EP2261565A1 - Gas turbine reactor and gas turbines - Google Patents

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Publication number
EP2261565A1
EP2261565A1 EP09162297A EP09162297A EP2261565A1 EP 2261565 A1 EP2261565 A1 EP 2261565A1 EP 09162297 A EP09162297 A EP 09162297A EP 09162297 A EP09162297 A EP 09162297A EP 2261565 A1 EP2261565 A1 EP 2261565A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wall
gas turbine
turbine combustor
combustion chamber
inlet openings
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.)
Withdrawn
Application number
EP09162297A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Björn Burbach
Christoph Buse
Alessandro Casu
Giacomo Colmegna
Uwe Gruschka
Birgit Grüger
Andreas Heilos
Thomas Alexis Schneider
Werner Stamm
Stefan Völker
Ulrich Wörz
Adam Zimmermann
Tilman Auf Dem Kampe
Jaap Van Kampen
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP09162297A priority Critical patent/EP2261565A1/en
Publication of EP2261565A1 publication Critical patent/EP2261565A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/44—Combustion chambers comprising a single tubular flame tube within a tubular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M5/00—Casings; Linings; Walls
    • F23M5/08—Cooling thereof; Tube walls
    • F23M5/085—Cooling thereof; Tube walls using air or other gas as the cooling medium
    • 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
    • F23R3/08—Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M2900/00—Special features of, or arrangements for combustion chambers
    • F23M2900/05004—Special materials for walls or lining
    • 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
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine combustor having a substantially rotationally symmetrical cross section and at least one axial section, which has an inner wall with an outer side and an outer wall with an inner side facing away from the inner wall and spaced from the inner side, so that between the outer side and the Inside a at least one cooling fluid channel forming space is present.
  • the present invention relates to a gas turbine.
  • a gas turbine comprises as essential components a compressor, a turbine with blades and guide vanes and at least one combustion chamber.
  • the blades of the turbine are arranged on a shaft extending mostly through the entire gas turbine, which is coupled to a consumer, such as a generator for power generation.
  • the shaft provided with the blades is also called turbine runner or rotor.
  • the combustion chamber is supplied with compressed air from the compressor.
  • the compressed air is mixed with a fuel, such as oil or gas, and burned in the combustion chamber.
  • the hot combustion gases are finally fed via a combustion chamber outlet of the turbine, where they transmit momentum to the blades under relaxation and cooling and thus do work.
  • combustion chambers of so-called diffusion combustion systems in which a fuel-rich fuel-air mixture is burned, are exposed to very high temperatures during operation of the gas turbine.
  • the combustion chamber is in this case a mechanical container, which serves to stabilize the flame and to ensure the transfer of the heated by the combustion compressor cooling air K in the turbine. Since this mechanical container is located near the flame, it is exposed to temperatures that exceed even the melting temperature of superalloys. Therefore, in order to prevent the combustion chambers from melting, they are often equipped with complex double-walled cooling systems and cooling fins between the walls.
  • a combustion chamber for a diffusion flame, which has a double wall, is, for example, in WO 99/17057 A1 described.
  • the first object is achieved by a gas turbine combustor according to claim 1, the second object by a gas turbine according to claim 12.
  • the appended claims contain advantageous embodiments of the invention.
  • a gas turbine combustor according to the invention has a substantially rotationally symmetrical cross-section and has at least one axial section which has an inner wall with an outer side and an outer wall with an inner side facing the inner wall and spaced from the inner side.
  • a gap forming at least one cooling fluid channel.
  • the outer wall to the space leading inlet openings for a cooling fluid, preferably compressor cooling air K on.
  • a porous, metallic structure is provided at least partially in the intermediate space.
  • the porous metallic structure may vary in its radial height, e.g. form a continuous layer between inner and outer wall, i. fill the height completely or fill the height only partially.
  • the use of a metallic porous structure in the space between outer wall and inner wall improves the heat dissipation in two ways. First, by increasing the heat transfer, since no developed thermal boundary layer can build.
  • the thermal boundary layer is the area of a fluid which is influenced by a heat flow from or into a wall when the wall has a different temperature than the fluid.
  • another fluid can also generate a thermal boundary layer.
  • the thermal boundary layer is bounded on the one hand by the wall, on the other hand by an imaginary surface, at which the temperature no longer changes in the direction of the interior of the fluid.
  • the thickness of the thermal boundary layer increases in the direction of the flow, since, depending on the wall temperature, heat is supplied or withdrawn from the fluid. If the fluid flows in a pipe or a channel, the thermal boundary layers can grow together from both sides after a certain distance in the middle. From there, the area-related heat transfer performance decreases, since the temperature difference between wall and core flow also decreases.
  • the heat transfer performance So can not be increased arbitrarily by extending the flow path.
  • the porous structure also allows for more efficient cooling than film cooling or impingement cooling alone because the porous structure is highly surface enlarging. It allows a kind of transpiration cooling.
  • the metallic structure comprises an Invar alloy.
  • This alloy has abnormally small or sometimes negative coefficients of thermal expansion in certain temperature ranges.
  • deformation can be e.g. the buckling combustion chamber walls are counteracted.
  • the height of the inner wall can be arbitrary, that is also such that it adjoins the outer wall on the combustion chamber side.
  • the inner wall is preferably provided with a protective layer (TBC) on the combustion chamber side. This causes a further hot gas protection.
  • TBC protective layer
  • the inner wall has a downstream end at which the gap between the outer side of the inner wall and the inner side of the outer wall is open towards the interior of the combustion chamber.
  • the cooling air / cooling fluid used can be blown out (film cooling) after passing through the porous structure in the combustion chamber and participate in the combustion.
  • the outer wall and the inner wall are integrally formed in the axial direction of the gas turbine combustor.
  • the production can be significantly simplified.
  • a ceramic thermal barrier coating or another TBC on the hot gas side ie the combustion chamber inside it is possible to dispense with the blowing out of the cooling air / cooling fluid as far as possible or even completely.
  • the outer wall has in the axial direction of the gas turbine combustor stages and a number of axially disposed behind inner walls, the inner walls are annular and the diameters of axially successively arranged annular inner walls increase and wherein adjacent annular inner walls partially are pushed into each other.
  • each of the outer walls of the inner walls which are partially pushed into one another, may be fastened to a fastening section of the outer wall in their section surrounding the inner of the inner walls pushed one inside the other.
  • the inlet openings of the outer wall then adjoin these fastening sections.
  • Each intermediate space formed between an inner wall and the outer wall can then be supplied with cooling fluid individually.
  • each of the axially arranged in succession inner walls have a downstream end on which the existing between the outside of the respective inner wall and the inside of the outer wall gap to the combustion chamber interior is open. In this way, a further inner wall arranged in the axial direction behind an inner wall is further cooled by means of film cooling by the cooling fluid entering the combustion chamber, which flows along the inside of the following inner wall.
  • inlet openings are provided. Through these inlet openings, the cooling fluid / cooling air can flow into the gap and there through the porous structure, and thus efficiently cool the combustion chamber inner wall.
  • the cooling fluid / cooling air is discharged axially along the combustion chamber walls.
  • a specification of the flow direction that is, in the direction of the turbine or compressor is possible, or else a discharge of the cooling fluid in both directions.
  • the inlet openings are provided over the entire axial length of the outside. Air or cooling fluid is passed through these inlet openings in the space with the porous structure and flows through the porous structure.
  • the inlet openings can be adjusted to the places be that require particularly good or high cooling on the combustion chamber wall.
  • the inlet openings are preferably installed locally, so that the compressor cooling air K passing through the inlet openings is flowed into the intermediate space in front of the porous, metallic structure as seen in the flow direction.
  • a gas turbine according to the invention is equipped with at least one combustion chamber according to the invention.
  • a plurality of combustion chambers according to the invention for example six, eight or twelve combustion chambers, may be arranged around the rotor.
  • the advantages described with reference to the gas turbine combustor according to the invention also result in the gas turbine according to the invention. Reference is therefore made to the described advantages of the gas turbine combustor according to the invention.
  • the outer wall has passages.
  • the porous structure can also be used to damp the combustion chamber vibrations, e.g. by means of mounted in the wall cooling holes that can serve as a sound absorber.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 1 in a longitudinal section.
  • This comprises a compressor section 3, a combustion chamber section 5 and a turbine section 7.
  • a shaft extends through all sections of the gas turbine 1.
  • the shaft 9 is provided with rings of compressor blades 11 and in the turbine section 7 with rings of turbine blades 13.
  • Wreaths of compressor vanes 15 are located in the compressor section 3 between the rotor blade rings and rings of turbine vanes 17 in the turbine section 7.
  • the vanes extend from the housing 19 of the gas turbine installation 1 essentially in the radial direction to the shaft.
  • FIG. 2 shows a combustion chamber 25 according to the invention a gas turbine 1 in a schematic sectional view.
  • the combustion chamber 25 includes a burner end 31 to which at least one burner 27 is disposed and through which both the fuel and compressor air are introduced into the combustion chamber.
  • the combustion chamber 25 comprises a turbine-side outlet end 33, through which the hot combustion exhaust gases exit the combustion chamber 25 in the direction of the turbine section 7.
  • the flame present in the combustion chamber 25 during operation of the gas turbine 1 results in very high temperatures in a section 35 of the combustion chamber which necessitate cooling of the combustion chamber wall, in particular when the flame is a diffusion flame.
  • the combustion chamber wall at least in this section 35, has a double-walled structure with an outer wall 37 and one or more inner walls 39A, 39B, 39C. Between the inner walls 39A, 39B, 39C and the outer wall 37 there are intermediate spaces 41A, 41B, 41C which form cooling fluid passages for a cooling fluid, in the present embodiment compressor air.
  • the inner walls 39 can ( Fig. 2 ) each have a mounting portion 45, in which they are attached to a mounting portion 46 of the outer wall 37.
  • the inner walls 39 have slightly different radii, wherein the radii in the flow direction 47 of the combustion gases increase.
  • the fastening portions 45 remote from the ends 40 of the inner walls 39 are inserted into a part in the downstream adjacent inner wall 39.
  • a distance between the outside of the inner inner wall (eg 39A) and the inner side of the outer Innwand (eg 39B) or the outer wall 37 remains such that on the outflow side an annular opening 42 open towards the combustion chamber interior is formed.
  • the intermediate spaces 41 are now at least partially filled with a porous, metallic structure 30 according to the invention. This can also vary in the radial height.
  • the outer wall 37 has, in the vicinity of the fixing portions 46 to which the inner walls 39 are fixed with their fixing portions 45, through holes 49 serving as inlet openings for compressor air into the spaces 41.
  • the compressor air thus flows axially through the porous structure 30 to cool it as well as the inner wall 39 and outer wall 37. Finally, the compressor air flows through the annular opening 42 into the combustion chamber interior. Due to the significantly increased surface to be cooled, a more efficient cooling now takes place.
  • porous structure 30 in the space between outer 37 and inner wall 39 improves the heat dissipation in two ways. On the one hand by increasing the heat transfer surfaces, as well as by increasing the heat transfer, since no developed boundary layer can build.
  • the porous structure 30 can also serve to dampen combustion oscillations. For example, the texture, e.g. large or small pores on different areas of the walls to be matched to the required damping.
  • Figure 3 shows in detail such a porous structure 30. It can be dispensed with in this further embodiment, the mounting portion 45,46.
  • the passage holes 49 for the cooling air supply are arranged here at individual positions. However, the individual positions can be arranged over the entire length of the outer wall 37.
  • Figure 4 shows a combustion chamber comprising only a single segment (designed as a one-piece cylinder). Due to this improved convective cooling can be dispensed with blowing the cooling air into the combustion chamber. It is thus an open or closed cooling possible. The porosity significantly increases the coolable surface. Blowing the compressor cooling air into the combustion chamber is therefore no longer necessary. This facilitates the manufacture of the combustion chamber relative to the combustion chamber in the prior art. For example, if passages (not shown) are mounted in the inner wall 39, e.g. Holes so here, too, the porous structure 30 can be used for targeted damping of combustion chamber vibrations.
  • the flow direction of the cooling air can be as in Fig. 3 be predetermined (here in the direction of the turbine or possibly in the direction of the compressor, with appropriate adjustment of the annular opening 42). But it is also conceivable axial discharge of the cooling air in both directions.
  • the invention presented here can be applied to any burner which has a combustion chamber, in particular also burners with a simple, single-walled cylindrical and non-cylindrical outer wall.
  • porous metallic structures 30 can be mounted on the outside of the burner to also improve heat dissipation.

Landscapes

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Abstract

The chamber (25) has inner walls (39A-39C) comprising an outer side and an outer wall (37) comprising an inner side that is arranged at a distance from the outer side of the inner wall, such that gaps (41A-41C) forming a cooling channel are formed between the outer side of the inner wall and the inner side of the outer wall. The outer wall has passage holes (49) for a cooling fluid, and a porous metallic structure (30) is formed in the gaps and made from invar(RTM: nickel steel alloy). The inner and outer walls are formed as a single-piece in an axial direction of the chamber.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbinenbrennkammer mit im Wesentlichen rotationssymmetrischem Querschnitt und wenigstens einem axialen Abschnitt, welcher eine innere Wand mit einer Außenseite und eine äußere Wand mit einer der Außenseite der inneren Wand zugewandten und von dieser beabstandeten Innenseite aufweist, so dass zwischen der Außenseite und der Innenseite ein wenigstens einen Kühlfluidkanal bildender Zwischenraum vorhanden ist. Daneben betrifft die vorliegende Erfindung eine Gasturbine.The present invention relates to a gas turbine combustor having a substantially rotationally symmetrical cross section and at least one axial section, which has an inner wall with an outer side and an outer wall with an inner side facing away from the inner wall and spaced from the inner side, so that between the outer side and the Inside a at least one cooling fluid channel forming space is present. In addition, the present invention relates to a gas turbine.

Eine Gasturbine umfasst als wesentliche Bestandteile einen Verdichter, eine Turbine mit Laufschaufeln und Leitschaufeln sowie wenigstens eine Brennkammer. Die Laufschaufeln der Turbine sind an einer sich zumeist durch die gesamte Gasturbine erstreckende Welle angeordnet, die mit einem Verbraucher, etwa einem Generator zur Stromerzeugung, gekoppelt ist. Die mit den Laufschaufeln versehene Welle wird auch Turbinenläufer oder Rotor genannt.A gas turbine comprises as essential components a compressor, a turbine with blades and guide vanes and at least one combustion chamber. The blades of the turbine are arranged on a shaft extending mostly through the entire gas turbine, which is coupled to a consumer, such as a generator for power generation. The shaft provided with the blades is also called turbine runner or rotor.

Im Betrieb der Gasturbine wird der Brennkammer verdichtete Luft aus dem Verdichter zugeführt. Die verdichtete Luft wird mit einem Brennstoff, beispielsweise Öl oder Gas, vermischt und in der Brennkammer verbrannt. Die heißen Verbrennungsabgase werden schließlich über einen Brennkammerausgang der Turbine zugeführt, wo sie unter Entspannung und Abkühlung Impuls auf die Laufschaufeln übertragen und so Arbeit leisten.During operation of the gas turbine, the combustion chamber is supplied with compressed air from the compressor. The compressed air is mixed with a fuel, such as oil or gas, and burned in the combustion chamber. The hot combustion gases are finally fed via a combustion chamber outlet of the turbine, where they transmit momentum to the blades under relaxation and cooling and thus do work.

Insbesondere die Brennkammern von sogenannten Diffusions-Verbrennungssystemen, in denen ein brennstoffreiches Brennstoff-Luftgemisch verbrannt wird, sind im Betrieb der Gasturbine sehr hohen Temperaturen ausgesetzt. Die Brennkammer ist hierbei ein mechanischer Behälter, der dazu dient, die Flamme zu stabilisieren und die Überleitung der durch die Verbrennung erhitzten Verdichterkühlluft K in die Turbine zu gewährleisten. Da dieser mechanische Behälter nahe der Flamme liegt, ist er Temperaturen ausgesetzt, die selbst die Schmelztemperatur von Superlegierungen übersteigen. Um das Schmelzen der Brennkammern zu verhindern, sind diese daher häufig mit komplexen Kühlsystemen mit doppelter Wandung und Kühlrippen zwischen den Wänden ausgestattet. Eine Brennkammer für eine Diffusionsflamme, die eine doppelte Wandung aufweist, ist bspw. in WO 99/17057 A1 beschrieben. Ebenfalls eine Brennkammer mit doppelter Wandung, die aber in Verbindung mit einer Vormischflamme, d.h. einem vor der Zündung verwirbelten Luft-Brennstoff-Gemisch, Verwendung findet, ist in WO 97/14875 A1 beschrieben. Mit ansteigender Temperatur nimmt jedoch bei einem derartig ausgestalteten Kühlsystem der effektive Strömungsquerschnitt des Kühlfluidkanals ab. Aufgrund der höheren Dehnung der inneren Wand, wenn diese während des Betriebs wärmer wird, verringert sich der Abstand zwischen der inneren Wand und der äußeren Wand und somit die Querschnittsfläche des Kühlluftkanals. Die Außenseite der inneren Wand weist in Richtung auf die Innenseite der äußeren Wand vorstehende Kühlrippen auf. Die Kühlrippen können gehobelt oder gefräst sein. Die Änderung der Querschnittsfläche erschwert außerdem das Steuern der durch den Kühlfluidkanal strömenden Kühlfluidmenge. Ein einfaches Schließen und Öffnen von Kühlfluideintrittsöffnungen ist zum Steuern der Kühlfluidmenge nicht möglich, da diese hauptsächlich durch die Querschnittsfläche des Kühlfluidkanals bestimmt wird.In particular, the combustion chambers of so-called diffusion combustion systems, in which a fuel-rich fuel-air mixture is burned, are exposed to very high temperatures during operation of the gas turbine. The combustion chamber is in this case a mechanical container, which serves to stabilize the flame and to ensure the transfer of the heated by the combustion compressor cooling air K in the turbine. Since this mechanical container is located near the flame, it is exposed to temperatures that exceed even the melting temperature of superalloys. Therefore, in order to prevent the combustion chambers from melting, they are often equipped with complex double-walled cooling systems and cooling fins between the walls. A combustion chamber for a diffusion flame, which has a double wall, is, for example, in WO 99/17057 A1 described. Likewise, a double-walled combustion chamber, but which is used in conjunction with a premix flame, ie a vortexed air-fuel mixture, is disclosed in US Pat WO 97/14875 A1 described. With increasing temperature, however, the effective flow cross-section of the cooling fluid channel decreases with such a configured cooling system. Due to the higher elongation of the inner wall when it becomes warmer during operation, the distance between the inner wall and the outer wall and thus the cross-sectional area of the cooling air passage decreases. The outside of the inner wall has cooling fins projecting toward the inside of the outer wall. The cooling fins can be planed or milled. The change in the cross-sectional area also makes it difficult to control the amount of cooling fluid flowing through the cooling fluid passage. Simple closing and opening of cooling fluid inlet openings is not possible for controlling the amount of cooling fluid, since this is mainly determined by the cross-sectional area of the cooling fluid channel.

Gegenüber diesem Stand der Technik ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vorteilhafte Gasturbinenbrennkammer zur Verfügung zu stellen. Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vorteilhafte Gasturbine zur Verfügung zu stellen.Compared to this prior art, it is an object of the present invention to provide an advantageous gas turbine combustor available. It is another object of the present invention to provide an advantageous gas turbine.

Die erste Aufgabe wird durch eine Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1 gelöst, die zweite Aufgabe durch eine Gasturbine nach Anspruch 12. Die anhängigen Ansprüche enthalten vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.The first object is achieved by a gas turbine combustor according to claim 1, the second object by a gas turbine according to claim 12. The appended claims contain advantageous embodiments of the invention.

Eine erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer weist einen im Wesentlichen rotationssymmetrischen Querschnitt auf und besitzt wenigstens einen axialen Abschnitt, der eine innere Wand mit einer Außenseite und eine äußere Wand mit einer der Außenseite der inneren Wand zugewandten und von dieser beabstandeten Innenseite aufweist. Somit ist zwischen der Außenseite der Innenwand und der Innenseite der Außenwand ein wenigstens einen Kühlfluidkanal bildender Zwischenraum vorhanden. Außerdem weist die Außenwand zum Zwischenraum führende Eintrittsöffnungen für ein Kühlfluid, vorzugsweise Verdichterkühlluft K auf. Erfindungsgemäß ist im Zwischenraum zumindest partiell eine poröse, metallische Struktur vorgesehen. Die poröse, metallische Struktur kann in ihrer radialen Höhe variieren, z.B. eine durchgängige Schicht zwischen Innen und Außenwand bilden, d.h. die Höhe komplett ausfüllen oder aber auch die Höhe nur teilweise ausfüllen. Die Verwendung einer metallischen porösen Struktur im Zwischenraum von Außenwand und Innenwand verbessert die Wärmeabfuhr in zweifacher Hinsicht. Zum einen durch die Erhöhung des Wärmeübergangs, da sich keine entwickelte thermische Grenzschicht aufbauen kann.A gas turbine combustor according to the invention has a substantially rotationally symmetrical cross-section and has at least one axial section which has an inner wall with an outer side and an outer wall with an inner side facing the inner wall and spaced from the inner side. Thus, between the outside of the inner wall and the inside of the outer wall there is a gap forming at least one cooling fluid channel. In addition, the outer wall to the space leading inlet openings for a cooling fluid, preferably compressor cooling air K on. According to the invention, a porous, metallic structure is provided at least partially in the intermediate space. The porous metallic structure may vary in its radial height, e.g. form a continuous layer between inner and outer wall, i. fill the height completely or fill the height only partially. The use of a metallic porous structure in the space between outer wall and inner wall improves the heat dissipation in two ways. First, by increasing the heat transfer, since no developed thermal boundary layer can build.

Prinzipiell ist dabei die thermische Grenzschicht der Bereich eines Fluids, der durch einen Wärmestrom aus einer oder in eine Wand beeinflusst wird, wenn die Wand eine andere Temperatur hat als das Fluid. Statt einer Wand kann auch ein anderes Fluid eine thermische Grenzschicht erzeugen. Die thermische Grenzschicht wird einerseits durch die Wand begrenzt, andererseits durch eine gedachte Fläche, an der sich die Temperatur in Richtung zum Inneren des Fluids nicht mehr ändert. Die Dicke der thermischen Grenzschicht nimmt in Richtung der Strömung zu, da je nach Wandtemperatur dem Fluid Wärme zugeführt oder entzogen wird. Strömt das Fluid in einem Rohr oder einem Kanal, so können die thermischen Grenzschichten von beiden Seiten nach einer bestimmten Strecke in der Mitte zusammenwachsen. Von da ab nimmt die flächenbezogene Wärmeübertragungsleistung ab, da die Temperaturdifferenz zwischen Wand und Kernströmung ebenfalls abnimmt. Die Wärmeübertragungsleistung kann also nicht beliebig gesteigert werden, indem man den Strömungsweg verlängert.In principle, the thermal boundary layer is the area of a fluid which is influenced by a heat flow from or into a wall when the wall has a different temperature than the fluid. Instead of a wall, another fluid can also generate a thermal boundary layer. The thermal boundary layer is bounded on the one hand by the wall, on the other hand by an imaginary surface, at which the temperature no longer changes in the direction of the interior of the fluid. The thickness of the thermal boundary layer increases in the direction of the flow, since, depending on the wall temperature, heat is supplied or withdrawn from the fluid. If the fluid flows in a pipe or a channel, the thermal boundary layers can grow together from both sides after a certain distance in the middle. From there, the area-related heat transfer performance decreases, since the temperature difference between wall and core flow also decreases. The heat transfer performance So can not be increased arbitrarily by extending the flow path.

Zum zweiten ist es nunmehr im Gegensatz zum Stand der Technik möglich den Kühlluftmassenstrom besser zu kontrollieren, da der Strömungswiderstand der porösen Struktur in guter Nährung unabhängig von der Temperatur und der damit einhergehenden Ausdehnung von Innen- und Außenwand ist. Damit kann das Durchflussverhalten der Struktur im kalten Zustand vermessen und auf den realen Betrieb übertragen werden.Second, it is now possible in contrast to the prior art, the cooling air mass flow better to control, since the flow resistance of the porous structure in good nutrition is independent of the temperature and the concomitant expansion of the inner and outer walls. This allows the flow behavior of the structure to be measured cold and transferred to real operation.

Die poröse Struktur erlaubt zudem eine effizientere Kühlung als Filmkühlung oder Prallkühlung alleine, da die poröse Struktur stark oberflächenvergrößernd ist. Es wird eine Art Transpirationskühlung ermöglicht.The porous structure also allows for more efficient cooling than film cooling or impingement cooling alone because the porous structure is highly surface enlarging. It allows a kind of transpiration cooling.

Wird z.B. Schaum als poröse Struktur verwenden, so wird der inneren und der äußeren Wand hingegen eine Steifigkeit verliehen, die der radialen Ausdehnung der Gasturbinenbrennkammer im Stand der Technik entgegenstehen. Gerade Metall oder Keramikschaum zeichnet sich durch eine besonders hohe Steifigkeit aus und kann somit einer Deformation der Brennkammerwände entgegenwirken.If e.g. Using foam as a porous structure, on the other hand, gives the inner and outer walls a rigidity that opposes the radial extent of the gas turbine combustor of the prior art. Straight metal or ceramic foam is characterized by a particularly high rigidity and can thus counteract deformation of the combustion chamber walls.

In bevorzugter Ausgestaltung umfasst die metallische Struktur eine Invar-Legierung. Diese Legierung weist in bestimmten Temperaturbereichen anomal kleine oder zum Teil negative Wärmeausdehnungskoeffizienten auf. Somit kann einer Deformation z.B. der Verbeulung Brennkammerwände entgegen gewirkt werden. Dadurch kann die Höhe der inneren Wand beliebig sein, also auch dergestalt, dass sie brennkammerabseitig an die Außenwand angrenzt.In a preferred embodiment, the metallic structure comprises an Invar alloy. This alloy has abnormally small or sometimes negative coefficients of thermal expansion in certain temperature ranges. Thus, deformation can be e.g. the buckling combustion chamber walls are counteracted. As a result, the height of the inner wall can be arbitrary, that is also such that it adjoins the outer wall on the combustion chamber side.

Bevorzugt ist die innere Wand brennkammerseitig mit einer Schutzschicht (TBC) versehen. Dies bewirkt einen weiteren Heißgasschutz.The inner wall is preferably provided with a protective layer (TBC) on the combustion chamber side. This causes a further hot gas protection.

Bevorzugt weist die innere Wand ein abströmseitiges Ende auf, an dem der zwischen der Außenseite der inneren Wand und der Innenseite der äußeren Wand vorhandene Zwischenraum zum Brennkammerinneren hin offen ist. Somit kann die verwendete Kühlluft/Kühlfluid nach dem Durchströmen der porösen Struktur in die Brennkammer ausgeblasen werden (Filmkühlung) und an der Verbrennung mitteilnehmen.Preferably, the inner wall has a downstream end at which the gap between the outer side of the inner wall and the inner side of the outer wall is open towards the interior of the combustion chamber. Thus, the cooling air / cooling fluid used can be blown out (film cooling) after passing through the porous structure in the combustion chamber and participate in the combustion.

Bevorzugt sind die äußere Wand und die innere Wand in Axialrichtung der Gasturbinenbrennkammer einteilig ausgebildet. Dadurch kann die Fertigung wesentlich vereinfacht werden.
In Kombination mit einer keramischen Wärmedämmschicht oder einer anderen TBC auf der Heißgasseite, d.h. der Brennkammerinnenseite ist es dabei möglich auf das Ausblasen der Kühlluft/Kühlfluid weitestgehend oder sogar vollständig zu verzichten.Preferably, the outer wall and the inner wall are integrally formed in the axial direction of the gas turbine combustor. As a result, the production can be significantly simplified.
In combination with a ceramic thermal barrier coating or another TBC on the hot gas side, ie the combustion chamber inside it is possible to dispense with the blowing out of the cooling air / cooling fluid as far as possible or even completely.

In bevorzugter Ausgestaltung weist die äußere Wand in Axialrichtung der Gasturbinenbrennkammer Stufen auf und eine Anzahl von in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wänden, wobei die inneren Wände ringförmig ausgebildet sind und die Durchmesser von in Axialrichtung hintereinander angeordneten ringförmigen inneren Wänden zunehmen und wobei benachbarte ringförmige innere Wände teilweise ineinander geschoben sind.In a preferred embodiment, the outer wall has in the axial direction of the gas turbine combustor stages and a number of axially disposed behind inner walls, the inner walls are annular and the diameters of axially successively arranged annular inner walls increase and wherein adjacent annular inner walls partially are pushed into each other.

Es ist eine Anzahl von in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wänden vorhanden, wobei die inneren Wände ringförmig ausgebildet sind und die Durchmesser von in Axialrichtung hintereinander angeordneten ringförmigen inneren Wänden zunehmen. Benachbarte ringförmige innere Wände sind hierbei teilweise ineinander geschoben. Dies entspricht einer Unterteilung der Brennkammer in axiale Segmente. Durch die poröse Struktur ist es möglich, hier nur sehr wenige axiale Segmente zu verwenden, um somit eine gezielte Filmkühlung per Spaltausblasung an den Segmentgrenzen zu ermöglichen. Die Anordnung der Segmentgrenzen kann dabei je nach Temperaturbelastung der Brennkammerwand gewählt werden.There are a number of axially-spaced inner walls, with the inner walls being annular and increasing in diameter with axially-spaced annular inner walls. Adjacent annular inner walls are in this case partially pushed together. This corresponds to a subdivision of the combustion chamber into axial segments. Due to the porous structure, it is possible to use only a very small number of axial segments in order to allow targeted film cooling by gap blowing at the segment boundaries. The arrangement of the segment boundaries can be selected depending on the temperature load of the combustion chamber wall.

Weiterhin kann in der vorteilhaften Ausgestaltung die jeweils äußere der teilweise ineinander geschobenen inneren Wände in ihrem die innere der ineinander geschobenen inneren Wände umgebenden Abschnitt an einem Befestigungsabschnitt der äußeren Wand befestigt sein. Die Eintrittsöffnungen der äußeren Wand grenzen dann an diese Befestigungsabschnitte an. Jedem zwischen einer inneren Wand und der äußeren Wand gebildeten Zwischenraum kann dann individuell Kühlfluid zugeführt werden. Insbesondere kann hierbei jede der in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wände ein abströmseitiges Ende aufweisen, an dem der zwischen der Außenseite der jeweiligen inneren Wand und der Innenseite der äußeren Wand vorhandene Zwischenraum zum Brennkammerinneren hin offen ist. Auf diese Weise wird eine in Axialrichtung hinter einer inneren Wand angeordnete weitere innere Wand durch das in die Brennkammer eintretende Kühlfluid, welches an der Innenseite der nachfolgenden inneren Wand entlang strömt, mittels Filmkühlung weiter gekühlt.Furthermore, in the advantageous embodiment, each of the outer walls of the inner walls, which are partially pushed into one another, may be fastened to a fastening section of the outer wall in their section surrounding the inner of the inner walls pushed one inside the other. The inlet openings of the outer wall then adjoin these fastening sections. Each intermediate space formed between an inner wall and the outer wall can then be supplied with cooling fluid individually. In particular, in this case, each of the axially arranged in succession inner walls have a downstream end on which the existing between the outside of the respective inner wall and the inside of the outer wall gap to the combustion chamber interior is open. In this way, a further inner wall arranged in the axial direction behind an inner wall is further cooled by means of film cooling by the cooling fluid entering the combustion chamber, which flows along the inside of the following inner wall.

Bevorzugt sind Eintrittsöffnungen vorgesehen. Durch diese Eintrittsöffnungen kann das Kühlfluid/Kühlluft in den Zwischenraum und dort durch die poröse Struktur strömen, und somit die Brennkammerinnenwand effizient kühlen. Das Kühlfluid/Kühlluft wird axial entlang den Brennkammerwänden abgeführt. Dabei ist eine Vorgabe der Strömungsrichtung, d.h., in Richtung Turbine oder Verdichter möglich, oder aber auch eine Abführung des Kühlfluids in beide Richtungen. Zudem ist es möglich, das Kühlfluid in die Brennkammer auszublasen. Es ist eine offen Kühlung oder aber auch ein geschlossene Kühlung denkbar.Preferably, inlet openings are provided. Through these inlet openings, the cooling fluid / cooling air can flow into the gap and there through the porous structure, and thus efficiently cool the combustion chamber inner wall. The cooling fluid / cooling air is discharged axially along the combustion chamber walls. In this case, a specification of the flow direction, that is, in the direction of the turbine or compressor is possible, or else a discharge of the cooling fluid in both directions. In addition, it is possible to blow the cooling fluid into the combustion chamber. It is an open cooling or even a closed cooling conceivable.

Bevorzugt sind die Eintrittsöffnungen über die gesamte axiale Länge der Außenseite vorgesehen. Luft oder Kühlfluid wird über diese Eintrittsöffnungen in dem Zwischenraum mit der porösen Struktur geleitet und strömt durch die poröse Struktur. Dabei können die Eintrittsöffnungen auf die Stellen abgestimmt sein, die an der Brennkammerwand eine besonders gute oder hohe Kühlung benötigen.Preferably, the inlet openings are provided over the entire axial length of the outside. Air or cooling fluid is passed through these inlet openings in the space with the porous structure and flows through the porous structure. The inlet openings can be adjusted to the places be that require particularly good or high cooling on the combustion chamber wall.

Bevorzugt sind die Eintrittsöffnungen lokal angebracht, so dass die durch die Eintrittsöffnungen hindurchtretende Verdichterkühlluft K in Strömungsrichtung gesehen vor der porösen, metallischen Struktur in den Zwischenraum eingeströmt wird.The inlet openings are preferably installed locally, so that the compressor cooling air K passing through the inlet openings is flowed into the intermediate space in front of the porous, metallic structure as seen in the flow direction.

Eine erfindungsgemäße Gasturbine ist mit wenigstens einer erfindungsgemäßen Brennkammer ausgestattet. Insbesondere kann eine Mehrzahl von erfindungsgemäßen Brennkammern, beispielsweise sechs, acht oder zwölf Brennkammern, um den Rotor herum angeordnet sein. Die mit Bezug auf die erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer beschriebenen Vorteile ergeben sich auch bei der erfindungsgemäßen Gasturbine. Es wird daher auf die beschriebenen Vorteile der erfindungsgemäßen Gasturbinenbrennkammer verwiesen.A gas turbine according to the invention is equipped with at least one combustion chamber according to the invention. In particular, a plurality of combustion chambers according to the invention, for example six, eight or twelve combustion chambers, may be arranged around the rotor. The advantages described with reference to the gas turbine combustor according to the invention also result in the gas turbine according to the invention. Reference is therefore made to the described advantages of the gas turbine combustor according to the invention.

Bevorzugt weist die Außenwand Durchlässe auf. Somit kann die poröse Struktur auch dazu verwendet werden, die Brennkammerschwingungen zu dämpfen, z.B. mittels in die Wand angebrachter Kühlbohrungen die als Schallabsorber dienen können.Preferably, the outer wall has passages. Thus, the porous structure can also be used to damp the combustion chamber vibrations, e.g. by means of mounted in the wall cooling holes that can serve as a sound absorber.

Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren.

Figur 1
zeigt eine erfindungsgemäße Gasturbine in einem Längsteilschnitt,
Figur 2
zeigt eine erfindungsgemäße Brennkammer in einem Längsschnitt,
Figur 3
zeigt einen vergrößerten Abschnitt einer Brennkammer mit Zwischenraum mit poröser, metallischer Struktur aus mehreren Segmenten.
Figur 4
zeigt einen vergrößerten Abschnitt einer Brennkammer mit Zwischenraum mit poröser, metallischer Struktur aus einem einteiligen Segment.
Further features, properties and advantages of the present invention will become apparent from the following description of an embodiment with reference to the accompanying figures.
FIG. 1
shows a gas turbine according to the invention in a longitudinal partial section,
FIG. 2
shows a combustion chamber according to the invention in a longitudinal section,
FIG. 3
FIG. 12 shows an enlarged portion of a gap-space combustor with a porous, multi-segment metallic structure. FIG.
FIG. 4
shows an enlarged portion of a combustion chamber with a porous porous metallic structure of a one-piece segment.

Figur 1 zeigt eine Gasturbine 1 in einem Längsschnitt. Diese umfasst einen Verdichterabschnitt 3, einen Brennkammerabschnitt 5 und einen Turbinenabschnitt 7. Eine Welle erstreckt sich durch alle Abschnitte der Gasturbine 1. Im Verdichterabschnitt 3 ist die Welle 9 mit Kränzen von Verdichterlaufschaufeln 11 und im Turbinenabschnitt 7 mit Kränzen von Turbinenlaufschaufeln 13 ausgestattet. Zwischen den Laufschaufelkränzen befinden sich im Verdichterabschnitt 3 Kränze von Verdichterleitschaufeln 15 und im Turbinenabschnitt 7 Kränze von Turbinenleitschaufeln 17. Die Leitschaufeln erstrecken sich vom Gehäuse 19 der Gasturbinenanlage 1 im Wesentlichen in Radialrichtung zur Welle. FIG. 1 shows a gas turbine 1 in a longitudinal section. This comprises a compressor section 3, a combustion chamber section 5 and a turbine section 7. A shaft extends through all sections of the gas turbine 1. In the compressor section 3, the shaft 9 is provided with rings of compressor blades 11 and in the turbine section 7 with rings of turbine blades 13. Wreaths of compressor vanes 15 are located in the compressor section 3 between the rotor blade rings and rings of turbine vanes 17 in the turbine section 7. The vanes extend from the housing 19 of the gas turbine installation 1 essentially in the radial direction to the shaft.

Im Betrieb der Gasturbine 1 wird Luft durch einen Lufteinlass 21 des Verdichterabschnittes 3 eingesaugt und von den Verdichterlaufschaufeln 11 komprimiert. Die komprimierte Luft wird im Brennkammerabschnitt 5 angeordneten Brennkammern 25 zugeleitet, in die auch ein gasförmiger oder flüssiger Brennstoff über wenigstens einen Brenner 27 eingedüst wird. Das dadurch entstehende Luft-Brennstoff-Gemisch wird gezündet und in den Brennkammern 25 verbrannt. Entlang des Strömungspfades 29 strömen die heißen Verbrennungsabgase von der Brennkammer 25 in den Turbinenabschnitt 7, wo sie expandieren und abkühlen und dabei Impuls auf die Turbinenlaufschaufeln 13 übertragen. Die Turbinenleitschaufeln 17 dienen dabei als Düsen zum Optimieren des Impulsübertrages auf die Laufschaufeln 13. Die durch den Impulsübertrag herbeigeführte Rotation der Welle 9 wird dazu genutzt, einen Verbraucher wie beispielsweise einen elektrischen Generator anzutreiben. Die entspannten und abgekühlten Verbrennungsgase werden schließlich durch einen Auslass 23 aus der Gasturbine 1 abgeleitet.During operation of the gas turbine 1, air is sucked in through an air inlet 21 of the compressor section 3 and compressed by the compressor blades 11. The compressed air is supplied in the combustion chamber section 5 arranged combustion chambers 25, in which a gaseous or liquid fuel via at least one burner 27 is injected. The resulting air-fuel mixture is ignited and burned in the combustion chambers 25. Along the flow path 29, the hot combustion exhaust gases flow from the combustor 25 into the turbine section 7, where they expand and cool, imparting momentum to the turbine blades 13. The turbine guide vanes 17 serve as nozzles for optimizing the momentum transfer to the rotor blades 13. The rotation of the shaft 9 caused by the momentum transfer is used to drive a load such as an electric generator. The expanded and cooled combustion gases are finally discharged from the gas turbine 1 through an outlet 23.

Figur 2 zeigt eine erfindungsgemäß Brennkammer 25 eine Gasturbine 1 in einer schematischen Schnittansicht. Die Brennkammer 25 umfasst ein brennerseitiges Ende 31, an dem wenigstens ein Brenner 27 angeordnet ist und durch das sowohl der Brennstoff als auch Verdichterluft in die Brennkammer eingeführt wird. Außerdem umfasst die Brennkammer 25 ein turbinenseitiges Austrittsende 33, durch welches die heißen Verbrennungsabgase in Richtung auf den Turbinenabschnitt 7 aus der Brennkammer 25 austreten. Die beim Betrieb der Gasturbine 1 in der Brennkammer 25 vorhandene Flamme führt in einem Abschnitt 35 der Brennkammer zu sehr hohen Temperaturen, die ein Kühlen der Brennkammerwandung notwendig machen, insbesondere dann, wenn die Flamme eine Diffusionsflamme ist. Um eine Kühlung zu ermöglichen, weist die Brennkammerwandung zumindest in diesem Abschnitt 35 eine doppelwandige Struktur mit einer Außenwand 37 und einer oder mehreren Innenwänden 39A, 39B, 39C auf. Zwischen den Innenwänden 39A, 39B, 39C und der Außenwand 37 sind Zwischenräume 41A, 41B, 41C vorhanden, die Kühlfluidkanäle für ein Kühlfluid, im vorliegenden Ausführungsbeispiel Verdichterluft, bilden. FIG. 2 shows a combustion chamber 25 according to the invention a gas turbine 1 in a schematic sectional view. The combustion chamber 25 includes a burner end 31 to which at least one burner 27 is disposed and through which both the fuel and compressor air are introduced into the combustion chamber. In addition, the combustion chamber 25 comprises a turbine-side outlet end 33, through which the hot combustion exhaust gases exit the combustion chamber 25 in the direction of the turbine section 7. The flame present in the combustion chamber 25 during operation of the gas turbine 1 results in very high temperatures in a section 35 of the combustion chamber which necessitate cooling of the combustion chamber wall, in particular when the flame is a diffusion flame. In order to enable cooling, the combustion chamber wall, at least in this section 35, has a double-walled structure with an outer wall 37 and one or more inner walls 39A, 39B, 39C. Between the inner walls 39A, 39B, 39C and the outer wall 37 there are intermediate spaces 41A, 41B, 41C which form cooling fluid passages for a cooling fluid, in the present embodiment compressor air.

Die Innenwände 39 können (Fig. 2) jeweils einen Befestigungsabschnitt 45 aufweisen, in den sie an einem Befestigungsabschnitt 46 der Außenwand 37 befestigt sind. Die Innenwände 39 weisen leicht unterschiedliche Radien auf, wobei die Radien in Strömungsrichtung 47 der Verbrennungsgase zunehmen. Die dem Befestigungsabschnitt 45 abgewandten Enden 40 der Innenwände 39 sind zu einem Teil in die abströmseitig angrenzende Innenwand 39 eingeschoben. Dabei bleibt ein Abstand zwischen der Außenseite der inneren Innenwand (bspw. 39A) und der Innenseite der äußeren Innwand (bspw. 39B) bzw. der Außenwand 37 so, dass abströmseitig eine zum Brennkammerinneren hin offene ringförmige Öffnung 42 entsteht. Die Zwischenräume 41 werden nun mit erfindungsgemäß zumindest partiell mit einer porösen, metallischen Struktur 30 aufgefüllt. Diese kann auch in der radialen Höhe variieren.The inner walls 39 can ( Fig. 2 ) each have a mounting portion 45, in which they are attached to a mounting portion 46 of the outer wall 37. The inner walls 39 have slightly different radii, wherein the radii in the flow direction 47 of the combustion gases increase. The fastening portions 45 remote from the ends 40 of the inner walls 39 are inserted into a part in the downstream adjacent inner wall 39. In this case, a distance between the outside of the inner inner wall (eg 39A) and the inner side of the outer Innwand (eg 39B) or the outer wall 37 remains such that on the outflow side an annular opening 42 open towards the combustion chamber interior is formed. The intermediate spaces 41 are now at least partially filled with a porous, metallic structure 30 according to the invention. This can also vary in the radial height.

Die Außenwand 37 weist in der Nähe der Befestigungsabschnitte 46, an denen die Innenwände 39 mit ihren Befestigungsabschnitten 45 befestigt sind, Durchgangslöcher 49 auf, die als Eintrittsöffnungen für Verdichterluft in die Zwischenräume 41 dienen. Die Verdichterluft strömt somit durch die poröse Struktur 30 axial hindurch, um diese als auch die Innenwand 39 und Außenwand 37 zu kühlen. Schließlich strömt die Verdichterluft durch die ringförmige Öffnung 42 in das Brennkammerinnere ein. Durch die wesentlich vergrößerte zu kühlende Oberfläche erfolgt nun eine effizientere Kühlung.The outer wall 37 has, in the vicinity of the fixing portions 46 to which the inner walls 39 are fixed with their fixing portions 45, through holes 49 serving as inlet openings for compressor air into the spaces 41. The compressor air thus flows axially through the porous structure 30 to cool it as well as the inner wall 39 and outer wall 37. Finally, the compressor air flows through the annular opening 42 into the combustion chamber interior. Due to the significantly increased surface to be cooled, a more efficient cooling now takes place.

Die Verwendung einer metallischen, porösen Struktur 30 im Zwischenraum von Außen- 37 und Innenwand 39 verbessert die Wärmeabfuhr in zweifacher Hinsicht. Zum einen durch die Erhöhung der Wärmeübertragungsflächen, als auch durch Erhöhung des Wärmeübergangs, da sich keine entwickelte Grenzschicht aufbauen kann. Vorteilhafterweise kann die poröse Struktur 30 auch zur Dämpfung von Verbrennungsschwingungen dienen. So kann beispielsweise auch die Strukturbeschaffenheit, z.B. große oder kleine Poren an unterschiedlichen Bereichen der Wände auf die benötige Dämpfung abgestimmt sein.The use of a metallic, porous structure 30 in the space between outer 37 and inner wall 39 improves the heat dissipation in two ways. On the one hand by increasing the heat transfer surfaces, as well as by increasing the heat transfer, since no developed boundary layer can build. Advantageously, the porous structure 30 can also serve to dampen combustion oscillations. For example, the texture, e.g. large or small pores on different areas of the walls to be matched to the required damping.

Weiterhin vorteilhaft ist, dass nun der Verdichterkühlluftmassenstrom besser kontrolliert werden kann, da der Strömungswiderstand der porösen Struktur 30 in guter Näherung unabhängig von der Temperatur und der damit einhergehenden Ausdehnung von Innen- und Außenwand ist. Damit kann das Durchflussverhalten der porösen, metallischen Struktur 30 im kalten Zustand vermessen und auf den wirklichen Betrieb übertragen werden.It is also advantageous that now the compressor cooling air mass flow can be better controlled, since the flow resistance of the porous structure 30 is, to a good approximation, independent of the temperature and the concomitant expansion of the inner and outer walls. Thus, the flow behavior of the porous, metallic structure 30 can be measured cold and transferred to the actual operation.

Bild 3 zeigt detailliert eine solche poröse Struktur 30. Dabei kann in dieser weiteren Ausführung auf den Befestigungsabschnitt 45,46 verzichtet werden. Die Durchgangslöcher 49 für die Kühlkluftzuführung sind hier an einzelnen Positionen angeordnet. Die einzelnen Positionen können jedoch auf der gesamten Länge der Außenwand 37 angeordnet sein.Figure 3 shows in detail such a porous structure 30. It can be dispensed with in this further embodiment, the mounting portion 45,46. The passage holes 49 for the cooling air supply are arranged here at individual positions. However, the individual positions can be arranged over the entire length of the outer wall 37.

Bild 4 hingegen zeigt eine Brennkammer, welche nur ein einzelnes Segment umfasst (Ausführung als einteiliger Zylinder). Durch diese verbesserte konvektive Kühlung kann auf Ausblasung der Kühlluft in den Brennraum verzichtet werden. Es ist damit eine offene oder geschlossene Kühlung möglich. Durch die Porosität wird die kühlbare Oberfläche wesentlich vergrößert. Ein einblasen der Verdichterkühlluft in die Brennkammer ist somit nicht mehr notwendig. Dies erleichtert die Fertigung der Brennkammer gegenüber der Brennkammer im Stand der Technik. Werden beispielsweise Durchlässe (nicht gezeigt) in die Innenwand 39 angebracht z.B. Bohrungen so kann auch hier die poröse Struktur 30 zur gezielten Dämpfung von Brennkammerschwingungen verwendet werden.Figure 4, on the other hand, shows a combustion chamber comprising only a single segment (designed as a one-piece cylinder). Due to this improved convective cooling can be dispensed with blowing the cooling air into the combustion chamber. It is thus an open or closed cooling possible. The porosity significantly increases the coolable surface. Blowing the compressor cooling air into the combustion chamber is therefore no longer necessary. This facilitates the manufacture of the combustion chamber relative to the combustion chamber in the prior art. For example, if passages (not shown) are mounted in the inner wall 39, e.g. Holes so here, too, the porous structure 30 can be used for targeted damping of combustion chamber vibrations.

Aufgrund des hohen Wärmeübergangs der von der Kühlluft durchströmten porösen, metallischen Struktur 30 kann in Kombination mit einer keramischen Wärmedämmschicht oder einer anderen TBC auf der Heißgasseite, d.h. der Brennkammerinnenseite auf das Ausblasen der Kühlluft, das heißt auf die Filmkühlung, weitestgehend oder sogar vollständig zu verzichten werden. Hierdurch wird die Fertigung gegenüber dem Stand der Technik vereinfacht.Due to the high heat transfer of the porous metallic structure 30 through which the cooling air flows, in combination with a ceramic thermal barrier coating or other TBC on the hot gas side, i. the inside of the combustion chamber to the blowing out of the cooling air, that is, to the film cooling, largely or even completely dispense. As a result, the production over the prior art is simplified.

Die Strömungsrichtung der Kühlluft kann dabei wie in Fig. 3 vorgegeben sein (hier in Richtung Turbine oder auch möglicherweise in Richtung Verdichter, bei entsprechender Anpassung der ringförmigen Öffnung 42). Es ist aber auch eine axial Abführung der Kühlluft in beide Richtungen vorstellbar.The flow direction of the cooling air can be as in Fig. 3 be predetermined (here in the direction of the turbine or possibly in the direction of the compressor, with appropriate adjustment of the annular opening 42). But it is also conceivable axial discharge of the cooling air in both directions.

Die hier vorgestellte Erfindung kann auf jede Brenner übertragen werden der eine Brennkammer aufweist, insbesondere auch auf Brenner mit einfacher, einwandiger zylindrischer als auch nicht zylindrischer Außenwand. Dort zum Beispiel können poröse, metallische Strukturen 30 auf der Außenseite des Brenners angebracht werden um ebenfalls den Wärmeabtransport zu verbessern.The invention presented here can be applied to any burner which has a combustion chamber, in particular also burners with a simple, single-walled cylindrical and non-cylindrical outer wall. There, for example, porous metallic structures 30 can be mounted on the outside of the burner to also improve heat dissipation.

Claims (13)

Gasturbinenbrennkammer (25) mit im Wesentlichen rotationssymmetrischem Querschnitt, welche eine innere Wand (39) mit einer Außenseite und eine äußere Wand (37) mit einer der Außenseite der inneren Wand (39) zugewandten und von dieser beabstandeten Innenseite aufweist, so dass zwischen der Außenseite der inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) ein wenigstens einen Kühlfluidkanal bildender Zwischenraum (41) vorhanden ist, wobei die Außenwand (37) zum Zwischenraum (41) führende Eintrittsöffnungen (49) für ein Kühlfluid aufweist,
dadurch gekennzeichnet, dass
im Zwischenraum (41) zumindest partiell eine poröse, metallische Struktur vorgesehen ist.A gas turbine combustor (25) of substantially rotationally symmetrical cross-section having an inner wall (39) with an outer side and an outer wall (37) with an inner side facing and spaced from the outer side of the inner wall (39) such that between the outer side the inner wall (39) and the inner side of the outer wall (37) has a gap (41) forming at least one cooling fluid channel, the outer wall (37) having cooling fluid inlet openings (49) leading to the intermediate space (41),
characterized in that
in the intermediate space (41) at least partially a porous, metallic structure is provided. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
das die innere Wand (39) brennkammerseitig mit einer Schutzschicht (TBC) versehen ist.Gas turbine combustor according to claim 1,
characterized in that
the inner wall (39) is provided on the combustion chamber side with a protective layer (TBC). Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die metallische Struktur eine Invar - Legierung umfasst.Gas turbine combustor according to claim 1 or 2,
characterized in that
the metallic structure comprises an Invar alloy. Gasturbinenbrennkammer (25) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die innere Wand (39) ein abströmseitiges Ende aufweist, an dem der zwischen der Außenseite der inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) vorhandene Zwischenraum (41) zum Brennkammerinneren hin offen ist.Gas turbine combustor (25) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the inner wall (39) has a downstream end at which the intermediate space (41) between the outer side of the inner wall (39) and the inner side of the outer wall (37) is open towards the interior of the combustion chamber. Gasturbinenbrennkammer (25) nach einem der vorhergehende Ansprüche dadurch gekennzeichnet, dass
die äußere Wand (37) und die innere Wand (39) in Axialrichtung der Gasturbinenbrennkammer (25) einteilig ausgebildet sind.Gas turbine combustor (25) according to one of the preceding claims, characterized in that
the outer wall (37) and the inner wall (39) are integrally formed in the axial direction of the gas turbine combustor (25). Gasturbinenbrennkammer (25) nach einem der vorhergehenden Ansprüche 1-4,
dadurch gekennzeichnet, dass
die äußere Wand (37) in Axialrichtung der Gasturbinenbrennkammer (25) Stufen aufweist und eine Anzahl von in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wänden (39A, 39B, 39C) vorhanden ist, wobei die inneren Wände (39A, 39B, 39C) ringförmig ausgebildet sind und die Durchmesser von in Axialrichtung hintereinander angeordneten ringförmigen inneren Wänden (39A, 39B, 39C) zunehmen und wobei benachbarte ringförmige innere Wände (39A, 39B, 39C) teilweise ineinander geschoben sind.Gas turbine combustor (25) according to one of the preceding claims 1-4,
characterized in that
the outer wall (37) has steps in the axial direction of the gas turbine combustor (25) and a number of axially spaced inner walls (39A, 39B, 39C) are provided, the inner walls (39A, 39B, 39C) being annular the diameters of axially-spaced annular inner walls (39A, 39B, 39C) increase, and adjacent annular inner walls (39A, 39B, 39C) are partially telescoped. Gasturbinenbrennkammer (25) nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass - die jeweils äußere der teilweise ineinander geschobenen inneren Wände (39B, 39C) in ihrem die innere der ineinander geschobenen inneren Wände (39A, 39B) umgebenden Abschnitt an einem entsprechenden Befestigungsabschnitt (46) der äußeren Wand (37) befestigt ist und - die Eintrittsöffnungen (49) für das Kühlfluid an die Befestigungsabschnitte (46) der äußeren Wand (37) angrenzen. Gas turbine combustor (25) according to claim 6,
characterized in that - The respective outer of the partially telescoped inner walls (39 B, 39 C) in its the inner of the telescoped inner walls (39 A, 39 B) surrounding portion is fixed to a corresponding mounting portion (46) of the outer wall (37) and - The inlet openings (49) for the cooling fluid to the mounting portions (46) of the outer wall (37) adjoin. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 6 und Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass
jede der in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wände (39) ein abströmseitiges Ende (40) aufweist, an dem der zwischen der Außenseite der jeweiligen inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) vorhandene Zwischenraum (41) zum Brennkammerinneren hin offen ist.Gas turbine combustor according to claim 6 and claim 7, characterized in that
each of the axially spaced, inner walls (39) has a downstream end (40) at which the gap (41) between the outside of the respective inner wall (39) and the inside of the outer wall (37) opens to the interior of the combustion chamber is. Gasturbinenbrennkammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche dadurch gekennzeichnet, dass Eintrittsöffnungen (49) vorgesehen sind.Gas turbine combustor according to one of the preceding claims, characterized in that inlet openings (49) are provided. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet, dass die Eintrittsöffnungen (49) über die gesamte axiale Länge der Außenseite (37) vorgesehen sind.Gas turbine combustor according to claim 9,
characterized in that the inlet openings (49) over the entire axial length of the outer side (37) are provided. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 9 dadurch gekennzeichnet, dass die Eintrittsöffnungen (49) lokal angebracht sind, so dass die durch die Eintrittsöffnungen (49) hindurchtretende Verdichterkühlluft K in Strömungsrichtung gesehen vor der porösen, metallischen Struktur in den Zwischenraum (47) eingeströmt wird.Gas turbine combustor according to claim 9, characterized in that the inlet openings (49) are mounted locally, so that the through the inlet openings (49) passing compressor cooling air K is seen in the flow direction in front of the porous, metallic structure in the space (47) is flowed. Gasturbine mit wenigstens einer Brennkammer (25) nach einem der vorangehenden Ansprüche.Gas turbine with at least one combustion chamber (25) according to one of the preceding claims. Gasturbine nach Anspruch 12, in der eine Mehrzahl von Brennkammern (25) nach einem der Ansprüche 1 bis 11 um den Rotor (9) der Gasturbine herum angeordnet sind.A gas turbine according to claim 12, wherein a plurality of combustion chambers (25) according to any one of claims 1 to 11 are arranged around the rotor (9) of the gas turbine.
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