor is through the arrows 24 marked.
  • the air flowing on to the pilot burner 4 is indicated by the arrows 23.
  • the air entering the premix jet nozzles 6 is indicated by the arrows 25.
  • the air flowing to the pilot burner 4 simultaneously cools the rear side 21 of the reaction space 5.
  • the rear side 21 is exposed to stronger thermal loads compared to conventional burners due to the inlet openings 13 opposite it through which an air-fuel mixture is injected into the reaction space 5 at high speed. A corresponding cooling is therefore advantageous.
  • Each premix jet 6 in FIG. 7 comprises a fuel nozzle 8.
  • the fuel nozzle 8 opens into the front part of the premix jet nozzle 6, which in turn opens into the reaction space 5 via an inlet opening 13.
  • fuel nozzle 8 fuel is passed.
  • the flow direction of the fuel is indicated by arrows 27.
  • the fuel is injected via the fuel nozzle 8 in the front part of the Vormischstrahldüse 6.
  • the fuel is added to the fuel.
  • the direction of flow of the air is indicated by arrows 25.
  • the air used passes from the compressor via the circumferential channel 19 in the Vormischstrahldüse. 6
  • the flow direction of the injected via the inlet opening 13 into the reaction chamber 5 air-fuel mixture is indicated by arrows 29. Due to the high velocity of the injected air-fuel mixture, vortices form at the interface between the injected air-fuel mixture and the surrounding gas. The direction of flow of the vortices is indicated by arrows 30.
  • the vortices cause mixing of the injected air-fuel mixture with the gas located in the reaction space 5. This gas is air and hot gas resulting from the combustion of the pilot flame.
  • the hot gas flowing from the pilot burner towards the turbine supports the formation of these vortices.
  • the entire pilot flame located in the reaction space 5 is available for igniting and stabilizing the jet flames. This is achieved in that the pilot burner 4 and the inlet openings 13 are arranged antiparallel to each other and offset radially.
  • the main flow direction of the fuel or hot gas of the pilot flame is indicated by arrows 22.
  • This main flow direction 22 of the hot gas of the pilot flame promotes the recirculation around the premixed jets. The achieved in this way high degree of mixing in the reaction chamber 5 promotes stable combustion in the reaction chamber, thus preventing unwanted combustion oscillations.
  • FIG. 8 shows as a fifth embodiment schematically the cross section through a premix burner according to the invention in the longitudinal direction.
  • the pilot burner 4 is reset via a cone 43 in the axial direction.
  • Several premix jet nozzles 6 are arranged rotationally symmetrically about the axis of symmetry 2, ie also around the pilot burner 4.
  • the premix burner comprises a reaction space 5 with an outlet 35 leading to a turbine and a plenum 42 which is opposite the outlet 35 and is spatially separated from the reaction space by a top plate 41.
  • plenum 42 In plenum 42 is compressor air, which is injected through the premixing dies 6 in the reaction chamber 5. The flow direction of the air is indicated by arrows 7.
  • a fuel distributor 12 is arranged, which is connected to a stub 39.
  • the fuel distributor 12 is arranged at a larger radius starting from the symmetry axis 2 than the stub 39.
  • the stub 39 can also be arranged at a larger radius than the fuel distributor 12.
  • FIG. 9 schematically shows a section through the in FIG. 8 shown Vormischbrenner along the specified section plane IX-IX.
  • the reaction space 5 which is separated from the plenum 42 by the top plate 41.
  • a premix jet nozzle 6 is introduced, via which an air-fuel mixture is injected into the reaction space 5.
  • plenum 42 is a stub 39, with which fuel can be injected into the premix jet 6.
  • the flow direction of the fuel is indicated by arrows 9.
  • the reaction chamber 5 of the fifth embodiment consists essentially of a cylinder, which are supplied on one side via the top plate 41 air and fuel.
  • flow channels may be mounted in the plenum 42, which allow a guidance and orientation of the air or fuel flow.
  • pilot burners may be present instead of just one pilot burner.
  • One or more pilot flames should guarantee burnup or ignition of the mixture.
  • the air-fuel mixture can via radial slots, as related to FIG. 6 described, enter the reaction space 5.
  • flow channels are attached, with which the flow is directed and in which fuel and air are mixed.
  • various arrangements of the premix jet nozzles 6 and the pilot burner 4 in the top plate 41 are possible.
  • the premix jet nozzles 6 can be mounted around a centrally located pilot burner 4, as in connection with FIG FIG. 4 has been described. These extend in the radial direction only over part of the annular surface, and form two groups, which are offset in the circumferential and in the radial direction.
  • the pilot burner 4 can, as in FIG. 8 be reset by a cone 43 in the axial direction.
  • a flush design can also be realized. Both the inner and the outer ring of the Vormischstrahldüsen 6 have their own fuel supply, so that a gradation of the fuel can take place.
  • the premix jet nozzles 6 may be mounted in a single ring around a central pilot burner 4, as shown in FIG. 8 is shown.
  • This variant is structurally simpler than the first variant.
  • a third variant has three (alternatively four or any other number greater than one) pilot burners 4 and six (alternatively eight or any other number greater than one) premix jet nozzles 6.
  • the premix jet nozzles 6 as well as the pilot burners 4 are mounted on the same circumference, as related to FIG. 6 described.
  • the achsenahe range of the burner is unencumbered in this variant and can thus serve for recirculation or to the backflow of already reacted gas.
  • the fuel injection takes place in principle analogous to the variants already mentioned.
  • a staging of the fuel supply can be done by means of two fuel manifolds, each supplying each second inlet port.
  • the proposed arrangements can be made with simple structural methods, an injection of the fuel into the air. This has advantages over variants in which a large number of circular premix jet nozzles 6 are used.
  • the first variant has the advantage that it is possible to tune the air flow and the fuel quantities through the two rows of premix jet nozzles 6. Furthermore, a radial grading or displacement of the amount of fuel can simply take place, so that optionally the radial fuel distribution can be manipulated.
  • the third variant has the advantage that the arrangement of three (or four or any other number, which is greater than one) pilot burners 4, the ignition paths are smaller than in the first two variants with a central burner.
  • the reaction is spatially distributed by suitable flow guidance.
  • combustion-induced instabilities can be largely avoided.
  • the air-fuel mixture is injected at high speed into the reaction space.
  • the resulting high turbulence and high shear of the flow prevents the oxidation of the mixture via a flame.
  • the reaction or oxidation is thus over the reaction space distributed.
  • the production of nitrogen oxides is minimal due to the high degree of premixing.

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Abstract

The method involves injecting an air-fuel mixture into a reaction chamber (5) at a speed that is different from that of a fluid in the reaction chamber. The speed is adjusted such that vortices (10) are formed at a boundary surface (11) between the mixture and the surrounding fluid. A fuel or the air-fuel mixture is injected into the reaction chamber as a pilot fuel through a pilot burner (4) of a premixing burner (1). The pilot fuel is transferred in parallel to or in anti-parallel to the air-fuel mixture in the reaction chamber.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Stabilisierung der Flamme eines Vormischbrenners.The present invention relates to a method for stabilizing the flame of a premix burner.

Bei der Verbrennung von Brennstoff oder eines Luft-Brennstoffgemisches in Brennkammern von Gasturbinen kann es zu Verbrennungsschwingungen kommen. Diese sind gekennzeichnet durch stark erhöhte Druckamplituden bei verschiedenen Frequenzen. Verbrennungsschwingungen können in der Brennkammer selbst, aber auch in den benachbarten Komponenten der Gasturbine auftreten und sind dort messbar. In der Regel sind Verbrennungsschwingungen unerwünscht, da sie die Verbrennung negativ beeinflussen und das gesamte Verbrennungssystem schädigen können. Verbrennungsschwingungen treten vor allem bei Vormischverbrennungssystemen auf, also bei Systemen, in denen der Brennstoff vor der Zündung mit Luft vermischt wird. Sie treten vorzugsweise dann auf, wenn die Flamme auf einen relativ kleinen Ort beschränkt ist, die Reaktionsdichte also sehr hoch ist. Einer solchen kompakten Flamme mit geringer örtlicher Ausdehnung sind so genannte Verzugszeiten zugeordnet. Liegen die Verzugszeiten in einem bestimmten engen Bereich, kann es zu Wechselwirkungen mit der Akustik der Brennkammer kommen. Dabei können Verbrennungsschwingungen entstehen.Combustion of fuel or an air-fuel mixture in combustors of gas turbines can cause combustion oscillations. These are characterized by greatly increased pressure amplitudes at different frequencies. Combustion vibrations can occur in the combustion chamber itself, but also in the adjacent components of the gas turbine and can be measured there. In general, combustion oscillations are undesirable because they adversely affect the combustion and can damage the entire combustion system. Combustion vibrations occur primarily in premix combustion systems, that is, in systems where the fuel is mixed with air prior to ignition. They occur preferably when the flame is limited to a relatively small location, so the reaction density is very high. Such a compact flame with a small local extent are associated with so-called delay times. If the delay times are within a certain narrow range, interactions with the acoustics of the combustion chamber may occur. This combustion oscillations can occur.

Ein System oder eine Methode, wodurch Verbrennungsschwingungen komplett vermieden werden, ist bisher nicht bekannt. Es gibt jedoch eine Vielzahl von Vormischverbrennungssystemen, bei denen ein Luft-Brennstoffgemisch verdrallt wird und die Flamme durch Rezirkulationszonen stabilisiert wird. Bei diesen Systemen wird Brennstoff in einen Luftstrom eingedüst und beides wird verdrallt, beispielsweise mit Hilfe von so genannten Drallschaufeln. Nach einer bestimmten Wegstrecke, den dieses Gemisch zurücklegt, verbrennt es stromabwärts des Brenners in einer Flammenfront, die durch das Strömungsfeld räumlich stabilisiert wird. Allerdings zeichnen sich alle diese Systeme dadurch aus, dass zu einer deutlich ausgeprägten und räumlich begrenzten Flamme kommt. Es treten daher auch hier bei bestimmten Betriebspunkten unvermeidlich Verbrennungsschwingungen bzw. Flammeninstabilitäten auf. Diese können zu extremen mechanischen Belastungen der Brennkammerstruktur führen und sollten somit vermieden oder zumindest reduziert werden.A system or method whereby combustion oscillations are completely avoided is not yet known. However, there are a variety of premix combustion systems in which an air-fuel mixture is twisted and the flame is stabilized by recirculation zones. In these systems, fuel is injected into an air stream and both are twisted, for example with the help of so-called swirl blades. After a certain distance traveled by this mixture, it burns downstream of the burner in a flame front, which is spatially stabilized by the flow field. However, all stand out These systems by the fact that comes to a distinct and spatially limited flame. Therefore, combustion oscillations or flame instabilities inevitably occur at certain operating points. These can lead to extreme mechanical loads on the combustion chamber structure and should therefore be avoided or at least reduced.

Eine zusätzliche, verbreitete Möglichkeit zur Stabilisierung der Flamme ist die Verwendung von Pilotflammen. Dies ist insbesondere bei einem Teillastbetrieb einer Gasturbine bedeutsam.An additional, common way to stabilize the flame is the use of pilot flames. This is particularly important in a partial load operation of a gas turbine.

Es ist die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein vorteilhaftes Verfahren zur Stabilisierung der Flamme einer Vormischbrenners zur Verfügung zu stellen. Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, einem vorteilhaften Vormischbrenner zur Verfügung zu stellen.It is the object of the present invention to provide an advantageous method for stabilizing the flame of a premix burner. Another object of the present invention is to provide an advantageous premix burner.

Diese Aufgaben werden durch ein Verfahren zur Stabilisierung der Flamme eines Vormischbrenners nach Anspruch 1 und einen Vormischbrenner nach Anspruch 9 gelöst. Die abhängigen Ansprüche enthalten weitere, vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.These objects are achieved by a method for stabilizing the flame of a premix burner according to claim 1 and a premix burner according to claim 9. The dependent claims contain further, advantageous embodiments of the invention.

Das erfindungsgemäße Verfahren zur Stabilisierung der Flamme eines Vormischbrenners, welcher einen ein Fluid, wie etwa die Verbrennungsgase, beinhaltenden Reaktionsraum umfasst, zeichnet sich dadurch aus, dass ein Luft-Brennstoffgemisch mit einer Geschwindigkeit in den Reaktionsraum eingedüst wird, die sich von der des im Reaktionsraum befindlichen Fluids unterscheidet. Die Geschwindigkeit ist derart eingestellt, dass sich an der sich bildenden Grenzfläche zwischen dem Brennstoff bzw. dem Luft-Brennstoffgemisch und dem es umgebenden Fluid Wirbel bilden.The method according to the invention for stabilizing the flame of a premix burner comprising a reaction space containing a fluid, such as the combustion gases, is characterized in that an air-fuel mixture is injected into the reaction space at a rate different from that in the reaction space differs located fluid. The velocity is set such that vortices form at the forming interface between the fuel or air-fuel mixture and the fluid surrounding it.

Die sich dabei bildenden Wirbel können sich insbesondere dadurch auszeichnen, dass die Achsen der Wirbel senkrecht auf der Ausbreitungsrichtung des Luft-Brennstoffgemisches stehen. Dies unterscheidet sie von den Wirbeln, die bei den bereits erwähnten Vormischverbrennungssystemen entstehen, bei denen ein Luft-Brennstoffgemisch verdrallt wird. Die Achsen der Wirbel, die in Folge der Verdrallung des Luft-Brennstoffgemisches primär entstehen, liegen parallel zur Ausbreitungsrichtung des Luft-Brennstoffgemisches. Zusätzlich bilden sich infolge der Verdrallung auch Rezirkulationswirbel aus, deren Achsen senkrecht auf der Ausbreitungsrichtung des Luft-Brennstoffgemisches stehen. Jedoch zeichnen sich die im Zusammenhang mit der vorliegenden Erfindung entstehenden Wirbel im Unterschied zu den bei einer Verdrallung entstehenden Wirbeln dadurch aus, dass keine Wirbel mit Achsen parallel zur Ausbreitungsrichtung des Luft-Brennstoffgemisches auftreten.The eddies that form can be characterized in particular by the fact that the axes of the vertebrae are perpendicular to the propagation direction of the air-fuel mixture are. This distinguishes them from the vortexes that arise in the premix combustion systems already mentioned, in which an air-fuel mixture is twisted. The axes of the vortex, which primarily arise as a result of the twisting of the air-fuel mixture, lie parallel to the propagation direction of the air-fuel mixture. In addition, as a result of the twisting, recirculation vortices also form whose axes are perpendicular to the propagation direction of the air-fuel mixture. However, in contrast to the vortices produced during a twist, the vortices arising in connection with the present invention are characterized in that no vortices with axes parallel to the propagation direction of the air-fuel mixture occur.

Ein Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass eine aufwändige Verdrallung des Luft-Brennstoffgemisches nicht erforderlich ist, dass aber dennoch eine Durchmischung von Luft und Brennstoff durch Verwirbelung erzielt wird. Die Rezirkulation bewirkt zudem eine Durchmischung des Luft-Brennstoffgemisches mit dem bei der Verbrennung entstehenden heißen Verbrennungsgas. Dies stabilisiert den Brenner, da so eine kontinuierliche Zündung erreicht wird.An advantage of the present invention is that a complex twisting of the air-fuel mixture is not required, but nevertheless a mixing of air and fuel by turbulence is achieved. The recirculation also causes mixing of the air-fuel mixture with the hot combustion gas produced during combustion. This stabilizes the burner since it achieves continuous ignition.

Das Luft-Brennstoffgemisch kann vorzugsweise dadurch gebildet werden, dass in einer Vormischstrahldüse der Brennstoff in ein Oxidationsmittel mit einer Geschwindigkeit eingedüst wird, die höher ist als die des Oxidationsmittels. Insbesondere kann der Brennstoff parallel zur Strömungsrichtung des Oxidationsmittels in dieses eingedüst werden. Als Oxidationsmittel kann insbesondere Luft, d.h. der Luftsauerstoff, dienen.The air-fuel mixture may preferably be formed by, in a premix jet nozzle, injecting the fuel into an oxidant at a rate higher than that of the oxidant. In particular, the fuel can be injected parallel to the flow direction of the oxidizing agent in this. As the oxidizing agent, in particular air, i. the atmospheric oxygen, serve.

Zusätzlich kann zur Flammenstabilisierung Brennstoff oder ein Luft-Brennstoffgemisch als Pilotbrennstoff in den Reaktionsraum eingedüst werden. Der Pilotbrennstoff kann dabei parallel oder antiparallel versetzt zu dem Luft-Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum eingedüst werden. Besonders vorteilhaft ist es, den Pilotbrennstoff antiparallel versetzt zu dem Luft-Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum einzudüsen, da so die heißen Gase der Pilotflamme den Vormischstrahlen für den Heißgaseinzug zur Verfügung gestellt werden. Dies stabilisiert zuverlässig die Verbrennungsreaktion der Strahlen. Da zusätzlich der Austritt der Heißgase aus der Brennkammer entgegen der Vormischstrahlrichtung stattfindet, steht praktisch das gesamte Heißgas für die Zündung und die Stabilisierung der Vormischstrahlen zur Verfügung.In addition, for flame stabilization fuel or an air-fuel mixture can be injected as a pilot fuel in the reaction space. The pilot fuel can be injected parallel or anti-parallel offset to the air-fuel mixture in the reaction space. Especially advantageous is to inject the pilot fuel in anti-parallel offset to the air-fuel mixture in the reaction space, since the hot gases of the pilot flame are the Vormischstrahlen provided for the hot gas intake available. This reliably stabilizes the combustion reaction of the jets. In addition, since the discharge of the hot gases from the combustion chamber takes place counter to the Vormischstrahlrichtung, virtually all of the hot gas is available for the ignition and the stabilization of the premixing jets available.

Weiterhin kann die Seite des Reaktionsraumes, an der sich der Pilotbrenner befindet, mit einem Oxidationmittel gekühlt werden, welches dann dem Pilotbrennstoff beim Eindüsen in den Reaktionsraum zugeführt wird. Bei dem Oxidationsmittel kann es sich beispielsweise um Luft handeln.Furthermore, the side of the reaction space at which the pilot burner is located can be cooled with an oxidizing agent, which is then fed to the pilot fuel when injected into the reaction space. The oxidizing agent may be, for example, air.

Für eine solche Kühlung der stark wärmebeanspruchten Stellen auf der Brennkammerseite, an der sich der Pilotbrenner befindet, steht auf Grund des großen Druckverlustes in den Vormischstrahldüsen eine hohe Druckdifferenz zur Verfügung. Dies ermöglicht die Anwendung verschiedener Kühlungstechnologien, wie Prallstrahlkühlung, Prallstrahlkühlung mit Oberflächenvergrößerungen oder Rippenkühlung. Zur Prallstrahlkühlung mit Oberflächenvergrößerungen kommen zum Beispiel Dimpel, Längs- und Querrippen in Betracht. Auf diese Weise ist eine offene Brennkammerkühlung nicht erforderlich.For such a cooling of the heavily heat-stressed points on the combustion chamber side, where the pilot burner is located, a high pressure difference is available due to the large pressure loss in the premix jet nozzles. This allows the use of various cooling technologies, such as impingement jet cooling, impingement jet cooling with surface enlargement or ribbed cooling. For impact blast cooling with surface enlargement, for example, dimples, longitudinal and transverse ribs come into consideration. In this way, an open combustion chamber cooling is not required.

Das erfindungsgemäße Verfahren, insbesondere das soeben beschriebene Prinzip des antiparallelen Eindüsens von Pilotbrennstoff und Luft-Brennstoffgemisch, ist sowohl für Rohrbrennkammersysteme als auch für Ringbrennkammersysteme anwendbar. Dabei kann es sich bei dem verwendeten Pilotbrenner um einen drallstabilisierten Brenner oder aber einen Strahlbrenner handeln.The inventive method, in particular the just described principle of anti-parallel injection of pilot fuel and air-fuel mixture, is applicable both for tube combustion chamber systems and for annular combustion chamber systems. In this case, the pilot burner used may be a spin-stabilized burner or a jet burner.

Das antiparallele Eindüsen ist insbesondere vorteilhaft, wenn ringförmig angeordnete Strahlbrenner als Hauptbrenner zum Einsatz kommen. Bei einer Stabilisierung von mehreren ringförmig angeordneten Strahlflammen durch eine zentral angeordnete Pilotflamme mit zu den Strahlflammen paralleler Strömungsrichtung führt dazu, dass die Hauptströmungsrichtung der Pilotflamme einer Rezirkulationsströmung um die Strahlflammen herum entgegengerichtet ist, was zu Nachteilen beim Zünden führen kann. Die Ursache hierfür ist, dass nicht die gesamte Pilotflamme zum Zünden und Stabilisieren der Strahlflammen zur Verfügung steht. Je stärker die Rezirkulation ist, desto schlechter kann die Pilotflamme zünden und stabilisieren. Eine starke Rezirkulation der heißen Verbrennungsgase ist aber für einen stabilen Betrieb der Strahlflammen zwingend erforderlich um einen Heißgaseinzug in die Strahlen zu ermöglichen. Der Heißgaseinzug in die Strahlen zündet die Strahlflammen und sorgt für eine kontinuierliche Verbrennung.The antiparallel injection is particularly advantageous when annularly arranged jet burners are used as the main burner. In a stabilization of several annular arranged jet flames through a centrally located pilot flame with parallel to the jet flame flow direction causes the main flow direction of the pilot flame of a recirculation flow is directed around the jet flames around, which can lead to disadvantages in the ignition. The reason for this is that not the entire pilot flame is available for igniting and stabilizing the jet flames. The stronger the recirculation, the worse the pilot flame can ignite and stabilize. However, a strong recirculation of the hot combustion gases is absolutely necessary for stable operation of the jet flames in order to allow hot gas to be drawn into the jets. The hot gas intake into the jets ignites the jet flames and ensures continuous combustion.

Vorzugsweise ist die Austrittsgeschwindigkeit des Luft-Brennstoffgemisches aus der Vormischstrahldüse in den Reaktionsraum bzw. die Brennkammer größer als die Flammengeschwindigkeit. Die laminare Flammengeschwindigkeit ist die Geschwindigkeit, mit der bei Flammenreaktionen das Frischgas unter laminaren Strömungsbedingungen auf die Flammenfront zuströmt. Bei laminaren Flammen auf Brennern ist die Flammenfront ortsfest, bei turbulenten, wie sie in den meisten technischen Verbrennungsvorgängen vorkommt, fluktuiert die Flammenfront um eine mittlere Lage. Die Flammengeschwindigkeit der turbulenten Flamme beträgt ein Vielfaches der Geschwindigkeit der laminaren Flamme.Preferably, the exit velocity of the air-fuel mixture from the Vormischstrahldüse into the reaction chamber or the combustion chamber is greater than the flame speed. The laminar flame velocity is the rate at which the fresh gas flows into the flame front under laminar flow conditions during flame reactions. In laminar flames on burners, the flame front is stationary, in turbulent, as occurs in most technical combustion processes, the flame front fluctuates around a central location. The flame speed of the turbulent flame is a multiple of the speed of the laminar flame.

Der erfindungsgemäße Vormischbrenner umfasst unter anderem einen Reaktionsraum und mindestens eine in den Reaktionsraum mündende Vormischstrahldüse. Er zeichnet sich dadurch aus, dass die Vormischstrahldüse derart ausgestaltet ist, dass ein Luft-Brennstoffgemisch mit einer Geschwindigkeit in den Reaktionsraum eingedüst werden kann, die sich von der des umgebenden Fluids unterscheidet. Die Geschwindigkeit ist dabei so eingestellt, dass sich an der sich bildenden Grenzfläche zwischen dem Luft-Brennstoffgemisch und dem es umgebenden Fluid Wirbel bilden. Der erfindungsgemäße Vormischbrenner bietet im Wesentlichen die bereits in Bezug auf das erfindungsgemäße Verfahren beschriebenen Vorteile.The premix burner according to the invention comprises inter alia a reaction space and at least one premix jet nozzle which opens into the reaction space. It is characterized in that the premix jet nozzle is designed such that an air-fuel mixture can be injected into the reaction space at a speed which differs from that of the surrounding fluid. The speed is adjusted so that form at the forming interface between the air-fuel mixture and the surrounding fluid vortex. The premix burner according to the invention offers in Essentially the advantages already described in relation to the inventive method.

Es handelt es hierbei um einen unverdrallten Vormischbrenner. Das Luft-Brennstoffgemisch wird in Form eines unverdrallten Strahls in einen Reaktionsraum eingedüst. Die Strahleintrittsgeschwindigkeit kann dabei vorzugsweise oberhalb der Flammengeschwindigkeit liegen. Weiterhin kann die Strahleintrittsgeschwindigkeit vorzugsweise höher als die Geschwindigkeit des den Stahl umgebenden Fluids sein. Der Freistrahl jeder Düse dringt in den Reaktionsraum ein und nimmt dabei durch Mitreißen (sog. Entrainment) umgebendes Fluid auf, vornehmlich bereits verbranntes Luft-Brennstoffgemisch. Diese Rückströmung stabilisiert die Flamme. Geschwindigkeit und Ausdehnung des Freistrahls bestimmen die Flammenlänge, wobei sichergestellt werden sollte, dass der gesamte Brennstoff innerhalb des Reaktionsraumes verbrennt.It is an untwisted premix burner. The air-fuel mixture is injected in the form of an untwisted jet into a reaction space. The jet entry speed may preferably be above the flame speed. Furthermore, the jet entrance velocity may preferably be higher than the velocity of the fluid surrounding the steel. The free jet of each nozzle penetrates into the reaction space and absorbs surrounding fluid by entrainment, primarily already combusted air-fuel mixture. This backflow stabilizes the flame. The speed and extent of the free jet determine the flame length, ensuring that all the fuel burns within the reaction space.

Die Vormischstrahldüse des erfindungsgemäßen Vormischbrenners kann vorzugsweise eine Brennstoffdüse umfassen. Dabei kann die Vormischstrahldüse so ausgestaltet sein, dass der Brennstoff durch die Brennstoffdüse parallel zur Strömungsrichtung eines in der Vormischstrahldüse befindlichen Oxidationsmittels, beispielsweise Verdichterluft, in dieses eingedüst wird. Alternativ kann die Vormischstrahldüse so ausgestaltet sein, dass die Brennstoffdüse mindestens eine Eindüsöffnung aufweist, die ein Eindüsen des Brennstoffes in einem Winkel zwischen 0° und 90° zur Strömungsrichtung eines in der Vormischstrahldüse befindlichen Oxidationsmittels erlaubt.The premix jet nozzle of the premix burner according to the invention may preferably comprise a fuel nozzle. In this case, the premix jet nozzle can be designed such that the fuel is injected through the fuel nozzle parallel to the flow direction of an oxidant present in the premix jet nozzle, for example compressor air. Alternatively, the premix jet nozzle can be configured such that the fuel nozzle has at least one injection opening which allows the fuel to be injected at an angle between 0 ° and 90 ° to the flow direction of an oxidant present in the premix jet nozzle.

Grundsätzlich kann die in den Reaktionsraum mündende Einlassöffnung der Vormischstrahldüse und/oder die in die Vormischstrahldüse mündende Öffnung der Brennstoffdüse eine runde, ovale, rechteckige oder quadratische Form haben oder als Langloch ausgestaltet sein.In principle, the inlet opening of the premix jet nozzle opening into the reaction chamber and / or the opening of the fuel nozzle opening into the premix jet nozzle can have a round, oval, rectangular or square shape or be designed as a slot.

Die Vormischstrahldüse kann zudem ein Element aufweisen, welches eine Einstellung der Oxidationsmitteleintrittsgeschwindigkeit ermöglicht. Bei diesem Element zur Einstellung der Oxidationsmitteleintrittsgeschwindigkeit kann es sich beispielsweise um ein Ventil oder ein Lochblech handeln.The premix jet nozzle may also include an element which adjusts the oxidant entrance velocity allows. This element for adjusting the oxidant inlet velocity may be, for example, a valve or a perforated plate.

Der erfindungsgemäße Vormischbrenner kann mindestens einen Pilotbrenner umfassen. Bei dem Pilotbrenner kann es sich um einen drallstabilisierten Brenner oder um einen Strahlbrenner handeln. Zudem können mehrere Vormischstrahldüsen zu einem Ring oder mehreren konzentrischen Ringen um jeweils einen Pilotbrenner angeordnet sein. In dem Fall, dass mehrere Vormischstrahldüsen zu mehreren konzentrischen Ringen um einen Pilotbrenner angeordnet sind, ist es vorteilhaft, wenn die Vormischstrahldüsen der verschiedenen Ringe versetzt zueinander angeordnet sind. Der Pilotbrenner kann dabei insbesondere auch so angeordnet sein, dass die Strömungsrichtung der Pilotflamme antiparallel zur Strahlrichtung der Strahlflammen verläuft.The premix burner according to the invention may comprise at least one pilot burner. The pilot burner may be a spin-stabilized burner or a jet burner. In addition, several premix jet nozzles can be arranged to form one ring or several concentric rings around a respective pilot burner. In the case where a plurality of premix jet nozzles are arranged to form a plurality of concentric rings around a pilot burner, it is advantageous if the premix jet nozzles of the various rings are arranged offset from one another. The pilot burner can in particular also be arranged such that the flow direction of the pilot flame runs anti-parallel to the jet direction of the jet flames.

Alternativ zu einer Anordnung in Ringen können mehrere Vormischstrahldüsen auch in einer oder mehreren Reihen angeordnet sein. Auch hier ist es vorteilhaft, die Vormischstrahldüsen der verschiedenen Reihen versetzt zueinander anzuordnen. In jedem Falle ist es zusätzlich möglich, dass die Einstrahlrichtungen der Vormischstrahldüsen zueinander einen Winkel zwischen 0° und 90° aufweisen.As an alternative to an arrangement in rings, several premix jet nozzles can also be arranged in one or more rows. Again, it is advantageous to arrange the premix jet nozzles of different rows offset from each other. In any case, it is additionally possible for the directions of irradiation of the premix jet nozzles to have an angle between 0 ° and 90 ° relative to each other.

Es hat sich insgesamt als vorteilhaft herausgestellt, wenn jeweils zwischen zwei Vormischstrahldüsen ein Pilotbrenner angeordnet ist. Vorzugsweise können die Vormischstrahldüsen bzw. die Vormischstrahldüse zu dem Pilotbrenner gegenüberliegend und zu diesem versetzt angeordnet werden.Overall, it has proven to be advantageous if in each case a pilot burner is arranged between two premix jet nozzles. Preferably, the premix jet nozzles or the premix jet nozzle can be arranged opposite to the pilot burner and offset therefrom.

Zur Kühlung, insbesondere der pilotbrennerseitigen Rückwand des Reaktionsraumes, kann der Vormischbrenner von einem Fluidkanal umgeben sein, der mit einer Kühlfluidzufuhr verbunden ist. Bei der Kühlfluidzufuhr kann es sich insbesondere um eine Luftzufuhr handeln.For cooling, in particular the pilot burner side rear wall of the reaction space, the premix burner may be surrounded by a fluid channel which is connected to a cooling fluid supply. The cooling fluid supply may in particular be an air supply.

Der Vorteil der vorliegenden Erfindung liegt in der unverdrallten Eindüsung eines Luft-Brennstoffgemisches über Düsen in den Reaktionsraum, wobei durch eine gezielte Gestaltung der Lufteinlässe und der Gaszumischung innerhalb der Mischkanäle eine optimale Verteilung der Wärmefreisetzung im gesamten Reaktionsraum erreicht wird. Die hierdurch erzielte bessere Verteilung der Wärmefreisetzung durch individuelle Eindringtiefen ermöglicht gegenüber herkömmlichen Systemen eine höhere Verbrennungsstabilität. Dadurch werden Verbrennungsschwingungen vermieden.The advantage of the present invention lies in the non-twisted injection of an air-fuel mixture via nozzles into the reaction space, wherein an optimal distribution of heat release in the entire reaction space is achieved by a targeted design of the air inlets and the gas mixture within the mixing channels. The resulting better distribution of heat release through individual penetration depths allows a higher combustion stability compared to conventional systems. As a result, combustion oscillations are avoided.

Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren beschrieben.

FIG 1
zeigt als erstes Ausführungsbeispiel schematisch den Querschnitt durch einen Teil der Rückwand eines erfindungsgemäßen Vormischbrenners.
FIG 2
zeigt schematisch die Ausbreitungsrichtung des Luft-Brennstoffgemisches und einen dabei entstandenen Wirbel.
FIG 3
zeigt schematisch Wirbel, die durch Verdrallung verursacht wurden.
FIG 4
zeigt schematisch die Anordnung der Einlassöffnungen um den Pilotbrenner an der Rückwand eines erfindungsgemäßen Vormischbrenners.
FIG 5
zeigt als zweites Ausführungsbeispiel schematisch den Querschnitt durch einen Teil der Rückwand eines erfindungsgemäßen Vormischbrenners.
FIG 6
zeigt als drittes Ausführungsbeispiel schematisch die Anordnung von Einlassöffnungen und Pilotbrennern an der Rückwand eines erfindungsgemäßen Vormischbrenners.
FIG 7
zeigt als viertes Ausführungsbeispiel schematisch den Querschnitt durch einen erfindungsgemäßen Vormischbrenner in Längsrichtung.
FIG 8
zeigt als fünftes Ausführungsbeispiel schematisch den Querschnitt durch einen erfindungsgemäßen Vormischbrenner in Längsrichtung.
FIG 9
zeigt schematisch einen Schnitt durch einen erfindungsgemäßen Vormischbrenner entlang der in Figur 8 gezeigten Schnittebene IX-IX.
Further features, properties and advantages of the present invention will be described below by means of embodiments with reference to the accompanying figures.
FIG. 1
shows as a first embodiment schematically the cross section through part of the rear wall of a premix burner according to the invention.
FIG. 2
shows schematically the propagation direction of the air-fuel mixture and a resulting vortex.
FIG. 3
shows schematically vortex caused by twisting.
FIG. 4
shows schematically the arrangement of the inlet openings around the pilot burner at the rear wall of a premix burner according to the invention.
FIG. 5
shows as a second embodiment schematically the cross section through part of the rear wall of a premix burner according to the invention.
FIG. 6
shows as a third embodiment schematically the arrangement of inlet openings and pilot burners on the rear wall of a premix burner according to the invention.
FIG. 7
shows as a fourth embodiment schematically the cross section through a premix burner according to the invention in the longitudinal direction.
FIG. 8
shows as a fifth embodiment schematically the cross section through a premix burner according to the invention in the longitudinal direction.
FIG. 9
schematically shows a section through a premix burner according to the invention along the in FIG. 8 shown section plane IX-IX.

Das erste Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird im Folgenden anhand der Figuren 1 bis 4 beschrieben.The first embodiment of the present invention will be described below with reference to FIGS FIGS. 1 to 4 described.

Die FIG 1 zeigt schematisch den Querschnitt durch einen Teil der Rückwand eines weitgehend rotationssymmetrischen Vormischbrenners 1. Die Mittellinie 2 kennzeichnet die Symmetrieachse des Vormischbrenners 1. Der Vormischbrenner 1 umfasst ein Gehäuse 3, einen Pilotbrenner 4, einen Reaktionsraum 5 und eine Vormischstrahldüse 6. Die Vormischstrahldüse 6 weist eine Einlassöffnung 13 auf, die in den Reaktionsraum 5 mündet. Der Pilotbrenner 4, der im vorliegenden Ausführungsbeispiel ein drallstabilisierter Brenner ist, befindet sich in der Mitte der Rückwand des Vormischbrenners 1. Er ist von mehreren Vormischstrahldüsen 6, die sich ebenfalls an der Rückwand des Vormischbrenners 1 befinden, konzentrisch umgeben.The FIG. 1 The center line 2 indicates the axis of symmetry of the premix burner 1. The premix burner 1 comprises a housing 3, a pilot burner 4, a reaction space 5 and a premix jet nozzle 6. The premix jet nozzle 6 has a Inlet opening 13, which opens into the reaction chamber 5. The pilot burner 4, which in the present embodiment is a spin-stabilized burner, is located in the middle of the rear wall of the premix burner 1. It is surrounded concentrically by a plurality of premix jet nozzles 6, which are likewise located on the rear wall of the premix burner 1.

Die Vormischstrahldüse 6 beinhaltet eine Brennstoffdüse 8, welche von einer Lufteinlasskanal 37 umgeben ist. Der Lufteinlasskanal 37 und der Pilotbrenner 4 münden in den Reaktionsraum 5. Im Inneren des Lufteinlasskanals 37 befindet sich ein Lochblech 14. Das Lochblech 14 dient zur Regulierung der Geschwindigkeit des einströmenden Oxidationsmittels, welches im vorliegenden Ausführungsbeispiel Verdichterluft ist. Die Strömungsrichtung der durch den Lufteinlasskanal 37 strömenden Luft ist durch Pfeile 7 gekennzeichnet.The premix jet nozzle 6 includes a fuel nozzle 8 surrounded by an air intake passage 37. The air inlet channel 37 and the pilot burner 4 open into the reaction space 5. Inside the air inlet channel 37 is a perforated plate 14. The perforated plate 14 serves to regulate the speed of the incoming oxidant, which is compressor air in the present embodiment. The flow direction of the air flowing through the air inlet passage 37 is indicated by arrows 7.

Durch die Brennstoffdüse 8 wird Brennstoff in den vorderen, also den dem Reaktionsraum 5 zugewandten, Teil der Vormischstrahldüse 6 geleitet. Die Strömungsrichtung des Brennstoffes ist durch einen Pfeil 9 gekennzeichnet.Through the fuel nozzle 8, fuel is passed into the front, that is to say the part of the premix jet nozzle 6 facing the reaction space 5. The direction of flow of the fuel is indicated by an arrow 9.

Im vorderen Teil der Vormischstrahldüse 6 vermischt sich die einströmende Luft mit dem durch die Brennstoffdüse 8 einströmenden Brennstoff. Durch die Einlassöffnung 13 wird dieses Gemisch in den Reaktionsraum 5 eingedüst. Durch das Eindüsen dieses Gemisches mit hoher Geschwindigkeit in den Reaktionsraum 5 bildet sich eine Grenzfläche 11 zwischen dem sich in dem Reaktionsraum 5 befindlichen Gas, im vorliegenden Ausführungsbeispiel bereits wenigstens teilweise verbranntes Luft-Brennstoffgemisch, und dem eingedüsten Luft-Brennstoffgemisch. An dieser Grenzfläche 11 entstehen auf Grund des Geschwindigkeitsunterschiedes zwischen dem im Reaktionsraum 5 befindlichen Gemisch und dem eingedüsten Luft-Brennstoffgemisch Wirbel 10. Diese Wirbel 10 bewirken eine Vermischung des eingedüsten Luft-Brennstoffgemisches mit dem sich im Reaktionsraum befindlichen Gasgemisch, welches insbesondere heiße Verbrennungsgase enthält, die zur Stabilisierung der Flamme beitragen.In the front part of the premix jet nozzle 6, the incoming air mixes with the incoming through the fuel nozzle 8 Fuel. Through the inlet opening 13 of this mixture is injected into the reaction chamber 5. By injecting this mixture at high speed into the reaction space 5, an interface 11 between the gas located in the reaction space 5, in the present embodiment already at least partially burned air-fuel mixture, and the injected air-fuel mixture. At this interface 11 arise due to the difference in velocity between the mixture located in the reaction chamber 5 and the injected air-fuel mixture vortices 10. These vortices cause mixing of the injected air-fuel mixture with the gas mixture in the reaction chamber, which contains in particular hot combustion gases, which contribute to the stabilization of the flame.

Vorzugsweise wird die Luft durch den Lufteinlasskanal 37 mit einer geringeren Geschwindigkeit in den vorderen Teil der Vormischstrahldüse 6 eingedüst als der Geschwindigkeit des durch die Brennstoffdüse 8 in den vorderen Teil der Vormischstrahldüse 6 eingedüsten Brennstoffes. Dadurch wird die Luft von dem Brennstoff mitgerissen, was die Vermischung von Luft und Brennstoff aufgrund des sog. Entrainments fördert. Dazu kann die Luft insbesondere parallel zu dem Brennstoff in den Reaktionsraum 5 eingedüst werden.Preferably, the air is injected through the air inlet passage 37 at a lower velocity into the front part of the premix jet nozzle 6 than the velocity of the fuel injected through the fuel nozzle 8 into the front part of the premix jet nozzle 6. As a result, the air is entrained by the fuel, which promotes the mixing of air and fuel due to the so-called Entrainments. For this purpose, the air can in particular be injected parallel to the fuel in the reaction chamber 5.

In FIG 2 ist schematisch ein durch das erfindungsgemäße Verfahren entstandener Wirbel 10 skizziert. Die FIG 2 zeigt die Ausbreitungsrichtung 31, gleichbedeutend mit der Hauptströmungsrichtung, des Luft-Brennstoffgemisches im Reaktionsraum 5 und beispielhaft einen dabei entstandenen Wirbel 10. Weiterhin ist die Achse 32 des Wirbels 10 skizziert. Die Wirbelachse 32 der entstandenen Wirbel 10 verläuft dabei senkrecht zur Ausbreitungsrichtung 31 des Luft-Brennstoffgemisches. Dies unterscheidet die im Rahmen des erfindungsgemäßen Verfahrens entstehenden Wirbel von den Wirbeln, die durch Verdrallung primär verursacht werden.In FIG. 2 schematically outlined by the inventive method vortex 10 is sketched. The FIG. 2 shows the direction of propagation 31, synonymous with the main flow direction of the air-fuel mixture in the reaction chamber 5 and, by way of example, a resulting vortex 10. Furthermore, the axis 32 of the vortex 10 is outlined. The vortex axis 32 of the resulting vortex 10 in this case runs perpendicular to the propagation direction 31 of the air-fuel mixture. This distinguishes the vortices arising in the context of the method according to the invention from the vortices, which are primarily caused by twisting.

In FIG 3 sind zum Vergleich Wirbel 33 und 44 skizziert, der durch Verdrallung verursacht wurde. Die Achse des primär durch die Verdrallung erzeugten Wirbels 33 zeichnet sich dadurch aus, dass sie weitgehend parallel zur ebenfalls in FIG 3 skizzierten Ausbreitungsrichtung 31 des verdrallten Luft-Brennstoffgemisches steht. Die Verdrallung verursacht zusätzlich die Ausbildung von Rezirkulationswirbeln 44, deren Achsen senkrecht zur Ausbreitungsrichtung 31 des Luft-Brennstoffgemisches stehen, wie es in der FIG 3 schematisch gezeigt ist.In FIG. 3 are outlined for comparison vertebrae 33 and 44, which was caused by twisting. The axis of the vortex 33 generated primarily by the twisting is characterized by the fact that it is largely parallel to the also in FIG. 3 sketched propagation direction 31 of the twisted air-fuel mixture is. The twisting additionally causes the formation of recirculation vortices 44 whose axes are perpendicular to the propagation direction 31 of the air-fuel mixture, as shown in the FIG. 3 is shown schematically.

Die Anordnung der Einlassöffnungen 13 um den Pilotbrenner 4 ist in FIG 4 skizziert. Die FIG 4 zeigt schematisch die obere Halbebene eines Schnittes entlang der IV-IV Schnittebene durch die Rückwand des in FIG 1 gezeigten Vormischbrenners 1. Die in FIG 4 mit der Bezugsziffer 26 gekennzeichnete Mittellinie steht senkrecht auf der in FIG 1 mit Bezugsziffer 2 gekennzeichneten Symmetrieachse. Man sieht in FIG 4 den Pilotbrenner 4 und zahlreiche mit den Bezugsziffern 13 bzw. 15 gekennzeichnete erste Einlassöffnungen und zweite Einlassöffnungen von Vormischstrahldüsen.The arrangement of the inlet openings 13 around the pilot burner 4 is in FIG. 4 outlined. The FIG. 4 schematically shows the upper half-plane of a section along the IV-IV sectional plane through the rear wall of the in FIG. 1 premix burner 1. The in FIG. 4 indicated by the reference numeral 26 center line is perpendicular to the in FIG. 1 denoted by reference numeral 2 symmetry axis. You can see in FIG. 4 the pilot burner 4 and numerous first inlet openings and second inlet openings of premix jet nozzles marked with the reference numbers 13 and 15, respectively.

Die ersten Einlassöffnungen 13 sind dabei auf einem konzentrischen Kreis um den Pilotbrenner 4 angeordnet. Die zweiten Einlassöffnungen 15 sind ebenfalls auf einem konzentrisch um den Pilotbrenner 4 liegenden Kreis angeordnet, wobei sich die zweiten Einlassöffnungen 15 in einem größeren Abstand zum Pilotbrenner 4 befinden als die ersten Einlassöffnungen 13. Die zweiten Einlassöffnungen 15 sind zudem versetzt zu den ersten Einlassöffnungen 13 angeordnet. Alternativ kann eine beliebige Anzahl von Einlassöffnungen auch auf lediglich einem Kreis um den Pilotbrenner 4 angeordnet sein. Zusätzlich oder alternativ können Pilotbrenner auf einem Kreis angeordnet sein, dessen Radius sich von dem Radius der Kreise, auf denen die ersten und zweiten Einlassöffnungen 13 und 15 angeordnet sind, unterscheidet. Ebenso können die ersten Einlassöffnungen 13, die zweiten Einlassöffnungen 15 und/oder die Pilotbrenner axial zueinander versetzt angeordnet sein.The first inlet openings 13 are arranged on a concentric circle around the pilot burner 4. The second inlet openings 15 are also arranged on a circle lying concentrically around the pilot burner 4, wherein the second inlet openings 15 are located at a greater distance from the pilot burner 4 than the first inlet openings 13. The second inlet openings 15 are also arranged offset from the first inlet openings 13 , Alternatively, any number of inlet openings may also be arranged on only one circle around the pilot burner 4. Additionally or alternatively, pilot burners may be arranged on a circle whose radius is different from the radius of the circles on which the first and second inlet openings 13 and 15 are arranged. Likewise, the first inlet openings 13, the second inlet openings 15 and / or the pilot burners can be arranged axially offset from one another.

Im Folgenden wird ein zweites Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die FIG 5 näher beschrieben. Elemente, die den im ersten Ausführungsbeispiel beschrieben Elementen entsprechen, sind mit denselben Bezugsziffern versehen und werden nicht erneut beschrieben.Hereinafter, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS FIG. 5 described in more detail. Elements which correspond to the elements described in the first embodiment are given the same reference numerals and will not be described again.

Die Besonderheiten des zweiten Ausführungsbeispiels für den Vormischbrenner sind in FIG 5 dargestellt. Die FIG 5 zeigt schematisch den Querschnitt durch einen Teil der Rückwand eines weitgehend rotationssymmetrischen Vormischbrenners. Man sieht in FIG 5 die durch die Mitte des Vormischbrenners verlaufende Symmetrieachse 2. In der Mitte der Rückwand befindet sich ein Pilotbrenner 4, der wie im ersten Ausführungsbeispiel als drallstabilisierter Vormischbrenner ausgebildet und konzentrisch von Vormischstrahldüsen 6 umgeben ist. In den Vormischstrahldüsen 6 befinden sich Brennstoffdüsen 8. Die Brennstoffdüsen 8 sind von Lufteinlasskanälen 37 umgeben. Mit Hilfe der Einlassöffnungen 13 und 15 wird Brennstoff und Luft 16 in den Reaktionsraum 5 eingedüst. Dazu wird Brennstoff durch die Brennstoffdüse 8 zunächst in den vorderen Teil der Vormischstrahldüsen 6 gedüst, dort mit Luft 16 aus den Lufteinlasskanälen 37 vermischt, und anschließend in den Reaktionsraum 5 weitergeleitet bzw. eingedüst.The peculiarities of the second embodiment of the premix burner are in FIG. 5 shown. The FIG. 5 shows schematically the cross section through a part of the rear wall of a largely rotationally symmetrical premix burner. You can see in FIG. 5 in the middle of the rear wall is a pilot burner 4, which is formed as a spin-stabilized premix burner as in the first embodiment and is surrounded concentrically by Vormischstrahldüsen 6. In the premix jet nozzles 6 are fuel nozzles 8. The fuel nozzles 8 are surrounded by air inlet channels 37. With the aid of the inlet openings 13 and 15, fuel and air 16 is injected into the reaction space 5. For this purpose, fuel is first sprayed through the fuel nozzle 8 into the front part of the premix jet nozzles 6 where it is mixed with air 16 from the air inlet channels 37, and then passed on or injected into the reaction space 5.

Im vorliegenden Ausführungsbeispiel zeichnen sich die Brennstoffdüsen 8 dadurch aus, dass sie an ihren dem Reaktionsraum 5 zugewandten Seiten Öffnungen 34 aufweisen, die einen Austritt des Brennstoffes schräg zur Strömungsrichtung der durch die Lufteinlasskanäle 37 zuströmenden Luft ermöglicht. Die Strömungsrichtung des Brennstoffes ist in FIG 5 durch Pfeile 9 gekennzeichnet, die Strömungsrichtung der durch die Lufteinlasskanäle 37 strömenden Luft ist durch Pfeile 7 gekennzeichnet. Man sieht in die FIG 5, dass die Strömungsrichtung des Brennstoffes 9 beim Austritt durch die Öffnungen 34 in einem Winkel zur Strömungsrichtung der Luft 7, die durch die Lufteinlasskanäle 37 strömt, aufweist. Diese Winkel kann durch eine entsprechende Gestaltung der Öffnungen 34 beliebig eingestellt werden. Dabei ist insbesondere ein Winkel zwischen der Strömungsrichtung des austretenden Brennstoffes 9 und der Strömungsrichtung der zuströmenden Luft 7 zwischen 0° und 45° sinnvoll. Vorzugsweise wird der Brennstoff mit einer im Vergleich zur Luft höheren Geschwindigkeit in die Lufteinlasskanäle 37 eingedüst. Dies begünstigt ein Eindringen des Brennstoffes in den Luftstrom und damit die Durchmischung von Brennstoff und Luft.In the present exemplary embodiment, the fuel nozzles 8 are characterized in that they have openings 34 on their sides facing the reaction space 5, which allow the fuel to exit obliquely to the flow direction of the air flowing in through the air inlet ducts 37. The flow direction of the fuel is in FIG. 5 indicated by arrows 9, the flow direction of the air flowing through the air inlet channels 37 is indicated by arrows 7. You can see in the FIG. 5 in that the direction of flow of the fuel 9 as it exits through the openings 34 is at an angle to the direction of flow of the air 7 passing through the air inlet ducts 37. These angles can be adjusted arbitrarily by a corresponding design of the openings 34. In particular, an angle between the direction of flow of the exiting fuel 9 and the flow direction of the incoming air 7 between 0 ° and 45 ° makes sense. Preferably, the fuel is injected into the air intake passages 37 at a higher rate than air. This promotes penetration of the fuel into the air flow and thus the mixing of fuel and air.

Das Luft-Brennstoffgemisch wird im vorliegenden Ausführungsbeispiel durch erste Einlassöffnungen 13 parallel zur Mittellinie 2 in den Reaktionsraum 5 eingedüst. Dagegen erfolgt das Eindüsen des Luft-Brennstoffgemisches in den Reaktionsraum 5 durch zweite Einlassöffnungen 15 in einem Winkel zur Mittellinie 2. An den Grenzflächen 11 zwischen dem eingedüsten Luft-Brennstoffgemisch und der sich im Reaktionsraum 5 befindlichen Luft bilden sich wiederum Wirbel 10. Diese Wirbel 10 haben die im vorangegangenen Ausführungsbeispiel beschriebenen Eigenschaften.The air-fuel mixture is injected in the present embodiment through first inlet openings 13 parallel to the center line 2 in the reaction chamber 5. By contrast, the injection of the air-fuel mixture into the reaction space 5 takes place through second inlet openings 15 at an angle to the center line 2. At the interfaces 11 between the injected air-fuel mixture and the air located in the reaction chamber 5 again vortex form 10. These vortices 10th have the properties described in the previous embodiment.

Im Folgenden wird ein drittes Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die FIG 6 näher beschrieben. Elemente, die den in den ersten beiden Ausführungsbeispielen beschrieben Elementen entsprechen, sind mit denselben Bezugsziffern versehen und werden nicht erneut beschrieben.Hereinafter, a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS FIG. 6 described in more detail. Elements corresponding to the elements described in the first two embodiments are given the same reference numerals and will not be described again.

Der Vormischbrenner des dritten Ausführungsbeispiels zeichnet sich durch eine abweichende Anordnung von Einlassöffnungen und Pilotbrennern im Vergleich zu den ersten beiden Ausführungsbeispielen aus. Die FIG 6 zeigt schematisch eine zu FIG 4 alternative Anordnung von Einlassöffnungen und Pilotbrennern. Man sieht in FIG 6 eine Draufsicht 17 auf die Rückseite des Reaktionsraums 5 vom Reaktionsraum aus betrachtet. Sowohl die Pilotbrenner. 4 als auch die Einlassöffnungen 18 sind konzentrisch um den Mittelpunkt der Rückwand des Reaktionsraums 5 angeordnet. Die Pilotbrenner 4 und die Einlassöffnungen 18 haben dabei den gleichen Abstand vom Mittelpunkt. Die vier gezeigten Pilotbrenner und die acht in FIG 6 gezeigten Einlassöffnungen 18 sind dabei so angeordnet, dass die Einlassöffnungen 18 jeweils einem Pilotbrenner 4 benachbart sind. Die Einlassöffnungen 18 zeichnen sich weiterhin dadurch aus, dass sie in Gegensatz zu den vorher beschriebenen Ausführungsbeispielen nicht rund sind, sondern als rechteckige Langlöcher mit abgerundeten Ecken ausgestaltet sind. Selbstverständlich kann anstelle von vier Pilotbrennern 4 und acht Einlassöffnungen 18 eine beliebige Anzahl von Pilotbrennern und Einlassöffnungen verwendet werden.The premix burner of the third embodiment is characterized by a different arrangement of inlet openings and pilot burners in comparison to the first two embodiments. The FIG. 6 schematically shows one to FIG. 4 alternative arrangement of inlet openings and pilot burners. You can see in FIG. 6 a top view 17 on the back of the reaction chamber 5 viewed from the reaction space. Both the pilot burner. 4 and the inlet openings 18 are arranged concentrically around the center of the rear wall of the reaction space 5. The pilot burner 4 and the inlet openings 18 have the same distance from the center. The four pilot burners shown and the eight in FIG. 6 shown inlet openings 18 are arranged so that the inlet openings 18 are each adjacent to a pilot burner 4. The inlet openings 18 are further distinguished by the fact that they are not round in contrast to the previously described embodiments, but are designed as rectangular slots with rounded corners. Of course, instead of four pilot burners 4 and eight intake ports 18, any number of pilot burners and intake ports may be used.

Die beschriebene Anordnung hat den Vorteil, dass durch die Anordnung von mehreren Pilotbrennern die Zündwege kleiner sind als bei den zuvor beschriebenen Ausführungsbeispielen mit zentralem Pilotbrenner. Ein weiterer Vorteil besteht darin, dass die Vielzahl von Pilotbrennern eine flexible Steuerung des Abbrandes des Luft-Brennstoffgemisches erlaubt. Zudem lassen sich die einzelnen Flammen gezielt mit Hilfe der verschiedenen Pilotbrenner stabilisieren.The arrangement described has the advantage that the ignition paths are smaller by the arrangement of a plurality of pilot burners than in the previously described embodiments with a central pilot burner. Another advantage is that the plurality of pilot burners allows flexible control of the burnup of the air-fuel mixture. In addition, the individual flames can be specifically stabilized with the help of the various pilot burners.

Im Folgenden wird ein viertes Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die FIG 7 näher beschrieben. Elemente, die den in den ersten drei Ausführungsbeispielen beschrieben Elementen entsprechen, sind mit denselben Bezugsziffern versehen und werden nicht erneut beschrieben.Hereinafter, a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS FIG. 7 described in more detail. Elements which correspond to the elements described in the first three embodiments are given the same reference numerals and will not be described again.

FIG 7 zeigt schematisch den Querschnitt durch einen Vormischbrenner in Längsrichtung. Der in FIG 7 dargestellte Vormischbrenner enthält in seinem Inneren einen Reaktionsraum 5, welcher einen zur Turbine hin gerichtete Ausgang 35 für die Verbrennungsgase aufweist. Der Reaktionsraum 5 ist umgeben von einem umlaufenden Kanal 19. Am dem Ausgang 35 abgewandten Ende des Reaktionsraumes 5 befindet sich ein Pilotbrenner 4. Der Ausgang 35 des Reaktionsraumes 5 ist ringförmig umgeben von Einlassöffnungen 13 von Vormischstrahldüsen 6. Die Einlassöffnungen 13 sind dem Pilotbrenner 4 gegenüber liegend und zu diesem radial versetzt angeordnet. FIG. 7 shows schematically the cross section through a premix burner in the longitudinal direction. The in FIG. 7 The premix burner shown contains in its interior a reaction space 5, which has an outlet 35 directed towards the turbine for the combustion gases. The reaction space 5 is surrounded by a circumferential channel 19. At the end of the reaction space 5 facing away from the output 35 is a pilot burner 4. The output 35 of the reaction chamber 5 is annularly surrounded by inlet openings 13 of Vormischstrahldüsen 6. The inlet openings 13 are the pilot burner 4 opposite lying and arranged offset radially to this.

Der Pilotbrenner 4, der im vorliegenden Ausführungsbeispiel als drallstabilisierter Brenner ausgestaltet ist, wird durch eine Pilotbrennstoffzufuhr 36 mit Pilotbrennstoff versorgt. Die Strömungsrichtung des Pilotbrennstoffes ist durch einen Pfeil 20 gekennzeichnet. Der Pilotbrennstoff wird über den Pilotbrenner 4 in den Reaktionsraum 5 eingedüst und dort verbrannt. Dem Pilotbrenner wird zudem Luft aus dem umlaufenden Kanal 19 zugeführt. Dazu gelangt Luft von einem Kompressor in den umlaufenden Kanal 19. Ein Teil dieser Luft wird von dort aus zum Pilotbrenner 4 geleitet, ein anderer Teil der Luft gelangt über den umlaufenden Kanal 19 zu den Einlassöffnungen 13. Die Strömungsrichtung der vom Kompressor kommenden Luft ist durch die Pfeile 24 gekennzeichnet. Die zum Pilotbrenner 4 weiterströmende Luft ist durch die Pfeile 23 gekennzeichnet. Die in die Vormischstrahldüsen 6 gelangende Luft ist durch die Pfeile 25 gekennzeichnet.The pilot burner 4, which in the present exemplary embodiment is designed as a spin-stabilized burner, is supplied with pilot fuel by a pilot fuel supply 36. The flow direction of the pilot fuel is indicated by an arrow 20. The pilot fuel is injected via the pilot burner 4 in the reaction chamber 5 and burned there. The pilot burner is also supplied with air from the circulating channel 19. A portion of this air is passed from there to the pilot burner 4, another part of the air passes through the circumferential channel 19 to the inlet openings 13. The direction of flow of the air coming from the compressor is through the arrows 24 marked. The air flowing on to the pilot burner 4 is indicated by the arrows 23. The air entering the premix jet nozzles 6 is indicated by the arrows 25.

Durch die zum Pilotbrenner 4 strömende Luft wird gleichzeitig die Rückseite 21 des Reaktionsraums 5 gekühlt. Die Rückseite 21 ist auf Grund der ihr gegenüber liegenden Einlassöffnungen 13, durch welche ein Luft-Brennstoffgemisch mit hoher Geschwindigkeit in den Reaktionsraum 5 eingedüst wird, im Vergleich zu konventionellen Brennern stärkeren thermischen Belastungen ausgesetzt. Eine entsprechende Kühlung ist daher vorteilhaft.The air flowing to the pilot burner 4 simultaneously cools the rear side 21 of the reaction space 5. The rear side 21 is exposed to stronger thermal loads compared to conventional burners due to the inlet openings 13 opposite it through which an air-fuel mixture is injected into the reaction space 5 at high speed. A corresponding cooling is therefore advantageous.

Jede Vormischstrahldüse 6 in FIG 7 umfasst eine Brennstoffdüse 8. Die Brennstoffdüse 8 mündet in den vorderen Teil der Vormischstrahldüse 6, welche ihrerseits über eine Einlassöffnung 13 in den Reaktionsraum 5 mündet. In die Brennstoffdüse 8 wird Brennstoff geleitet. Die Strömungsrichtung des Brennstoffes ist durch Pfeile 27 gekennzeichnet. Der Brennstoff wird über die Brennstoffdüse 8 in den vorderen Teil der Vormischstrahldüse 6 eingedüst. Dort wird dem Brennstoff Luft beigemischt. Die Strömungsrichtung der Luft ist durch Pfeile 25 gekennzeichnet. Die verwendete Luft gelangt vom Kompressor über den umlaufenden Kanal 19 in die Vormischstrahldüse 6.Each premix jet 6 in FIG. 7 comprises a fuel nozzle 8. The fuel nozzle 8 opens into the front part of the premix jet nozzle 6, which in turn opens into the reaction space 5 via an inlet opening 13. In the fuel nozzle 8 fuel is passed. The flow direction of the fuel is indicated by arrows 27. The fuel is injected via the fuel nozzle 8 in the front part of the Vormischstrahldüse 6. There, the fuel is added to the fuel. The direction of flow of the air is indicated by arrows 25. The air used passes from the compressor via the circumferential channel 19 in the Vormischstrahldüse. 6

Die Strömungsrichtung des über die Einlassöffnung 13 in den Reaktionsraum 5 eingedüsten Luft-Brennstoffgemisches ist mit Pfeilen 29 gekennzeichnet. Auf Grund der hohen Geschwindigkeit des eingedüsten Luft-Brennstoffgemisches bilden sich an der Grenzfläche zwischen dem eingedüsten Luft-Brennstoffgemisch und dem es umgebenden Gas Wirbel aus. Die Strömungsrichtung der Wirbel ist durch Pfeile 30 gekennzeichnet. Die Wirbel bewirken eine Durchmischung des eingedüsten Luft-Brennstoffgemisches mit dem sich im Reaktionsraum 5 befindlichen Gas. Bei diesem Gas handelt es sich um Luft und Heißgas, welches aus der Verbrennung der Pilotflamme resultiert. Dabei unterstützt das vom Pilotbrenner in Richtung Turbine strömende Heißgas die Ausbildung dieser Wirbel. Gleichzeitig steht die gesamte im Reaktionsraum 5 befindliche Pilotflamme zum Zünden und Stabilisieren der Strahlflammen zur Verfügung. Dies wird dadurch erreicht, dass der Pilotbrenner 4 und die Einlassöffnungen 13 zueinander antiparallel und radial versetzt angeordnet sind.The flow direction of the injected via the inlet opening 13 into the reaction chamber 5 air-fuel mixture is indicated by arrows 29. Due to the high velocity of the injected air-fuel mixture, vortices form at the interface between the injected air-fuel mixture and the surrounding gas. The direction of flow of the vortices is indicated by arrows 30. The vortices cause mixing of the injected air-fuel mixture with the gas located in the reaction space 5. This gas is air and hot gas resulting from the combustion of the pilot flame. The hot gas flowing from the pilot burner towards the turbine supports the formation of these vortices. At the same time, the entire pilot flame located in the reaction space 5 is available for igniting and stabilizing the jet flames. This is achieved in that the pilot burner 4 and the inlet openings 13 are arranged antiparallel to each other and offset radially.

Die Hauptströmungsrichtung des Brennstoffes bzw. Heißgases der Pilotflamme ist durch Pfeile 22 gekennzeichnet. Diese Hauptströmungsrichtung 22 des Heißgases der Pilotflamme unterstützt die Rezirkulation um die Vormischstrahlen. Der auf diese Weise erzielt hohe Durchmischungsgrad in dem Reaktionsraum 5 fördert eine stabile Verbrennung im Reaktionsraum und verhindert so unerwünschte Verbrennungsschwingungen.The main flow direction of the fuel or hot gas of the pilot flame is indicated by arrows 22. This main flow direction 22 of the hot gas of the pilot flame promotes the recirculation around the premixed jets. The achieved in this way high degree of mixing in the reaction chamber 5 promotes stable combustion in the reaction chamber, thus preventing unwanted combustion oscillations.

Im Folgenden werden als fünftes Ausführungsbeispiel weitere mögliche Varianten der vorliegenden Erfindung anhand der Figuren 8 und 9 näher beschrieben. Elemente, die den in den ersten vier Ausführungsbeispielen beschrieben Elementen entsprechen, sind mit denselben Bezugsziffern versehen und werden nicht erneut beschrieben.In the following, as a fifth embodiment, further possible variants of the present invention with reference to FIGS. 8 and 9 described in more detail. Elements that correspond to the elements described in the first four embodiments are given the same reference numerals and will not be described again.

Die FIG 8 zeigt als fünftes Ausführungsbeispiel schematisch den Querschnitt durch einen erfindungsgemäßen Vormischbrenner in Längsrichtung. Man sieht in FIG 8 unter anderem die Symmetrieachse 2, das Gehäuse 3 des Vormischbrenners, eine Vormischstrahldüse 6 und einen zentral angeordneten Pilotbrenner 4, der eine Zündung des Luft-Brennstoffgemisches sichern soll. Der Pilotbrenner 4 ist über einen Konus 43 in axialer Richtung zurückgesetzt. Mehrere Vormischstrahldüsen 6 sind rotationssymmetrisch um die Symmetrieachse 2, d.h. auch um den Pilotbrenner 4, angeordnet.The FIG. 8 shows as a fifth embodiment schematically the cross section through a premix burner according to the invention in the longitudinal direction. You can see in FIG. 8 including the symmetry axis 2, the housing 3 of the premix burner, a Vormischstrahldüse 6 and a centrally located pilot burner 4, which is intended to ensure ignition of the air-fuel mixture. The pilot burner 4 is reset via a cone 43 in the axial direction. Several premix jet nozzles 6 are arranged rotationally symmetrically about the axis of symmetry 2, ie also around the pilot burner 4.

Der Vormischbrenner umfasst einen Reaktionsraum 5 mit einem zu einer Turbine hinführenden Ausgang 35 und ein Plenum 42, welches dem Ausgang 35 gegenüber liegt und von dem Reaktionsraum durch eine Kopfplatte 41 räumlich getrennt ist. Im Plenum 42 befindet sich Verdichterluft, die durch die Vormischstahldüsen 6 in den Reaktionsraum 5 eingedüst wird. Die Strömungsrichtung der Luft ist durch Pfeile 7 gekennzeichnet.The premix burner comprises a reaction space 5 with an outlet 35 leading to a turbine and a plenum 42 which is opposite the outlet 35 and is spatially separated from the reaction space by a top plate 41. In plenum 42 is compressor air, which is injected through the premixing dies 6 in the reaction chamber 5. The flow direction of the air is indicated by arrows 7.

Weiterhin ist im Plenum 42 ein Brennstoffverteiler 12 angeordnet, der mit einer Stichleitung 39 verbunden ist. In FIG 8 ist der Brennstoffverteiler 12 ausgehend von der Symmetrieachse 2 an einem größeren Radius angeordnet als die Stichleitung 39. Selbstverständlich kann auch die Stichleitung 39 an einem größeren Radius als der Brennstoffverteiler 12 angeordnet sein. Mit Hilfe der Stichleitung 39 wird der Brennstoff in die Vormischstrahldüse 6 eingedüst. Über die Vormischstrahldüse 6 wird der mit der Verdichterluft vermischte Brennstoff in den Reaktionsraum 5 eingedüst und dort verbrannt. Der Freistrahl der dabei entstehenden Flamme ist mit der Bezugsziffer 40 gekennzeichnet.Furthermore, in plenum 42, a fuel distributor 12 is arranged, which is connected to a stub 39. In FIG. 8 the fuel distributor 12 is arranged at a larger radius starting from the symmetry axis 2 than the stub 39. Of course, the stub 39 can also be arranged at a larger radius than the fuel distributor 12. With the help of the stub 39, the fuel is injected into the premix jet 6. About the Vormischstrahldüse 6 mixed with the compressor air fuel is injected into the reaction chamber 5 and burned there. The free jet of the resulting flame is indicated by the reference numeral 40.

Die FIG 9 zeigt schematisch einen Schnitt durch den in FIG 8 gezeigten Vormischbrenner entlang der dort angegebenen Schnittebene IX-IX. Man sieht in FIG 9 wiederum den Reaktionsraum 5, der vom Plenum 42 durch die Kopfplatte 41 getrennt ist. In der Kopfplatte 41 ist eine Vormischstrahldüse 6 eingebracht, über die ein Luft-Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum 5 eingedüst wird. Im Plenum 42 befindet sich eine Stichleitung 39, mit welcher Brennstoff in die Vormischstrahldüse 6 eingedüst werden kann. Die Strömungsrichtung des Brennstoffes ist durch Pfeile 9 gekennzeichnet.The FIG. 9 schematically shows a section through the in FIG. 8 shown Vormischbrenner along the specified section plane IX-IX. You can see in FIG. 9 in turn, the reaction space 5, which is separated from the plenum 42 by the top plate 41. In the top plate 41, a premix jet nozzle 6 is introduced, via which an air-fuel mixture is injected into the reaction space 5. In plenum 42 is a stub 39, with which fuel can be injected into the premix jet 6. The flow direction of the fuel is indicated by arrows 9.

Der Reaktionsraum 5 des fünften Ausführungsbeispiels besteht im Wesentlichen aus einem Zylinder, dem einseitig über die Kopfplatte 41 Luft und Brennstoff zugeführt werden. Zusätzlich zu dem Brennstoffverteiler 12 können im Plenum 42 Strömungskanäle angebracht sein, die eine Führung und Ausrichtung der Luft- bzw. Brennstoffströmung ermöglichen. Auch können mehrere Pilotbrenner statt nur einem Pilotbrenner vorhanden sein. Eine oder mehrere Pilotflammen sollen dabei den Abbrand bzw. die Zündung des Gemisches garantieren. Weiterhin besteht die Möglichkeit, bei niedrigen Feuerleistungen den Brennstoff nur über den bzw. die Pilotbrenner 4 zu verbrennen.The reaction chamber 5 of the fifth embodiment consists essentially of a cylinder, which are supplied on one side via the top plate 41 air and fuel. In addition to the fuel distributor 12, flow channels may be mounted in the plenum 42, which allow a guidance and orientation of the air or fuel flow. Also, several pilot burners may be present instead of just one pilot burner. One or more pilot flames should guarantee burnup or ignition of the mixture. Furthermore, it is possible to burn the fuel only via the or the pilot burner 4 at low firing rates.

Das Luft-Brennstoffgemisch kann über radiale Langlöcher, wie im Zusammenhang mit FIG 6 beschrieben, in den Reaktionsraum 5 eintreten. An die Langlöcher sind Strömungskanäle angebracht, mit denen die Strömung gerichtet wird und in denen Brennstoff und Luft gemischt werden. Hierbei sind verschiedene Anordnungen der Vormischstrahldüsen 6 und der Pilotbrenner 4 in der Kopfplatte 41 möglich.The air-fuel mixture can via radial slots, as related to FIG. 6 described, enter the reaction space 5. On the slots flow channels are attached, with which the flow is directed and in which fuel and air are mixed. In this case, various arrangements of the premix jet nozzles 6 and the pilot burner 4 in the top plate 41 are possible.

In einer ersten Variante können die Vormischstrahldüsen 6 so um einen zentral sitzenden Pilotbrenner 4 angebracht sein, wie im Zusammenhang mit FIG 4 beschrieben worden ist. Diese erstrecken sich in radialer Richtung nur über einen Teil der Ringfläche, und bilden zwei Gruppen, welche in umfangs- und in radialer Richtung versetzt sind. Der Pilotbrenner 4 kann wie in FIG 8 über einen Konus 43 in axialer Richtung zurückgesetzt sein. Eine bündige Bauweise kann aber ebenfalls realisiert werden. Sowohl der innere als auch die äußere Ring der Vormischstrahldüsen 6 besitzen eine eigene Brennstoffzufuhr, so dass eine Stufung des Brennstoffes erfolgen kann.In a first variant, the premix jet nozzles 6 can be mounted around a centrally located pilot burner 4, as in connection with FIG FIG. 4 has been described. These extend in the radial direction only over part of the annular surface, and form two groups, which are offset in the circumferential and in the radial direction. The pilot burner 4 can, as in FIG. 8 be reset by a cone 43 in the axial direction. A flush design can also be realized. Both the inner and the outer ring of the Vormischstrahldüsen 6 have their own fuel supply, so that a gradation of the fuel can take place.

Als zweite Variante können die Vormischstrahldüsen 6 in nur einem Ring um einen zentralen Pilotbrenner 4 angebracht sein, wie dies in FIG 8 dargestellt ist. Diese Variante ist konstruktiv einfacher als die erste Variante.As a second variant, the premix jet nozzles 6 may be mounted in a single ring around a central pilot burner 4, as shown in FIG FIG. 8 is shown. This variant is structurally simpler than the first variant.

Eine dritte Variante verfügt über drei (alternativ vier oder eine andere beliebige Anzahl, die größer ist als eins) Pilotbrenner 4 und sechs (alternativ acht oder eine andere beliebige Anzahl, die größer ist als eins) Vormischstrahldüsen 6. Die Vormischstrahldüsen 6 wie auch die Pilotbrenner 4 sind auf dem gleichen Kreisumfang angebracht, wie im Zusammenhang mit FIG 6 beschrieben. Der achsenahe Bereich des Brenners ist in dieser Variante unbeaufschlagt und kann somit zur Rezirkulation bzw. zur Rückströmung von bereits reagiertem Gas dienen. Die Brennstoffeindüsung erfolgt im Prinzip analog zu den bereits erwähnten Varianten. Eine Stufung der Brennstoffzufuhr kann mittels zweier Brennstoffverteiler erfolgen, die jeweils jede zweite Einlassöffnung versorgen.A third variant has three (alternatively four or any other number greater than one) pilot burners 4 and six (alternatively eight or any other number greater than one) premix jet nozzles 6. The premix jet nozzles 6 as well as the pilot burners 4 are mounted on the same circumference, as related to FIG. 6 described. The achsenahe range of the burner is unencumbered in this variant and can thus serve for recirculation or to the backflow of already reacted gas. The fuel injection takes place in principle analogous to the variants already mentioned. A staging of the fuel supply can be done by means of two fuel manifolds, each supplying each second inlet port.

Durch die vorgeschlagenen Anordnungen kann mit einfachen konstruktiven Methoden eine Eindüsung des Brennstoffes in die Luft erfolgen. Dies hat Vorteile gegenüber Varianten, in denen eine hohe Anzahl an kreisrunden Vormischstrahldüsen 6 verwendet wird. Die erste Variante hat den Vorteil, dass durch die zwei Reihen der Vormischstrahldüsen 6 eine Abstimmung der Luftströmung und der Brennstoffmengen möglich wird. Weiterhin kann einfach eine radiale Stufung oder Verschiebung der Brennstoffmenge erfolgen, so dass gegebenenfalls die radiale Brennstoffverteilung manipuliert werden kann. Die dritte Variante hat den Vorteil, dass durch die Anordnung von drei (bzw. vier oder einer anderen beliebigen Anzahl, die größer ist als eins) Pilotbrennern 4 die Zündwege kleiner sind als bei den ersten beiden Varianten mit zentralem Brenner.The proposed arrangements can be made with simple structural methods, an injection of the fuel into the air. This has advantages over variants in which a large number of circular premix jet nozzles 6 are used. The first variant has the advantage that it is possible to tune the air flow and the fuel quantities through the two rows of premix jet nozzles 6. Furthermore, a radial grading or displacement of the amount of fuel can simply take place, so that optionally the radial fuel distribution can be manipulated. The third variant has the advantage that the arrangement of three (or four or any other number, which is greater than one) pilot burners 4, the ignition paths are smaller than in the first two variants with a central burner.

Zusammenfassend wird im Rahmen der vorliegenden Erfindung die Reaktion durch geeignete Strömungsführung räumlich verteilt. Hierdurch können verbrennungsinduzierte Instabilitäten weitgehend vermieden werden. Das Luft-Brennstoffgemisch wird mit hoher Geschwindigkeit in den Reaktionsraum eingedüst. Die hierdurch erzeugte hohe Turbulenz und hohe Scherung der Strömung verhindert die Oxidation des Gemischs über eine Flamme. Die Reaktion bzw. Oxidation wird somit über den Reaktionsraum verteilt. Die Produktion an Stickstoffoxiden ist durch den hohen Grad der Vormischung minimal.In summary, in the context of the present invention, the reaction is spatially distributed by suitable flow guidance. As a result, combustion-induced instabilities can be largely avoided. The air-fuel mixture is injected at high speed into the reaction space. The resulting high turbulence and high shear of the flow prevents the oxidation of the mixture via a flame. The reaction or oxidation is thus over the reaction space distributed. The production of nitrogen oxides is minimal due to the high degree of premixing.

Claims (25)

Verfahren zur Stabilisierung der Flamme eines Vormischbrenners (1), welcher einen ein Fluid beinhaltenden Reaktionsraum (5) umfasst, dadurch gekennzeichnet, dass ein Luft-Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum (5) mit einer Geschwindigkeit eingedüst wird, die sich von der des im Reaktionsraum (5) befindlichen Fluids unterscheidet, wobei die Geschwindigkeit derart eingestellt ist, dass sich an der sich bildenden Grenzfläche (11) zwischen dem Luft-Brennstoffgemisch und dem es umgebenden Fluid Wirbel (10) bilden.Method for stabilizing the flame of a premix burner (1) which comprises a reaction space (5) containing a fluid, characterized in that an air-fuel mixture is injected into the reaction space (5) at a speed which is different from that in the reaction space ( 5), wherein the velocity is set such that vortices (10) form at the forming interface (11) between the air-fuel mixture and the fluid surrounding it. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass die Achsen (32) der sich bildenden Wirbel (10) senkrecht auf der Ausbreitungsrichtung (31) des Luft-Brennstoffgemisches stehen.Method according to claim 1,
characterized in that the axes (32) of the forming vertebrae (10) are perpendicular to the propagation direction (31) of the air-fuel mixture. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass das Luft-Brennstoffgemisch dadurch gebildet wird, dass in einer Vormischstrahldüse (6) der Brennstoff in ein Oxidationsmittel mit einer Geschwindigkeit eingedüst wird, die höher ist als die des Oxidationsmittels.Method according to claim 1 or 2,
characterized in that the air-fuel mixture is formed by, in a premix jet nozzle (6), injecting the fuel into an oxidant at a rate higher than that of the oxidant. Verfahren nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet dass der Brennstoff parallel zur Strömungsrichtung des Oxidationsmittels in dieses eingedüst wird.Method according to claim 3,
characterized in that the fuel is injected parallel to the flow direction of the oxidizing agent in this. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass Brennstoff oder ein Luft-Brennstoffgemisch als Pilotbrennstoff über einen Pilotbrenner (4) in den Reaktionsraum (5) eingedüst wird.Method according to one of claims 1 to 4,
characterized in that fuel or an air-fuel mixture is injected as a pilot fuel via a pilot burner (4) in the reaction space (5). Verfahren nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet, dass der Pilotbrennstoff parallel oder antiparallel versetzt zu dem Luft-Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum (5) eingedüst wird.Method according to claim 5,
characterized in that the pilot fuel is injected in parallel or in anti-parallel offset to the air-fuel mixture in the reaction space (5). Verfahren nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass die Seite des Reaktionsraumes (5), an der sich der Pilotbrenner (4) befindet, mit einem Oxidationsmittel gekühlt wird, welches dann dem Pilotbrennstoff beim Eindüsen in den Reaktionsraum (5) zugeführt wird.Method according to claim 6,
characterized in that the side of the reaction space (5) at which the pilot burner (4) is cooled with an oxidizing agent, which is then fed to the pilot fuel when injected into the reaction space (5). Verfahren nach einem der Ansprüche 3 bis 7,
dadurch gekennzeichnet dass es sich bei dem Oxidationsmittel um Luft handelt.Method according to one of claims 3 to 7,
characterized in that the oxidizing agent is air. Vormischbrenner (1), welcher einen Reaktionsraum (5) und mindestens eine in den Reaktionsraum (5) mündende Vormischstrahldüse (6) umfasst, wobei die Vormischstrahldüse (6) derart ausgestaltet ist, dass ein Luft-Brennstoffgemisch mit einer Geschwindigkeit in den Reaktionsraum (5) eingedüst werden kann, die sich von der des umgebenden Fluids unterscheidet, wobei die Geschwindigkeit derart eingestellt ist, dass sich an der sich bildenden Grenzfläche (11) zwischen dem Luft-Brennstoffgemisch und dem es umgebenden Fluid Wirbel (10) bilden.Premix burner (1), which comprises a reaction space (5) and at least one premix jet nozzle (6) opening into the reaction space (5), wherein the premix jet nozzle (6) is configured such that an air-fuel mixture is introduced at a rate into the reaction space (5 ) which is different from that of the surrounding fluid, the speed being set such that vortices (10) are formed at the forming interface (11) between the air-fuel mixture and the fluid surrounding it. Vormischbrenner (1) nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet, dass die Vormischstrahldüse (6) eine Brennstoffdüse (8) umfasst.Premix burner (1) according to claim 9,
characterized in that the premix jet nozzle (6) comprises a fuel nozzle (8). Vormischbrenner (1) nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet, dass die Vormischstrahldüse (6) so ausgestaltet ist, dass der Brennstoff durch die Brennstoffdüse (8) parallel zur Strömungsrichtung (7) eines in der Vormischstrahldüse (6) befindlichen Oxidationsmittels in dieses eingedüst wird.Premix burner (1) according to claim 10,
characterized in that the Vormischstrahldüse (6) is designed so that the fuel through the fuel nozzle (8) parallel to the flow direction (7) of an in the Vormischstrahldüse (6) located oxidant is injected into this. Vormischbrenner (1) nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet, dass die Vormischstrahldüse (6) so ausgestaltet ist, dass die Brennstoffdüse (8) mindestens eine Eindüsöffnung (34) aufweist, die ein Eindüsen des Brennstoffes in einem Winkel zwischen 0° und 90° zur Strömungsrichtung (7) des in der Vormischstrahldüse (6) befindlichen Oxidationsmittels erlaubt.Premix burner (1) according to claim 10,
characterized in that the Vormischstrahldüse (6) is designed so that the fuel nozzle (8) has at least one Eindüsöffnung (34), which injecting the fuel at an angle between 0 ° and 90 ° to the flow direction (7) of the in the Vormischstrahldüse (6) located oxidant allowed. Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, dass die in den Reaktionsraum (5) mündende Einlassöffnung (13, 15, 18) der Vormischstrahldüse (6) und/oder die in die Vormischstrahldüse (6) mündende Öffnung der Brennstoffdüse (8) eine runde, ovale, rechteckige oder quadratische Form hat oder als Langloch ausgestaltet ist.Premix burner (1) according to one of claims 9 to 12,
characterized in that the inlet opening (13, 15, 18) of the premix jet nozzle (6) opening into the reaction space (5) and / or the opening of the fuel nozzle (8) opening into the premix jet nozzle (6) has a round, oval, rectangular or square opening Form has or is designed as a slot. Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 13,
dadurch gekennzeichnet, dass die Vormischstrahldüse (6) ein Element zur Einstellung der Oxidationsmitteleintrittsgeschwindigkeit aufweist.Premix burner (1) according to one of claims 9 to 13,
characterized in that the premix jet nozzle (6) comprises an element for adjusting the oxidant entrance velocity. Vormischbrenner (1) nach Anspruch 14,
dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei dem Element zur Einstellung der Oxidationsmitteleintrittsgeschwindigkeit um ein Ventil oder ein Lochblech (14) handelt.Premix burner (1) according to claim 14,
characterized in that the element for adjusting the oxidant inlet velocity is a valve or a perforated plate (14). Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 15,
dadurch gekennzeichnet, dass der Vormischbrenner (1) mindestens einem Pilotbrenner (4) umfasst.Premix burner (1) according to one of claims 9 to 15,
characterized in that the premix burner (1) comprises at least one pilot burner (4). Vormischbrenner (1) nach Anspruch 16,
dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei dem Pilotbrenner (4) um einen drallstabilisierten Brenner oder einen Strahlbrenner handelt.Premix burner (1) according to claim 16,
characterized in that the pilot burner (4) is a spin-stabilized burner or a jet burner. Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 16 oder 17,
dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Vormischstrahldüsen (6) zu einem Ring oder mehreren konzentrischen Ringen um einen Pilotbrenner (4) angeordnet sind.Premix burner (1) according to one of claims 16 or 17,
characterized in that a plurality of premix jet nozzles (6) are arranged to form a ring or a plurality of concentric rings around a pilot burner (4). Vormischbrenner (1) nach Anspruch 18,
dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Vormischstrahldüsen (6) zu mehreren konzentrischen Ringen um einen Pilotbrenner (4) angeordnet sind, wobei die Vormischstrahldüsen (6) der verschiedenen Ringe versetzt zueinander angeordnet sind.Premix burner (1) according to claim 18,
characterized in that a plurality of premix jet nozzles (6) form a plurality of concentric rings around a pilot burner (4) are arranged, wherein the premix jet nozzles (6) of the various rings are arranged offset from one another. Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 17,
dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Vormischstrahldüsen (6) in einer oder mehreren Reihen angeordnet sind.Premix burner (1) according to one of claims 9 to 17,
characterized in that a plurality of premix jet nozzles (6) are arranged in one or more rows. Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 20,
dadurch gekennzeichnet, dass die Einstrahlrichtungen der Vormischstrahldüsen (6) in den Reaktionsraum (5) zueinander einen Winkel zwischen 0° und 90° aufweisen.Premix burner (1) according to one of claims 9 to 20,
characterized in that the directions of irradiation of the premix jet nozzles (6) in the reaction space (5) to each other at an angle between 0 ° and 90 °. Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 21 und Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass dass jeweils zwischen zwei Vormischstrahldüsen (6) ein Pilotbrenner (4) angeordnet ist.Premix burner (1) according to one of claims 9 to 21 and claim 16, characterized in that a pilot burner (4) is arranged in each case between two premix jet nozzles (6). Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 22 und Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Vormischstrahldüse (6) dem Pilotbrenner (4) gegenüber liegend und zu diesem radial versetzt angeordnet ist.Premix burner (1) according to one of Claims 9 to 22 and Claim 16, characterized in that the premix jet nozzle (6) is arranged opposite the pilot burner (4) and offset radially relative thereto. Vormischbrenner (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 23,
dadurch gekennzeichnet, dass der Vormischbrenner (1) von einem Fluidkanal (19) umgeben ist, der mit einer Kühlfluidzufuhr verbunden ist.Premix burner (1) according to one of claims 9 to 23,
characterized in that the premix burner (1) is surrounded by a fluid channel (19) connected to a cooling fluid supply. Vormischbrenner (1) nach Anspruch 24,
dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei der Kühlfluidzufuhr um eine Luftzufuhr handelt.Premix burner (1) according to claim 24,
characterized in that the cooling fluid supply is an air supply.
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