EP2037172B1 - Gasturbinenmagerbrenner mit Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität - Google Patents

Gasturbinenmagerbrenner mit Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität Download PDF

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EP2037172B1
EP2037172B1 EP08015722.5A EP08015722A EP2037172B1 EP 2037172 B1 EP2037172 B1 EP 2037172B1 EP 08015722 A EP08015722 A EP 08015722A EP 2037172 B1 EP2037172 B1 EP 2037172B1
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EP
European Patent Office
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fuel
gas
accordance
burner
der
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EP08015722.5A
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EP2037172A2 (de
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Leif Rackwitz
Imon Kalyan Bagchi
Thomas Dörr
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23DBURNERS
    • F23D11/00Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/10Burners 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
    • F23D11/106Burners 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 at the burner outlet
    • F23D11/107Burners 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 at the burner outlet at least one of both being subjected to a swirling motion
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine lean burn burner according to the features of the preamble of claim 1.
  • the invention relates to a fuel nozzle with controlled fuel inhomogeneity, which provides the opportunity to introduce the fuel in an optimal manner for combustion.
  • the main stage of the known so-called lean burners is often designed as a so-called film depositor ( US 2006/0248898 A1 ).
  • some injection methods with single-jet injection are known which are intended to ensure a high degree of homogenization of the initial fuel distribution and / or a high penetration depth of the injected fuel ( US 2004/0040311 A1 ).
  • bluff body geometries which may be designed as baffle plates or V-shaped stabilizers arranged (eg US 4445339 and WO 10/860659 ).
  • the local fuel-air mixture is not controlled adjustable.
  • the problem is that with a desired homogeneous axial and circumferential loading of the fuel on the film layer
  • a very good air-fuel mixture with average low combustion temperatures and thus low NOx emissions can be achieved, however the homogeneous mixture formation aimed at under high load conditions under partial load conditions as a result of insufficient fuel loading on the film former lead to a significant deterioration of the combustion chamber burnout (cf. Fig. 6 ).
  • the background is the reduced heat release associated with lean mixtures as well as the property for local flame extinction with successive reduction of the fuel and low combustion chamber pressure and temperature.
  • Another flow form is characterized by a so-called "unfolding" of the flow and the formation of a recirculation area on the burner axis (see Fig. 4 ).
  • an attenuated recirculation area in the wake of the stabilizer is additionally present in this variant of the flame stabilizer.
  • a dual fuel injection of a gas turbine lean burn burner is known in which the main fuel injection includes recesses distributed circumferentially and inclined to the burner axis and circumferentially inclined.
  • a similar embodiment shows the US 2005/115244 A1 ,
  • the invention has for its object to provide a Gasturbinenmagerbrenner of the type mentioned, which with a simple design while avoiding the disadvantages of the prior art low pollutant emissions, improved Flame stability and a high Brennttingausbrand has.
  • a burner operated with excess air having a pilot 17 and a main fuel injection 18.
  • the aim is to set a targeted inhomogeneity of the fuel-air mixture.
  • the goal is to create a load-dependent variation of fuel placement in the main stage of the fuel in order to influence the degree of local fuel-air mixture.
  • the background is that a high mixture homogenization on the one hand favors the formation of low NOx emissions, on the other hand, a reduced mixture homogenization by targeted formation of locally rich mixture zones advantageous for achieving a high burnout of the combustion chamber, especially at partial load conditions.
  • the partially competing properties are to be optimized by the method of load-dependent fuel inhomogeneity.
  • the burner is characterized by a novel flame stabilizer between the inner and middle flow channel, which should lead to improved flow control within the combustion chamber, in particular with regard to the interaction of the pilot and main flow in addition to the method for local load-dependent fuel enrichment.
  • An essential feature of the present invention is that the outlet openings of the discrete fuel injections in the circumferential direction are employed (see Fig. 10 . 12 ).
  • the angle of attack of the fuel jets in the circumferential direction should be in the range between 10 ° ⁇ ⁇ 2 ⁇ 60 °. This can be by a - in relation to the twisted air flow of the central air passage 15 - the same direction or opposite directions.
  • the fuel jets may be at individual angles ⁇ 2.
  • the fuel jets can continue to be employed with respect to the burner axis 4 in the axial direction.
  • the preferred axial angle of attack of the fuel jets is in the range between -10 ° ⁇ ⁇ 1 ⁇ 90 °.
  • the fuel jets can be set at individual angles ⁇ 1.
  • the recesses can also be made individually (both with respect to ⁇ 1 and ⁇ 2).
  • the first method is to meter the main fuel through discrete fuel bores upstream of the main fuel passage exit face and directly adjust a circumferentially controlled inhomogeneous fuel-air mixture. This can be achieved by a suitable choice of the number, arrangement and adjustment of the fuel bores and by ensuring a low interaction of the injected fuel jets with the wall element already described within the fuel level. This means that the fuel jets injected into the middle flow channel still have a defined velocity pulse.
  • the short run length of the main fuel between the inner surface of the main stage 19, 38 and the location of the holes 41 is a load-dependent penetration depth of a more or less closed fuel film, albeit reduced or to a fuel film approximated fuel entry adjustable.
  • a "subsequent" local enrichment of the fuel film in the circumferential direction is proposed when using a fuel film ( Fig. 19 ).
  • These inhomogeneities in the fuel distribution can be achieved by different measures, for example of turbulators placed on the film laying surface, a suitable design of the trailing edge of the film layer (eg corrugated arrangement, lamella shape).
  • the said methods for local adjustment of inhomogeneities for the fuel film can be located both within the middle flow channel both upstream and / or downstream of the film gap.
  • turbulators on the surface of the film layer as follows: upstream or downstream of the film gap, then each 1-row or multi-row, with / without circumferential position, but also a circumferentially closed ring geometry of the turbulator (eg circumferential edge / step).
  • a specific contouring, both in the axial and in the circumferential direction, of the flame stabilizer is proposed.
  • An embodiment with a flower-shaped geometry for the outlet cross-section of a flame stabilizer is in Fig. 14 shown.
  • the diameter of the exit surface varies between a minimum diameter A1, which can lead to a pronounced decentralized recirculation in the wake of the V-shaped flame stabilizer, and a maximum diameter A2, which favors the formation of a central recirculation on the burner axis.
  • a minimum diameter A1 which can lead to a pronounced decentralized recirculation in the wake of the V-shaped flame stabilizer
  • a maximum diameter A2 which favors the formation of a central recirculation on the burner axis.
  • Fig. 14 illustrated variant for a contoured flame stabilizer with 8 so-called “flowers” are proposed further variants, the proposed geometries between 2 and 20 "flowers” may have.
  • Fig. 15 Another version is shown for a slightly more contoured flame stabilizer with 8 "flowers” in which the diameter A1 is reduced and at the same time the diameter A2 is increased.
  • the flow locally undergoes a flow acceleration or delay, resulting in a highly three-dimensional flow area with both centralized and decentralized recirculation (see Fig. 5 ).
  • a further embodiment provides for the circumferential alignment of the 3D wave geometry (contours) of the flame stabilizer at the effective helix angle of the deflected air flow for the inner pilot stage and / or the effective helix angle of the deflected air flow for the radially outer main stage.
  • Fig. 16 another embodiment of the contoured flame stabilizer is shown.
  • the contouring of the inner leg of the flame holder has 5 flowers, whereby by the number and arrangement of the flowers a diameter variation is achieved with a controlled asymmetry in the flow guidance of the pilot flow.
  • both a strong flow acceleration as well as due to the cross-sectional widening a deflection and flow delay is implemented in a sectional plane.
  • Fig. 17 another embodiment of a flame stabilizer with an eccentric positioning shown.
  • An additional option for contouring 25 is a sawtooth profile.
  • bimetal elements can be integrated into the front part of the flame stabilizer or at the trailing edge of the flame stabilizer to achieve a desired change in exit geometry.
  • Another advantage of the invention is the possibility of controlled adjustment of a "mixed" flow field with distinct central and decentralized recirculation areas. It is expected that the presence of a central recirculation on the one hand, the NOx emissions can be significantly reduced and can be achieved by setting a sufficient sudströmzone in the wake of the flame stabilizer very high flame stability against lean burn. Furthermore, it is expected that the interaction between the pilot and main flame can be more controlled, since depending on the 3D contour of the flame stabilizer there is the possibility to generate different flow states with more or less strong interaction of the pilot and main flow. With the help of this targeted generation of a "mixed" flow form, the operating range of the lean burn burner can be significantly extended between low and full load.
  • Another advantage of the invention is expected in the field of ignition of the pilot stage. Due to the contoured geometry of the exit surface with locally increased pitch diameters A2, a radial expansion (dispersion) of the pilot spray is generated, which can lead to improved mixture preparation. This increases the likelihood that a greater part of the pilot spray can be brought into the vicinity of the combustion chamber wall in the region of the spark plug and thus - depending on the local fuel-air mixture - the ignition characteristics of the burner can be improved.
  • Another advantage of the three-dimensional contouring of the flame stabilizer is an equalization of the flow and thus the reduction of the occurrence of possible flow instabilities, which can often form in the wake of bluff bodies - especially in the shear layer.

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)

Description

  • Die Erfindung bezieht sich auf einen Gasturbinenmagerbrenner gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.
  • Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität, welche die Möglichkeit schafft, den Kraftstoff in für die Verbrennung optimaler Weise einzubringen.
  • Zur Senkung der thermisch bedingten Stickoxidemissionen sind unterschiedliche Konzepte für Brennstoffdüsen bekannt. Eine Möglichkeit besteht in dem Betrieb von Brennern mit einem hohen Luft-Brennstoff-Überschuss. Hier wird das Prinzip ausgenutzt, dass infolge eines mageren Gemisches und bei gleichzeitiger Gewährleistung einer ausreichenden räumlichen Homogenität des Kraftstoff-Luft-Gemisches eine Senkung der Verbrennungstemperaturen und damit der thermisch bedingten Stickoxide ermöglicht wird. Bei vielen derartigen Brennern wird zudem eine sogenannte interne Kraftstoffstufung angewendet. Dies bedeutet, dass neben einer für niedrige NOx-Emissionen ausgelegte Hauptkraftstoffeinspritzung noch eine sogenannte Pilotstufe in den Brenner integriert ist, die mit einem erhöhten Kraftstoff-Luft-Anteil betrieben wird und die Stabilität der Verbrennung, einen ausreichenden Brennkammerausbrand sowie ausreichende Zündeigenschaften gewährleisten soll (siehe Fig. 1). Die Hauptstufe der bekannten sogenannten Magerbrenner ist häufig als sogenannter Filmleger ausgebildet ( US 2006/0248898 A1 ). Neben den Filmlegervarianten sind auch einige Eindüsungsmethoden mit Einzelstrahleinspritzung bekannt, die einen hohen Homogenisierungsgrad der anfänglichen Kraftstoffverteilung und/oder eine hohe Eindringtiefe des eingespritzten Kraftstoffs gewährleisten sollen ( US 2004/0040311 A1 ).
  • Ein weiteres Merkmal bekannter Brenner ist das Vorhandensein von sogenannten Stabilisatorelementen, die zur Stabilisierung von Flammen in Brennkammern verwendet werden (siehe Fig. 2). Häufigste Anwendung sind neben Stromlinienkörpern vor allem sogenannte Bluff-Body-Geometrien, die z.B. als Stauscheiben oder auch V-förmig angeordnete Stabilisatoren ausgebildet sein können (z.B. US 4445339 und WO 10/860659 ). Durch die Platzierung eines Staukörpers in die Strömung wird die Strömungsgeschwindigkeit im Nachlauf des Stabilisators reduziert. Die Strömung erfährt am Rand des Staukörpers eine starke Beschleunigung, so dass infolge des hohen Druckgradienten stromab des Staukörpers eine Ablösung der Grenzschicht auftritt, verbunden mit der Ausbildung eines rezirkulierenden Wirbelsystems im Nachlauf des Staukörpers. Befindet sich am Rand der Rezirkulationszone ein verbrennungsfähiges Gemisch bzw. sind in der Umgebung des Staukörpers bereits heiße Verbrennungsprodukte vorhanden, steigt durch das Eindringen eines zündfähiges Gemisches bzw. der heißen Verbrennungsprodukte in die Rezirkulationszone die Wahrscheinlichkeit für eine Annäherung der Flammengeschwindigkeit an die Strömungsgeschwindigkeit.
  • Für die bekannten Brennerkonzepte ist die lokale Kraftstoff-Luft-Mischung nicht kontrolliert einstellbar. Insbesondere bei den bereits angesprochenen Filmlegerkonzepten besteht das Problem, dass mit einer angestrebten homogenen axialen und umfangsmäßigen Beladung des Kraftstoffs auf dem Filmleger zwar eine sehr gute Kraftstoff-Luft-Mischung mit im Mittel niedrigen Verbrennungstemperaturen und damit niedrigen NOx-Emissionen erreicht werden kann, allerdings kann die für Hochlastbedingungen angestrebte homogene Gemischbildung bei Teillastbedingungen infolge einer ungenügenden Kraftstoffbeladung auf dem Filmleger zu einer deutlichen Verschlechterung des Brennkammerausbrandes führen (siehe Fig. 6). Hintergrund ist die mit mageren Gemischen verbundene verringerte Wärmefreisetzung sowie die Eigenschaft zur lokalen Flammenverlöschung bei sukzessiver Reduktion des Kraftstoffs und geringem Brennkammerdruck und -temperatur.
  • Auch hinsichtlich der Flammenverankerung mittels der bekannten Stabilisatoren sind Nachteile vorhanden. Allgemein lässt sich über die Dimension des Flammenhalters, wie z.B. den äußeren Durchmesser und den Widerstandsbeiwert der Strömungsblockage, eine Einstellung der Größe der Rezirkulation im Nachlauf des Stabilisators erzielen. Eine Anwendung für einen Flammenhalter für einen schadstoffarmen Magerbrenner ist z.B. aus ( US 6 272 840 B1 ) bekannt. Nachteil einer solchen Anwendung ist jedoch, dass mit Hilfe der gewählten Geometrie des Flammenstabilisators nur eine bestimmte Strömungsform einstellbar und die Scherschicht zwischen der beschleunigten und der verzögerten Strömung durch sehr hohe Turbulenz gekennzeichnet ist. Für einen derartigen Flammenstabilisator mit V-förmiger Geometrie ist bekannt, dass durch die Ausbildung einer starken Strömungsbeschleunigung ("Jet") im Nachlauf eines zentral auf der Brennerachse angeordneten Pilotbrenners eine hohe Magerverlöschstabilität der Flamme erzielt werden kann. Dies wird durch eine kontinuierliche Reduktion der Strömungsgeschwindigkeit des Pilotstrahls weiter stromab, die Ausbildung einer Rezirkulation im Nachlauf des Flammenstabilisators und die Rückführung von heißen Verbrennungsgasen stromauf in die Nähe des Stabilisators erreicht (siehe Fig. 3). Allerdings können mit dieser Flammenstabilisierung oftmals erhöhte Ruß- und Stickoxid-Emissionen (NOx) auftreten. Diese Strömungsform kann beispielsweise durch einen kleinen Austrittsdurchmesser A = A1 für den inneren Schenkel des Flammenstabilisators erreicht werden.
  • Als Stand der Technik ist weiterhin auf die US 2002/0011064 A1 zu verweisen.
  • Eine andere Strömungsform zeichnet sich durch ein sog. "Aufklappen" der Strömung und der Ausbildung eines Rezirkulationsgebietes auf der Brennerachse aus (siehe Fig. 4). Dieser Effekt des "Aufklappens" der Strömung und der Ausbildung einer großen Rückströmzone auf der Brennerachse kann durch eine Vergrößerung des Austrittsdurchmessers A = A2 erreicht werden. Neben der zentralen Rezirkulation ist bei dieser Variante des Flammenstabilisators zusätzlich ein abgeschwächtes Rezirkulationsgebiet im Nachlauf des Stabilisators vorhanden. Als Konsequenz dieser Anordnung werden geringere Ruß- und NOx-Emissionen begünstigt, jedoch bei gleichzeitiger Verringerung der Flammenstabilität gegenüber Magerverlöschen.
  • Aus den beschriebenen Effekten ist zu erkennen, dass mit den bisher bekannten Flammenstabilisatorgeometrien nur eine spezifische Strömungsform einstellbar ist, die jedoch nur zur Verbesserung einiger Betriebsparameter, wie z.B. der Magerverlöschstabilität beiträgt, während gleichzeitig eine Verschlechterung anderer Betriebsparameter, wie z.B. der Ruß- und NOx-Emissionen, zu beobachten ist.
  • Aus der WO 98/55800 A1 ist eine duale Kraftstoffeinspritzung eines Gasturbinenmagerbrenners bekannt, bei welcher die Hauptkraftstoffeinspritzung Ausnehmungen umfasst, welche am Umfang verteilt sind und zur Brennerachse sowie in Umfangsrichtung geneigt angeordnet sind. Eine ähnliche Ausgestaltung zeigt die US 2005/115244 A1 .
  • Aus der US 2005/0050895 A1 ist ein Brenner einer Gasturbine vorbekannt, bei welchem die Achsen der Kraftstoffeinspritzausnehmungen zur Brennerachse beziehungsweise in Umfangsrichtung angestellt ausgebildet sind.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Gasturbinenmagerbrenner der eingangs genannten Art zu schaffen, welcher bei einfachem Aufbau unter Vermeidung der Nachteile des Standes der Technik geringe Schadstoffemissionen, eine verbesserte Flammenstabilität und einen hohen Brennkammerausbrand aufweist.
  • Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst. Die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der erfindungsgemäßen Lösung.
  • Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:
  • Fig. 1:
    Stand der Technik, Brenner für eine Fluggasturbine ( US 6 543 235 B1 );
    Fig. 2:
    Stand der Technik, Beispiel eines konventionell ausgebildeten Flammenstabilisators mit V-Form Geometrie ( US 6 272 840 B1 );
    Fig. 3:
    Stand der Technik, Berechnete Strömungsform in Abhängigkeit vom Austrittsdurchmesser des inneren Schenkels des Flammenstabilisators, Beispiel für eine Brennkammerströmung mit ausgeprägter dezentra- ler Rezirkulation im Nachlauf des Flammenstabilisa- tors infolge eines kleinen Austrittsdurchmessers A = A1;
    Fig. 4:
    Stand der Technik, Berechnete Strömungsform in Abhängigkeit vom Austrittsdurchmesser des inneren Schenkels des Flammenstabilisators, Beispiel für eine Brennkammerströmung mit zentraler Rezirkulation und deutlich verkleinertem Rezirkulationsgebiet im Nachlauf des Flammenstabilisators infolge eines ver- größerten Austrittsdurchmessers A = A2;
    Fig. 5:
    Berechnete "gemischte" Strömungsform mit zentraler Rezirkulation sowie ausgeprägter dezentraler Rezir- kulation im Nachlauf eines konturierten Flammensta- bilisators infolge eines im Umfang veränderlichen Austrittsdurchmessers des Flammenstabilisators A1 < A ≤ A2;
    Fig. 6:
    Brennkammerausbrand vs. Brennstoffanteil des Pilot- brenners, Schematische Darstellung des Ausbrandver- haltens für einen Filmleger sowie für eine diskrete Kraftstoffstrahleindüsung für die Hauptstufe des Ma- gerbrenners bei Teillastbedingungen;
    Fig. 7:
    Hauptkomponenten für den erfindungsgemäßen Magerbrenner, Ausführungsvariante mit diskretem Kraftstoffeintrag des Hauptkraftstoffs über Einzel- bohrungen an der inneren Oberfläche der Hauptkraft- stoffeinspritzung sowie mit blütenförmiger Geometrie für den inneren Schenkel des Flammenstabilisators;
    Fig. 8:
    Hauptkomponenten für den erfindungsgemäßen Magerbrenner, Ausführungsvariante mit diskretem Kraftstoffeintrag des Hauptkraftstoffs über einen Filmspalt an der inneren Oberfläche der Hauptkraft- stoffeinspritzung sowie mit blütenförmiger Geometrie für den inneren Schenkel des Flammenstabilisators;
    Fig. 9:
    Berechnete Umfangsverteilung der Kraftstoff-Luft- Verteilung im Nachlauf der Hauptkraftstoffeinsprit- zung des Brenners: Ausführungsform mit gezielter In- homogenität des Kraftstoffeintrags durch angestellte diskrete Kraftstoffbohrungen (Beispiel, n = 24);
    Fig. 10:
    Hauptstufe des erfindungsgemäßen Brenners: Darstel- lung der berechneten Strahleindringung in den mitt- leren Strömungskanal;
    Fig. 11:
    Ausführungsvariante des erfindungsgemäßen Brenners mit Darstellung der Anstellung der Kraftstoffbohrun- gen in axialer Richtung δ1 sowie Anstellung der inne- ren stromabseitigen Oberfläche der Hauptkraftstoff- einspritzung β;
    Fig. 12:
    Ausführungsvariante des erfindungsgemäßen Brenners mit Darstellung der Anstellung der Kraftstoffbohrun- gen in Umfangsrichtung δ2;
    Fig. 13:
    Ausführungsvariante des erfindungsgemäßen Brenners mit filmartiger Platzierung des Hauptkraftstoffs mit lokalen Kraftstoffanreicherungen, schematische Dar- stellung der stromaufseitigen Zumessung des Haupt- kraftstoffs über Einzelbohrungen;
    Fig. 14:
    Ausführungsform für einen Flammenstabilisator mit Konturierung der Austrittsgeometrie des inneren Schenkels, blütenförmige Geometrie;
    Fig. 15:
    Weitere Ausführungsform für einen Flammenstabilisa- tor mit stärkerer Konturierung der Austrittsgeomet- rie des inneren Schenkels, blütenförmige Geometrie;
    Fig. 16:
    Weitere Ausführungsform für einen Flammenstabilisa- tor mit Konturierung der Austrittsgeometrie des in- neren Schenkels, blütenförmige Geometrie mit gegenü- berliegender asymmetrischer Variation des Austritts- durchmessers;
    Fig. 17:
    Weitere Ausführungsform für einen Flammenstabilisa- tor mit Konturierung der Austrittsgeometrie des in- neren Schenkels, exzentrische Austrittsgeometrie;
    Fig. 18:
    Ausführungsform für einen Flammenstabilisator mit variabler Austrittsgeometrie, Darstellung von Posi- tionierungsmöglichkeiten von variablen Geometrieelementen (z.B. Piezo- oder Bi-Metall-Ele- mente) in den unteren und oberen Schenkel des Flam- menstabilisators, und
    Fig. 19:
    eine Ausführungsvariante des erfindungsgemäßen Bren- ners mit filmartiger Platzierung des Hauptkraft- stoffs mit lokalen Kraftstoffanreicherungen durch Turbulatoren stromab des Filmspalts.
  • Erfindungsgemäß ist ein mit Luftüberschuss betriebener Brenner (siehe Fig. 7) geschaffen, der eine Pilot- 17 und eine Hauptkraftstoffeinspritzung 18 besitzt. Innerhalb der Hauptstufe wird die Einstellung einer gezielten Inhomogenität der Kraftstoff-Luft-Mischung angestrebt. Ziel ist es, eine lastabhängige Variation der Kraftstoffplatzierung in der Hauptstufe des vorgeschlagenen Magerbrenners zu erreichen, um damit den Grad der lokalen Kraftstoff-Luft-Mischung zu beeinflussen. Hintergrund ist, dass eine hohe Gemischhomogenisierung einerseits die Bildung von niedrigen NOx-Emissionen begünstigt, andererseits eine verringerte Gemischhomogenisierung durch gezielte Ausbildung lokal fetter Gemischzonen vorteilhaft für die Erreichung eines hohen Ausbrandes der Brennkammer insbesondere bei Teillastbedingungen ist. Die zum Teil konkurrierenden Eigenschaften sollen durch die Methode der lastabhängigen Kraftstoffinhomogenität optimiert werden. Weiterhin zeichnet sich der Brenner durch einen neuartigen Flammenstabilisator zwischen dem inneren und mittleren Strömungskanal aus, der neben der Methode zur lokalen lastabhängigen Kraftstoffanreicherung zu einer verbesserten Strömungsführung innerhalb der Brennkammer insbesondere hinsichtlich der Interaktion der Pilot- und Hauptströmung führen soll.
  • Kontrollierte Kraftstoffinhomogenität durch eine diskrete Strahleindüsung:
    • Als bevorzugte Methode zur Einstellung von lokalen Kraftstoffinhomogenitäten wird eine diskrete Strahleindüsung über mehrere Kraftstoffbohrungen n für die Hauptstufe eines Magerbrenners vorgeschlagen. Vorzugsweise sind zwischen n = 8 und n = 40 Bohrungen vorgesehen. Die Bohrungen können dabei gleichmäßig als auch ungleichmäßig im Umfang verteilt sein. Weiterhin ist eine einreihige als auch mehrreihige sowie gestaffelte Anordnung der Bohrungen möglich. Über geeignete konstruktive Maßnahmen kann eine kontrollierte Einstellung der Eindringtiefe der diskreten Kraftstoffstrahlen und damit der Güte der lokalen Kraftstoff-Luft-Mischung erreicht werden. Der größte Druckabfall in der Hauptkraftstoffleitung und damit der die Zumessung des Kraftstoffs bestimmende Querschnitt befindet sich an bzw. in der Nähe der inneren Oberfläche der Hauptstufe 19. Die diskrete Eindüsung des Kraftstoffs über Bohrungen erfolgt unter einem bestimmten Winkel zur Brennerachse radial nach innen in den mittleren Strömungskanal 15. Die Eindüsung des Kraftstoffs der Hauptstufe kann dabei sowohl an der stromauf- als auch stromabseitigen Oberfläche der Hauptkraftstoffeinspritzung erfolgen 38, 19. Die vorgeschlagene Methode der diskreten Strahleindüsung für die Hauptstufe eines Magerbrenners zeichnet sich durch eine lastabhängige Eindringtiefe der diskreten Strahlen aus. Bei niedrigen bis mittleren Betriebsbedingungen, bei der die Hauptstufe zur Gewährleistung verringerter NOx- und Ruß-Emissionen zusätzlich zur Pilotstufe zugeschaltet wird, ist infolge des verringerten Kraftstoffdrucks - und damit infolge eines niedrigen Kraftstoff-Luft-Impulsverhältnisses - die Eindringtiefe der diskreten Kraftstoffstrahlen gering. Bei höheren Lastbedingungen steigt das Kraftstoff-Luft-Impulsverhältnis deutlich an und führt zu einem tieferen Eindringen der Kraftstoffstrahlen in den mittleren Strömungskanal.
  • Ein wesentliches Merkmal der vorliegenden Erfindung ist, dass die Austrittsöffnungen der diskreten Kraftstoffeindüsungen in Umfangsrichtung angestellt sind (siehe Fig. 10, 12). Der Anstellwinkel der Kraftstoffstrahlen in Umfangsrichtung soll im Bereich zwischen 10° ≤ δ2 ≤ 60° liegen. Dies kann durch eine - in Relation zur verdrallten Luftströmung des mittleren Luftkanals 15 - gleichsinnige oder gegensinnige Orientierung sein. Generell können die Kraftstoffstrahlen mit individuellen Winkeln angestellt δ2 sein. Durch die erfolgte Umfangsanstellung der Kraftstoffstrahlen wird gegenüber einer unverdrallten Einspritzung mit δ2 = 0° eine deutliche Verringerung der Eindringtiefe der Strahlen erreicht, was bei gegebener Anzahl von Eindüsungspunkten einerseits zu einer Homogenisierung der Kraftstoff-Luft-Mischung im Umfang führt und andererseits eine radiale Begrenzung der Kraftstoffplatzierung in der Nähe der inneren Oberfläche der Hauptkraftstoffeinspritzung zur Folge hat. Die Kraftstoffstrahlen können weiterhin gegenüber der Brennerachse 4 in axialer Richtung angestellt sein. Der bevorzugte axiale Anstellwinkel der Kraftstoffstrahlen liegt im Bereich zwischen -10° ≤ δ1 ≤ 90°. Wie bei der Umfangsanstellung können die Kraftstoffstrahlen mit individuellen Winkeln δ1 angestellt sein. Auch die Ausnehmungen können auch individuell angestellt sein (sowohl hinsichtlich δ1 als auch δ2).
  • Bei niedrigen bis mittleren Lastbedingungen führen die beschriebenen Effekte vor allem zu einer Verbesserung des Brennkammerausbrandes infolge lokaler Kraftstoffanreicherung. Bei höheren Lastbedingungen bis zu Volllastbedingungen stellt sich durch einen höheren Kraftstoffdruck und damit auch höherer Kraftstoffgeschwindigkeit der Einzelstrahlen eine größere Eindringtiefe der Strahlen ein. Die damit verbundene Intensivierung der Strahldispersion führt bei gegebener Umfangsanstellung der Kraftstoffstrahlen zu einer weiteren Vergleichmäßigung der Kraftstoff-Luft-Mischung in radialer Richtung und Umfangsrichtung. Mit dieser Methode der starken Anstellung der Kraftstoffstrahlen δ1, δ2 lassen sich bei Hochlastbedingungen magere Kraftstoff-Luft-Verhältnisse einstellen.
  • Kontrollierte Kraftstoffinhomogenität durch einen Kraftstofffilm mit lokalen Kraftstoffanreicherungen:
    • In Fig. 9 ist in einer Querschnittsdarstellung eine berechnete Umfangsverteilung der Kraftstoff-Luft-Mischung für die Anwendung von stark angestellten Kraftstoffstrahlen für die Hauptstufe gezeigt. Es sind lokal magere Gemische 32 sowie im Bereich der Strahleindringung in den mittleren Strömungskanal lokal kraftstoffangereicherte Zonen 31 zu erkennen. Neben der Zumessung des Kraftstoffs über Bohrungen an oder nahe der Oberfläche der Hauptkraftstoffeinspritzung 38, 19 besteht ein weiteres Merkmal der vorliegenden Erfindung in der Zumessung des Kraftstoffs für die Hauptstufe weiter stromauf in der Kraftstoffpassage. Eine gegenüber der diskreten Kraftstoffeindüsung für die Hauptstufe geänderte Kraftstoffplatzierung über einen Filmspalt im Austritt der Kraftstoffpassage ist in Fig. 8 dargestellt. Über diskrete Kraftstoffbohrungen 41 wird der Hauptkraftstoff zunächst stromauf der Austrittsfläche der Kraftstoffpassage zugemessen (siehe Fig. 13). Sowohl die Anzahl der Bohrungen n als auch die Umfangsanstellung der Bohrungen δ2 entsprechen hierbei den bereits beschriebenen Parameterbereichen für den Fall der Integration der Kraftstoffbohrungen an oder nahe der inneren Oberfläche der Hauptkraftstoffeinspritzung 19, 38. Über eine geeignete Strömungsführung durch ein inneres und äußeres Wandelement der Kraftstoffpassage 40, 43 wird ein Teil des Kraftstoffimpulses bereits vor dem Einspritzen in den mittleren Strömungskanal 15 abgebaut. Ziel ist die Erzeugung eines Kraftstofffilms mit in Umfangsrichtung kontrolliert einstellbaren Kraftstoffinhomogenitäten (ähnlich zu der in Fig. 9 gezeigten Kraftstoff-LuftVerteilung).
  • Dies kann durch zwei unterschiedliche Methoden verwirklicht werden. Die erste Methode besteht in der Zumessung des Hauptkraftstoffs durch diskrete Kraftstoffbohrungen stromauf der Austrittsfläche der Hauptkraftstoffpassage und der direkten Einstellung eines in Umfangsrichtung kontrolliert inhomogenen Kraftstoff-Luft-Gemisches. Dies kann durch eine geeignete Wahl der Anzahl, Anordnung und Anstellung der Kraftstoffbohrungen sowie durch die Gewährleistung einer geringen Interaktion der eingedüsten Kraftstoffstrahlen mit dem bereits beschriebenen Wandelement innerhalb der Kraftstoffstufe erreicht werden. Damit besitzen die in den mittleren Strömungskanal eingedüsten Kraftstoffstrahlen noch einen definierten Geschwindigkeitsimpuls. Während der Kraftstofffilm für bekannte Filmlegerkonzepte nahezu keinen Kraftstoffimpuls aufweist, ist infolge der Strömungsführung, der kurzen Lauflänge des Hauptkraftstoffs zwischen der inneren Oberfläche der Hauptstufe 19, 38 und der Lage der Bohrungen 41 eine - wenn auch verringerte - lastabhängige Eindringtiefe eines mehr oder weniger geschlossenen Kraftstofffilms bzw. an einen Kraftstofffilm angenäherten Kraftstoffeintrag einstellbar.
  • Zur Zumessung des Kraftstoffs über diskrete Ausnehmungen sind stromauf einer Austrittsfläche einer Hauptkraftstoffleitung und zur Erzeugung eines Kraftstofffilms mit definierten Kraftstoffsträhnen zusätzliche Wandelemente stromab des Filmspaltes, z.B. Turbulatoren/Turbolatoren, Lamellengeometrien, etc., vorgesehen, die zu einer Ausbildung von Kraftstoffinhomogenitäten in Umfangsrichtung führen.
  • Als eine weitere Methode zur Einstellung einer in Umfangsrichtung vorhandenen Inhomogenität der Kraftstoff-Luft-Mischung wird bei der Verwendung eines Kraftstofffilms eine "nachträgliche" lokale Anfettung des Kraftstofffilms in Umfangsrichtung vorgeschlagen (Fig. 19). Diese Inhomogenitäten in der Kraftstoffverteilung können durch unterschiedliche Maßnahmen erreicht werden, z.B. von auf der Filmlegeroberfläche platzierten Turbulatoren, einer geeigneten Gestaltung der Hinterkante des Filmlegers (z.B. gewellte Anordnung, Lamellenform). Die genannten Methoden zur lokalen Einstellung von Inhomogenitäten für den Kraftstofffilm können sich dabei innerhalb des mittleren Strömungskanals sowohl stromauf und/oder stromab des Filmspaltes befinden.
  • Weiterhin ist erfindungsgemäß bevorzugterweise vorgesehen, die Anordnung der Turbulatoren auf der Oberfläche des Filmlegers wie folgt vorzusehen: stromauf oder stromab des Filmspalts, dann jeweils 1-reihig oder mehrreihig, mit/ohne Umfangsanstellung, aber auch eine im Umfang geschlossene Ringgeometrie des Turbulators (z.B. eine umlaufende Kante/ Stufe).
  • Methoden zur Erhöhung der Luftgeschwindigkeit im mittleren Strömungskanal:
    • Ein wesentliches Merkmal der vorgeschlagenen Erfindung ist weiterhin die Intensivierung des Strahlzerfalls der diskreten Einzelstrahlen bzw. des Filmzerfalls eines im Umfang kontrolliert inhomogenen Kraftstofffilms zur Reduktion der mittleren Tropfendurchmesser des erzeugten Kraftstoffsprays. Dies soll durch die Einspritzung des Hauptkraftstoffs in Strömungsgebiete mit hoher Strömungsgeschwindigkeit im mittleren Luftkanal verwirklicht werden 36. Der Flammenstabilisator 24, der sich zwischen der Pilot- und der Hauptstufe befindet, ist mit einem an die Geometrie der Hauptstufe angepassten äußeren Umlenkring (Schenkel) versehen 26. Dieser Umlenkring ist in Bezug zur Brennerachse mit einem definierten Winkel angestellt, wobei der Anstellwinkel α zwischen 10° und 50° liegen kann. Eine weitere Maßnahme zur Strömungsbeschleunigung im Nachlauf der Schaufeln für den mittleren Luftkanal ist das Vorsehen eines definierten Anstellwinkels für die innere Wand der Hauptstufe 19. Dieser Anstellwinkel liegt - bezogen auf die nicht abgelenkte Hauptströmungsrichtung - im Bereich zwischen 5° ≤ β ≤ 40° (siehe Fig. 11). Die beschriebenen Methoden - Anstellung des äußeren Umlenkrings, und Anstellung der inneren Wand der Hauptstufe - führen zu einer deutlichen Beschleunigung der Luftströmung im mittleren Luftkanal im Nachlauf der Schaufeln. Der Strömungskanal ist so ausgelegt, dass sich das Gebiet der höchsten Strömungsgeschwindigkeiten nahe der Eindüsung des Hauptkraftstoffs befindet.
  • Methoden zur Vermeidung eines Strömungsabrisses im äußeren Strömungskanal sowie zur Verbesserung der Kraftstoffaufbereitung der Haupteinspritzung:
    • Ein weiteres Merkmal der vorliegenden Erfindung ist die geeignete konstruktive Gestaltung der äußeren Brennerrings 27. Die innere Kontur der Ringgeometrie 28 ist so ausgelegt, dass in Abhängigkeit von der Anstellung der äußeren Wand der Hauptstufe 20 unter keinen Betriebsbedingungen ein Abreißen der Luftströmung im äußeren Luftkanal eintritt (siehe Fig. 11). Damit soll eine möglichst verlustreduzierte Strömung ohne Strömungsrezirkulation im Nachlauf des äußeren Luftdrallerzeugers 13 gewährleistet werden. Weiterhin ist die Profilierung der inneren Kontur der Ringgeometrie so gewählt, dass ein hoher Luftanteil aus dem äußeren Strömungskanal für die Kraftstoff-Luft-Mischung der Hauptkraftstoffeinspritzung bereitgestellt wird.
  • Konturierter Flammenstabilisator, feste Geometrie:
    • Um neben einer Verbesserung des Brennkammerausbrandes auch eine Senkung der Schadstoffemissionen über einen weiten Lastbereich zu erreichen, erscheint die Einstellung einer gemischten und/oder lastabhängigen Strömungsform mit einer definierten Interaktion der Pilot- und Hauptflamme als vorteilhaft. Eine zu starke Separation der Pilot- und Hauptflamme soll vermieden werden. Generell wird erwartet, dass eine starke Separierung beider Zonen zu einem verbesserten Betriebsverhalten des Brenners führen kann, wenn vorzugsweise die Pilot- bzw. die Hauptstufe betrieben wird. Dies ist z.B. der Fall im unteren Lastbereich (nur die Pilotstufe wird mit Kraftstoff versorgt) und im Hochlastbetrieb (der überwiegende Anteil des Kraftstoffs wird auf die mager operierende Hauptstufe verteilt). Allerdings kann dadurch über einen weiten Teil des Betriebsbereiches, insbesondere im Teillastbereich (z.B. Reiseflugbedingung, Stufungspunkt), eine Verminderung des Brennkammerausbrandes stattfinden, da ein vollständiger Ausbrand des Kraftstoffs für die mit hohem Luftüberschuss operierende Hauptstufe kritisch ist. Aus diesem Grund wird eine kontrollierte Interaktion beider Verbrennungszonen angestrebt, um mit Hilfe der heißen Verbrennungsgase der Pilotstufe eine Temperaturerhöhung in der Hauptreaktionszone zu bewirken.
  • Erfindungsgemäß vorgesehen werden unterschiedliche Geometrien für Flammenstabilisatoren 24, die die definierte Einstellung eines Strömungsfeldes mit ausgeprägten Eigenschaften zentraler und dezentraler Rezirkulation ermöglichen. Allgemein wird eine spezifische Konturierung, sowohl in axialer als auch Umfangsrichtung, des Flammenstabilisators vorgeschlagen. Eine Ausführungsform mit einer blütenförmigen Geometrie für den Austrittsquerschnitt eines Flammenstabilisators ist in Fig. 14 gezeigt. Der Durchmesser der Austrittsfläche variiert zwischen einem minimalen Durchmesser A1, der zu einer ausgeprägten dezentralen Rezirkulation im Nachlauf des V-förmig ausgebildeten Flammenstabilisators führen kann, und einem maximalen Durchmesser A2, der die Ausbildung einer zentralen Rezirkulation auf der Brennerachse begünstigt. Insbesondere durch die Umfangsvariation des Austrittsdurchmessers A des Flammenstabilisators wird erwartet, dass sowohl eine zentrale als auch dezentrale Rezirkulation gezielt eingestellt werden kann.
  • Neben der in Fig. 14 dargestellten Ausführungsvariante für einen konturierten Flammenstabilisator mit 8 sogenannten "Blüten" werden weitere Ausführungsvarianten vorgeschlagen, wobei die vorgeschlagenen Geometrien zwischen 2 und 20 "Blüten" aufweisen können. In Fig. 15 ist eine weitere Ausführung für einen etwas stärker konturierten Flammenstabilisator mit 8 "Blüten" gezeigt, bei der der Durchmesser A1 reduziert und gleichzeitig der Durchmesser A2 erhöht wurde. Damit erfährt die Strömung lokal eine Strömungsbeschleunigung bzw. -verzögerung, was zu einem stark dreidimensionalen Strömungsgebiet mit einerseits zentraler als auch dezentraler Rezirkulation führt (siehe Fig. 5).
  • Eine weitere Ausführungsform sieht die umfangsmäßige Ausrichtung der 3D-Wellengeometrie (Konturierungen) des Flammenstabilisators am effektiven Drallwinkel der umgelenkten Luftströmung für die innere Pilotstufe und/oder am effektiven Drallwinkel der umgelenkten Luftströmung für die radial außen angeordnete Hauptstufe vor.
  • In Fig. 16 ist eine weitere Ausführungsform des konturierten Flammenstabilisators gezeigt. Die Konturierung des inneren Schenkels des Flammenhalters weist 5 Blüten auf, wobei durch die Anzahl und Anordnung der Blüten eine Durchmesservariation mit einer kontrollierten Asymmetrie in der Strömungsführung der Pilotströmung erreicht wird. Damit wird in einer Schnittebene sowohl eine starke Strömungsbeschleunigung als auch infolge der Querschnittserweiterung eine Umlenkung und Strömungsverzögerung umgesetzt. Hinsichtlich der einstellbaren Asymmetrie in der Pilotströmung ist in Fig. 17 eine weitere Ausführungsform eines Flammenstabilisators mit einer exzentrischen Positionierung dargestellt. Eine zusätzliche Möglichkeit der Konturierung von 25 ist ein Sägezahn-Profil.
  • Ein weiteres Merkmal der vorliegenden Erfindung bezüglich der Ausbildung des Flammenstabilisators ist neben der beschriebenen Konturierung des inneren Schenkels 25 eine Konturierung des äußeren Schenkels des Flammenstabilisators 26, wobei die für den inneren Schenkel des Flammenstabilisators vorgeschlagenen Geometrien auch für den äußeren Schenkel 26 verwendet werden können.
  • Konturierter Flammenstabilisator, variable Geometrie:
    • Zur kontrollierten Einstellung eines Strömungsfeldes mit unterschiedlichen Rückströmzonen wird neben einer geometrisch festen Geometrie eines konturierten Flammenstabilisators eine variable Geometrie vorgeschlagen. Der Vorteil einer variablen Geometrie ist, dass in Abhängigkeit vom Lastzustand eine gewünschte Strömungsform in der Brennkammer eingestellt werden kann und somit das Betriebsverhalten des Brenners hinsichtlich Schadstoffreduktion, Ausbrand und Flammenstabilität positiv beeinflusst werden kann. Als eine Möglichkeit zur Anpassung des Strömungsfeldes mit Hilfe einer variablen Geometrie für den Flammenstabilisator wird z.B. die Integration von Piezo-Elementen als Zwischenelement oder direkt an der Hinterkante des inneren oder äußeren Schenkels des Flammenstabilisators vorgeschlagen. Bei diesen Elementen soll das Prinzip der spannungsabhängigen Feldausdehnung ausgenutzt werden. Dies bedeutet, dass im Originalzustand, d.h. ohne Spannungsbelastung der Piezo-Elemente, ein vergrößerter Austrittsquerschnitt des Flammenstabilisators vorhanden ist. Dieser Zustand entspricht dem Vorhandensein eines vergrößerten Austrittsdurchmessers A2, der das Ausbilden einer vorwiegend dezentralen Rezirkulationszone begünstigt. Bei Anlegen eines Spannungszustandes tritt eine Materialausdehnung mit einer radialen Komponente in Richtung Brennerachse auf (siehe Fig. 18). Dies führt zu einem kleinen Austrittsquerschnitt und in Kombination mit einem erniedrigten Luftdrall für die Pilotstufe zur Generierung eines ausgeprägten Rückströmgebietes im Nachlauf des Flammenstabilisators. Dies führt u.a. zu einer deutlichen Verbesserung der Flammenstabilität hinsichtlich einer Verlöschung bei magerem Betrieb des Brenners.
  • Als ein weiteres Prinzip der variablen Einstellung der Strömungsform über eine Anpassung der Austrittsgeometrie des Flammenstabilisators wird die Implementierung von Bimetall-Elementen in die Geometrie des Flammenhalters vorgeschlagen. Zunutze gemacht wird das Prinzip der temperaturabhängigen Materialausdehnung. Beispielsweise können Bimetall-Elemente in den vorderen Teil des Flammenstabilisators oder an der Hinterkante des Flammenstabilisators integriert werden, um eine gewünschte Änderung der Austrittsgeometrie zu erreichen.
  • Vorteile der Erfindung:
    • Der wesentliche Vorteil der vorliegenden Erfindung liegt in der kontrollierten Einstellung der Kraftstoff-Luft-Mischung für die Hauptstufe eines mager betriebenen Brenners. Durch das Vorhandensein lokal fetter Gemische kann mit den beschriebenen Maßnahmen ein ausreichend hoher Brennkammerausbrand insbesondere bei niedrigen bis mittleren Lastbedingungen erreicht werden. Über die Anstellung der Kraftstoffstrahlen (insbesondere im Umfang) kann zudem bei Hochlastbedingungen eine im Umfang verbesserte Kraftstoff-Luft-Mischung erzielt werden, so dass ähnlich zu einem optimierten Filmleger sehr geringere NOx-Emissionen entstehen.
  • Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist die Möglichkeit einer kontrollierten Einstellung eines "gemischten" Strömungsfeldes mit ausgeprägten zentralen und dezentralen Rezirkulationsgebieten. Es wird erwartet, dass durch das Vorhandensein einer zentralen Rezirkulation einerseits die NOx-Emissionen signifikant gesenkt werden können als auch durch die Einstellung einer ausreichenden Rückströmzone im Nachlauf des Flammenstabilisators eine sehr hohe Flammenstabilität gegenüber Magerverlöschen erreicht werden kann. Weiterhin wird erwartet, dass die Interaktion zwischen der Pilot- und Hauptflamme kontrollierter eingestellt werden kann, da in Abhängigkeit von der 3D-Kontur des Flammenstabilisators die Möglichkeit vorhanden ist, unterschiedliche Strömungszustände mit mehr oder wenig starker Interaktion der Pilot- und Hauptströmung zu generieren. Mit Hilfe dieser gezielten Erzeugung einer "gemischten" Strömungsform kann der Betriebsbereich des Magerbrenners zwischen Niedrig- und Volllast deutlich erweitert werden.
  • Ein weiterer Vorteil der Erfindung wird im Bereich der Zündung der Pilotstufe erwartet. Infolge der konturierten Geometrie der Austrittsfläche mit lokal erhöhten Teilkreisdurchmessern A2 wird eine radiale Aufweitung (Dispersion) des Pilotsprays generiert, die zu einer verbesserten Gemischaufbereitung führen kann. Damit steigt die Wahrscheinlichkeit, dass ein größerer Teil des Pilotsprays in die Nähe der Brennkammerwand in den Bereich der Zündkerze geführt werden kann und somit - in Abhängigkeit von der lokalen Kraftstoff-Luft-Mischung - die Zündeigenschaften des Brenners verbessert werden können. Ein weiterer Vorteil der dreidimensionalen Konturierung des Flammenstabilisators ist eine Vergleichmäßigung der Strömung und somit die Reduzierung des Auftretens von möglichen Strömungsinstabilitäten, die sich oftmals im Nachlauf von Staukörpern - insbesondere in der Scherschicht - ausbilden können.
  • Der Vorteil einer variablen Anpassung des Austrittquerschnitts des Flammenstabilisators und damit letztendlich der Einstellung der Strömungsgeschwindigkeit liegt in der Möglichkeit, zentrale oder dezentrale Rezirkulationszonen innerhalb der Brennkammer in Abhängigkeit vom aktuellen Betriebszustand "automatisch" einzustellen. Mit Hilfe dieser Methode wäre es möglich, in einem bestimmten Betriebsbereich eine zentrale Strömungsrezirkulation auf der Brennerachse zu generieren, die infolge des "Aufklappens" der Pilotströmung und der entsprechenden Interaktion zwischen der Pilot- und Hauptflamme die Reduktion der NOx-Emissionen insbesondere im Hochlastbereich begünstigt. Andererseits kann eine hohe Flammenstabilität im unteren Lastbereich erreicht werden, indem über eine Verringerung der Austrittsfläche des Flammenstabilisators eine deutliche Erhöhung der Strömungsgeschwindigkeit begünstigt wird. Damit wird eine gezielte Optimierung des Brennerverhaltens für unterschiedliche Betriebszustände möglich.
  • Bezugszeichenliste
  • 1
    Kraftstoffdüse
    2
    Brennkammer
    3
    Brennkammerströmung
    4
    Brennerachse
    5
    zentrales Rezirkulationsgebiet
    6
    Rezirkulationsgebiet im Nachlauf des Flammenstabilisators
    7
    Kraftstoffeintrag für die Hauptstufe
    8
    Kraftstoffeintrag für die Pilotstufe
    9
    Kraftstoff-Luft-Gemisch der Hauptstufe
    10
    Kraftstoff-Luft-Gemisch der Pilotstufe
    11
    innerer Luftdrallerzeuger
    12
    mittlerer Luftdrallerzeuger
    13
    äußerer Luftdrallerzeuger
    14
    innerer Strömungskanal
    15
    mittlerer Strömungskanal
    16
    äußerer Strömungskanal
    17
    Pilotkraftstoffeinspritzung
    18
    Hauptkraftstoffeinspritzung
    19
    innere stromabseitige Oberfläche der Hauptkraftstoffein- spritzung, Filmleger
    20
    äußere Oberfläche der Hauptkraftstoffeinspritzung
    21
    Hinterkante der Hauptkraftstoffeinspritzung
    22
    Austrittsspalt der Hauptkraftstoffeinspritzung
    23
    Austrittsbohrungen der Hauptkraftstoffeinspritzung
    24
    Flammenstabilisator
    25
    innerer Schenkel des Flammenstabilisators
    26
    äußerer Schenkel des Flammenstabilisators
    27
    äußerer Brennerring (dome)
    28
    innere Kontur des äußeren Brennerrings
    29
    Pilotkraftstoffzuführung
    30
    Hauptkraftstoffzuführung
    31
    lokal fettes Kraftstoff-Luft Gemisch
    32
    lokal mageres Kraftstoff-Luft Gemisch
    33
    Austrittsfläche der Pilotkraftstoffeinspritzung
    34
    Austrittskontur des inneren Schenkels des Flammensta- bilisators
    35
    Bi-Metall-Elemente
    36
    Strömung im Nachlauf des mittleren Drallerzeugers
    37
    beschleunigtes Geschwindigkeitsgebiet auf der Brenner- achse
    38
    innere stromaufseitige Oberfläche der Hauptkraft- stoffeinspritzung
    39
    Kraftstoffpassage der Hauptkraftstoffeinspritzung
    40
    äußeres Wandelement der Kraftstoffpassage der Hauptein- spritzung
    41
    Alternative Zumessung des Hauptkraftstoffs über strom- aufseitige Bohrungen
    42
    Kraftstofffilm mit lokaler Kraftstoffanreicherung in axialer und/oder Umfangsrichtung
    43
    inneres Wandelement der Kraftstoffpassage der Hauptein- spritzung
    44
    Turbulatorelement zur Erzeugung von lokalen Kraftstoffinhomogenitäten auf dem Filmleger
    45
    Kraftstofffilm mit geringen Kraftstoffinhomogenitäten in Umfangsrichtung

Claims (18)

  1. Gasturbinenmagerbrenner mit einer Brennkammer (2) sowie mit einer Kraftstoffdüse (1), welche eine Pilotkraftstoffeinspritzung (17) und eine Hauptkraftstoffeinspritzung (18) umfasst, wobei die Hauptkraftstoffeinspritzung (18) mittlere Ausnehmungen (23) zur kontrollierten inhomogenen Kraftstoffeinspritzung vornehmlich in Umfangsrichtung umfasst, deren Anzahl am Umfang zwischen 8 und 40 beträgt und die einen Anstellwinkel δ2 in Umfangsrichtung von 10° ≤ δ2 ≤ 60° und einen axialen Anstellwinkel δ1 gegenüber der Brennerachse (4) zwischen -10° ≤ δ1 ≤ 90° aufweisen, gekennzeichnet durch einen V-förmigen Flammenstabilisator (24), welcher einen inneren Schenkel (25) aufweist, der in axialer Richtung und in Umfangsrichtung konturiert ist und 2 bis 20 am Umfang angeordnete Konturen einer Blütenform umfasst.
  2. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Ausnehmungen (23) in einer einreihigen Anordnung angeordnet sind.
  3. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Ausnehmungen (23) in einer mehrreihigen Anordnung angeordnet sind.
  4. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Ausnehmungen (23) in einer gestaffelten Anordnung angeordnet sind.
  5. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass zur Zumessung des Kraftstoffs über separate diskrete Ausnehmungen stromauf einer Austrittsfläche einer Hauptkraftstoffleitung und zur Erzeugung eines Kraftstofffilms mit definierten Kraftstoffsträhnen mehrere Ausnehmungen vorgesehen sind, deren Anzahl zwischen 8 und 40 beträgt und die einen Anstellwinkel δ2 in Umfangsrichtung zwischen 10° ≤ δ2 ≤ 60° aufweisen.
  6. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass zur Zumessung des Kraftstoffs über separate diskrete Ausnehmungen stromauf einer Austrittsfläche einer Hauptkraftstoffleitung und zur Erzeugung eines Kraftstofffilms mit definierten Kraftstoffsträhnen zusätzliche Wandelemente stromab des Filmspaltes vorgesehen sind, die zu einer Ausbildung von Kraftstoffinhomogenitäten in Umfangsrichtung führen.
  7. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Konturen der Blütenform gleichmäßig am Umfang verteilt sind.
  8. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Konturen der Blütenform ungleichmäßig am Umfang verteilt sind.
  9. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Konturen der Blütenform mit einer Exzentrizität der Austrittsgeometrie gegenüber der Brennerachse am Umfang verteilt sind.
  10. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass ein äußerer Schenkel (26) des V-förmigen Flammenstabilisators (24) in axialer Richtung und in Umfangsrichtung mit 2 bis 20 am Umfang angeordneter Konturen einer Blütenform konturiert ist.
  11. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Konturen der Blütenform gleichmäßig am Umfang verteilt sind.
  12. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Konturen der Blütenform ungleichmäßig am Umfang verteilt sind.
  13. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Konturen der Blütenform mit einer Exzentrizität der Austrittsgeometrie gegenüber der Brennerachse am Umfang verteilt sind.
  14. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 13, gekennzeichnet durch einen V-förmigen Flammenstabilisator (24), welcher an einem inneren Schenkel (25) und/oder an einem äußeren Schenkel (26) mit einer variablen Geometrie versehen ist.
  15. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass eine Hauptstufe der Kraftstoffeinspritzung zwischen 5° und 60° zur Brennerachse (4) angestellt ist.
  16. Gasturbinenmagerbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass auf der Oberfläche des Filmlegers Turbulatorelemente (44) angeordnet sind.
  17. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Turbulatorelemente (44) stromauf des Filmspalts angeordnet sind.
  18. Gasturbinenmagerbrenner nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Turbulatorelemente (44) stromab des Filmspalts angeordnet sind.
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Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2107306A1 (de) * 2008-03-31 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Verbrennergehäuse
EP2327933A1 (de) 2009-11-30 2011-06-01 Siemens Aktiengesellschaft Brenneranordnung
FR2971038B1 (fr) * 2011-01-31 2013-02-08 Snecma Dispositif d'injection pour une chambre de combustion de turbomachine
US8925325B2 (en) * 2011-03-18 2015-01-06 Delavan Inc. Recirculating product injection nozzle
GB201112434D0 (en) 2011-07-20 2011-08-31 Rolls Royce Plc A fuel injector
US9291102B2 (en) * 2011-09-07 2016-03-22 Siemens Energy, Inc. Interface ring for gas turbine fuel nozzle assemblies
DE102012017065A1 (de) * 2012-08-28 2014-03-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zum Betrieb eines Magervormischbrenners einer Fluggasturbine sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE102012217263B4 (de) * 2012-09-25 2023-02-02 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Drallbrenner und Verfahren zum Betrieb eines Drallbrenners
US20140144152A1 (en) * 2012-11-26 2014-05-29 General Electric Company Premixer With Fuel Tubes Having Chevron Outlets
US20140144141A1 (en) * 2012-11-26 2014-05-29 General Electric Company Premixer with diluent fluid and fuel tubes having chevron outlets
US10281146B1 (en) * 2013-04-18 2019-05-07 Astec, Inc. Apparatus and method for a center fuel stabilization bluff body
CN106133446B (zh) * 2014-05-23 2019-01-29 三菱日立电力系统株式会社 燃气涡轮燃烧器以及燃气涡轮
JP6351071B2 (ja) * 2014-08-18 2018-07-04 川崎重工業株式会社 燃料噴射装置
US20160061452A1 (en) * 2014-08-26 2016-03-03 General Electric Company Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system
US10252270B2 (en) * 2014-09-08 2019-04-09 Arizona Board Of Regents On Behalf Of Arizona State University Nozzle apparatus and methods for use thereof
WO2016059200A1 (en) * 2014-10-17 2016-04-21 Nuovo Pignone Srl METHOD FOR REDUCING NOx EMISSION IN A GAS TURBINE, AIR FUEL MIXER, GAS TURBINE AND SWIRLER
US9638477B1 (en) * 2015-10-13 2017-05-02 Caterpillar, Inc. Sealless cooling device having manifold and turbulator
EP3184898A1 (de) * 2015-12-23 2017-06-28 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine gasturbine
US10352570B2 (en) 2016-03-31 2019-07-16 General Electric Company Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same
US10801728B2 (en) * 2016-12-07 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine combustor main mixer with vane supported centerbody
US11149952B2 (en) * 2016-12-07 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Main mixer in an axial staged combustor for a gas turbine engine
US11561008B2 (en) * 2017-08-23 2023-01-24 General Electric Company Fuel nozzle assembly for high fuel/air ratio and reduced combustion dynamics
GB2568981A (en) * 2017-12-01 2019-06-05 Rolls Royce Plc Fuel spray nozzle
CN108844097B (zh) * 2018-03-16 2020-04-24 南京航空航天大学 一种多点贫油直接喷射的低污染燃烧室
JP6692847B2 (ja) 2018-03-26 2020-05-13 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器及びこれを備えたガスタービン機関
DE102020106842A1 (de) * 2020-03-12 2021-09-16 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Düse mit Strahlerzeugerkanal für in eine Brennkammer eines Triebwerks einzuspritzenden Kraftstoff
GB202019222D0 (en) 2020-12-07 2021-01-20 Rolls Royce Plc Lean burn combustor
GB202019219D0 (en) * 2020-12-07 2021-01-20 Rolls Royce Plc Lean burn combustor
CN113551262B (zh) * 2021-07-19 2022-06-14 南昌航空大学 一种带新月沙丘型面的支板火焰稳定器
CN113551261B (zh) * 2021-07-19 2022-06-14 南昌航空大学 一种波浪形v型火焰稳定器
CN114526497B (zh) * 2022-01-07 2023-02-07 清华大学 双缩口组合旋流式中心分级高温升燃烧室

Family Cites Families (134)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3091283A (en) * 1960-02-24 1963-05-28 Babcock & Wilcox Co Liquid fuel burner
GB1275255A (en) * 1968-07-18 1972-05-24 Lucas Industries Ltd Liquid atomising devices
US3568650A (en) * 1968-12-05 1971-03-09 Sonic Air Inc Supercharger and fuel injector assembly for internal combustion engines
US3699773A (en) * 1968-12-23 1972-10-24 Gen Electric Fuel cooled fuel injectors
US3713588A (en) * 1970-11-27 1973-01-30 Gen Motors Corp Liquid fuel spray nozzles with air atomization
US3703259A (en) * 1971-05-03 1972-11-21 Gen Electric Air blast fuel atomizer
US3955361A (en) * 1971-12-15 1976-05-11 Phillips Petroleum Company Gas turbine combustor with controlled fuel mixing
SE371685B (de) 1972-04-21 1974-11-25 Stal Laval Turbin Ab
GB1421399A (en) * 1972-11-13 1976-01-14 Snecma Fuel injectors
US3866413A (en) * 1973-01-22 1975-02-18 Parker Hannifin Corp Air blast fuel atomizer
US3808803A (en) * 1973-03-15 1974-05-07 Us Navy Anticarbon device for the scroll fuel carburetor
US3919840A (en) * 1973-04-18 1975-11-18 United Technologies Corp Combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
US3930369A (en) * 1974-02-04 1976-01-06 General Motors Corporation Lean prechamber outflow combustor with two sets of primary air entrances
US3980233A (en) * 1974-10-07 1976-09-14 Parker-Hannifin Corporation Air-atomizing fuel nozzle
GB1537671A (en) 1975-04-25 1979-01-04 Rolls Royce Fuel injectors for gas turbine engines
US4170108A (en) * 1975-04-25 1979-10-09 Rolls-Royce Limited Fuel injectors for gas turbine engines
DE2529701A1 (de) * 1975-07-03 1977-01-27 Bosch Gmbh Robert Kraftstoffeinspritzanlage
US3977186A (en) * 1975-07-24 1976-08-31 General Motors Corporation Impinging air jet combustion apparatus
GB1597968A (en) * 1977-06-10 1981-09-16 Rolls Royce Fuel burners for gas turbine engines
US4141213A (en) * 1977-06-23 1979-02-27 General Motors Corporation Pilot flame tube
GB2012415B (en) 1978-01-04 1982-03-03 Secr Defence Fuel mixers
US4175380A (en) * 1978-03-24 1979-11-27 Baycura Orestes M Low noise gas turbine
IT1111808B (it) * 1978-03-28 1986-01-13 Rolls Royce Perfezionamenti apportati ai dispositivi di combustione di motori a turbina a gas
US4218020A (en) * 1979-02-23 1980-08-19 General Motors Corporation Elliptical airblast nozzle
US4425755A (en) * 1980-09-16 1984-01-17 Rolls-Royce Limited Gas turbine dual fuel burners
US4445339A (en) 1980-11-24 1984-05-01 General Electric Co. Wingtip vortex flame stabilizer for gas turbine combustor flame holder
US4519958A (en) * 1982-06-14 1985-05-28 Kenna Research Corporation Fuel flow metering apparatus
CH670296A5 (en) 1986-02-24 1989-05-31 Bbc Brown Boveri & Cie Gas turbine fuel nozzle - has externally-supported premixing chamber for liq. fuel and air
CA1306873C (en) * 1987-04-27 1992-09-01 Jack R. Taylor Low coke fuel injector for a gas turbine engine
US4845952A (en) * 1987-10-23 1989-07-11 General Electric Company Multiple venturi tube gas fuel injector for catalytic combustor
US4920740A (en) * 1987-11-23 1990-05-01 Sundstrand Corporation Starting of turbine engines
US4854127A (en) * 1988-01-14 1989-08-08 General Electric Company Bimodal swirler injector for a gas turbine combustor
DE3819898A1 (de) 1988-06-11 1989-12-14 Daimler Benz Ag Brennkammer fuer eine thermische stroemungsmaschine
CH680084A5 (de) * 1989-06-06 1992-06-15 Asea Brown Boveri
US5165241A (en) 1991-02-22 1992-11-24 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
JP2839777B2 (ja) 1991-12-24 1998-12-16 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズル
DE4203775C2 (de) * 1992-02-10 1993-11-18 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Triebwerk auf der Basis der katalytischen Zersetzung
US5267851A (en) 1992-03-16 1993-12-07 General Electric Company Swirl gutters for isolating flow fields for combustion enhancement at non-baseload operating conditions
DE4228816C2 (de) * 1992-08-29 1998-08-06 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke
US5251447A (en) * 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5505045A (en) * 1992-11-09 1996-04-09 Fuel Systems Textron, Inc. Fuel injector assembly with first and second fuel injectors and inner, outer, and intermediate air discharge chambers
FR2698157B1 (fr) * 1992-11-18 1994-12-16 Snecma Système d'injection aérodynamique de chambre de combustion.
US5303554A (en) * 1992-11-27 1994-04-19 Solar Turbines Incorporated Low NOx injector with central air swirling and angled fuel inlets
DE4304213A1 (de) * 1993-02-12 1994-08-18 Abb Research Ltd Brenner zum Betrieb einer Brennkraftmaschine, einer Brennkammer einer Gasturbogruppe oder Feuerungsanlage
JPH06272862A (ja) * 1993-03-18 1994-09-27 Hitachi Ltd 燃料空気混合方法およびその混合装置
DE4316474A1 (de) * 1993-05-17 1994-11-24 Abb Management Ag Vormischbrenner zum Betrieb einer Brennkraftmaschine, einer Brennkammer einer Gasturbogruppe oder Feuerungsanlage
US5479781A (en) * 1993-09-02 1996-01-02 General Electric Company Low emission combustor having tangential lean direct injection
US5351477A (en) * 1993-12-21 1994-10-04 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5511375A (en) * 1994-09-12 1996-04-30 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5590529A (en) * 1994-09-26 1997-01-07 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
DE4446611A1 (de) * 1994-12-24 1996-06-27 Abb Management Ag Brennkammer
US5701732A (en) * 1995-01-24 1997-12-30 Delavan Inc. Method and apparatus for purging of gas turbine injectors
DE69625744T2 (de) * 1995-06-05 2003-10-16 Rolls Royce Corp Magervormischbrenner mit niedrigem NOx-Ausstoss für industrielle Gasturbinen
DE19527453B4 (de) 1995-07-27 2009-05-07 Alstom Vormischbrenner
US5735117A (en) * 1995-08-18 1998-04-07 Fuel Systems Textron, Inc. Staged fuel injection system with shuttle valve and fuel injector therefor
DE19532264C2 (de) 1995-09-01 2001-09-06 Mtu Aero Engines Gmbh Einrichtung zur Aufbereitung eines Gemisches aus Brennstoff und Luft an Brennkammern für Gasturbinentriebwerke
DE19535370B4 (de) 1995-09-25 2006-05-11 Alstom Verfahren zur schadstoffarmen Vormischverbrennung in Gasturbinenbrennkammern
US5822992A (en) * 1995-10-19 1998-10-20 General Electric Company Low emissions combustor premixer
US5647215A (en) * 1995-11-07 1997-07-15 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors
US5778676A (en) * 1996-01-02 1998-07-14 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US6067790A (en) * 1996-01-05 2000-05-30 Choi; Kyung J. Lean direct wall fuel injection method and devices
FR2751054B1 (fr) * 1996-07-11 1998-09-18 Snecma Chambre de combustion anti-nox a injection de carburant de type annulaire
US5916142A (en) * 1996-10-21 1999-06-29 General Electric Company Self-aligning swirler with ball joint
US5927076A (en) * 1996-10-22 1999-07-27 Westinghouse Electric Corporation Multiple venturi ultra-low nox combustor
GB2319078B (en) * 1996-11-08 1999-11-03 Europ Gas Turbines Ltd Combustor arrangement
JP3619626B2 (ja) * 1996-11-29 2005-02-09 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器の運転方法
US5961646A (en) 1997-01-02 1999-10-05 Level One Communications, Inc. Method and apparatus employing an invalid symbol security jam for communications network security
US5816049A (en) * 1997-01-02 1998-10-06 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5899075A (en) * 1997-03-17 1999-05-04 General Electric Company Turbine engine combustor with fuel-air mixer
GB2324147B (en) 1997-04-10 2001-09-05 Europ Gas Turbines Ltd Fuel-injection arrangement for a gas turbine combuster
US6238206B1 (en) * 1997-05-13 2001-05-29 Maxon Corporation Low-emissions industrial burner
WO1998055800A1 (en) * 1997-06-02 1998-12-10 Solar Turbines Incorporated Dual fuel injection method and apparatus
WO1999006767A1 (de) * 1997-07-31 1999-02-11 Siemens Aktiengesellschaft Brenner
JP3448190B2 (ja) * 1997-08-29 2003-09-16 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃焼器
US6502399B2 (en) * 1997-09-10 2003-01-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Three-dimensional swirler in a gas turbine combustor
US5966937A (en) * 1997-10-09 1999-10-19 United Technologies Corporation Radial inlet swirler with twisted vanes for fuel injector
US5983642A (en) * 1997-10-13 1999-11-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel tube with concentric members and flow regulating
GB9726697D0 (en) * 1997-12-18 1998-02-18 Secr Defence Fuel injector
DE19757189B4 (de) * 1997-12-22 2008-05-08 Alstom Verfahren zum Betrieb eines Brenners eines Wärmeerzeugers
US6122916A (en) * 1998-01-02 2000-09-26 Siemens Westinghouse Power Corporation Pilot cones for dry low-NOx combustors
US6141967A (en) * 1998-01-09 2000-11-07 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
GB2333832A (en) * 1998-01-31 1999-08-04 Europ Gas Turbines Ltd Multi-fuel gas turbine engine combustor
EP0939220B1 (de) * 1998-02-26 2003-11-12 ALSTOM (Switzerland) Ltd Verfahren zum sicheren Entfernen von Flüssigbrennstoff aus dem Brennstoffsystem einer Gasturbine sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
US6082113A (en) * 1998-05-22 2000-07-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine fuel injector
US6289676B1 (en) * 1998-06-26 2001-09-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Simplex and duplex injector having primary and secondary annular lud channels and primary and secondary lud nozzles
US6119459A (en) * 1998-08-18 2000-09-19 Alliedsignal Inc. Elliptical axial combustor swirler
EP0994300B1 (de) * 1998-10-14 2003-11-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Brenner für den Betrieb eines Wärmeerzeugers
ITMI991204A1 (it) * 1999-05-31 2000-12-01 Nuovo Pignone Spa Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas
JP3364169B2 (ja) * 1999-06-09 2003-01-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びその燃焼器
IT1313547B1 (it) * 1999-09-23 2002-07-24 Nuovo Pignone Spa Camera di premiscelamento per turbine a gas
EP1096201A1 (de) * 1999-10-29 2001-05-02 Siemens Aktiengesellschaft Brenner
US6272840B1 (en) 2000-01-13 2001-08-14 Cfd Research Corporation Piloted airblast lean direct fuel injector
JP2001263143A (ja) * 2000-03-16 2001-09-26 Hitachi Ltd 内燃機関の制御装置
US6481209B1 (en) * 2000-06-28 2002-11-19 General Electric Company Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with swirl stabilized mixer
JP2002031343A (ja) 2000-07-13 2002-01-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃料噴出部材、バーナ、燃焼器の予混合ノズル、燃焼器、ガスタービン及びジェットエンジン
US6367262B1 (en) * 2000-09-29 2002-04-09 General Electric Company Multiple annular swirler
US6675583B2 (en) * 2000-10-04 2004-01-13 Capstone Turbine Corporation Combustion method
DE10056243A1 (de) * 2000-11-14 2002-05-23 Alstom Switzerland Ltd Brennkammer und Verfahren zum Betrieb dieser Brennkammer
US6460345B1 (en) * 2000-11-14 2002-10-08 General Electric Company Catalytic combustor flow conditioner and method for providing uniform gasvelocity distribution
US6453660B1 (en) * 2001-01-18 2002-09-24 General Electric Company Combustor mixer having plasma generating nozzle
US6539724B2 (en) * 2001-03-30 2003-04-01 Delavan Inc Airblast fuel atomization system
US20020162333A1 (en) * 2001-05-02 2002-11-07 Honeywell International, Inc., Law Dept. Ab2 Partial premix dual circuit fuel injector
GB2375601A (en) 2001-05-18 2002-11-20 Siemens Ag Burner apparatus for reducing combustion vibrations
US6418726B1 (en) * 2001-05-31 2002-07-16 General Electric Company Method and apparatus for controlling combustor emissions
US6543235B1 (en) 2001-08-08 2003-04-08 Cfd Research Corporation Single-circuit fuel injector for gas turbine combustors
US6655145B2 (en) * 2001-12-20 2003-12-02 Solar Turbings Inc Fuel nozzle for a gas turbine engine
FR2836986B1 (fr) 2002-03-07 2004-11-19 Snecma Moteurs Systeme d'injection multi-modes d'un melange air/carburant dans une chambre de combustion
EP2306091A3 (de) * 2002-04-26 2012-12-26 Rolls-Royce Corporation Brennstoffvormischungsmodul für Gasturbinenbrennkammern
DE10219354A1 (de) 2002-04-30 2003-11-13 Rolls Royce Deutschland Gasturbinenbrennkammer mit gezielter Kraftstoffeinbringung zur Verbesserung der Homogenität des Kraftstoff-Luft-Gemisches
DE50313028D1 (de) * 2002-05-02 2010-10-14 Alstom Technology Ltd Katalytischer Brenner
WO2003098110A1 (de) * 2002-05-16 2003-11-27 Alstom Technology Ltd Vormischbrenner
US6735949B1 (en) 2002-06-11 2004-05-18 General Electric Company Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity
US6675581B1 (en) * 2002-07-15 2004-01-13 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle
US6691516B2 (en) 2002-07-15 2004-02-17 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle with improved stability
US6722132B2 (en) 2002-07-15 2004-04-20 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle with improved stability and dual fuel capability
GB0219461D0 (en) 2002-08-21 2002-09-25 Rolls Royce Plc Fuel injection arrangement
US6820411B2 (en) 2002-09-13 2004-11-23 The Boeing Company Compact, lightweight high-performance lift thruster incorporating swirl-augmented oxidizer/fuel injection, mixing and combustion
US6705087B1 (en) 2002-09-13 2004-03-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Swirler assembly with improved vibrational response
EP1400752B1 (de) 2002-09-20 2008-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Vormischbrenner mit profilierter Luftmassenströmung
US6986255B2 (en) 2002-10-24 2006-01-17 Rolls-Royce Plc Piloted airblast lean direct fuel injector with modified air splitter
US6866503B2 (en) 2003-01-29 2005-03-15 Air Products And Chemicals, Inc. Slotted injection nozzle and low NOx burner assembly
US6898926B2 (en) 2003-01-31 2005-05-31 General Electric Company Cooled purging fuel injectors
DE10326720A1 (de) 2003-06-06 2004-12-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brenner für eine Gasturbinenbrennkammer
JP4065947B2 (ja) 2003-08-05 2008-03-26 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ガスタービン燃焼器用燃料・空気プレミキサー
FR2858817B1 (fr) 2003-08-13 2006-02-03 Michelin Soc Tech Systeme catalytique pour l'obtention de copolymeres diene(s) conjugue(s)/ mono-olefine(s) et ces copolymeres
DE10340826A1 (de) * 2003-09-04 2005-03-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Homogene Gemischbildung durch verdrallte Einspritzung des Kraftstoffs
EP1714081B1 (de) * 2004-02-12 2008-04-09 Alstom Technology Ltd Vormischbrenneranordnung zum betreiben einer brennkammer sowie verfahren zum betreiben einer brennkammer
US7694521B2 (en) * 2004-03-03 2010-04-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Installation structure of pilot nozzle of combustor
US7065972B2 (en) 2004-05-21 2006-06-27 Honeywell International, Inc. Fuel-air mixing apparatus for reducing gas turbine combustor exhaust emissions
US6993916B2 (en) 2004-06-08 2006-02-07 General Electric Company Burner tube and method for mixing air and gas in a gas turbine engine
US6968255B1 (en) 2004-10-22 2005-11-22 Pulse Microsystems, Ltd. Method and system for automatically deriving stippling stitch designs in embroidery patterns
US7779636B2 (en) 2005-05-04 2010-08-24 Delavan Inc Lean direct injection atomizer for gas turbine engines
DE102005062079A1 (de) * 2005-12-22 2007-07-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Magervormischbrenner mit einer Zerstäuberlippe
DE102007015311A1 (de) 2006-03-31 2007-10-04 Alstom Technology Ltd. Verfahren zum Betrieb einer Gasturbine

Also Published As

Publication number Publication date
US20090139240A1 (en) 2009-06-04
US20120174588A1 (en) 2012-07-12
US8646275B2 (en) 2014-02-11
DE102007043626A1 (de) 2009-03-19
EP2037172A3 (de) 2012-09-26
EP2037172A2 (de) 2009-03-18

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