EP2295858A1 - Stabilising of the flame of a burner - Google Patents

Stabilising of the flame of a burner Download PDF

Info

Publication number
EP2295858A1
EP2295858A1 EP09167055A EP09167055A EP2295858A1 EP 2295858 A1 EP2295858 A1 EP 2295858A1 EP 09167055 A EP09167055 A EP 09167055A EP 09167055 A EP09167055 A EP 09167055A EP 2295858 A1 EP2295858 A1 EP 2295858A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fluid
jet
burner
reaction space
burner according
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Withdrawn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
EP09167055A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Matthias Hase
Werner Krebs
Bernd Prade
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 EP09167055A priority Critical patent/EP2295858A1/en
Priority to US13/388,304 priority patent/US9074762B2/en
Priority to PCT/EP2010/061201 priority patent/WO2011015549A1/en
Priority to CN201080034454.0A priority patent/CN102472485B/en
Priority to RU2012108126/06A priority patent/RU2533609C2/en
Priority to EP10740607.6A priority patent/EP2462379B1/en
Publication of EP2295858A1 publication Critical patent/EP2295858A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C9/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for returning combustion products or flue gases to the combustion chamber
    • F23C9/06—Combustion apparatus characterised by arrangements for returning combustion products or flue gases to the combustion chamber for completing combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F23D11/38—Nozzles; Cleaning devices therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/48—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2202/00—Fluegas recirculation
    • F23C2202/10—Premixing fluegas with fuel and combustion air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2202/00—Fluegas recirculation
    • F23C2202/20—Premixing fluegas with fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03282—High speed injection of air and/or fuel inducing internal recirculation

Definitions

  • the present invention relates to a burner for stabilizing the flame of a gas turbine, which comprises a reaction space and several opening into the reaction chamber jet nozzles, wherein the jet nozzles by means of a fluid jet fluid is injected into the reaction space, wherein the fluid is burned in the reaction space to hot gas, and a method for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine.
  • Beam flame-based combustion systems offer advantages over spin-stabilized systems due to the distributed heat release zones and the lack of spin-induced vortex advantages, especially from a thermoacoustic point of view.
  • By a suitable choice of the beam pulse small-scale flow structures can be generated which dissipate acoustically induced heat release fluctuations and thus suppress pressure pulsations which are typical for spin-stabilized flames.
  • the jet flames are stabilized by mixing in hot recirculating gases.
  • the required temperatures of the recirculation zone can not be guaranteed in gas turbines, especially in the lower part load range, by the known ring arrangement of the beams with a central recirculation zone.
  • the stabilization of a jet flame therefore remains an incompletely solved task.
  • Another object of the present invention is to provide an advantageous burner of a gas turbine for stabilizing the flame of such a burner. Another object of the present invention is to provide an advantageous To provide methods for stabilizing the flame of such a burner.
  • the torch-related object is achieved by a burner for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine according to claim 1.
  • the object related to the method is achieved by specifying a method according to claim 16.
  • the dependent claims contain further, advantageous embodiments of the invention.
  • the burner according to the invention of a gas turbine comprises a reaction space and a plurality of jet nozzles opening into the reaction space.
  • the jet nozzles With the jet nozzles, fluid is injected into the reaction space by means of a fluid jet. The fluid in the reaction space is then burned to hot gas.
  • the invention has recognized that the jet flame based combustion systems are stabilized by mixing in hot recirculating gases. Especially in the lower part load range, however, care must be taken to ensure that additional stabilization mechanisms prevent a partial or complete flame extinction.
  • At least one jet nozzle now has an annular gap which is arranged around the fluid jet. This sucks a portion of the hot gas from the reaction space, so that it flows against the fluid flow direction in the annular gap. According to the invention, the hot gas is now mixed with the fluid jet within the jet nozzle.
  • the annular gap is formed by means of an insert tube.
  • the sucked gases can have a high temperature, which can damage the burner under certain circumstances.
  • the insert tube is at least partially made of high quality materials with and without coating, e.g. designed as a ceramic version with and without coating.
  • the insert tube has at least one opening in order to inject the hot gas into the fluid jet.
  • the at least one opening is arranged upstream.
  • the hot gas is sucked through the annular gap directly into the nozzle and is injected through the openings in the fluid jet.
  • the openings are therefore mounted in the directly limiting the fluid jet wall.
  • the size of the openings and the height of the annular gap are designed so that a good hot gas mixing in the air or the air / fuel mixture is ensured in the jet nozzle and that in the partial load range, the mixture temperature is brought to a value that ensures reliable ignition ,
  • the openings can be designed as a bore or slots, which can also be made at an angle.
  • the insert tube at the upstream end to a thickening. If compressor air, with or without fuel, passes the feed tube past the nozzle to the nozzle, deflection losses can thus be avoided.
  • the thickening is diffused in the flow direction. Thus, an increase in the static pressure difference between the combustion chamber and the fluid flowing in the nozzle at high speed can be effected.
  • the insert tube is preferably designed to be diffused in the flow direction in the flow direction.
  • an increase in the static pressure difference between the combustion chamber and the fluid flowing in the nozzle at high speed can also be effected.
  • a second annular channel for guiding combustion air and / or fuel is provided around the insert tube.
  • means for increasing the heat transfer are provided in the second annular channel.
  • these agents are dimples and / or cooling fins and / or wings.
  • all other cooling concepts such as impingement cooling, convective cooling are also conceivable in which the compressor air or the compressor / fuel mixture is added to the reaction space.
  • the cooling air flowing through the second annular channel and / or fuel cools the insert tube thus fluid downstream.
  • the jet nozzle has a nozzle outlet with a diameter D.
  • the nozzle outlet is offset from the annular gap in the flow direction.
  • the offset comprises a length of 0-3 x D, where D is the diameter D of the nozzle outlet. This ensures optimum intake, especially in partial load operation.
  • the fluid is compressor air which is premixed with fuel, partially premixed, or non-premixed.
  • the object related to the method is achieved by specifying a method for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine, which comprises a reaction space and a plurality of jet nozzles opening into the reaction space, wherein the jet nozzles by means of a fluid jet fluid in the Reaction space is injected, wherein the fluid is burned in the reaction space, whereby a hot gas is formed.
  • a method for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine which comprises a reaction space and a plurality of jet nozzles opening into the reaction space, wherein the jet nozzles by means of a fluid jet fluid in the Reaction space is injected, wherein the fluid is burned in the reaction space, whereby a hot gas is formed.
  • at least one jet nozzle has an annular gap through which the hot gas is partially sucked in and flows against the fluid flow direction into the annular gap and is mixed with the fluid jet within the jet nozzle.
  • the fluid preferably flows into the reaction space at high speed.
  • a pressure difference is formed between the reaction space and the fluid jet flowing into the reaction space.
  • the fluid is formed at partial load operation of the burner from a fuel / compressor air mixture, and at full load from compressor air, which has only slightly or no fuel content.
  • These nozzles thus act in partial load operation as a pilot burner with pilot beams.
  • pilot beams are made smaller than the other beams, so that less air passes through these nozzles.
  • a stabilization is guaranteed at partial load operation.
  • the burner is configured with a plurality of jet nozzles, of which, however, only one or a few nozzles according to the invention are. These then act as "pilot" at partial load as described above and are supplied with little or no fuel during full-load operation. This avoids that increased NOx values occur during base load operation.
  • FIG. 1 shows a section of a gas turbine with a shaft 14 arranged along a shaft axis and not shown, and a parallel to the shaft axis 14 aligned combustion chamber 16 in a longitudinal section.
  • the combustion chamber 16 is rotationally symmetrical about a combustion chamber axis 18.
  • the combustion chamber axis 18 is arranged in this particular embodiment parallel to the shaft axis 14, wherein it can also run at an angle to the shaft axis 14, in extreme cases perpendicular to this.
  • An annular housing 10 of the combustion chamber 16 surrounds a reaction space 5, which is likewise designed rotationally symmetrical about the combustion chamber axis 18.
  • FIG. 2 schematically shows a section through a jet burner perpendicular to a shaft axis 14 of the burner.
  • the burner comprises a housing 10 which has a circular cross-section. Within the housing 10, a certain number of jet nozzles 3 is arranged substantially annular. Each jet nozzle 3 has a circular cross section.
  • the burner may include a pilot burner 25.
  • FIG. 3 schematically shows a section through another jet burner, wherein the section is perpendicular to the central axis of the further burner.
  • the burner also has a housing 10 which has a circular cross-section and in which a number of inner and outer jet nozzles 3,30 is arranged.
  • the jet nozzles 3, 30 each have a circular cross-section, the outer jet nozzles 3 having an equal or larger cross-sectional area than the inner jet nozzles 30.
  • the outer jet nozzles 3 are arranged essentially annularly inside the housing 10 and form an outer ring.
  • the inner jet nozzles 30 are also arranged annularly within the housing 10.
  • the inner jet nozzles 30 form an inner ring that is concentric with the outer jet nozzle ring.
  • FIGS. 2 and 3 merely show examples of the arrangement of jet nozzles 3, 30 within a jet burner. Of course, alternative arrangements, as well as the use of a different number of jet nozzles 3,30 possible.
  • the jet flame-based combustion system offers advantages over spin-stabilized systems due to the distributed heat release zones and the lack of spin-induced vortex advantages, especially from a thermoacoustic point of view.
  • By a suitable choice of the beam pulse small-scale flow structures can be generated which dissipate acoustically induced heat release fluctuations and thus pressure pulsations, which are typical of spin-stabilizing flames, suppress.
  • the jet flame based combustion systems are stabilized by mixing in hot recirculating gases. Especially in the lower part load range, however, care must be taken to ensure that additional stabilization mechanisms prevent a partial or complete flame extinction. This is achieved by means of the invention now.
  • Fig. 4 shows a jet nozzle 6 according to the invention.
  • the burner comprises a reaction space 5 and a plurality of jet nozzles 6 opening into the reaction space 5.
  • the jet nozzle By means of the jet nozzle, fluid is injected into the reaction space 5 with a fluid jet 2.
  • the fluid In the reaction space 5, the fluid is burned to hot gas 4.
  • the fluid may be a fuel / air mixture, or even be formed from compressor air.
  • annular gap is now available. This is formed from an insert tube 12.
  • the annular gap 8 is thus arranged around the fluid jet 2.
  • Hot gas 4 is now sucked into the nozzle 6 through this annular gap 8.
  • the particular static pressure difference between the combustion chamber 16 and the reaction space 5 and the fluid flowing at high speed fluid is used, which has a lowered static pressure due to the high flow rates.
  • the annular gap 8 now hot gas 4 flows against the flow direction of the fluid jet 2 in the nozzle 6 in the nozzle 6 back. There, the hot gas 4 is mixed with the fluid jet 2.
  • the hot gas admixture is thus according to the invention within the nozzle 6. This corresponds to a defined mixing of hot gas in the nozzle 6, whereby a reliable ignition and thus a reliable stabilization of the entire burner is ensured.
  • the stabilization is particularly advantageous at partial load operation.
  • only one or a few nozzles 6 of a jet burner can be configured with this device for the suction of hot gas 4. These can act as pilot burners at partial load operation.
  • the fluid may be a fuel / air mixture.
  • these "pilot beams" are made smaller than the other beams, so that less compressor air passes through these nozzles 6.
  • the fluid can then consist essentially of compressor air. Thus, increased NOx levels can be avoided at base load.
  • the hot gas is sucked in through the annular gap 8. This is formed by an insert tube 12. Upstream in the insert tube 12, one or more openings 11 are formed, by means of which the hot gas 4 can be added to the fluid jet 2.
  • the openings 11 are in the insert tube 12 on the beam side, that is arranged in the beam limiting wall.
  • the openings 11 can be designed as bores.
  • the size of the openings 11 and the radial height H of the annular gap 8 are designed so that a good hot gas mixing is ensured in the fluid jet 2 in the jet nozzle 6.
  • the nozzle 6 also has a nozzle outlet 22 with a diameter D.
  • the nozzle outlet 22 can be arranged opposite the annular gap 8 offset in the flow direction.
  • the offset 24 has a length L of 0mm-3x D (mm), where D is the diameter of the nozzle outlet 22.
  • the mixture temperature is brought to a value that ensures reliable ignition and thus a reliable stabilization of the entire burner in all driving ranges.
  • the fluid jet 2 may consist of an air / fuel mixture of different mixing quality.
  • the jet flame itself can be premixed, partially premixed or non-premixed.
  • Fig. 5 shows a further second embodiment of a nozzle 6a according to the invention.
  • a second annular channel 20 is present, which is arranged around the annular gap 8 around.
  • This annular channel 20 can essentially be designed to guide the compressor air or the air / fuel mixture to the nozzle inlet 28.
  • the combustion air or the fuel / air mixture can serve for cooling particularly the radially outer wall of the insert tube 12. This is advantageous because the aspirated gases have a high temperature which otherwise could potentially damage the burner.
  • the annular channel 20 may also be designed with heat transfer increasing measures.
  • the hot gas-carrying passages so in particular the insert tube 12 made of high-quality materials, e.g. be made of ceramic or Keramikent ambiencen materials, the materials may still be coated.
  • Fig. 6 and Fig. 7 show further embodiments of a nozzle according to the invention 6b and 6c. These show nozzles, which in particular the static pressure difference between the combustion chamber 16 or increase the reaction space 5 and the fluid jet flow 2 in the amount of mixing point.
  • Fig. 6 shows an insert tube 12a, which has a thickening 15 at the upstream end.
  • the thickening 15 is executed rounded.
  • the thickening 15 may be formed diffusely 16 in the flow direction. This results in a particularly efficient pressure difference increase.
  • the openings 11 can also be designed as slots, which are optionally provided obliquely to.
  • Fig. 7 has a nozzle 6c, in which the insert tube 12b is formed in the flow direction diffused 21 fluid flow side. Again, there is a particularly efficient pressure difference increase.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

The burner has a set of jet nozzles (6b) opened in a reaction chamber (5), where fluid is injected through an outlet (22) into the reaction chamber via the jet nozzles by a fluid stream (2). A ring gap (8) is provided about fluid stream for the jet nozzles, so that a part of hot gas (4) is drawn out of the reaction chamber and flows opposite to the fluid flow direction into the ring gap, where hot gas is mixed with the fluid stream within the jet nozzles. The ring gap is formed by an insert tube (12a) that comprises a thickening part at an upstream end. An independent claim is also included for a method for stabilizing flame of a burner of a gas turbine.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Brenner zur Stabilisierung der Flamme einer Gasturbine, welcher einen Reaktionsraum und mehrere in den Reaktionsraum mündende Strahldüsen umfasst, wobei mit den Strahldüsen mittels eines Fluidstrahls Fluid in den Reaktionsraum eingedüst wird, wobei das Fluid im Reaktionsraum zu Heißgas verbrannt wird, sowie ein Verfahren zur Stabilisierung der Flamme eines Brenners einer Gasturbine.The present invention relates to a burner for stabilizing the flame of a gas turbine, which comprises a reaction space and several opening into the reaction chamber jet nozzles, wherein the jet nozzles by means of a fluid jet fluid is injected into the reaction space, wherein the fluid is burned in the reaction space to hot gas, and a method for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine.

Auf Strahlflammen basierende Verbrennungssysteme bieten gegenüber drallstabilisierten Systemen aufgrund der verteilten Wärmefreisetzungszonen und der fehlenden drallinduzierten Wirbel insbesondere aus thermoakustischer Sicht Vorteile. Durch geeignete Wahl des Strahlimpulses lassen sich kleinskalige Strömungsstrukturen erzeugen, die akustisch induzierte Wärmefreisetzungsfluktuationen dissipieren und somit Druckpulsationen, die für drallstabilisierte Flammen typisch sind, unterdrücken.Beam flame-based combustion systems offer advantages over spin-stabilized systems due to the distributed heat release zones and the lack of spin-induced vortex advantages, especially from a thermoacoustic point of view. By a suitable choice of the beam pulse, small-scale flow structures can be generated which dissipate acoustically induced heat release fluctuations and thus suppress pressure pulsations which are typical for spin-stabilized flames.

Die Strahlflammen werden durch Einmischen heißer rezirkulierender Gase stabilisiert. Die hierfür nötigen Temperaturen der Rezirkulationszone können in Gasturbinen, insbesondere im unteren Teillastbereich, durch die bekannte Ringanordnung der Strahlen mit einer zentralen Rezirkulationszone nicht gewährleistet werden. Besonders im Teillastbereich muss daher dafür beachtet werden, dass durch zusätzliche Stabilisierungsmechanismen ein partielles bzw. komplettes Flammenverlöschen vermieden wird. Die Stabilisierung einer Strahlflamme bleibt daher eine nicht vollständig gelöste Aufgabe.The jet flames are stabilized by mixing in hot recirculating gases. The required temperatures of the recirculation zone can not be guaranteed in gas turbines, especially in the lower part load range, by the known ring arrangement of the beams with a central recirculation zone. Especially in the partial load range, it must therefore be ensured that a partial or complete flame extinction is avoided by additional stabilization mechanisms. The stabilization of a jet flame therefore remains an incompletely solved task.

Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen vorteilhaften Brenner einer Gasturbine zur Stabilisierung der Flamme eines solchen Brenners zur Verfügung zu stellen. Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein vorteilhaftes Verfahren zur Stabilisierung der Flamme eines solchen Brenners zur Verfügung zu stellen.It is therefore the object of the present invention to provide an advantageous burner of a gas turbine for stabilizing the flame of such a burner. Another object of the present invention is to provide an advantageous To provide methods for stabilizing the flame of such a burner.

Die auf den Brenner bezogene Aufgabe wird durch einen Brenner zur Stabilisierung der Flamme eines Brenners einer Gasturbine nach Anspruch 1 gelöst. Die auf das Verfahren bezogene Aufgabe wird durch die Angabe eines Verfahrens nach Anspruch 16 gelöst. Die abhängigen Ansprüche enthalten weitere, vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.The torch-related object is achieved by a burner for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine according to claim 1. The object related to the method is achieved by specifying a method according to claim 16. The dependent claims contain further, advantageous embodiments of the invention.

Dabei umfasst der erfindungsgemäße Brenner einer Gasturbine einen Reaktionsraum und mehrere in den Reaktionsraum mündende Strahldüsen. Mit den Strahldüsen wird mittels eines Fluidstrahls Fluid in den Reaktionsraum eingedüst. Das Fluid im Reaktionsraum wird anschließend zu Heißgas verbrannt.In this case, the burner according to the invention of a gas turbine comprises a reaction space and a plurality of jet nozzles opening into the reaction space. With the jet nozzles, fluid is injected into the reaction space by means of a fluid jet. The fluid in the reaction space is then burned to hot gas.

Die Erfindung hat erkannt, dass die auf Strahlflammen basierenden Verbrennungssysteme durch Einmischen heißer rezirkulierender Gase stabilisiert werden. Besonders im unteren Teillastbereich muss allerdings dafür Sorge getragen werden, dass durch zusätzliche Stabilisierungsmechanismen ein partielles bzw. komplettes Flammenverlöschen vermieden wird.The invention has recognized that the jet flame based combustion systems are stabilized by mixing in hot recirculating gases. Especially in the lower part load range, however, care must be taken to ensure that additional stabilization mechanisms prevent a partial or complete flame extinction.

Erfindungsgemäß ist nun bei mindestens einer Strahldüse ein Ringspalt vorhanden, der um den Fluidstrahl angeordnet ist. Dieser saugt einen Teil des Heißgases aus dem Reaktionsraum an, so dass dieser entgegen der Fluidströmrichtung in den Ringspalt einströmt. Erfindungsgemäß wird nun innerhalb der Strahldüse das Heißgas mit dem Fluidstrahl vermischt.According to the invention, at least one jet nozzle now has an annular gap which is arranged around the fluid jet. This sucks a portion of the hot gas from the reaction space, so that it flows against the fluid flow direction in the annular gap. According to the invention, the hot gas is now mixed with the fluid jet within the jet nozzle.

Dies gewährleistet eine definierte Einmischung von Heißgasen in einen oder mehrere Strahlen eines Strahlbrenners, der somit eine verlässliche Zündung und damit eine verlässliche Stabilisierung des Gesamtbrenners gewährleistet. Die Heißgaseinmischung geschieht dabei bereits in der Strahldüse. Erfindungsgemäß wird zur Ansaugung die statische Druckdifferenz zwischen Brennkammer/Reaktionsraum und dem mit hoher Geschwindigkeit strömenden Fluid in der Düse genutzt, welches durch die hohen Strömungsgeschwindigkeiten einen abgesenkten statischen Druck aufweist.This ensures a defined mixing of hot gases in one or more jets of a jet burner, thus ensuring a reliable ignition and thus a reliable stabilization of the entire burner. The hot gas mixing is done already in the jet nozzle. According to the invention, the static pressure difference between the combustion chamber / reaction space and the fluid flowing at high velocity in the nozzle is used for the suction, which has a lowered static pressure due to the high flow rates.

In bevorzugter Ausgestaltung ist der Ringspalt mittels eines Einsatzrohres gebildet. Die eingesaugten Gase können eine hohe Temperatur haben, welche unter Umständen den Brenner schädigen können. Bevorzugt ist daher das Einsatzrohr zumindest teilweise aus hochwertigen Werkstoffen mit und ohne Beschichtung z.B. als keramische Ausführung mit und ohne Beschichtung ausgeführt.In a preferred embodiment, the annular gap is formed by means of an insert tube. The sucked gases can have a high temperature, which can damage the burner under certain circumstances. Preferably, therefore, the insert tube is at least partially made of high quality materials with and without coating, e.g. designed as a ceramic version with and without coating.

Bevorzugt weist das Einsatzrohr mindestens eine Öffnung auf, um das Heißgas in den Fluidstrahl einzudüsen. In bevorzugter Ausgestaltung ist die mindestens eine Öffnung stromaufwärts angeordnet. Das Heißgas wird durch den Ringspalt direkt in die Düse eingesaugt und wird durch die Öffnungen in den Fluidstrahl eingedüst. Die Öffnungen sind daher in der direkt den Fluidstrahl begrenzenden Wand angebracht. Die Größe der Öffnungen als auch die Höhe des Ringspalts werden dabei so ausgelegt, dass eine gute Heißgaseinmischung in die Luft bzw. das Luft/Brennstoffluftgemisch in der Strahldüse gewährleistet ist und dass im Teillastbereich die Gemischtemperatur auf einen Wert gebracht wird, der eine sichere Zündung gewährleistet. Die Öffnungen können als Bohrung oder Schlitze ausgeführt sein, welche auch unter einem Winkel angestellt sein können.Preferably, the insert tube has at least one opening in order to inject the hot gas into the fluid jet. In a preferred embodiment, the at least one opening is arranged upstream. The hot gas is sucked through the annular gap directly into the nozzle and is injected through the openings in the fluid jet. The openings are therefore mounted in the directly limiting the fluid jet wall. The size of the openings and the height of the annular gap are designed so that a good hot gas mixing in the air or the air / fuel mixture is ensured in the jet nozzle and that in the partial load range, the mixture temperature is brought to a value that ensures reliable ignition , The openings can be designed as a bore or slots, which can also be made at an angle.

In bevorzugter Ausgestaltung weist das Einsatzrohr am stromaufwärtigen Ende eine Verdickung auf. Wird Verdichterluft mit oder ohne Brennstoff als Fluid am Einsatzrohr vorbei zu der Düse geführt, so können somit Umlenkverluste vermieden werden. Vorteilhafterweise ist die Verdickung in Strömungsrichtung diffus ausgebildet. Somit kann eine Erhöhung der statischen Druckdifferenz zwischen der Brennkammer und den in der Düse mit hoher Geschwindigkeit strömenden Fluid bewirkt werden.In a preferred embodiment, the insert tube at the upstream end to a thickening. If compressor air, with or without fuel, passes the feed tube past the nozzle to the nozzle, deflection losses can thus be avoided. Advantageously, the thickening is diffused in the flow direction. Thus, an increase in the static pressure difference between the combustion chamber and the fluid flowing in the nozzle at high speed can be effected.

Bevorzugt ist das Einsatzrohr fluidstromseitig in Strömungsrichtung diffus ausgebildet. Somit kann ebenfalls eine Erhöhung der statischen Druckdifferenz zwischen der Brennkammer und den in der Düse mit hoher Geschwindigkeit strömenden Fluid bewirkt werden.The insert tube is preferably designed to be diffused in the flow direction in the flow direction. Thus, an increase in the static pressure difference between the combustion chamber and the fluid flowing in the nozzle at high speed can also be effected.

In vorteilhafter Ausgestaltung ist um das Einsatzrohr ein zweiter Ringkanal zur Führung von Verbrennungsluft und/oder Brennstoff vorgesehen. Vorteilhafterweise sind in dem zweiten Ringkanal Mittel zur Erhöhung des Wärmeübergangs vorgesehen. Dies bewirkt, dass das heißgasführende Einsatzrohr effizient gekühlt wird. Bevorzugt sind diese Mittel Dimpel und/oder Kühlrippen und/oder Wings. Allerdings sind auch alle anderen Kühlkonzepte wie Prallkühlung, Konvektivkühlung vorstellbar bei denen die Verdichterluft bzw. das Verdichter/Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum gegeben wird. In bevorzugter Ausgestaltung kühlt die durch den zweiten Ringkanal strömende Kühlluft und/oder Brennstoff das Einsatzrohr damit fluidabstromseitig.In an advantageous embodiment, a second annular channel for guiding combustion air and / or fuel is provided around the insert tube. Advantageously, means for increasing the heat transfer are provided in the second annular channel. This causes the hot gas-carrying insert tube is cooled efficiently. Preferably, these agents are dimples and / or cooling fins and / or wings. However, all other cooling concepts such as impingement cooling, convective cooling are also conceivable in which the compressor air or the compressor / fuel mixture is added to the reaction space. In a preferred embodiment, the cooling air flowing through the second annular channel and / or fuel cools the insert tube thus fluid downstream.

Vorteilhafterweise weist die Strahldüse einen Düsenauslass mit Durchmesser D auf. Bevorzugt ist der Düsenauslass gegenüber dem Ringspalt in Strömungsrichtung versetzt angeordnet. Vorteilhafterweise umfasst der Versatz eine Länge von 0-3 x D, wobei D der Durchmesser D des Düsenauslasses ist. Damit wird eine optimale Ansaugung vor allem im Teillastbetrieb gewährleistet.Advantageously, the jet nozzle has a nozzle outlet with a diameter D. Preferably, the nozzle outlet is offset from the annular gap in the flow direction. Advantageously, the offset comprises a length of 0-3 x D, where D is the diameter D of the nozzle outlet. This ensures optimum intake, especially in partial load operation.

In bevorzugter Ausgestaltung ist das Fluid Verdichterluft, welche mit Brennstoff vorgemischt, teilvorgemischt oder nicht-vorgemischt ist.In a preferred embodiment, the fluid is compressor air which is premixed with fuel, partially premixed, or non-premixed.

Die auf das Verfahren bezogene Aufgabe wird durch die Angabe eines Verfahrens zur Stabilisierung der Flamme eines Brenners einer Gasturbine gelöst, welcher einen Reaktionsraum und mehrere in den Reaktionsraum mündende Strahldüsen umfasst, wobei mit den Strahldüsen mittels einem Fluidstrahl Fluid in den Reaktionsraum eingedüst wird, wobei im Reaktionsraum das Fluid verbrannt wird, wodurch ein Heißgas entsteht. Erfindungsgemäß ist bei mindestens einer Strahldüse ein Ringspalt vorhanden, durch den das Heißgas teilweise angesaugt wird und entgegen der Fluidströmrichtung in den Ringspalt einströmt und innerhalb der Strahldüse dem Fluidstrahl beigemischt wird.The object related to the method is achieved by specifying a method for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine, which comprises a reaction space and a plurality of jet nozzles opening into the reaction space, wherein the jet nozzles by means of a fluid jet fluid in the Reaction space is injected, wherein the fluid is burned in the reaction space, whereby a hot gas is formed. According to the invention, at least one jet nozzle has an annular gap through which the hot gas is partially sucked in and flows against the fluid flow direction into the annular gap and is mixed with the fluid jet within the jet nozzle.

Bevorzugt strömt das Fluid mit hoher Geschwindigkeit in den Reaktionsraum ein. Vorteilhafterweise wird zwischen dem Reaktionsraum und den in den Reaktionsraum strömenden Fluidstrahl eine Druckdifferenz gebildet.The fluid preferably flows into the reaction space at high speed. Advantageously, a pressure difference is formed between the reaction space and the fluid jet flowing into the reaction space.

Bevorzugt wird das Fluid bei Teillastbetrieb des Brenners aus einem Brennstoff/Verdichterluft Gemisch gebildet, und bei Volllast aus Verdichterluft, welche nur noch geringfügig oder gar keinen Brennstoffanteil aufweist. Diese Düsen wirken somit im Teillastbetrieb als Pilotbrenner mit Pilotstrahlen. Hierzu kann es zusätzlich vorteilhaft sein, dass diese "Pilotstrahlen" kleiner ausgeführt werden als die anderen Strahlen, damit weniger Luft durch diese Düsen tritt. Somit ist eine Stabilisierung bei Teillastbetrieb gewährleistet.Preferably, the fluid is formed at partial load operation of the burner from a fuel / compressor air mixture, and at full load from compressor air, which has only slightly or no fuel content. These nozzles thus act in partial load operation as a pilot burner with pilot beams. For this purpose, it may additionally be advantageous that these "pilot beams" are made smaller than the other beams, so that less air passes through these nozzles. Thus, a stabilization is guaranteed at partial load operation.

Es ist weiterhin vorteilhaft, dass der Brenner mit mehreren Strahldüsen ausgestaltet ist, von denen jedoch nur eine bzw. einige wenige erfindungsgemäße Düsen sind. Diese wirken dann bei Teillast wie oben beschrieben als "Pilot" und werden bei Volllastbetrieb mit wenig oder gar keinem Brennstoff beaufschlagt. Somit wird vermieden, dass bei Grundlastbetrieb erhöhte NOx Werten entstehen.It is also advantageous that the burner is configured with a plurality of jet nozzles, of which, however, only one or a few nozzles according to the invention are. These then act as "pilot" at partial load as described above and are supplied with little or no fuel during full-load operation. This avoids that increased NOx values occur during base load operation.

Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren beschrieben.Further features, properties and advantages of the present invention will be described below by means of embodiments with reference to the accompanying figures.

Darin zeigen:

FIG 1
einen Ausschnitt aus einer Gasturbine mit einer Brennkammer in einem Längsschnitt entlang einer Wellenachse nach dem Stand der Technik,
Fig. 2
schematisch einen Schnitt durch einen Strahlbrenner quer zu dessen Längsrichtung,
Fig. 3
schematisch einen Schnitt durch einen weiteren Strahlbrenner quer zu dessen Längsrichtung,
Fig. 4
schematisch ein erstes Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Düse 6,
Fig. 5
schematisch ein zweites Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Düse 6a,
Fig. 6
schematisch ein drittes Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Düse 6b,
Fig. 7
schematisch ein viertes Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Düse 6c.
Show:
FIG. 1
a section of a gas turbine with a Combustion chamber in a longitudinal section along a shaft axis according to the prior art,
Fig. 2
FIG. 2 schematically a section through a jet burner transversely to its longitudinal direction, FIG.
Fig. 3
FIG. 2 schematically shows a section through a further jet burner transversely to its longitudinal direction, FIG.
Fig. 4
schematically a first embodiment of a nozzle 6 according to the invention,
Fig. 5
schematically a second embodiment of a nozzle 6a according to the invention,
Fig. 6
schematically a third embodiment of a nozzle 6b according to the invention,
Fig. 7
schematically a fourth embodiment of a nozzle 6c according to the invention.

FIG 1 zeigt einen Ausschnitt aus einer Gasturbine mit einer entlang einer Wellenachse 14 angeordneten und nicht dargestellten Welle und einer parallel zur Wellenachse 14 ausgerichteten Brennkammer 16 in einem Längsschnitt. Die Brennkammer 16 ist rotationssymmetrisch um eine Brennkammerachse 18 aufgebaut. Die Brennkammerachse 18 ist in diesem speziellen Ausführungsbeispiel parallel zur Wellenachse 14 angeordnet, wobei sie auch angewinkelt zur Wellenachse 14, im Extremfall senkrecht zu dieser verlaufen kann. Ein ringförmiges Gehäuse 10 der Brennkammer 16 umgibt einen Reaktionsraum 5, der ebenfalls rotationssymmetrisch um die Brennkammerachse 18 ausgeführt ist. Mittels einer Strahldüse 3 des Stands der Technik wird ein Luft bzw. Luft/Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum 5 eingebracht. Die rezirkulierenden Heißgase 4 im Reaktionsraum sind mit 1 angegeben. FIG. 1 shows a section of a gas turbine with a shaft 14 arranged along a shaft axis and not shown, and a parallel to the shaft axis 14 aligned combustion chamber 16 in a longitudinal section. The combustion chamber 16 is rotationally symmetrical about a combustion chamber axis 18. The combustion chamber axis 18 is arranged in this particular embodiment parallel to the shaft axis 14, wherein it can also run at an angle to the shaft axis 14, in extreme cases perpendicular to this. An annular housing 10 of the combustion chamber 16 surrounds a reaction space 5, which is likewise designed rotationally symmetrical about the combustion chamber axis 18. By means of a jet nozzle 3 of the prior art, an air or air / fuel mixture is introduced into the reaction space 5. The recirculating hot gases 4 in the reaction space are indicated by 1.

Die Figur 2 zeigt schematisch einen Schnitt durch einen Strahlbrenner senkrecht zu einer Wellenachse 14 des Brenners. Der Brenner umfasst ein Gehäuse 10, welches einen kreisförmigen Querschnitt aufweist. Innerhalb des Gehäuses 10 ist eine bestimmte Anzahl an Strahldüsen 3 im Wesentlichen ringförmig angeordnet. Jede Strahldüse 3 weist dabei einen kreisförmigen Querschnitt auf. Außerdem kann der Brenner einen Pilotbrenner 25 umfassen.The FIG. 2 schematically shows a section through a jet burner perpendicular to a shaft axis 14 of the burner. The burner comprises a housing 10 which has a circular cross-section. Within the housing 10, a certain number of jet nozzles 3 is arranged substantially annular. Each jet nozzle 3 has a circular cross section. In addition, the burner may include a pilot burner 25.

Die Figur 3 zeigt schematisch einen Schnitt durch einen weiteren Strahlbrenner, wobei der Schnitt senkrecht zur Mittelachse des weiteren Brenners verläuft. Der Brenner weist ebenfalls ein Gehäuse 10 auf, welches einen kreisförmigen Querschnitt besitzt und in welchem eine Anzahl innerer und äußerer Strahldüsen 3,30 angeordnet ist. Die Strahldüsen 3,30 weisen jeweils einen kreisförmigen Querschnitt auf, wobei die äußeren Strahldüsen 3 eine gleich große oder größere Querschnittsfläche besitzen als die inneren Strahldüsen 30. Die äußeren Strahldüsen 3 sind im Wesentlichen ringförmig innerhalb des Gehäuses 10 angeordnet und bilden einen äußeren Ring. Die inneren Strahldüsen 30 sind ebenfalls innerhalb des Gehäuses 10 ringförmig angeordnet. Die inneren Strahldüsen 30 bilden einen inneren Ring, der konzentrisch zu dem äußeren Strahldüsenring angeordnet ist.The FIG. 3 schematically shows a section through another jet burner, wherein the section is perpendicular to the central axis of the further burner. The burner also has a housing 10 which has a circular cross-section and in which a number of inner and outer jet nozzles 3,30 is arranged. The jet nozzles 3, 30 each have a circular cross-section, the outer jet nozzles 3 having an equal or larger cross-sectional area than the inner jet nozzles 30. The outer jet nozzles 3 are arranged essentially annularly inside the housing 10 and form an outer ring. The inner jet nozzles 30 are also arranged annularly within the housing 10. The inner jet nozzles 30 form an inner ring that is concentric with the outer jet nozzle ring.

Die Figuren 2 und 3 zeigen lediglich Beispiele für die Anordnung von Strahldüsen 3,30 innerhalb eines Strahlbrenners. Selbstverständlich sind alternative Anordnungen, ebenso wie die Verwendung einer anderen Anzahl an Strahldüsen 3,30 möglich.The FIGS. 2 and 3 merely show examples of the arrangement of jet nozzles 3, 30 within a jet burner. Of course, alternative arrangements, as well as the use of a different number of jet nozzles 3,30 possible.

Die auf Strahlflammen basierenden Verbrennungssystem bieten gegenüber drallstabilisierten Systemen aufgrund der verteilten Wärmerfreisetzungszonen und der fehlenden drallinduzierten Wirbel insbesondere aus thermoakustischer Sicht Vorteile. Durch geeignete Wahl des Strahlimpulses lassen sich kleinskalige Strömungsstrukturen erzeugen, die akustisch induzierte Wärmefreisetzungsfluktuationen dissipieren und somit Druckpulsationen, die typisch für drallstabilisierende Flammen sind, unterdrücken. Die auf Strahlflammen basierenden Verbrennungssysteme werden durch Einmischen heißer rezirkulierender Gase stabilisiert. Besonders im unteren Teillastbereich muss allerdings dafür Sorge getragen werden, dass durch zusätzliche Stabilisierungsmechanismen ein partielles bzw. komplettes Flammenverlöschen vermieden wird. Dies wird mithilfe der Erfindung nun gelöst.The jet flame-based combustion system offers advantages over spin-stabilized systems due to the distributed heat release zones and the lack of spin-induced vortex advantages, especially from a thermoacoustic point of view. By a suitable choice of the beam pulse, small-scale flow structures can be generated which dissipate acoustically induced heat release fluctuations and thus pressure pulsations, which are typical of spin-stabilizing flames, suppress. The jet flame based combustion systems are stabilized by mixing in hot recirculating gases. Especially in the lower part load range, however, care must be taken to ensure that additional stabilization mechanisms prevent a partial or complete flame extinction. This is achieved by means of the invention now.

Fig. 4 zeigt eine Strahldüse 6 gemäß der Erfindung. Hierbei umfasst der Brenner einen Reaktionsraum 5 und mehrere in den Reaktionsraum 5 mündende Strahldüsen 6. Mittels der Strahldüse wird mit einem Fluidstrahl 2 Fluid in den Reaktionsraum 5 eingedüst. In dem Reaktionsraum 5 wird das Fluid zu Heißgas 4 verbrannt. Fig. 4 shows a jet nozzle 6 according to the invention. In this case, the burner comprises a reaction space 5 and a plurality of jet nozzles 6 opening into the reaction space 5. By means of the jet nozzle, fluid is injected into the reaction space 5 with a fluid jet 2. In the reaction space 5, the fluid is burned to hot gas 4.

Dabei kann das Fluid ein Brennstoff/Luft Gemisch sein, oder auch nur aus Verdichterluft gebildet werden.In this case, the fluid may be a fuel / air mixture, or even be formed from compressor air.

In der Strahldüse 6 ist nun ein Ringspalt vorhanden. Dieser wird aus einem Einsatzrohr 12 gebildet. Der Ringspalt 8 ist somit um den Fluidstrahl 2 angeordnet. Durch diesen Ringspalt 8 wird nun Heißgas 4 in die Düse 6 angesaugt. Zur Ansaugung des Heißgases 4 wird die insbesondere statische Druckdifferenz zwischen der Brennkammer 16 bzw. dem Reaktionsraum 5 und dem mit hoher Geschwindigkeit strömenden Fluid genutzt, welches durch die hohen Strömungsgeschwindigkeiten einen abgesenkten statischen Druck aufweist. Durch den Ringspalt 8 strömt nun Heißgas 4 entgegen der Strömungsrichtung des Fluidstrahls 2 in der Düse 6 in die Düse 6 zurück. Dort wird das Heißgas 4 dem Fluidstrahl 2 beigemischt.In the jet nozzle 6, an annular gap is now available. This is formed from an insert tube 12. The annular gap 8 is thus arranged around the fluid jet 2. Hot gas 4 is now sucked into the nozzle 6 through this annular gap 8. For the suction of the hot gas 4, the particular static pressure difference between the combustion chamber 16 and the reaction space 5 and the fluid flowing at high speed fluid is used, which has a lowered static pressure due to the high flow rates. Through the annular gap 8 now hot gas 4 flows against the flow direction of the fluid jet 2 in the nozzle 6 in the nozzle 6 back. There, the hot gas 4 is mixed with the fluid jet 2.

Die Heißgasbeimischung erfolgt somit erfindungsgemäß innerhalb der Düse 6. Dies entspricht einer definierten Einmischung von Heißgas in der Düse 6, wodurch eine verlässliche Zündung und somit eine verlässliche Stabilisierung des Gesamtbrenners gewährleistet wird.The hot gas admixture is thus according to the invention within the nozzle 6. This corresponds to a defined mixing of hot gas in the nozzle 6, whereby a reliable ignition and thus a reliable stabilization of the entire burner is ensured.

Die Stabilisierung ist insbesondere bei Teillastbetrieb vorteilhaft. Erfindungsgemäß können somit nur ein oder wenige Düsen 6 eines Strahlbrenners mit dieser Vorrichtung zur Ansaugung von Heißgas 4 ausgestaltet sein. Diese können bei Teillastbetrieb als Pilotbrenner wirken. Das Fluid kann dabei ein Brennstoff/Luft Gemisch sein. Hierzu kann es zusätzlich vorteilhaft sein, dass diese "Pilotstrahlen" kleiner ausgeführt werden als die anderen Strahlen, damit weniger Verdichterluft durch diese Düsen 6 tritt. Im Volllastbetrieb oder nahe der Volllast wird das Fluid nur noch mit wenig oder gar keinem Brennstoff beaufschlagt. Das Fluid kann dabei dann im Wesentlichen aus Verdichterluft bestehen. Somit können erhöhte NOx-Werte bei Grundlast vermieden werden.The stabilization is particularly advantageous at partial load operation. Thus, according to the invention, only one or a few nozzles 6 of a jet burner can be configured with this device for the suction of hot gas 4. These can act as pilot burners at partial load operation. The fluid may be a fuel / air mixture. For this purpose, it may additionally be advantageous that these "pilot beams" are made smaller than the other beams, so that less compressor air passes through these nozzles 6. At full load or near full load, the fluid is only supplied with little or no fuel. The fluid can then consist essentially of compressor air. Thus, increased NOx levels can be avoided at base load.

Das Heißgas wird dabei über den Ringspalt 8 angesaugt. Dieser wird durch ein Einsatzrohr 12 gebildet. Stromaufwärts im Einsatzrohr 12 sind ein oder mehrere Öffnungen 11 gebildet, mittels denen das Heißgas 4 dem Fluidstrahl 2 beigemischt werden kann. Die Öffnungen 11 sind im Einsatzrohr 12 strahlseitig, das heißt in der den Strahl begrenzenden Wand angeordnet. Die Öffnungen 11 können dabei als Bohrungen ausgeführt sein.The hot gas is sucked in through the annular gap 8. This is formed by an insert tube 12. Upstream in the insert tube 12, one or more openings 11 are formed, by means of which the hot gas 4 can be added to the fluid jet 2. The openings 11 are in the insert tube 12 on the beam side, that is arranged in the beam limiting wall. The openings 11 can be designed as bores.

Die Größe der Öffnungen 11 als auch die radiale Höhe H des Ringspalts 8 sind dabei so ausgeführt, dass eine gute Heißgaseinmischung in den Fluidstrahl 2 in der Strahldüse 6 gewährleistet ist.The size of the openings 11 and the radial height H of the annular gap 8 are designed so that a good hot gas mixing is ensured in the fluid jet 2 in the jet nozzle 6.

Die Düse 6 weist zudem einen Düsenauslass 22 mit Durchmesser D auf. Der Düsenauslass 22 kann gegenüber dem Ringspalt 8 in Strömungsrichtung versetzt angeordert sein. Bevorzugt umfasst der Versatz 24 eine Länge L von 0mm-3x D (mm), wobei D der Durchmesser des Düsenauslasses 22 ist.The nozzle 6 also has a nozzle outlet 22 with a diameter D. The nozzle outlet 22 can be arranged opposite the annular gap 8 offset in the flow direction. Preferably, the offset 24 has a length L of 0mm-3x D (mm), where D is the diameter of the nozzle outlet 22.

Somit wird gerade im Teillastbereich die Gemischtemperatur auf einen Wert gebracht, die eine sichere Zündung und damit eine verlässliche Stabilisierung des Gesamtbrenners in allen Fahrbereichen gewährleistet.Thus, especially in the partial load range, the mixture temperature is brought to a value that ensures reliable ignition and thus a reliable stabilization of the entire burner in all driving ranges.

Der Fluidstrahl 2 kann dabei aus einen Luft/Brennstoffgemisch unterschiedlicher Mischungsgüte bestehen. Die Strahlflamme selber kann dabei vorgemischt, teil- vorgemischt oder nicht-vorgemischt sein.The fluid jet 2 may consist of an air / fuel mixture of different mixing quality. The jet flame itself can be premixed, partially premixed or non-premixed.

Fig. 5 zeigt ein weiteres zweites Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Düse 6a. Dabei ist ein zweiter Ringkanal 20 vorhanden, welcher um den Ringspalt 8 herum angeordnet ist. Dieser Ringkanal 20 kann im Wesentlichen zur Führung der Verdichterluft oder des Luft/Brennstoffgemisch zum Düseneinlass 28 ausgestaltet sein. Die Verbrennungsluft bzw. das Brennstoff/Luftgemisch kann zur Kühlung besonders der radial äußeren Wand des Einsatzrohres 12 dienen. Dies ist vorteilhaft, da die eingesaugten Gase eine hohe Temperatur aufweisen, die ansonsten potentiell den Brenner schädigen können. Der Ringkanal 20 kann zudem mit wärmeübergangserhöhenden Maßnahmen ausgeführt sein. Dies können beispielsweise Dimpel und/oder Wings oder/und Kühlrippen sein, wie auch eine konvektiv oder Prallkühlung oder andere konventionelle Kühlkonzepte, bei denen die als Kühlluft ausgestaltete Verdichterluft oder das Luft/Brennstoffgemisch in den Reaktionsraum 5 abgegeben wird. Somit wird die Verdichterluft oder das Luft/Brennstoffgemisch zur Kühlung der heißgasführenden Bauteile unter gleichzeitiger Vorwärmung genutzt. Fig. 5 shows a further second embodiment of a nozzle 6a according to the invention. In this case, a second annular channel 20 is present, which is arranged around the annular gap 8 around. This annular channel 20 can essentially be designed to guide the compressor air or the air / fuel mixture to the nozzle inlet 28. The combustion air or the fuel / air mixture can serve for cooling particularly the radially outer wall of the insert tube 12. This is advantageous because the aspirated gases have a high temperature which otherwise could potentially damage the burner. The annular channel 20 may also be designed with heat transfer increasing measures. These may be, for example, dimples and / or wings or / and cooling fins, as well as convective or impingement cooling or other conventional cooling concepts in which the compressor air or the air / fuel mixture designed as cooling air is discharged into the reaction space 5. Thus, the compressor air or the air / fuel mixture is used to cool the hot gas components with simultaneous preheating.

Auch können die heißgasführenden Passagen, also insbesondere das Einsatzrohr 12 aus hochwertigen Werkstoffen z.B. aus keramischen oder Keramikenthaltigen Werkstoffen gefertigt sein, wobei die Werkstoffe noch beschichtet sein können.Also, the hot gas-carrying passages, so in particular the insert tube 12 made of high-quality materials, e.g. be made of ceramic or Keramikenthaltigen materials, the materials may still be coated.

Fig. 6 und Fig. 7 zeigen weitere Ausführungsbeispiele einer erfindungsgemäßen Düse 6b und 6c. Diese zeigen Düsen, welche insbesondere die statische Druckdifferenz zwischen der Brennkammer 16 bzw. dem Reaktionsraum 5 und der Fluidstrahlströmung 2 in Höhe der Einmischstelle erhöhen. Fig. 6 and Fig. 7 show further embodiments of a nozzle according to the invention 6b and 6c. These show nozzles, which in particular the static pressure difference between the combustion chamber 16 or increase the reaction space 5 and the fluid jet flow 2 in the amount of mixing point.

Fig. 6 zeigt dabei ein Einsatzrohr 12a, welches am stromaufwärtigen Ende eine Verdickung 15 aufweist. Die Verdickung 15 ist dabei abgerundet ausgeführt. Somit können vorteilhafterweise Umlenkverluste der Verdichterluft bzw. des Brennstoff/Luftgemisches im Ringkanal 20 vermieden werden. Fig. 6 shows an insert tube 12a, which has a thickening 15 at the upstream end. The thickening 15 is executed rounded. Thus, it is advantageously possible to avoid deflection losses of the compressor air or of the fuel / air mixture in the annular channel 20.

Auch kann die Verdickung 15 in Strömungsrichtung diffus 16 ausgebildet sein. Somit ergibt sich eine besonders effiziente Druckdifferenzerhöhung. Die Öffnungen 11 können dabei auch als Schlitze, welche ggf. schräg an gestellt sind, ausgeführt sein.Also, the thickening 15 may be formed diffusely 16 in the flow direction. This results in a particularly efficient pressure difference increase. The openings 11 can also be designed as slots, which are optionally provided obliquely to.

Fig. 7 weist eine Düse 6c auf, bei welcher das Einsatzrohr 12b fluidstromseitig in Strömungsrichtung diffus 21 ausgebildet ist. Auch hier ergibt sich eine besonders effiziente Druckdifferenzerhöhung. Fig. 7 has a nozzle 6c, in which the insert tube 12b is formed in the flow direction diffused 21 fluid flow side. Again, there is a particularly efficient pressure difference increase.

Mit der hier vorgestellten Erfindung wird somit eine verlässliche Zündung und damit eine verlässliche Stabilisierung des Gesamtbrenners gewährleistet. Dabei werden angesaugte Heißgase 4 über einen Ringspalt 8 um den eigentlichen Strahl, das heißt, dem Fluidstrahl 2 angesaugt, und innerhalb der Düse 6 diesem Strahl 2 beigemischt. Als treibende Kraft wird dabei die statische Druckdifferenz zwischen Brennkammer und Strahlströmung eingesetzt. Insbesondere ist bei Teillastbetrieb eine solche Stabilisierung wichtig.With the invention presented here thus a reliable ignition and thus a reliable stabilization of the entire burner is guaranteed. In this case, sucked hot gases 4 are sucked in through an annular gap 8 around the actual jet, that is to say the fluid jet 2, and admixed with this jet 2 within the nozzle 6. The driving force is the static pressure difference between the combustion chamber and the jet stream. In particular, at partial load operation such stabilization is important.

Claims (19)

Brenner einer Gasturbine, welcher einen Reaktionsraum (5) und mehrere in den Reaktionsraum (5) mündende Strahldüsen (6) umfasst, wobei mit den Strahldüsen (6) mittels eines Fluidstrahls (2) Fluid in den Reaktionsraum (5) eingedüst wird, wobei das Fluid im Reaktionsraum (5) zu Heißgas (4) verbrannt wird
dadurch gekennzeichnet, dass
bei mindestens einer Strahldüse (6, 6a, 6b, 6c) ein Ringspalt (8) vorhanden ist, der um den Fluidstrahl (2) angeordnet ist womit ein Teil des Heißgases (4) aus dem Reaktionsraum (5) angesaugt wird und entgegen der Fluidströmrichtung in den Ringspalt (8) einströmt und innerhalb der Strahldüse (6,6a, 6b, 6c) mit dem Fluidstrahl (2) vermischt wird.Burner of a gas turbine, which comprises a reaction space (5) and several in the reaction space (5) emanating jet nozzles (6), wherein the jet nozzles (6) by means of a fluid jet (2) fluid is injected into the reaction space (5), wherein the Fluid in the reaction chamber (5) is burned to hot gas (4)
characterized in that
at least one jet nozzle (6, 6a, 6b, 6c) an annular gap (8) is provided, which is arranged around the fluid jet (2) whereby a portion of the hot gas (4) from the reaction space (5) is sucked in and against the fluid flow direction flows into the annular gap (8) and within the jet nozzle (6,6a, 6b, 6c) with the fluid jet (2) is mixed. Brenner nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
der Ringspalt (8) mittels eines Einsatzrohres (12, 12a, 12b) gebildet ist.Burner according to claim 1,
characterized in that
the annular gap (8) is formed by means of an insert tube (12, 12a, 12b). Brenner nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Einsatzrohr (12, 12a, 12b) mindestens eine Öffnung (11) aufweist, um das Heißgas (4) in den Fluidstrahl (2) einzudüsen.Burner according to claim 2,
characterized in that
the insert tube (12, 12a, 12b) has at least one opening (11) for injecting the hot gas (4) into the fluid jet (2). Brenner nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, dass
die mindestens eine Öffnung (11) stromaufwärts des Austritts (22) angeordnet ist.Burner according to claim 3,
characterized in that
the at least one opening (11) is arranged upstream of the outlet (22). Brenner nach einem der Ansprüche 2-3,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Einsatzrohr (12b) fluidstromseitig in Strömungsrichtung diffus (21) ausgebildet ist.Burner according to one of claims 2-3,
characterized in that
the insert tube (12b) is formed in the direction of flow diffusely (21) on the fluid flow side. Brenner nach einem der Ansprüche 2-5,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Einsatzrohr (12a) am stromaufwärtigen Ende eine Verdickung (15) aufweist.Burner according to one of claims 2-5,
characterized in that
the insert tube (12a) has a thickening (15) at the upstream end. Brenner nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Verdickung (15) in Strömungsrichtung diffus (17) ausgebildet ist.Burner according to claim 6,
characterized in that
the thickening (15) in the flow direction diffused (17) is formed. Brenner nach einem der Ansprüche 2-7,
dadurch gekennzeichnet, dass
um das Einsatzrohr (12, 12a, 12b) ein zweiter Ringkanal (20) zur Führung von Verbrennungsluft und/oder Brennstoff vorgesehen ist.Burner according to one of claims 2-7,
characterized in that
around the insert tube (12, 12a, 12b) is provided a second annular channel (20) for guiding combustion air and / or fuel. Brenner nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet, dass
in dem zweiten Ringkanal (20) Mittel zur Erhöhung des Wärmeübergangs vorgesehen sind.Burner according to claim 8,
characterized in that
in the second annular channel (20) means are provided for increasing the heat transfer. Brenner nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet, dass
diese Mittel Dimpel und/oder Kühlrippen und/oder Wings sind.Burner according to claim 9,
characterized in that
these agents are dimpel and / or cooling fins and / or wings. Brenner nach einem der Ansprüche 8-10,
dadurch gekennzeichnet, dass
die durch den zweiten Ringkanal (20) strömende Luft und/oder Brennstoff das Einsatzrohr (12,12a, 12b) fluidabstromseitig kühlt.Burner according to one of claims 8-10,
characterized in that
the air and / or fuel flowing through the second annular channel (20) cools the insert tube (12, 12a, 12b) on the fluid downstream side. Brenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Strahldüse einen Düsenauslass (22) mit Durchmesser D aufweist.Burner according to one of the preceding claims,
characterized in that
the jet nozzle has a nozzle outlet (22) with diameter D. Brenner nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
der Düsenauslass (12) gegenüber dem Ringspalt (8) in Strömungsrichtung versetzt angeordnet ist.Burner according to claim 12,
characterized in that
the nozzle outlet (12) is offset relative to the annular gap (8) in the flow direction. Brenner nach Anspruch 13,
dadurch gekennzeichnet, dass
der Versatz (24) eine Länge von 0 mm-3x Durchmesser D umfasst.Burner according to claim 13,
characterized in that
the offset (24) comprises a length of 0 mm-3x diameter D. Brenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche 1-14, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluid Verdichterluft ist, welches mit Brennstoff vorgemischt, teilvorgemischt oder nicht-vorgemischt ist.Burner according to one of the preceding claims 1-14, characterized in that the fluid is compressor air, which is premixed with fuel, partially premixed or non-premixed. Verfahren zur Stabilisierung der Flamme eines Brenners einer Gasturbine, welcher einen Reaktionsraum (5) und mehrere in den Reaktionsraum (5) mündende Strahldüsen (6) umfasst, wobei mit den Strahldüsen (6) mittels einem Fluidstrahl (2) Fluid in den Reaktionsraum (5) eingedüst wird, wobei im Reaktionsraum (5) das Fluid verbrannt wird, wodurch ein Heißgas (4) entsteht,
dadurch gekennzeichnet, dass
bei mindestens einer Strahldüse (6) ein Ringspalt (8) vorhanden ist durch den das Heißgas (4) teilweise angesaugt wird und entgegen der Fluidströmrichtung in den Ringspalt (8) einströmt und innerhalb der Strahldüse (6) dem Fluidstrahl (2) beigemischt wird.Method for stabilizing the flame of a burner of a gas turbine, which comprises a reaction space (5) and a plurality of jet nozzles (6) opening into the reaction space (5), fluid being introduced into the reaction space (5) with the jet nozzles (6) by means of a fluid jet (2) ) is injected, wherein in the reaction chamber (5) the fluid is burned, whereby a hot gas (4) is formed,
characterized in that
at least one jet nozzle (6) an annular gap (8) is present through which the hot gas (4) is partially sucked and against the fluid flow direction in the annular gap (8) flows and within the jet nozzle (6) the fluid jet (2) is admixed. Verfahren nach Anspruch 16,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Fluid mit hoher Geschwindigkeit in den Reaktionsraum (5) einströmt.Method according to claim 16,
characterized in that
the fluid flows into the reaction space (5) at high speed. Verfahren nach einem der Ansprüche 16-17,
dadurch gekennzeichnet, dass
zwischen dem Reaktionsraum (5) und dem in den Reaktionsraum (5) strömenden Fluidstrahl (2) eine Druckdifferenz gebildet wird.Method according to one of claims 16-17,
characterized in that
a pressure difference is formed between the reaction space (5) and the fluid jet (2) flowing into the reaction space (5). Verfahren nach einem der Ansprüche 16-18,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Fluid bei Teillastbetrieb des Brenners aus einem Brennstoff/Verdichterluft Gemisch gebildet wird, und bei Volllast aus Verdichterluft, welches nur noch geringfügig oder gar keinen Brennstoffanteil aufweist.A method according to any one of claims 16-18.
characterized in that
the fluid is formed at partial load operation of the burner from a fuel / compressor air mixture, and at full load from compressor air, which has little or no fuel content.
EP09167055A 2009-08-03 2009-08-03 Stabilising of the flame of a burner Withdrawn EP2295858A1 (en)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09167055A EP2295858A1 (en) 2009-08-03 2009-08-03 Stabilising of the flame of a burner
US13/388,304 US9074762B2 (en) 2009-08-03 2010-08-02 Stabilizing the flame of a burner
PCT/EP2010/061201 WO2011015549A1 (en) 2009-08-03 2010-08-02 Stabilizing the flame of a burner
CN201080034454.0A CN102472485B (en) 2009-08-03 2010-08-02 Stabilizing the flame of a burner
RU2012108126/06A RU2533609C2 (en) 2009-08-03 2010-08-02 Burner flame stabilisation
EP10740607.6A EP2462379B1 (en) 2009-08-03 2010-08-02 Stabilising of the flame of a burner

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09167055A EP2295858A1 (en) 2009-08-03 2009-08-03 Stabilising of the flame of a burner

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2295858A1 true EP2295858A1 (en) 2011-03-16

Family

ID=41479366

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP09167055A Withdrawn EP2295858A1 (en) 2009-08-03 2009-08-03 Stabilising of the flame of a burner
EP10740607.6A Not-in-force EP2462379B1 (en) 2009-08-03 2010-08-02 Stabilising of the flame of a burner

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP10740607.6A Not-in-force EP2462379B1 (en) 2009-08-03 2010-08-02 Stabilising of the flame of a burner

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9074762B2 (en)
EP (2) EP2295858A1 (en)
CN (1) CN102472485B (en)
RU (1) RU2533609C2 (en)
WO (1) WO2011015549A1 (en)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140270731A1 (en) * 2013-03-12 2014-09-18 Applied Materials, Inc. Thermal management apparatus for solid state light source arrays
FR3018900B1 (en) * 2014-03-19 2016-04-15 Yahtec BURNER DEVICE WITH PRE GAS MIX
MX2016013095A (en) 2014-04-10 2017-01-26 Sofinter S P A Burner.
CN106895399A (en) * 2017-04-25 2017-06-27 武建斌 A kind of alcohol-based fuel boiler internal gasified combustion apparatus
CN109028043A (en) * 2018-06-28 2018-12-18 广州市艾欣能能源科技有限责任公司 A kind of energy-efficient boiler

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19505614A1 (en) * 1995-02-18 1996-08-22 Abb Management Ag Operating method for pre-mixing burner
EP1950494A1 (en) * 2007-01-29 2008-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber for a gas turbine

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2918117A (en) * 1956-10-04 1959-12-22 Petro Chem Process Company Inc Heavy fuel burner with combustion gas recirculating means
US3174526A (en) * 1960-08-23 1965-03-23 Linde Robert Albert Von Atomizing burner unit
BE795261A (en) * 1972-02-10 1973-05-29 Bailey Frank W BLUE FLAME RETENTION CANNON BURNERS AND HEAT EXCHANGER SYSTEMS
US3927958A (en) * 1974-10-29 1975-12-23 Gen Motors Corp Recirculating combustion apparatus
US4004875A (en) * 1975-01-23 1977-01-25 John Zink Company Low nox burner
DE3033988C2 (en) * 1980-09-10 1986-04-17 Karl-Friedrich Dipl.-Ing. Dipl.-Wirtsch.-Ing. 4100 Duisburg Schmid Gas burner with integrated burner head air cooling
DE3902601A1 (en) * 1989-01-28 1990-08-09 Buderus Heiztechnik Gmbh Forced-draught gas burner
RU2008559C1 (en) * 1991-04-15 1994-02-28 Шестаков Николай Сергеевич Method and device for burning gas
US5240409A (en) * 1992-04-10 1993-08-31 Institute Of Gas Technology Premixed fuel/air burners
US5350293A (en) * 1993-07-20 1994-09-27 Institute Of Gas Technology Method for two-stage combustion utilizing forced internal recirculation
RU2093750C1 (en) * 1995-03-09 1997-10-20 Самарский государственный технический университет Method and device for gas combustion
EP0911076A1 (en) * 1997-10-23 1999-04-28 Haldor Topsoe A/S Reformer furnace with internal recirculation
JP3924136B2 (en) 2001-06-27 2007-06-06 三菱重工業株式会社 Gas turbine combustor
DE10217913B4 (en) * 2002-04-23 2004-10-07 WS Wärmeprozesstechnik GmbH Gas turbine with combustion chamber for flameless oxidation
SE0202836D0 (en) * 2002-09-25 2002-09-25 Linde Ag Method and apparatus for heat treatment
CN100504174C (en) 2003-12-16 2009-06-24 株式会社日立制作所 Combustor for gas turbine
EP2372245A1 (en) * 2010-03-26 2011-10-05 Siemens Aktiengesellschaft Burner for stabilising the combustion of a gas turbine and method
CN103562507B (en) * 2012-05-25 2014-09-17 日野自动车株式会社 Burner for exhaust gas purification device

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19505614A1 (en) * 1995-02-18 1996-08-22 Abb Management Ag Operating method for pre-mixing burner
EP1950494A1 (en) * 2007-01-29 2008-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber for a gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
WO2011015549A1 (en) 2011-02-10
EP2462379B1 (en) 2016-03-30
CN102472485A (en) 2012-05-23
US20120186265A1 (en) 2012-07-26
US9074762B2 (en) 2015-07-07
EP2462379A1 (en) 2012-06-13
RU2533609C2 (en) 2014-11-20
CN102472485B (en) 2015-02-18
RU2012108126A (en) 2013-09-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2156095B1 (en) Swirling-free stabilising of the flame of a premix burner
DE102012100368B4 (en) combustor nozzle
DE102014117621A1 (en) Fuel injector with premix pilot nozzle
EP1754002B1 (en) Staged premix burner with an injector for liquid fuel
DE102010017779B4 (en) Radial inlet guide vanes for a burner
CH710573A2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine combustor.
DE102015122927A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
WO2010066516A2 (en) Fuel lance for a burner
DE102015122924A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
DE102010037412A1 (en) Dual fuel nozzle for a turbomachine
EP2462379B1 (en) Stabilising of the flame of a burner
WO2012016748A2 (en) Gas turbine combustion chamber
EP2409087A2 (en) Method for operating a burner and burner, in particular for a gas turbine
DE112014004655B4 (en) Fuel injector for a gas turbine
DE102014103021A1 (en) Diffusion combustor fuel nozzle for limiting NOX emissions
EP3301370B1 (en) Burner head, burner system and use of the burner system in a gas turbine combustor
EP3301371A1 (en) Combustion chamber system, use of a combustion chamber system with a connected turbine and method for performing a combustion process
EP2860453A1 (en) Premix burner for a gas turbine having a burner tip with internal impingement cooling
EP3926238B1 (en) Gas turbine module with combustion chamber air bypass
EP2808612A1 (en) Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection
DE102017118166A1 (en) Burner head, burner system and use of the burner system
EP2442030A1 (en) Axial stage for a burner with a stabilised jet
WO2023180320A1 (en) Nozzle assembly with a central fuel pipe that is sealed against an in-flow of air
WO2010081578A1 (en) Combustion chamber and gas turbine

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

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 HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA RS

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

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20110917