EP2059724A1 - Gas turbine combustion chamber - Google Patents

Gas turbine combustion chamber

Info

Publication number
EP2059724A1
EP2059724A1 EP07818048A EP07818048A EP2059724A1 EP 2059724 A1 EP2059724 A1 EP 2059724A1 EP 07818048 A EP07818048 A EP 07818048A EP 07818048 A EP07818048 A EP 07818048A EP 2059724 A1 EP2059724 A1 EP 2059724A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
zone
flame tube
post
primary combustion
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Ceased
Application number
EP07818048A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Rainer Brinkmann
Holger Huitenga
Eric Norster
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.)
MAN Energy Solutions SE
Original Assignee
MAN Turbo 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 MAN Turbo AG filed Critical MAN Turbo AG
Publication of EP2059724A1 publication Critical patent/EP2059724A1/en
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Definitions

  • the present invention relates to a combustion chamber intended in particular for use in a gas turbine. More specifically, the present invention relates to the air guidance of the compressed air supplied to the combustion chamber.
  • the typical structure of a gas turbine consisting of a compressor region, a combustion chamber region and a turbine region is well known and will not be explained in more detail below.
  • the compressed air that is supplied to the combustion chamber is introduced into the combustion process in a flame tube and also used for cooling the combustion chamber.
  • research and development in the field of gas turbines is aimed at continually reducing pollutant emissions from gas turbines.
  • the focus is on the pollutants NO x , CO 2 and CO and unburned hydrocarbons.
  • the pollutants in the combustion process of a gas turbine for example, by a lean mixture of the fuel-air mixture, ie more compressed air must be added to the fuel-air mixture, or can be achieved by optimal temperature distribution in the flame tube.
  • EP 0 732 546 B1 discloses a construction of the prior art to meet these requirements.
  • the compressed air which is supplied to the combustion chamber from the compressor region of the gas turbine is divided into two partial streams.
  • a partial flow is used for combustion in the flame tube, another the cooling of the outer wall of the combustion chamber, wherein the cooling air then enters the post-primary combustion zone.
  • a disadvantage of this structure is that only a predetermined proportion of the compressed air flow is ready for cooling. In other words, the lower the pollutant a gas turbine is designed, the less cooling air is available. Consequently, the efficiency of the gas turbine in favor of lower pollutant emissions must remain low.
  • the prior art according to EP 0 896 193 B1 has the disadvantage that no direct cooling in the flame tube interior can be provided by openings in the wall in the region of the post-primary combustion zone or secondary zone. This prior art thus does not achieve optimal cooling performance and is limited in the operation of the gas turbine.
  • the invention provides a combustion chamber for a gas turbine.
  • the flame tube of the combustion chamber is in the flow direction at least in a mixing zone for mixing a fuel with air to a fuel-air mixture, and a primary combustion zone or primary zone and a post-primary combustion zone or secondary zone.
  • a mixing zone for mixing a fuel with air to a fuel-air mixture
  • a primary combustion zone or primary zone and a post-primary combustion zone or secondary zone In the region of the mixing zone, which is formed in the vicinity of the burner, at least one opening is generally provided via channels of the burner into the interior of the flame tube.
  • the so-called mixing opening is likewise provided. This at least one opening or mixing opening serves to cool the combustion process.
  • About the openings mentioned compressed air which is previously compressed in the compression region of the gas turbine, enters the flame tube. The compressed air is provided for the cooling of the flame tube and passes through the openings described proportionally in the mixing zone and in the post-primary combustion zone.
  • the air for combustion at a higher temperature in the burner of the combustion chamber passes. Since the combustion temperature is raised in this way, the gas turbine can be operated with less fuel and still achieve the same temperature. This measure thus increases the efficiency of the gas turbine.
  • the new arrangement also allows the combustion gases in the post-primary combustion zone to be cooled.
  • the supply of air to the combustion process can be made variable, since theoretically all the compressed air could be fed into the combustion process.
  • the figure shows a schematic cross-sectional view of a combustion chamber according to the invention.
  • Reference numeral 1 shows a combustion chamber according to the embodiment with a flame tube 3 and a baffle 2 arranged radially outside the flame tube.
  • the combustion chamber 1 is part of a gas turbine (not shown) which is operated with gas and / or liquid fuel.
  • the flame tube is widely Cylindrical design. Compressed air flows through a compressor air duct onto the impact grille. Through the openings 4 of the baffle, the compressed air flowing from a compressor, or from the compressor region of the gas turbine to the combustion chamber, divided into numerous individual flows.
  • the openings 4 of the impact grid are formed as nozzles, so that the inflowing compressed air impinges jet-shaped.
  • the arrangement and geometry of the openings 4 of the impact grille can be adjusted so that the desired cooling performance is achieved on the surface of the flame tube.
  • the distribution of the impact cooling in the air portion 11 and the air portion 12 is designed adjustable. In this embodiment, this is achieved by changing the geometry of the openings 5 to the post-primary combustion zone 18 during operation. By cooling the flame tube 3, the service life of the machine elements used is increased and at the same time the air of the flow rate of the burner 11, 13 and the flow rate mixing port 12 is heated.
  • the impact grille is formed in this embodiment as a perforated plate which surrounds the flame tube (3) in the circumferential direction. Since the compressed air is not only passed along the outer wall of the flame tube 3, but with increased speed, preferably triggered by the nozzle action of the openings of the perforated plate 2, divided into numerous individual flows impinges on the outer surface of the flame tube, the cooling capacity is significantly increased.
  • the flow of compressed air directed to the flame tube 3 may also be angular, e.g. do not impinge perpendicular to the flame tube 3.
  • a device for dividing the directed to the flame tube 3 flow compressed air can preferably be provided in the compressor air passage 9.
  • this embodiment of the invention is also open to understand in which zones of the flame tube is cooled by impingement air.
  • 1 shows an embodiment in which both the pre- and post-primary burns cooling zone is cooled by impingement air.
  • the present invention is not limited to the impingement cooling with individual flows 10 striking the flame tube 3 substantially perpendicular or at an angle. Rather, a laminar flow along the outer wall of the flame tube 3 can provide the desired cooling performance. It is essential to the invention, in the first place, that the air used for cooling reaches the flame tube 3 both via the mixing openings 5 and via the openings 6. In addition, a combination of the described flow types for the cooling of the flame tube 3 as well as support by other cooling methods known in the art is conceivable.
  • the thus preheated air passes through the air duct 6 in the burner 7. There, the air is premixed with the fuel, which flows substantially along the fuel flow. Because the temperature of the fuel-air mixture is increased due to the preheated air used for the cooling of the flame tube compared to conventional fuel-air mixtures, the gas turbine with reduced fuel consumption can reach the same temperature as known from the prior art gas turbines.
  • the supplied compressed air is used substantially completely for the cooling of the fire tube 3 and divided into a flow portion 11, 13 to the opening 6 of the mixing zone 15 and a flow portion 12 to the opening 5 of the post-primary combustion zone 18.
  • the Mischö Stamms- flow 14 then flows through a plurality of mixing openings 5 substantially perpendicular to the fuel flow 8 in the flame tube 5.
  • the flow can be carried out by the mixing openings 5 and / or through the opening 6 to the mixing zone 15 controllable or adjustable. This can be done, for example, by changing the flow cross-section through said openings, but also by all other measures known to those skilled in the art. LIST OF REFERENCE NUMBERS

Abstract

Combustion chamber (1) for a gas turbine, with a flame tube (3) of the combustion chamber (1) having, in the flow direction, a mixing zone (15) for mixing a fuel with air to form a fuel/air mixture, as well as a primary combustion zone (17) and a post-primary combustion zone (18). At least one opening (5, 6) is in each case provided in the area of the mixing zone (15) and in the area of the post-primary combustion zone (18), in order to pass compressed air into the flame tube (3). The compressed air that is supplied is intended to cool the flame tube (3), and parts of it are then passed via the openings (5, 6) in the area of the mixing zone (15) and in the area of the post-primary combustion zone (18) into the mixing zone (15) and into the post-primary combustion zone (18).

Description

Gasturbinenbrennkammer Gas turbine combustor
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Brennkammer, die insbesondere zur Verwendung in einer Gasturbine vorgesehen ist. Genauer gesagt betrifft die vorliegende Erfindung die Luftführung der komprimierten Luft, die der Brennkammer zugeführt wird.The present invention relates to a combustion chamber intended in particular for use in a gas turbine. More specifically, the present invention relates to the air guidance of the compressed air supplied to the combustion chamber.
Der typische Aufbau einer Gasturbine, bestehend aus einem Verdichterbereich, einem Brennkammerbereich und einem Turbinenbereich ist hinlänglich bekannt und wird nachstehend nicht näher erläutert. Die komprimierte Luft, die der Brennkammer zugeführt wird, wird in den Verbrennungsprozess in ein Flammrohr eingebracht und auch zum Kühlen der Brennkammer verwendet. Durch gesetzliche Vorgaben vorangetrieben, ist es ein Bestreben von Forschung und Entwicklungen auf dem Gebiet der Gasturbinen, den Schadstoffausstoß von Gasturbinen fortwährend zu reduzieren. Im Mittelpunkt stehen dabei die Schadstoffe NOx, CO2 und CO sowie unverbrannte Kohlenwasserstoffe. Die Schadstoffe beim Verbrennungsvorgang einer Gasturbine können beispielsweise durch eine magere Mischung des Brennstoff-Luft-Gemisches, d.h. mehr komprimierte Luft muss dem Brennstoff- Luft-Gemisch beigemengt werden, oder durch optimale Temperaturverteilung im Flammrohr erreicht werden.The typical structure of a gas turbine, consisting of a compressor region, a combustion chamber region and a turbine region is well known and will not be explained in more detail below. The compressed air that is supplied to the combustion chamber is introduced into the combustion process in a flame tube and also used for cooling the combustion chamber. Driven by legal requirements, research and development in the field of gas turbines is aimed at continually reducing pollutant emissions from gas turbines. The focus is on the pollutants NO x , CO 2 and CO and unburned hydrocarbons. The pollutants in the combustion process of a gas turbine, for example, by a lean mixture of the fuel-air mixture, ie more compressed air must be added to the fuel-air mixture, or can be achieved by optimal temperature distribution in the flame tube.
Vor dem Hintergrund der Wirtschaftlichkeit ist es wünschenswert, den Wirkungsgrad von Gasturbinen z.B. durch höhere Temperaturen zu steigern. Die Materialtechnik zeigt dabei dem Turbomaschinenbau die Grenzen auf, so dass eine Kühlung der Bauteile der Brennkammer für das Erreichen hoher Temperaturen während des Verbrennungsvorgangs eine im Stand der Technik verbreitete Maßnahme ist.Against the background of economy, it is desirable to increase the efficiency of gas turbines, e.g. to increase by higher temperatures. The material technology shows the turbomachinery limits, so that a cooling of the components of the combustion chamber for the achievement of high temperatures during the combustion process is a widespread measure in the prior art.
Die EP 0 732 546 B1 offenbart einen Aufbau aus dem Stand der Technik, um diesen Anforderungen gerecht zu werden. Die komprimierte Luft, die der Brennkammer aus dem Kompressorbereich der Gasturbine zugeführt wird, wird in zwei Teilströme aufgeteilt. Ein Teilstrom dient der Verbrennung im Flammrohr, ein weiterer der Kühlung der Außenwandung der Brennkammer, wobei die Kühlluft anschließend in die nachprimäre Verbrennungszone eintritt.EP 0 732 546 B1 discloses a construction of the prior art to meet these requirements. The compressed air which is supplied to the combustion chamber from the compressor region of the gas turbine is divided into two partial streams. A partial flow is used for combustion in the flame tube, another the cooling of the outer wall of the combustion chamber, wherein the cooling air then enters the post-primary combustion zone.
Nachteilig an diesem Aufbau ist, dass nur ein vorher festgelegter Anteil des komp- rimierten Luftstroms für die Kühlung bereitsteht. Das heißt, je schadstoffärmer eine Gasturbine ausgelegt wird, desto weniger Kühlluft steht zur Verfügung. Folglich muss der Wirkungsgrad der Gasturbine zu Gunsten des geringeren Schadstoffausstoßes gering bleiben.A disadvantage of this structure is that only a predetermined proportion of the compressed air flow is ready for cooling. In other words, the lower the pollutant a gas turbine is designed, the less cooling air is available. Consequently, the efficiency of the gas turbine in favor of lower pollutant emissions must remain low.
Ein weiteres Dokument des Standes der Technik, nämlich EP 0 896 193 B1 , versucht den geschilderten Nachteilen dadurch zu begegnen, dass die zur Kühlung verwendete komprimierte Luft anschließend der Verbrennung über eine Mischzone zugeführt wird. Die Kühlluft muss dazu von der stromabwärtigen Seite der Brennkammer die gesamte Wandung des Flammrohres entlang strömen. Die Kühlleistung dieser Kühlungsart ist somit vergleichsweise gering.Another document of the state of the art, namely EP 0 896 193 B1, attempts to counteract the disadvantages described by the fact that the compressed air used for cooling is subsequently supplied to the combustion via a mixing zone. The cooling air must flow from the downstream side of the combustion chamber along the entire wall of the flame tube. The cooling capacity of this type of cooling is thus comparatively low.
Somit weist der Stand der Technik gemäß EP 0 896 193 B1 den Nachteil auf, dass keine direkte Kühlung im Flammrohrinnern durch Öffnungen in der Wandung im Bereich der nachprimären Verbrennungszone bzw. Sekundärzone vorgesehen werden kann. Dieser Stand der Technik erzielt somit keine optimale Kühlleistung und ist in der Betriebsweise der Gasturbine eingeschränkt.Thus, the prior art according to EP 0 896 193 B1 has the disadvantage that no direct cooling in the flame tube interior can be provided by openings in the wall in the region of the post-primary combustion zone or secondary zone. This prior art thus does not achieve optimal cooling performance and is limited in the operation of the gas turbine.
Unter Berücksichtigung des dargestellten Standes der Technik ist es somit Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Brennkammer einer Gasturbine und eine Gasturbine bereitzustellen, die sowohl hohen Umweltstandards gerecht wird als auch einen verbesserten Wirkungsgrad erzielt.In view of the state of the art described, it is therefore an object of the present invention to provide a combustion chamber of a gas turbine and a gas turbine, which meets both high environmental standards and achieves improved efficiency.
Diese Aufgabe wird durch die unabhängigen Ansprüche der Erfindung gelöst. Die abhängigen Ansprüche sind vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.This object is solved by the independent claims of the invention. The dependent claims are advantageous embodiments of the invention.
Die Erfindung sieht eine Brennkammer für eine Gasturbine vor. Das Flammrohr der Brennkammer ist in Strömungsrichtung zumindest in eine Mischzone zum Mischen eines Brennstoffes mit Luft zu einem Brennstoff-Luft-Gemisch, sowie eine primäre Verbrennungszone oder auch Primärzone und eine nachprimäre Verbrennungszone oder auch Sekundärzone unterteilt. Im Bereich der Mischzone, die in der Umgebung des Brenners ausgebildet ist, ist mindestens eine Öffnung in der Regel über Kanäle des Brenners ins Innere des Flammrohres vorgesehen. Im Be- reich der nachprimären Verbrennungszone ist ebenso mindestens eine Öffnung, die so genannte Mischöffnung, vorgesehen. Diese mindestens eine Öffnung bzw. Mischöffnung dient dazu, den Verbrennungsvorgang abzukühlen. Über die genannten Öffnungen gelangt komprimierte Luft, die zuvor im Verdichtungsbereich der Gasturbine verdichtet wird, in das Flammrohr. Die komprimierte Luft ist für die Kühlung des Flammrohrs vorgesehen und gelangt über die beschriebenen Öffnungen anteilig in die Mischzone und in die nachprimäre Verbrennungszone.The invention provides a combustion chamber for a gas turbine. The flame tube of the combustion chamber is in the flow direction at least in a mixing zone for mixing a fuel with air to a fuel-air mixture, and a primary combustion zone or primary zone and a post-primary combustion zone or secondary zone. In the region of the mixing zone, which is formed in the vicinity of the burner, at least one opening is generally provided via channels of the burner into the interior of the flame tube. In the area of the post-primary combustion zone, at least one opening, the so-called mixing opening, is likewise provided. This at least one opening or mixing opening serves to cool the combustion process. About the openings mentioned compressed air, which is previously compressed in the compression region of the gas turbine, enters the flame tube. The compressed air is provided for the cooling of the flame tube and passes through the openings described proportionally in the mixing zone and in the post-primary combustion zone.
Durch die Kühlung des Flammrohrs mit der Luft, die anschließend der Verbrennung zugeführt wird, gelangt die Luft für die Verbrennung mit einer höheren Tem- peratur in den Brenner der Brennkammer. Da die Verbrennungstemperatur auf diese Weise angehoben wird, kann die Gasturbine mit weniger Brennstoff betrieben werden und erreicht trotzdem die gleiche Temperatur. Diese Maßnahme erhöht somit den Wirkungsgrad der Gasturbine. Die neue Anordnung ermöglicht ferner, dass auch die Verbrennungsgase in der nachprimären Verbrennungszone gekühlt werden können. Darüber hinaus kann die Zufuhr von Luft zum Verbren- nungsprozess variabel gestaltet werden, da theoretisch die gesamte komprimierte Luft dem Verbrennungsprozess zugeführt werden könnte.By cooling the flame tube with the air, which is then fed to the combustion, the air for combustion at a higher temperature in the burner of the combustion chamber passes. Since the combustion temperature is raised in this way, the gas turbine can be operated with less fuel and still achieve the same temperature. This measure thus increases the efficiency of the gas turbine. The new arrangement also allows the combustion gases in the post-primary combustion zone to be cooled. In addition, the supply of air to the combustion process can be made variable, since theoretically all the compressed air could be fed into the combustion process.
Die Erfindung wird nachstehend anhand einer Ausführungsform näher erläutert, wobei zur Illustration eine Zeichnung dient.The invention will be explained in more detail below with reference to an embodiment, wherein a drawing is used for illustration.
Die Figur zeigt eine schematische Querschnittsansicht einer erfindungsgemäßen Brennkammer.The figure shows a schematic cross-sectional view of a combustion chamber according to the invention.
Bezugszeichen 1 zeigt eine Brennkammer gemäß der Ausführungsform mit einem Flammrohr 3 und einem radial außerhalb des Flammrohrs angeordnetem Prallgitter 2. Die Brennkammer 1 ist Bestandteil einer Gasturbine (nicht dargestellt), die mit Gas- und/oder Flüssigbrennstoff betrieben wird. Das Flammrohr ist weitge- hend zylindrisch ausgebildet. Über einen Verdichterluftkanal strömt komprimierte Luft auf das Prallgitter. Durch die Öffnungen 4 des Prallgitters wird die komprimierte Luft, die aus einem Verdichter, bzw. aus dem Verdichterbereich der Gasturbine zur Brennkammer strömt, in zahlreiche Einzelströmungen unterteilt.Reference numeral 1 shows a combustion chamber according to the embodiment with a flame tube 3 and a baffle 2 arranged radially outside the flame tube. The combustion chamber 1 is part of a gas turbine (not shown) which is operated with gas and / or liquid fuel. The flame tube is widely Cylindrical design. Compressed air flows through a compressor air duct onto the impact grille. Through the openings 4 of the baffle, the compressed air flowing from a compressor, or from the compressor region of the gas turbine to the combustion chamber, divided into numerous individual flows.
Vorzugsweise sind die Öffnungen 4 des Prallgitters als Düsen ausgebildet, so dass die anströmende komprimierte Luft strahlförmig auftrifft. Die Anordnung und Geometrie der Öffnungen 4 des Prallgitters kann derart angepasst werden, dass die gewünschte Kühlleistung an der Oberfläche des Flammrohrs erzielt wird. Dar- über hinaus ist die Aufteilung der Aufprallkühlung in den Luftanteil 11 und den Luftanteil 12 regelbar gestaltet. In dieser Ausführungsform wird dies erreicht, indem die Geometrie der Öffnungen 5 zur nachprimären Verbrennungszone 18 während des Betriebs veränderbar ist. Durch die Kühlung des Flammrohres 3 wird die Lebensdauer der verwendeten Maschinenelemente erhöht und gleichzeitig wird die Luft des Strömungsanteils Brenner 11 ,13 und des Strömungsanteils Mischöffnung 12 erwärmt.Preferably, the openings 4 of the impact grid are formed as nozzles, so that the inflowing compressed air impinges jet-shaped. The arrangement and geometry of the openings 4 of the impact grille can be adjusted so that the desired cooling performance is achieved on the surface of the flame tube. In addition, the distribution of the impact cooling in the air portion 11 and the air portion 12 is designed adjustable. In this embodiment, this is achieved by changing the geometry of the openings 5 to the post-primary combustion zone 18 during operation. By cooling the flame tube 3, the service life of the machine elements used is increased and at the same time the air of the flow rate of the burner 11, 13 and the flow rate mixing port 12 is heated.
Das Prallgitter ist in dieser Ausführungsform als Lochblech ausgebildet, das das Flammrohr (3) in Umfangsrichtung umschließt. Da die komprimierte Luft nicht nur entlang der Außenwand des Flammrohres 3 vorbeigeführt wird, sondern mit erhöhter Geschwindigkeit, vorzugsweise durch die Düsenwirkung der Öffnungen des Lochblechs 2 ausgelöst, in zahlreiche Einzelströmungen unterteilt auf die Außenfläche des Flammrohres auftrifft, ist die Kühlleistung merklich erhöht. Obwohl die Figur eine senkrecht auf das Flammrohr 3 strömende Prallkühlluft zeigt, kann die auf das Flammrohr 3 gerichtete Strömung komprimierter Luft beispielsweise auch winkelig, d.h. nicht senkrecht auf das Flammrohr 3 auftreffen. Dazu kann vorzugsweise im Verdichterluftkanal 9 eine Vorrichtung zum Aufteilen der auf das Flammrohr 3 gerichteten Strömung komprimierter Luft vorgesehen werden.The impact grille is formed in this embodiment as a perforated plate which surrounds the flame tube (3) in the circumferential direction. Since the compressed air is not only passed along the outer wall of the flame tube 3, but with increased speed, preferably triggered by the nozzle action of the openings of the perforated plate 2, divided into numerous individual flows impinges on the outer surface of the flame tube, the cooling capacity is significantly increased. For example, although the figure shows impingement cooling air flowing perpendicularly to the fire tube 3, the flow of compressed air directed to the flame tube 3 may also be angular, e.g. do not impinge perpendicular to the flame tube 3. For this purpose, a device for dividing the directed to the flame tube 3 flow compressed air can preferably be provided in the compressor air passage 9.
Ferner ist diese Ausführungsform der Erfindung auch dahingehend offen zu verstehen, in welchen Zonen des Flammrohrs durch Prallluft gekühlt wird. Fig. 1 zeigt eine Ausführungsform, bei der sowohl die vor- als auch die nachprimäre Verbren- nungszone durch Prallluft mitgekühlt wird. Möglich ist beispielsweise auch lediglich den Bereich der primären Verbrennungszone zu kühlen.Furthermore, this embodiment of the invention is also open to understand in which zones of the flame tube is cooled by impingement air. 1 shows an embodiment in which both the pre- and post-primary burns cooling zone is cooled by impingement air. For example, it is also possible to cool only the area of the primary combustion zone.
Dennoch ist die vorliegende Erfindung nicht auf die Prallkühlung mit weitgehend senkrecht oder winkelig auf das Flammrohr 3 auftreffenden Einzelströmungen 10 eingeschränkt. Vielmehr kann auch eine laminare Strömung entlang der Außenwand des Flammrohrs 3 die gewünschte Kühlleistung erbringen. Erfindungswesentlich ist in erster Linie, dass die zur Kühlung verwendete Luft sowohl über die Mischöffnungen 5 als auch über die Öffnungen 6 in das Flammrohr 3 gelangt. Darüber hinaus ist auch eine Kombination aus den geschilderten Strömungsarten für die Kühlung des Flammrohrs 3 sowie eine Unterstützung durch andere dem Fachmann geläufige Kühlmethoden denkbar.Nevertheless, the present invention is not limited to the impingement cooling with individual flows 10 striking the flame tube 3 substantially perpendicular or at an angle. Rather, a laminar flow along the outer wall of the flame tube 3 can provide the desired cooling performance. It is essential to the invention, in the first place, that the air used for cooling reaches the flame tube 3 both via the mixing openings 5 and via the openings 6. In addition, a combination of the described flow types for the cooling of the flame tube 3 as well as support by other cooling methods known in the art is conceivable.
Die derart vorgewärmte Luft gelangt über den Luftkanal 6 in den Brenner 7. Dort wird die Luft mit dem Brennstoff, der im Wesentlichen entlang der Brennstoffströmung strömt, vorgemischt. Da die Temperatur des Brennstoff-Luft-Gemisches auf Grund der vorgewärmten, für die Kühlung des Flammrohres verwendeten Luft im Vergleich zu herkömmlichen Brennstoff-Luft-Gemischen erhöht ist, kann die Gasturbine mit verringertem Brennstoffeinsatz die gleiche Temperatur erreichen wie aus dem Stand der Technik bekannte Gasturbinen.The thus preheated air passes through the air duct 6 in the burner 7. There, the air is premixed with the fuel, which flows substantially along the fuel flow. Because the temperature of the fuel-air mixture is increased due to the preheated air used for the cooling of the flame tube compared to conventional fuel-air mixtures, the gas turbine with reduced fuel consumption can reach the same temperature as known from the prior art gas turbines.
Gemäß der Ausführungsform wird die zugeführte komprimierte Luft im Wesentlichen vollständig für die Kühlung des Flammrohrs 3 verwendet und in einen Strömungsanteil 11 , 13 zur Öffnung 6 der Mischzone 15 und einen Strömungsanteil 12 zur Öffnung 5 der nachprimären Verbrennungszone 18 geteilt. Die Mischöffnungs- strömung 14 fließt dann über mehrere Mischöffnungen 5 im Wesentlichen senkrecht zur Brennstoffströmung 8 in das Flammrohr 5. Somit wird eine verbesserte Kühlleistung erreicht. Der Durchfluss kann durch die Mischöffnungen 5 und/oder durch die Öffnung 6 zur Mischzone 15 Steuer- bzw. regelbar ausgeführt sein. Dies kann beispielsweise durch eine Änderung des Durchflussquerschnitts durch besagte Öffnungen, aber auch durch alle weiteren dem Fachmann bekannten Maßnahmen erfolgen. BezugszeichenlisteAccording to the embodiment, the supplied compressed air is used substantially completely for the cooling of the fire tube 3 and divided into a flow portion 11, 13 to the opening 6 of the mixing zone 15 and a flow portion 12 to the opening 5 of the post-primary combustion zone 18. The Mischöffnungs- flow 14 then flows through a plurality of mixing openings 5 substantially perpendicular to the fuel flow 8 in the flame tube 5. Thus, an improved cooling performance is achieved. The flow can be carried out by the mixing openings 5 and / or through the opening 6 to the mixing zone 15 controllable or adjustable. This can be done, for example, by changing the flow cross-section through said openings, but also by all other measures known to those skilled in the art. LIST OF REFERENCE NUMBERS
1 Brennkammer1 combustion chamber
2 Prallgitter2 baffles
3 Flammrohr3 flame tube
4 Öffnung des Prallgitters4 Opening of the impact grille
5 Mischöffnung5 mixing opening
6 Luftkanal6 air duct
7 Brenner7 burners
8 . Brennstoffströmung8th . fuel flow
10 Prallströmung10 impingement flow
11 Strömungsanteil Brenner11 flow rate burner
12 Strömungsanteil Mischöffnung12 flow fraction mixing port
13 Strömungsanteil Brenner13 flow rate burner
14 Mischöffnungsströmung14 mixed port flow
15 Mischzone15 mixing zone
16 vorprimäre Verbrennungszone16 pre-primary combustion zone
17 primäre Verbrennungszone17 primary combustion zone
18 nachprimäre Verbrennungszone18 post-primary combustion zone
19 Übergangszone 19 transition zone

Claims

Patentansprüche claims
1. Brennkammer (1 ) mit einem Flammrohr (3), das in Strömungsrichtung eine1. combustion chamber (1) with a flame tube (3), in the flow direction a
Mischzone (15) zum Mischen eines Brennstoffes mit Luft zu einem Brennstoff- Luft-Gemisch, sowie eine primäre Verbrennungszone (17) und eine nachprimäre Verbrennungszone (18) aufweist, wobei im Bereich der Mischzone (15) und im Bereich der nachprimären Verbrennungszone (18) jeweils mindestens eine Öffnung (5, 6) vorgesehen ist, um komprimierte Luft in das Flammrohr (3) zu leiten, dadurch gekennzeichnet, dass zugeführte komprimierte Luft zur Kühlung des Flammrohrs (3) dient und über die Öffnungen (5, 6) im Bereich der Mischzone (15) und im Bereich der nachprimären Verbrennungszone (18) anteilig in die Mischzone (15) und die nachprimäre Verbrennungszone (18) gelangt.A mixing zone (15) for mixing a fuel with air to a fuel-air mixture, and a primary combustion zone (17) and a post-primary combustion zone (18), wherein in the region of the mixing zone (15) and in the region of the post-primary combustion zone (18 ) is provided in each case at least one opening (5, 6) to direct compressed air into the flame tube (3), characterized in that supplied compressed air for cooling the flame tube (3) and via the openings (5, 6) in Part of the mixing zone (15) and in the region of the post-primary combustion zone (18) in the mixing zone (15) and the post-primary combustion zone (18) passes.
2. Brennkammer (1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlung des Flammrohrs (3) durch Prallkühlung auf der Außenfläche des Flammrohrs (3) erfolgt.2. combustion chamber (1) according to claim 1, characterized in that the cooling of the flame tube (3) by impingement cooling on the outer surface of the flame tube (3).
3. Brennkammer (1 ) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass radial außerhalb des Flammrohrs (3) eine Prallgitter (2) vorgesehen ist, um die komprimierte Luft in Einzelströmungen zu zerlegen.3. combustion chamber (1) according to claim 1 or 2, characterized in that radially outside the flame tube (3) an impact grille (2) is provided to disassemble the compressed air in individual flows.
4. Brennkammer (1 ) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das4. combustion chamber (1) according to claim 3, characterized in that the
Prallgitter (2) als ein Lochblech ausgebildet ist, das das Flammrohr (3) in Um- fangsrichtung umschließt.Impact grating (2) is designed as a perforated plate, which surrounds the flame tube (3) in the circumferential direction.
5. Brennkammer (1 ) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Löcher des Lochblechs als Düsen ausgebildet sind.5. combustion chamber (1) according to claim 4, characterized in that the holes of the perforated plate are formed as nozzles.
6. Brennkammer (1 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass ein Teil der zugeführten komprimierten Luft direkt über die Öffnung (5) der nachprimären Verbrennungszone (18) in das Flammrohr (3) gelangt. 6. combustion chamber (1) according to one of claims 1 to 5, characterized in that a portion of the supplied compressed air passes directly through the opening (5) of the post-primary combustion zone (18) in the flame tube (3).
7. Brennkammer (1 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die der Brennkammer (1 ) zugeführte komprimierte Luft vollständig für die Kühlung des Flammrohrs (3) vorgesehen ist und in einen Strömungsanteil (11 ) zur Öffnung (6) der Mischzone (15) und einen Strömungsanteil (12) zur Öffnung (5) der nachprimären Verbrennungszone (18) geteilt wird.7. combustion chamber (1) according to one of claims 1 to 5, characterized in that the combustion chamber (1) supplied compressed air is completely provided for the cooling of the flame tube (3) and in a flow portion (11) to the opening (6) the mixing zone (15) and a flow portion (12) to the opening (5) of the post-primary combustion zone (18) is divided.
8. Brennkammer (1 ) nach einem der Ansprüche 3 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Prallgitter lediglich die primären Verbrennungszone (17) oder die primäre Verbrennungszone (17) und die nachprimäre Verbrennungszone (18) abdeckt.8. combustion chamber (1) according to one of claims 3 to 7, characterized in that the impact grille only the primary combustion zone (17) or the primary combustion zone (17) and the post-primary combustion zone (18) covers.
9. Brennkammer (1 ) nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Durchfluss durch die Öffnung (5) zur nachprimären Verbrennungszone (18) und/oder der Durchfluss durch die Öffnung (6) zur Mischzone (15) insbesondere während des Betriebs Steuer- bzw. regelbar ist.9. combustion chamber (1) according to any one of the preceding claims, characterized in that the flow through the opening (5) to the post-primary combustion zone (18) and / or the flow through the opening (6) to the mixing zone (15), in particular during operation Can be controlled or regulated.
10. Brennkammer (1 ) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung bzw. Regelung des Durchflusses durch die Änderung eines Durchflussquerschnitts der Öffnung (5) zur nachprimären Verbrennungszone (18) und/oder der Öffnung (6) zur Mischzone (15) insbesondere während des Betriebs erfolgt.10. combustion chamber (1) according to claim 9, characterized in that the control or regulation of the flow through the change of a flow cross-section of the opening (5) to the post-primary combustion zone (18) and / or the opening (6) to the mixing zone (15) especially during operation.
11. Brennkammer nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer mit Gas- und/oder Flüssig brennstoff betrie- ben wird.11. Combustion chamber according to one of the preceding claims, characterized in that the combustion chamber is operated with gas and / or liquid fuel.
12. Gasturbine mit einer Brennkammer (1 ) nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die komprimierte Luft über den Verdichterbereich der Gasturbine und geeignete Verbindungselemente zwischen Verdich- terbereich und Brennkammer bereitgestellt wird. 12. Gas turbine with a combustion chamber (1) according to one of the preceding claims, characterized in that the compressed air over the compressor region of the gas turbine and suitable connecting elements between the compressor range and the combustion chamber is provided.
EP07818048A 2006-09-07 2007-09-04 Gas turbine combustion chamber Ceased EP2059724A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006042124A DE102006042124B4 (en) 2006-09-07 2006-09-07 Gas turbine combustor
PCT/EP2007/007696 WO2008028621A1 (en) 2006-09-07 2007-09-04 Gas turbine combustion chamber

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2059724A1 true EP2059724A1 (en) 2009-05-20

Family

ID=38982562

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07818048A Ceased EP2059724A1 (en) 2006-09-07 2007-09-04 Gas turbine combustion chamber

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20100126174A1 (en)
EP (1) EP2059724A1 (en)
JP (1) JP2010502928A (en)
CN (1) CN101573560A (en)
CA (1) CA2662720A1 (en)
DE (1) DE102006042124B4 (en)
RU (1) RU2009112629A (en)
WO (1) WO2008028621A1 (en)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7617684B2 (en) * 2007-11-13 2009-11-17 Opra Technologies B.V. Impingement cooled can combustor
DE102009035550A1 (en) 2009-07-31 2011-02-03 Man Diesel & Turbo Se Gas turbine combustor
EP2405200A1 (en) * 2010-07-05 2012-01-11 Siemens Aktiengesellschaft A combustion apparatus and gas turbine engine
NL2005381C2 (en) 2010-09-21 2012-03-28 Micro Turbine Technology B V Combustor with a single limited fuel-air mixing burner and recuperated micro gas turbine.
US9423132B2 (en) * 2010-11-09 2016-08-23 Opra Technologies B.V. Ultra low emissions gas turbine combustor
US9625153B2 (en) * 2010-11-09 2017-04-18 Opra Technologies B.V. Low calorific fuel combustor for gas turbine
US8844260B2 (en) * 2010-11-09 2014-09-30 Opra Technologies B.V. Low calorific fuel combustor for gas turbine
DE102011007562A1 (en) * 2011-04-18 2012-10-18 Man Diesel & Turbo Se Combustor housing and thus equipped gas turbine
US9328663B2 (en) 2013-05-30 2016-05-03 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating thereof
US9366184B2 (en) 2013-06-18 2016-06-14 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating thereof
DE102014204482A1 (en) 2014-03-11 2015-09-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Combustion chamber of a gas turbine
EP2952812B1 (en) * 2014-06-05 2018-08-08 General Electric Technology GmbH Annular combustion chamber of a gas turbine and liner segment
US11022313B2 (en) 2016-06-22 2021-06-01 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10337738B2 (en) * 2016-06-22 2019-07-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
CN107101224B (en) * 2017-05-23 2023-01-10 新奥能源动力科技（上海）有限公司 Single-tube combustion chamber and gas turbine
DE102017125051A1 (en) 2017-10-26 2019-05-02 Man Diesel & Turbo Se flow machine
DE102018125698A1 (en) 2018-10-17 2020-04-23 Man Energy Solutions Se Gas turbine combustion chamber
US11181269B2 (en) 2018-11-15 2021-11-23 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
CN110657450B (en) * 2019-10-31 2023-09-15 中国华能集团有限公司 Combustion chamber of gas turbine and working method thereof
CN110848030B (en) * 2019-11-25 2021-09-21 东方电气集团东方汽轮机有限公司 Optimization method for gas turbine combustor flame tube impingement cooling system
CN113701195A (en) * 2021-09-03 2021-11-26 永旭腾风新能源动力科技（北京）有限公司 Dual-fuel-tube combustion chamber and gas turbine

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5129726A (en) * 1974-09-06 1976-03-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd
GB1490145A (en) * 1974-09-11 1977-10-26 Mtu Muenchen Gmbh Gas turbine engine
US4030875A (en) * 1975-12-22 1977-06-21 General Electric Company Integrated ceramic-metal combustor
GB1581531A (en) * 1976-09-09 1980-12-17 Rolls Royce Control of airflow in combustion chambers by variable rate diffuser
US4628687A (en) * 1984-05-15 1986-12-16 A/S Kongsberg Vapenfabrikk Gas turbine combustor with pneumatically controlled flow distribution
EP0182570A2 (en) * 1984-11-13 1986-05-28 A/S Kongsberg Väpenfabrikk Gas turbine engine combustor
DE3663847D1 (en) * 1985-06-07 1989-07-13 Ruston Gas Turbines Ltd Combustor for gas turbine engine
US5138841A (en) * 1990-01-23 1992-08-18 The Commonwealth Of Australia Gas turbine engines
US5687572A (en) * 1992-11-02 1997-11-18 Alliedsignal Inc. Thin wall combustor with backside impingement cooling
US5450724A (en) * 1993-08-27 1995-09-19 Northern Research & Engineering Corporation Gas turbine apparatus including fuel and air mixer
GB2297151B (en) * 1995-01-13 1998-04-22 Europ Gas Turbines Ltd Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine
GB9505067D0 (en) * 1995-03-14 1995-05-03 Europ Gas Turbines Ltd Combustor and operating method for gas or liquid-fuelled turbine
US6378286B2 (en) * 1995-06-16 2002-04-30 Power Tech Associates, Inc. Low NOX gas turbine combustor liner
GB2311596B (en) * 1996-03-29 2000-07-12 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas - or liquid - fuelled turbine
GB2328011A (en) * 1997-08-05 1999-02-10 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas or liquid fuelled turbine
US6098397A (en) * 1998-06-08 2000-08-08 Caterpillar Inc. Combustor for a low-emissions gas turbine engine
US6314716B1 (en) * 1998-12-18 2001-11-13 Solar Turbines Incorporated Serial cooling of a combustor for a gas turbine engine
GB2356924A (en) * 1999-12-01 2001-06-06 Abb Alstom Power Uk Ltd Cooling wall structure for combustor
US6826913B2 (en) * 2002-10-31 2004-12-07 Honeywell International Inc. Airflow modulation technique for low emissions combustors
GB0319329D0 (en) * 2003-08-16 2003-09-17 Rolls Royce Plc Variable geometry combustor
US7036316B2 (en) * 2003-10-17 2006-05-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures
US20070151251A1 (en) * 2006-01-03 2007-07-05 Haynes Joel M Counterflow injection mechanism having coaxial fuel-air passages
US7617684B2 (en) * 2007-11-13 2009-11-17 Opra Technologies B.V. Impingement cooled can combustor
US20110067405A1 (en) * 2009-09-18 2011-03-24 Concepts Eti, Inc. Integrated Ion Transport Membrane and Combustion Turbine System

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2008028621A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2008028621A1 (en) 2008-03-13
DE102006042124B4 (en) 2010-04-22
CA2662720A1 (en) 2008-03-13
DE102006042124A1 (en) 2008-03-27
US20100126174A1 (en) 2010-05-27
RU2009112629A (en) 2010-10-20
JP2010502928A (en) 2010-01-28
CN101573560A (en) 2009-11-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE102006042124B4 (en) Gas turbine combustor
EP2156095B1 (en) Swirling-free stabilising of the flame of a premix burner
EP1654496B1 (en) Burner and method for operating a gas turbine
DE10064259B4 (en) Burner with high flame stability
DE112014001532T5 (en) Burner and gas turbine
DE4223828A1 (en) Method for operating a combustion chamber of a gas turbine
DE10050248A1 (en) Pre-mixing burner comprises swirl burner with inner chamber, with widening passage, injector with adjustable elements.
EP1355111B1 (en) Burner with lateral outlets for flameless oxidation
DE102008002931A1 (en) Apparatus / method for cooling a combustor / venturi in a low NOx burner
DE102015121653A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
DE102014102783A1 (en) Micromixing cap assembly
WO2005080878A1 (en) Premix burner and method for burning a low-calorie combustion gas
DE102015122924A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
DE112013007579T5 (en) Liquid fuel cartridge for a fuel nozzle
EP1235033B1 (en) Annular combustor and method of operating the same
WO2012016748A2 (en) Gas turbine combustion chamber
WO2014169963A1 (en) Central burner for multi-fuel, multi-lance burner system
DE102020212410A1 (en) Gas turbine combustion apparatus
EP1893915B1 (en) Burner arrangement and operating method thereof
EP2166284A2 (en) Burner and method for operating same
EP2171354B1 (en) Burner
EP1062461A1 (en) Combustion chamber and method for operating a combustion chamber
DE102013112162A1 (en) Mikromischerdüse
EP1662202B1 (en) Burner for a gas turbine
DE19704802A1 (en) Device and method for burning fuel

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20090306

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: MAN DIESEL & TURBO SE

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
17Q First examination report despatched

Effective date: 20140709

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R003

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN REFUSED

18R Application refused

Effective date: 20160702