EP2808612A1 - Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection - Google Patents

Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection Download PDF

Info

Publication number
EP2808612A1
EP2808612A1 EP13170053.6A EP13170053A EP2808612A1 EP 2808612 A1 EP2808612 A1 EP 2808612A1 EP 13170053 A EP13170053 A EP 13170053A EP 2808612 A1 EP2808612 A1 EP 2808612A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
fuel
injector
flow direction
main flow
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Withdrawn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
EP13170053.6A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Christian Beck
Olga Deiss
Werner Dr. Krebs
Bernhard Dr. Wegner
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 EP13170053.6A priority Critical patent/EP2808612A1/en
Publication of EP2808612A1 publication Critical patent/EP2808612A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • 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
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings

Definitions

  • the present invention relates to a combustion chamber, in particular a tube combustion chamber, a gas turbine and a method for operating a combustion chamber of a gas turbine.
  • Modern gas turbines should meet the requirements in terms of pollutant emissions and environmental friendliness in a wide operating range. The fulfillment of these requirements depends essentially on the combustion system used in the gas turbine.
  • NOx nitrogen oxides
  • To reduce emissions of nitrogen oxides (NOx) lean premix is used.
  • high turbine inlet temperatures are sought to achieve a high efficiency, which are associated with high flame temperatures.
  • the aforementioned premixed flames are susceptible to thermoacoustic instabilities due to the high thermal power density and the NOx emissions increase exponentially with increasing flame temperature.
  • the "axial staging” combustion technology consists of a conventional burner that fires a primary combustion zone. This primary zone can in turn be internally graded like conventional burners and covers the load range up to today's firing temperatures. Downstream of the primary zone is followed by a secondary combustion zone. In this additional fuel is injected through an axially offset from the primary zone stage. This is then burned in a diffusion-like regime.
  • the fuel may be diluted with inert components (steam, nitrogen, carbon dioxide) to greatly lower the stoichiometric combustion temperature and thereby suppress NOx formation.
  • the distribution of the heat release over the entire available combustion chamber reduces the inclination of the combustion system to thermoacoustic instabilities.
  • the US 2011/0067402 A1 discloses a gas turbine with a combustion chamber having a dual stage combustion concept.
  • the combustor includes a combustor head end having a burner assembly, a combustor exit and a combustor wall, the combustor wall extending from the combustor head end to the combustor exit, and a primary zone and a secondary zone.
  • the secondary zone is located in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone.
  • injectors opening into the secondary zone are arranged, which form a second axial stage of the combustion system.
  • a second object is to provide a corresponding gas turbine.
  • a third object of the present invention is to provide an advantageous method for operating a combustion chamber or a gas turbine comprising a combustion chamber, which makes it possible to reduce emissions of nitrogen oxides and / or to reduce CO emissions.
  • the first object is achieved by a combustion chamber according to claim 1.
  • the second object is achieved by a gas turbine according to claim 13.
  • the third object is achieved by a method according to claim 14.
  • the dependent claims contain further advantageous embodiments of the invention.
  • the combustion chamber according to the invention comprises a longitudinal axis, a combustion chamber head end and a combustion chamber exit.
  • the combustion chamber further comprises a combustion chamber wall extending from the Combustor head end extends to the combustion chamber exit.
  • the combustion chamber according to the invention comprises a primary zone and a secondary zone.
  • the secondary zone is arranged in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone.
  • the combustion chamber comprises at least one injector for introducing a fuel-air mixture into the secondary zone.
  • the injector is arranged on the combustion chamber wall.
  • the injector also includes a flow channel with an outlet opening into the secondary zone (which can also be designated with an injection opening) with a central axis pointing in an inflow direction.
  • the combustion chamber also includes a fuel manifold which is fluidly connected to at least one nozzle that opens into the flow channel.
  • the fuel distributor may be connected to a plurality of nozzles and distribute fuel thereto.
  • the fuel distributor can supply all the injectors opening into the secondary zone with fuel.
  • the flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel at least in sections comprises at least one component which points counter to a main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.
  • component facing a main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber also includes the directions which are parallel to the main flow direction.
  • the main flow in the combustion chamber follows the course of the combustion chamber.
  • the combustion chamber may have a course deviating from a straight line from the combustion chamber head end to the combustion chamber exit. In these cases, a tangent to the flow path of the hot gases in the combustion chamber in the region of the injector is designated with the main flow direction.
  • a number of corresponding injectors are arranged on the combustion chamber wall in the region of the secondary zone be.
  • the combustion chamber may be, for example, a tube combustion chamber. At least one burner may be arranged at the end of the combustion chamber.
  • the primary zone is determined by the area in which the fuel supplied via the burner is primarily burned within the combustion chamber.
  • the secondary zone is characterized by the fact that in it the hot gas generated in the primary zone is further burned out as completely as possible.
  • the secondary zone can in principle be arranged at any desired position between the primary zone and the combustion chamber exit.
  • the airborne axial stage itself has several advantages. By premixing fuel and air outside the combustion chamber as with conventional burner technology, the resulting peak temperatures and thus NOx emissions can be reduced. Lower residence times in the secondary zone and turbine entry continue to result in lower overall NOx emissions. In addition, no additional media are needed, but an operation takes place only with the originating from the compressor outlet air, which are treated with fuel in the axial stage to a mixture. Therefore, the resulting system is robust and stable available.
  • the Airborne axial stage therefore equally serves to expand the operating range of the combustion system to lower and higher loads.
  • the inventive design of the injector allows a particularly good mixing of the fuel with the air, which is introduced into the secondary zone by means of the injector. This allows a reduction in emissions of nitrogen oxides (NOx) and low CO emissions.
  • NOx nitrogen oxides
  • By at least partially pointing with at least one component opposite to the main flow direction flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel also an inflow into the secondary zone can be realized, which is opposite to the main flow at least with a component.
  • the flow channel of the injector may, for example, have a straight course, wherein the center axis of the flow channel pointing in the inflow direction has a component opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber.
  • the emerging from the injector fuel-air mixture is thus introduced with an inflow into the secondary zone, which has a counter to the main flow direction facing component, whereby the introduced fuel-air mixture due to the strong shear flows particularly well with the main flow in the secondary zone mixed.
  • the flow channel can for example have a curved course, so that the fuel-air mixture in which injector initially flows with a component opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber in the flow channel and then through the curved course of the flow channel changes direction and leaves the flow channel with an inflow having a component in the main flow direction.
  • the flow channel may, for example, have a curved course, so that the fuel-air mixture in the injector first flows with a component in the direction of the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber in the flow channel and then changes the direction by the curved course of the flow channel and leaves the flow channel with an inflow direction, which has a component opposite to the main flow direction.
  • This allows a particularly long flow path in the injector and at the same time a particularly good mixing of the emerging from the flow channel fuel-air mixture with the main flow.
  • the combustion chamber wall comprises an outer surface. At least one injector may be disposed at least partially along the outer surface. This has the advantage that good utilization of the available installation space around the combustion chamber results in a large premix length in the injectors despite the compact design.
  • the at least one injector may comprise an outlet with a central axis pointing in the direction of flow.
  • the central axis can include an angle ⁇ 1 between 0 ° and 180 ° with the main flow direction in the combustion chamber at the position of the respective injector.
  • the fuel-air mixture can be introduced both in the opposite direction and in the main flow direction in the secondary zone.
  • the angle ⁇ 1 between 0 ° and 90 °, in particular between 20 ° and 70 ° be or between 90 ° to 180 °, in particular between 110 ° and 160 °. This corresponds to an inflow with a component in or against the main flow direction.
  • the angle ⁇ 1 between the center axis of the injector outlet and the main flow direction may be greater than 45 ° and less than 90 °, preferably less than 70 °, or less than 135 ° and greater than 90 °, preferably greater than 110 °.
  • the center axis of the injector outlet determines the inflow direction of the injected fuel-air mixture into the combustion chamber.
  • the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber is determined in particular by the burner axis and the geometry of the combustion chamber.
  • the main flow direction may be in the form of a curved curve extending from the burner to the combustion chamber exit.
  • the center axis of the injector outlet pointing in the inflow direction can enclose an angle ⁇ 2 between 0 ° and 180 ° with the longitudinal axis of the combustion chamber.
  • the angle ⁇ 2 is between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 °, which corresponds to an inflow in the main flow direction or between 90 ° and 180 °, preferably between 110 ° and 160 °, which is an inflow opposite to the main flow direction equivalent.
  • the angle ⁇ 2 is greater than 45 ° and less than 90 °, in particular less than 70 °, or less than 135 ° and greater than 90 °, in particular greater than 110 °, in order to achieve a favorable mixing of the introduced fuel-air Mixture with the mainstream to reach.
  • the turbine inlet profile can also be optimally optimized and a further improvement in terms of the overall machine can be achieved by reducing the necessary cooling air.
  • outlet of the flow channel has a center axis pointing in the inflow direction, which has at least one component opposite to the main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.
  • This embodiment of the invention introduces the fuel-air mixture with at least one component counter to the main flow direction and leads, especially at the angles specified in the previous sections, to a particularly good mixing with the main flow.
  • the fuel-air mixture in the flow channel at least in the region of the nozzle has a flow direction with at least one component opposite to the main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.
  • the fuel distributor may be arranged on the combustion chamber wall downstream of the at least one nozzle comprised by the injector with respect to the main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.
  • the advantageous embodiment of the invention may, for example, have a straight flow channel, which has a middle axis pointing in the inflow direction, which comprises a component opposite to the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber.
  • the flow channel may comprise a curved region, which is arranged, for example, outside the outer surface of the combustion chamber.
  • the curved region may serve to redirect the flow of the fuel-air mixture in the injector, for example opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber. This allows a particularly compact design of the injector.
  • the fuel distributor is an annular fuel distributor, which is arranged, for example, annularly around the combustion chamber wall.
  • the fuel distributor may be disposed on the outer surface of the combustion chamber wall.
  • the fuel manifold may be disposed downstream of the at least one injector and upstream of the combustor exit at the combustion chamber wall.
  • the fuel distributor may also be arranged upstream of the at least one injector on the combustion chamber wall.
  • the injectors may comprise a region arranged outside the combustion chamber, wherein the flow direction of the fuel-air mixture extends at least partially in or against the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber in the flow channel of the injector, for example in the region arranged outside the combustion chamber.
  • a number of injectors are arranged circumferentially on the combustion chamber wall.
  • the number of injectors can be distributed uniformly along the circumference of the combustion chamber wall.
  • a liner region may adjoin the primary zone in the main flow direction, followed by a transition region to the combustion chamber outlet.
  • at least one injector can be arranged in the liner region or at the upstream end region of the transition region.
  • the gas turbine according to the invention comprises a combustion chamber described above. It has the same characteristics and advantages as the combustion chamber described above.
  • the method according to the invention for operating a previously described combustion chamber or for operating a previously described gas turbine is characterized in that a fuel-air mixture is introduced through the at least one injector into a secondary zone of the combustion chamber arranged downstream of a primary zone, so that the fuel-air Mixture at least partially flows in the injector with a flow direction, which comprises at least one component opposite to the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber.
  • the method according to the invention has the same advantages as the combustion chamber according to the invention described above. In particular, with the aid of the fuel-air mixture introduced into the secondary zone, improved mixing of the fuel with the air, in particular with the main flow, and a reduction of emissions through a more uniform turbine inlet profile are achieved. Incidentally, reference is made to the advantages mentioned in connection with the combustion chamber according to the invention.
  • FIG. 1 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103 with a shaft 101, which is also referred to as a turbine runner.
  • an intake housing 104 a compressor 105, a combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • the annular combustion chamber 110 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example.
  • annular annular hot gas channel 111 for example.
  • turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.
  • Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings. As seen in the direction of flow of a working medium 113, in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115, a series 125 formed of rotor blades 120 follows.
  • the guide vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the moving blades 120 of a row 125 are attached to the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example.
  • air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104.
  • the compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
  • the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120.
  • the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • iron-, nickel- or cobalt-based superalloys are used as the material for the components, in particular for the turbine blade 120, 130 and components of the combustion chamber 110.
  • the FIG. 2 schematically shows a combustion chamber 110 of a gas turbine.
  • the combustion chamber 110 is designed, for example, as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of burners 107 arranged circumferentially about a rotation axis 102 open into a common combustion chamber space 154, which generate flames 156.
  • the combustion chamber 110 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the axis of rotation 102 around.
  • the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C to 1600 ° C.
  • the combustion chamber wall 153 is provided on its side facing the working medium M side with an inner lining formed from heat shield elements 155.
  • FIG. 3 schematically shows a part of a combustion chamber in a partially perspective and partially sectioned view.
  • the combustion chamber comprises a combustion chamber wall 1 and a combustion chamber outlet 6.
  • the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber during operation of the combustion chamber is indicated by an arrow 3.
  • the combustion chamber further comprises a primary zone 4, in which the fuel introduced from the burner into the combustion chamber is burned.
  • a secondary zone 5 adjoins the primary zone in the direction of flow 3.
  • the hot gas from the primary zone 4 is further burned off. This is done by additionally introducing a fuel-air mixture 14 in the secondary zone 5 by means of injectors. 8
  • the injectors 8 comprise an air supply 13 and an outlet 9 which opens into the secondary zone. Furthermore, a fuel nozzle 10 is arranged in the interior of each injector 8. The fuel nozzle 10 is connected to a fuel distributor 11, preferably an annular fuel distributor 11. With the help of the fuel nozzle 10 fuel is in the Injected inside the injector 8 and generated in this way inside the injector 8, a fuel-air mixture. The fuel-air mixture thus produced is then injected through the injector outlet or the injection opening 9 into the combustion chamber in the region of the secondary zone 5.
  • a liner region 7 and a transition region 25 which in the FIG. 3 are each designed as separate components.
  • a liner region 7 and a transition region 25 which in the FIG. 3 are each designed as separate components.
  • Between the primary zone 4 and the liner area 7 at least one sealing ring 12 is arranged. Furthermore, at least one sealing ring 12 is also arranged between the liner region 7 and the transitional component 25.
  • the injectors 8 are connected to the liner area 7.
  • the injector or injection ports 9 open in the region of the liner region 7 in the secondary zone 5 of the combustion chamber.
  • FIG. 4 shows a section of the already in the FIG. 3 partially shown combustion chamber in perspective and sectional view.
  • a fuel supply 15 is shown, which supplies the fuel distributor 11 with fuel.
  • FIG. 5 schematically shows a section of a combustion chamber according to the invention in a partially perspective, partially sectioned view. It shows the FIG. 5 a region of the secondary zone 5.
  • the main flow direction is indicated by the reference numeral 3.
  • annular fuel distributor 11 On the outer surface 32 of the combustion chamber, an annular fuel distributor 11 is arranged. A number of fuel nozzles 10, which are connected to the fuel distributor 11, respectively open into the flow channel 30 of the injector 8.
  • the fuel nozzle 10 includes fuel injector ports 36. Fuel is injected through the fuel injector ports 36 into one Eindüscardi 37 injected into the flow channel 30 in the interior of the injector 8.
  • the injector 8 comprises an air inlet 13.
  • a fuel nozzle 10 is arranged centrally in the flow channel of the injector 8 in the region of the air inlet 13 in the interior of the injector 8.
  • a fuel-air mixture is generated by injecting fuel by means of the fuel nozzle 10 in also introduced into the injector 8, the flow direction is designated by the reference numeral 35.
  • the fuel-air mixture is then introduced through the outlet 9 of the injector 8 into the combustion chamber of the combustion chamber in the region of the secondary zone 5.
  • the inflow direction 23 of the fuel-air mixture in the area of the outlet 9 of the injector 8 with the main flow direction 3 of the hot gas located in the combustion chamber encloses an angle ⁇ .
  • the center of the flow channel is indicated by a dot-dash line, wherein this line merges in the area of the outlet 9 into the center axis 2 of the outlet 9 pointing in the inflow direction 23.
  • the angle ⁇ has in the in the FIG. 5 example shown a value between 50 ° and 60 °.
  • the angle ⁇ can basically have a value between 0 ° and 180 °.
  • the fuel-air mixture is introduced with an inflow direction into the combustion chamber, which comprises a component in the main flow direction.
  • the fuel-air mixture is introduced with an inflow direction into the combustion chamber, which has a component opposite to the main flow direction 3.
  • the flow direction of the fuel-air mixture extends in the region of the inlet 33 of the injector 8, ie in the region of the air supply 13, parallel and opposite to the main flow direction 3 or to the central axis 34 of the combustion chamber.
  • the central axis 34 of the combustion chamber extends in the present embodiment parallel to the main flow direction 3.
  • the flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel 30 of the injector 8 initially runs counter to the main flow direction 3 and is then guided in a curved portion 31 of the injector 8 to the output 9 of the injector 8 that the fuel-air Mixture leaves the injector 8 at its outlet 9 in the inflow direction 23.
  • the facing in the direction of flow center axis 2 of the output 9 thus has a component in the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber.
  • FIG. 6 schematically shows a liner region 7 with a number of inventive injectors 8 in a perspective view.
  • the injectors 8 are arranged distributed uniformly in a ring along the circumference of the liner region 7.
  • the inflow of the fuel-air mixture takes place in an inflow direction 23, which comprises a component opposite to the main flow direction 3.
  • the angle ⁇ between the direction of flow in the center axis of the outputs of the flow channels of the injectors is in this case between 90 ° and 180 °, preferably between 110 ° and 160 °.
  • FIG. 7 schematically shows a section of a combustion chamber according to the invention in the region of the secondary zone 5 in a perspective and partially sectioned view.
  • the fuel nozzles 10 have a bent region. With the aid of the fuel nozzles 10, the fuel is introduced into the straight flow channel 30 of the injector 8.
  • the central axis 2 of the outlet 9 facing in the inflow direction 23 has a component opposite to the main flow direction 3.
  • the angle ⁇ between the center axis 2 of the injector outlet and the inflow direction 23 encloses an angle ⁇ with the main flow direction 3, which angle ⁇ in the FIG. 7 between 90 ° and 180 °, preferably between 110 ° and 160 °.
  • the inflow of the fuel-air mixture takes place So with a component opposite to the main flow direction. 3

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

Es wird eine Brennkammer mit einer Längsachse (34), einem Brennkammerkopfende, einem Brennkammerausgang, einer Brennkammerwand, die sich vom Brennkammerkopfende zum Brennkammerausgang erstreckt, einer Primärzone und einer Sekundärzone (5), die in Hauptströmungsrichtung (3) des Heißgases stromabwärts der Primärzone angeordnet ist, beschrieben. Dabei umfasst die Brennkammer mindestens einen in der Sekundärzone (5) an der Brennkammerwand angeordneten Injektor (8) zum Einbringen eines Brennstoff-Luft-Gemisches (23) in die Sekundärzone (5). Der Injektor (8) weist einen Strömungskanal (30) mit einem Ausgang (9) mit einer in eine Einströmrichtung (23) weisenden Mittelachse (2) auf. Die Brennkammer ermöglicht eine Reduzierung der Emissionen von Stickoxiden (NOx) und/oder niedrige CO-Emissionen. Hierzu umfasst die Strömungsrichtung (23) des Brennstoff-Luft-Gemisches (23) in dem Strömungskanal (30) zumindest abschnittsweise, optional auch am Ausgang, mindestens eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung (3) des in der Brennkammer strömenden Heißgases.There is provided a combustor having a longitudinal axis (34), a combustor head end, a combustor exit, a combustor wall extending from the combustor head end to the combustor exit, a primary zone, and a secondary zone (5) disposed in the main flow direction (3) of the hot gas downstream of the primary zone , described. In this case, the combustion chamber comprises at least one in the secondary zone (5) on the combustion chamber wall arranged injector (8) for introducing a fuel-air mixture (23) in the secondary zone (5). The injector (8) has a flow channel (30) with an outlet (9) with a central axis (2) pointing in an inflow direction (23). The combustion chamber allows a reduction in emissions of nitrogen oxides (NOx) and / or low CO emissions. For this purpose, the flow direction (23) of the fuel-air mixture (23) in the flow channel (30) at least in sections, optionally also at the output, at least one component opposite to the main flow direction (3) of the hot gas flowing in the combustion chamber.

Description

Gegenstand der ErfindungSubject of the invention

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Brennkammer, insbesondere eine Rohrbrennkammer, eine Gasturbine und ein Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer einer Gasturbine.The present invention relates to a combustion chamber, in particular a tube combustion chamber, a gas turbine and a method for operating a combustion chamber of a gas turbine.

Hintergrund der ErfindungBackground of the invention

Moderne Gasturbinen sollen in einem weiten Betriebsbereich den Anforderungen bezüglich Schadstoffemissionen und Umweltfreundlichkeit genügen. Die Erfüllung dieser Anforderungen hängt wesentlich von dem in der Gasturbine eingesetzten Verbrennungssystem ab. Zur Reduktion der Emissionen von Stickoxiden (NOx) wird magere Vormischung verwendet. Dabei werden zur Erzielung eines hohen Wirkungsgrades hohe Turbineneintrittstemperaturen angestrebt, die mit hohen Flammentemperaturen einhergehen. Hier sind die erwähnten Vormischflammen aufgrund der hohen thermischen Leistungsdichte anfällig für thermoakustische Instabilitäten und die NOx-Emissionen nehmen mit steigender Flammentemperatur exponentiell zu.Modern gas turbines should meet the requirements in terms of pollutant emissions and environmental friendliness in a wide operating range. The fulfillment of these requirements depends essentially on the combustion system used in the gas turbine. To reduce emissions of nitrogen oxides (NOx) lean premix is used. In this case, high turbine inlet temperatures are sought to achieve a high efficiency, which are associated with high flame temperatures. Here, the aforementioned premixed flames are susceptible to thermoacoustic instabilities due to the high thermal power density and the NOx emissions increase exponentially with increasing flame temperature.

Auf der anderen Seite ist ein Betrieb der Gasturbine bei möglichst niedrigen Lasten und Flammentemperaturen notwendig, um den Anforderungen der Kraftwerksbetreiber gerecht zu werden. Hier wird der Betriebsbereich nach unten hin durch die bei unvollständigem Ausbrand entstehenden Kohlenmonoxidemissionen (CO) begrenzt. Daher ist es wünschenswert, den Betriebsbereich des Verbrennungssystems in beide Richtungen zu erweitern.On the other hand, operation of the gas turbine at the lowest possible loads and flame temperatures is necessary to meet the requirements of power plant operators. Here, the operating range is limited at the bottom by the resulting incomplete burnout carbon monoxide (CO) emissions. Therefore, it is desirable to expand the operating range of the combustion system in both directions.

Zur Erweiterung des Betriebsbereiches bei bestehenden Verbrennungssystemen wurde beispielsweise durch brennerinterne Brennstoffstufung, effiziente Vormischeinrichtungen, Reduktion von Kühlluft oder gestufte Verbrennungskonzepte eine Optimierung des Systems für die heutigen Anforderungen vorgenommen. Die "axial staging" genannte Verbrennungstechnologie besteht aus einem konventionellen Brenner, der eine primäre Verbrennungszone befeuert. Diese Primärzone kann wiederum wie konventionelle Brenner intern gestuft sein und deckt den Lastbereich bis zu heutigen Feuerungstemperaturen ab. Stromab der Primärzone schließt sich eine sekundäre Verbrennungszone an. In diese wird durch eine axial gegenüber der Primärzone versetzte Stufe zusätzlicher Brennstoff eingedüst. Dieser wird dann in einem diffusionsartigen Regime verbrannt. Der Brennstoff kann mit Inertkomponenten (Dampf, Stickstoff, Kohlendioxid) verdünnt werden, um die stöchiometrische Verbrennungstemperatur stark abzusenken und damit die NOx-Bildung zu unterdrücken. Gleichzeitig wird durch die Verteilung der Wärmefreisetzung über den gesamten zur Verfügung stehenden Brennraum die Neigung des Verbrennungssystems zu thermoakustischen Instabilitäten verringert.In order to expand the operating range of existing combustion systems, an optimization has been achieved, for example, by burner-internal fuel staging, efficient premixing devices, reduction of cooling air or staged combustion concepts of the system for today's requirements. The "axial staging" combustion technology consists of a conventional burner that fires a primary combustion zone. This primary zone can in turn be internally graded like conventional burners and covers the load range up to today's firing temperatures. Downstream of the primary zone is followed by a secondary combustion zone. In this additional fuel is injected through an axially offset from the primary zone stage. This is then burned in a diffusion-like regime. The fuel may be diluted with inert components (steam, nitrogen, carbon dioxide) to greatly lower the stoichiometric combustion temperature and thereby suppress NOx formation. At the same time, the distribution of the heat release over the entire available combustion chamber reduces the inclination of the combustion system to thermoacoustic instabilities.

Die für einen sicheren Betrieb innerhalb der gewährleisteten Emissionsgrenzen benötigten Verdünnungsmedien müssen aus separaten Prozessen zur Verfügung gestellt werden, was zu etlichen Nachteilen führt. Erstens steigt die Komplexität des Gesamtkraftwerks im Sinne höherer Investitionskosten. Zweitens benötigen diese separaten Prozesse ihrerseits Energie, so dass der Gesamtwirkungsgrad beeinträchtigt wird. Drittens sinkt die Verfügbarkeit des Kraftwerkes, da diese Prozesse eine gewisse Ausfallswahrscheinlichkeit besitzen, welche zu der des konventionellen Kraftwerkes hinzugerechnet werden muss. Aus diesem Grund ist es auch bekannt, den Brennstoff in der zweiten axialen Stufe ohne Inertkomponenten in Form eines Luft/Brennstoff-Gemisches in die Sekundärzone einzubringen ("fuel only").The dilution media required for safe operation within the guaranteed emission limits must be made available from separate processes, which leads to several disadvantages. First, the complexity of the entire power plant increases in terms of higher investment costs. Second, these separate processes in turn require energy so that overall efficiency is compromised. Thirdly, the availability of the power plant decreases because these processes have a certain probability of failure, which must be added to that of the conventional power plant. For this reason, it is also known to introduce the fuel in the second axial stage without inert components in the form of an air / fuel mixture in the secondary zone ("fuel only").

Diesbezüglicher und weiterer Stand der Technik ist in DE 10 2006 053 679 A1 , US 6,418,725 B1 , die jeweils Rohrbrennkammern betreffen, und in den Dokumenten DE 42 32 383 A1 , US 2009/0084082 A1 , US 6,192,688 B1 , US 6,047,550 und US 6,868,676 B1 , die Ringbrennkammern betreffenden, beschrieben.This and other prior art is in DE 10 2006 053 679 A1 . US Pat. No. 6,418,725 B1 , which respectively concern tube combustion chambers, and in the documents DE 42 32 383 A1 . US 2009/0084082 A1 . US 6,192,688 B1 . US 6,047,550 and US 6,868,676 B1 describing annular combustion chambers.

Die US 2011/0067402 A1 offenbart eine Gasturbine mit einer Brennkammer, welche ein Verbrennungskonzept mit zwei Stufen aufweist. Die Brennkammer umfasst ein Brennkammerkopfende mit einer Brenneranordnung, einen Brennkammerausgang und eine Brennkammerwand, wobei die Brennkammerwand sich vom Brennkammerkopfende zum Brennkammerausgang erstreckt, sowie eine Primärzone und eine Sekundärzone. Die Sekundärzone ist in Hauptströmungsrichtung des Heißgases stromabwärts der Primärzone angeordnet. Entlang des Umfangs der Brennkammer sind in die Sekundärzone mündende Injektoren angeordnet, welche eine zweite axiale Stufe des Verbrennungssystems ausbilden.The US 2011/0067402 A1 discloses a gas turbine with a combustion chamber having a dual stage combustion concept. The combustor includes a combustor head end having a burner assembly, a combustor exit and a combustor wall, the combustor wall extending from the combustor head end to the combustor exit, and a primary zone and a secondary zone. The secondary zone is located in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone. Along the periphery of the combustion chamber injectors opening into the secondary zone are arranged, which form a second axial stage of the combustion system.

Beschreibung der ErfindungDescription of the invention

Es ist eine erste Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vorteilhafte Brennkammer zur Verfügung zu stellen, mit der eine Reduzierung der Emissionen von Stickoxiden (NOx) und/oder niedrige CO-Emissionen erreicht werden können. Eine zweite Aufgabe besteht darin, eine entsprechende Gasturbine zur Verfügung zu stellen. Eine dritte Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein vorteilhaftes Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer oder einer eine Brennkammer umfassenden Gasturbine zur Verfügung zu stellen, welches eine Reduktion der Emissionen von Stickoxiden und/oder eine Reduktion der CO-Emissionen ermöglicht.It is a first object of the present invention to provide an advantageous combustion chamber with which a reduction of the emissions of nitrogen oxides (NOx) and / or low CO emissions can be achieved. A second object is to provide a corresponding gas turbine. A third object of the present invention is to provide an advantageous method for operating a combustion chamber or a gas turbine comprising a combustion chamber, which makes it possible to reduce emissions of nitrogen oxides and / or to reduce CO emissions.

Die erste Aufgabe wird durch eine Brennkammer nach Anspruch 1 gelöst. Die zweite Aufgabe wird durch eine Gasturbine nach Anspruch 13 gelöst. Die dritte Aufgabe wird durch ein Verfahren nach Anspruch 14 gelöst. Die abhängigen Ansprüche enthalten weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.The first object is achieved by a combustion chamber according to claim 1. The second object is achieved by a gas turbine according to claim 13. The third object is achieved by a method according to claim 14. The dependent claims contain further advantageous embodiments of the invention.

Die erfindungsgemäße Brennkammer umfasst eine Längsachse, ein Brennkammerkopfende und einen Brennkammerausgang. Die Brennkammer umfasst weiterhin eine Brennkammerwand, die sich vom Brennkammerkopfende zum Brennkammerausgang erstreckt. Darüber hinaus umfasst die erfindungsgemäße Brennkammer eine Primärzone und eine Sekundärzone. Dabei ist die Sekundärzone in Hauptströmungsrichtung des Heißgases stromabwärts der Primärzone angeordnet. Die Brennkammer umfasst mindestens einen Injektor zum Einbringen eines Brennstoff-Luft-Gemisches in die Sekundärzone. Der Injektor ist an der Brennkammerwand angeordnet. Der Injektor umfasst zudem einen Strömungskanal mit einem in die Sekundärzone mündenden Ausgang (welcher auch mit Eindüsöffnung bezeichnet werden kann) mit einer in eine Einströmrichtung weisenden Mittelachse. Die Brennkammer umfasst auch einen Brennstoffverteiler, der mit mindestens einer Düse fluidisch verbunden ist, die in den Strömungskanal einmündet. Der Brennstoffverteiler kann beispielsweise mit mehreren Düsen (nozzles) verbunden sein und Brennstoff an diese verteilen. Beispielsweise kann der Brennstoffverteiler alle in die Sekundärzone mündenden Injektoren mit Brennstoff versorgen.The combustion chamber according to the invention comprises a longitudinal axis, a combustion chamber head end and a combustion chamber exit. The combustion chamber further comprises a combustion chamber wall extending from the Combustor head end extends to the combustion chamber exit. In addition, the combustion chamber according to the invention comprises a primary zone and a secondary zone. In this case, the secondary zone is arranged in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone. The combustion chamber comprises at least one injector for introducing a fuel-air mixture into the secondary zone. The injector is arranged on the combustion chamber wall. The injector also includes a flow channel with an outlet opening into the secondary zone (which can also be designated with an injection opening) with a central axis pointing in an inflow direction. The combustion chamber also includes a fuel manifold which is fluidly connected to at least one nozzle that opens into the flow channel. For example, the fuel distributor may be connected to a plurality of nozzles and distribute fuel thereto. For example, the fuel distributor can supply all the injectors opening into the secondary zone with fuel.

Erfindungsgemäß umfasst die Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches in dem Strömungskanal zumindest abschnittsweise mindestens eine Komponente, welche entgegen einer Hauptströmungsrichtung des in der Brennkammer strömenden Heißgases weist.According to the invention, the flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel at least in sections comprises at least one component which points counter to a main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.

Der Begriff "Komponente, welche entgegen einer Hauptströmungsrichtung des in der Brennkammer strömenden Heißgases weist" umfasst auch die Richtungen, welche parallel zur Hauptströmungsrichtung weisen. Die Hauptströmung in der Brennkammer folgt dem Verlauf der Brennkammer. Die Brennkammer kann vom Brennkammerkopfende bis zum Brennkammerausgang von einer Gerade abweichenden Verlauf aufweisen. In diesen Fällen sei mit Hauptströmungsrichtung eine Tangente an den Strömungspfad der Heißgase in der Brennkammer im Bereich des Injektors bezeichnet.The term "component facing a main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber" also includes the directions which are parallel to the main flow direction. The main flow in the combustion chamber follows the course of the combustion chamber. The combustion chamber may have a course deviating from a straight line from the combustion chamber head end to the combustion chamber exit. In these cases, a tangent to the flow path of the hot gases in the combustion chamber in the region of the injector is designated with the main flow direction.

Beispielsweise kann eine Anzahl entsprechender Injektoren an der Brennkammerwand im Bereich der Sekundärzone angeordnet sein. Durch die kombinierte Eindüsung von Luft und Brennstoff in die Sekundärzone wird eine sogenannte "luftgestützte Axialstufe" realisiert.For example, a number of corresponding injectors are arranged on the combustion chamber wall in the region of the secondary zone be. Through the combined injection of air and fuel into the secondary zone, a so-called "air-assisted axial stage" is realized.

Bei der Brennkammer kann es sich beispielsweise um eine Rohrbrennkammer handeln. An dem Brennkammerkopfende kann mindestens ein Brenner angeordnet sein.The combustion chamber may be, for example, a tube combustion chamber. At least one burner may be arranged at the end of the combustion chamber.

Grundsätzlich wird die Primärzone durch den Bereich bestimmt, in welchem innerhalb der Brennkammer der über den Brenner zugeführte Brennstoff primär verbrannt wird. Die Sekundärzone zeichnet sich dadurch aus, dass in ihr das in der Primärzone erzeugte Heißgas weiter, möglichst vollständig, ausgebrannt wird. Dabei kann die Sekundärzone grundsätzlich an jeder beliebigen Position zwischen der Primärzone und dem Brennkammerausgang angeordnet sein.In principle, the primary zone is determined by the area in which the fuel supplied via the burner is primarily burned within the combustion chamber. The secondary zone is characterized by the fact that in it the hot gas generated in the primary zone is further burned out as completely as possible. In this case, the secondary zone can in principle be arranged at any desired position between the primary zone and the combustion chamber exit.

Die luftgestützte Axialstufe an sich hat bereits mehrere Vorteile. Durch ein Vormischen von Brennstoff und Luft außerhalb des Brennraums wie bei konventioneller Brennertechnologie können die entstehenden Spitzentemperaturen und damit die NOx-Emissionen verringert werden. Durch die niedrigeren Verweilzeiten in der Sekundärzone und bis zum Turbineneintritt ergeben sich weiterhin niedrigere Gesamt-NOx-Emissionen. Es werden zudem keine zusätzlichen Medien benötigt, sondern ein Betrieb erfolgt nur mit der vom Verdichteraustritt stammenden Luft, welche mit Brennstoff in der axialen Stufe zu einem Gemisch aufbereitet werden. Daher ist das entstehende System robust und stabil verfügbar.The airborne axial stage itself has several advantages. By premixing fuel and air outside the combustion chamber as with conventional burner technology, the resulting peak temperatures and thus NOx emissions can be reduced. Lower residence times in the secondary zone and turbine entry continue to result in lower overall NOx emissions. In addition, no additional media are needed, but an operation takes place only with the originating from the compressor outlet air, which are treated with fuel in the axial stage to a mixture. Therefore, the resulting system is robust and stable available.

Weiterhin kann durch eine geeignete Fahrweise die Beaufschlagung der Axialstufe mit Brennstoff erst bei relativ hohen Lasten erfolgen. Bei niedrigeren Lasten wird die Brennstoffzufuhr zur axialen Stufe komplett abgeschaltet und diese verhält sich dann wie ein Luftbypass. Dadurch kann die Primärzone selbst bei sehr tiefen Lasten mit einer hohen lokalen Flammentemperatur betrieben werden, welche für einen guten Ausbrand und entsprechend niedrige CO-Emissionen sorgt. Die luftgestützte Axialstufe dient daher gleichermaßen einer Erweiterung des Betriebsbereiches des Verbrennungssystems zu niedrigeren und höheren Lasten.Furthermore, can be done by a suitable driving the admission of the axial stage with fuel only at relatively high loads. At lower loads, the fuel supply to the axial stage is completely shut off and then behaves like an air bypass. This allows the primary zone to operate at very low loads with a high local flame temperature, which ensures good burnout and low CO emissions. The Airborne axial stage therefore equally serves to expand the operating range of the combustion system to lower and higher loads.

Die erfindungsgemäße Ausgestaltung des Injektors ermöglicht eine besonders gute Vermischung des Brennstoffs mit der Luft, welcher in die Sekundärzone mittels des Injektors eingeleitet wird. Dies ermöglicht eine Reduzierung der Emissionen von Stickoxiden (NOx) und niedrige CO-Emissionen. Durch die zumindest abschnittsweise entgegen der Hauptströmungsrichtung mit mindestens einer Komponente weisende Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches in dem Strömungskanal des Injektors kann beispielsweise auf kompaktem Raum ein längerer Strömungskanal des Injektors realisiert werden. Dies ermöglicht eine stärkere Vermischung des Brennstoffs mit der Luft innerhalb des Injektors. Durch die zumindest abschnittsweise mit mindestens einer Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung weisenden Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches in dem Strömungskanal kann zudem eine Einströmrichtung in die Sekundärzone realisiert werden, welche der Hauptströmung zumindest mit einer Komponente entgegengesetzt ist. Aufgrund der dadurch auftretenden starken Scherströmung wird eine besonders gute Vermischung des Brennstoffs mit der Luft der Hauptströmung realisiert. Erfindungsgemäß kann der Strömungskanal des Injektors beispielsweise einen geraden Verlauf aufweisen, wobei die in Einströmrichtung weisende Mittelachse des Strömungskanals eine Komponente entgegengesetzt zur Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer aufweist. Das aus dem Injektor austretende Brennstoff-Luft-Gemisch wird somit mit einer Einströmrichtung in die Sekundärzone eingeleitet, welche eine entgegen der Hauptströmungsrichtung weisende Komponente aufweist, wodurch sich das eingeleitete Brennstoff-Luft-Gemisch aufgrund der starken Scherströmungen besonders gut mit der Hauptströmung in der Sekundärzone mischt.The inventive design of the injector allows a particularly good mixing of the fuel with the air, which is introduced into the secondary zone by means of the injector. This allows a reduction in emissions of nitrogen oxides (NOx) and low CO emissions. By at least partially opposite to the main flow direction with at least one component pointing flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel of the injector, for example, a longer flow channel of the injector can be realized in a compact space. This allows for a greater mixing of the fuel with the air within the injector. By at least partially pointing with at least one component opposite to the main flow direction flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel also an inflow into the secondary zone can be realized, which is opposite to the main flow at least with a component. Due to the strong shear flow occurring thereby, a particularly good mixing of the fuel with the air of the main flow is realized. According to the invention, the flow channel of the injector may, for example, have a straight course, wherein the center axis of the flow channel pointing in the inflow direction has a component opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber. The emerging from the injector fuel-air mixture is thus introduced with an inflow into the secondary zone, which has a counter to the main flow direction facing component, whereby the introduced fuel-air mixture due to the strong shear flows particularly well with the main flow in the secondary zone mixed.

Erfindungsgemäß kann der Strömungskanal beispielsweise einen gekrümmten Verlauf aufweisen, so dass das Brennstoff-Luft-Gemisch in dem Injektor zunächst mit einer Komponente entgegengesetzt der Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer in dem Strömungskanal strömt und sodann durch den gekrümmten Verlauf des Strömungskanals die Richtung ändert und den Strömungskanal mit einer Einströmrichtung verlässt, welche eine Komponente in Hauptströmungsrichtung aufweist. Dies ermöglicht einen besonders langen Strömungsweg in dem Injektor und damit eine besonders gute Vormischung des Brennstoff-Luft-Gemisches vor Eintritt in die Sekundärzone.According to the invention, the flow channel can for example have a curved course, so that the fuel-air mixture in which injector initially flows with a component opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber in the flow channel and then through the curved course of the flow channel changes direction and leaves the flow channel with an inflow having a component in the main flow direction. This allows a particularly long flow path in the injector and thus a particularly good premixing of the fuel-air mixture before entering the secondary zone.

Erfindungsgemäß kann der Strömungskanal beispielsweise einen gekrümmten Verlauf aufweisen, so dass das Brennstoff-Luft-Gemisch in dem Injektor zunächst mit einer Komponente in Richtung der Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer in dem Strömungskanal strömt und sodann durch den gekrümmten Verlauf des Strömungskanals die Richtung ändert und den Strömungskanal mit einer Einströmrichtung verlässt, welche eine Komponente entgegengesetzt zur Hauptströmungsrichtung aufweist. Dies ermöglicht einen besonders langen Strömungsweg in dem Injektor und gleichzeitig eine besonders gute Vermischung des aus dem Strömungskanal austretenden Brennstoff-Luft-Gemisches mit der Hauptströmung.According to the invention, the flow channel may, for example, have a curved course, so that the fuel-air mixture in the injector first flows with a component in the direction of the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber in the flow channel and then changes the direction by the curved course of the flow channel and leaves the flow channel with an inflow direction, which has a component opposite to the main flow direction. This allows a particularly long flow path in the injector and at the same time a particularly good mixing of the emerging from the flow channel fuel-air mixture with the main flow.

Die Brennkammerwand umfasst eine äußere Oberfläche. Mindestens ein Injektor kann zumindest teilweise entlang der äußeren Oberfläche angeordnet sein. Dies hat den Vorteil, dass sich durch gute Ausnutzung des zur Verfügung stehenden Bauraums um die Brennkammer eine große Vormischlänge in den Injektoren trotz kompakter Bauweise ergibt.The combustion chamber wall comprises an outer surface. At least one injector may be disposed at least partially along the outer surface. This has the advantage that good utilization of the available installation space around the combustion chamber results in a large premix length in the injectors despite the compact design.

Vorteilhafterweise kann der mindestens eine Injektor einen Ausgang mit einer in Einströmrichtung weisenden Mittelachse umfassen. Dabei kann die Mittelachse einen Winkel α1 zwischen 0° und 180° mit der Hauptströmungsrichtung in der Brennkammer an der Position des jeweiligen Injektors einschließen. Dies bedeutet, dass das Brennstoff-Luft-Gemisch sowohl entgegen als auch in Hauptströmungsrichtung in die Sekundärzone eingebracht werden kann. Vorteilhafterweise kann der Winkel α1 zwischen 0° und 90°, insbesondere zwischen 20° und 70°, betragen bzw. zwischen 90° bis 180°, insbesondere zwischen 110° und 160° betragen. Dies entspricht einer Einströmung mit einer Komponente in bzw. gegen die Hauptströmungsrichtung. Vorteilhafterweise kann der Winkel α1 zwischen der Mittelachse des Injektorausgangs und der Hauptströmungsrichtung größer als 45° und kleiner als 90°, vorzugsweise kleiner als 70°, sein bzw. kleiner als 135° und größer als 90°, vorzugsweise größer als 110°. Dadurch wird eine gute Durchmischung mit der Hauptströmung erreicht, insbesondere bei den Einströmungen mit einer Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung.Advantageously, the at least one injector may comprise an outlet with a central axis pointing in the direction of flow. In this case, the central axis can include an angle α 1 between 0 ° and 180 ° with the main flow direction in the combustion chamber at the position of the respective injector. This means that the fuel-air mixture can be introduced both in the opposite direction and in the main flow direction in the secondary zone. Advantageously, the angle α 1 between 0 ° and 90 °, in particular between 20 ° and 70 °, be or between 90 ° to 180 °, in particular between 110 ° and 160 °. This corresponds to an inflow with a component in or against the main flow direction. Advantageously, the angle α 1 between the center axis of the injector outlet and the main flow direction may be greater than 45 ° and less than 90 °, preferably less than 70 °, or less than 135 ° and greater than 90 °, preferably greater than 110 °. As a result, good mixing with the main flow is achieved, in particular in the inflows with a component counter to the main flow direction.

Grundsätzlich bestimmt die Mittelachse des Injektorausgangs die Einströmrichtung des injizierten Brennstoff-Luft-Gemisches in die Brennkammer. Die Hauptströmungsrichtung des Heißgases in der Brennkammer wird insbesondere durch die Brennerachse und die Geometrie der Brennkammer bestimmt. Die Hauptströmungsrichtung kann dabei die Form einer gekrümmten Kurve haben, die vom Brenner zum Brennkammerausgang verläuft.In principle, the center axis of the injector outlet determines the inflow direction of the injected fuel-air mixture into the combustion chamber. The main flow direction of the hot gas in the combustion chamber is determined in particular by the burner axis and the geometry of the combustion chamber. The main flow direction may be in the form of a curved curve extending from the burner to the combustion chamber exit.

Vorteilhafterweise kann die in Einströmrichtung weisende Mittelachse des Injektorausganges einen Winkel α2 zwischen 0° und 180° mit der Längsachse der Brennkammer einschließen. Vorzugsweise liegt der Winkel α2 zwischen 0° und 90°, vorzugsweise zwischen 20° und 70°, was einer Einströmung in Hauptströmungsrichtung entspricht bzw. zwischen 90° und 180°, vorzugsweise zwischen 110° und 160°, was einer Einströmung entgegengesetzt zur Hauptströmungsrichtung entspricht. Vorteilhafterweise ist der Winkel α2 größer als 45° und kleiner als 90°, insbesondere kleiner als 70°, bzw. kleiner als 135° und größer als 90°, insbesondere größer als 110°, um eine günstige Durchmischung des eingebrachten Brennstoff-Luft-Gemisches mit der Hauptströmung zu erreichen.Advantageously, the center axis of the injector outlet pointing in the inflow direction can enclose an angle α 2 between 0 ° and 180 ° with the longitudinal axis of the combustion chamber. Preferably, the angle α 2 is between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 °, which corresponds to an inflow in the main flow direction or between 90 ° and 180 °, preferably between 110 ° and 160 °, which is an inflow opposite to the main flow direction equivalent. Advantageously, the angle α 2 is greater than 45 ° and less than 90 °, in particular less than 70 °, or less than 135 ° and greater than 90 °, in particular greater than 110 °, in order to achieve a favorable mixing of the introduced fuel-air Mixture with the mainstream to reach.

Durch eine geeignete Wahl des Winkels α2 oder α1 kann durch starke Scherung und Induzieren von Sekundärströmung im Nachlauf des Injektors eine bessere Durchmischung der Hauptströmung erzielt werden, sowohl bezüglich der großskaligen Mischung als auch bezüglich der kleinskaligen Mischung. Infolge kann auch das Turbineneintrittsprofil gezielt optimiert werden und so durch Reduktion der notwendigen Kühlluft eine weitere Verbesserung in Bezug auf die Gesamtmaschine erreicht werden.By a suitable choice of the angle α 2 or α 1 can be achieved by strong shearing and inducing secondary flow in the wake of the injector better mixing of the main flow, both with respect to the large-scale mixture as well as regarding the small-scale mixture. As a result, the turbine inlet profile can also be optimally optimized and a further improvement in terms of the overall machine can be achieved by reducing the necessary cooling air.

Es kann als besonders vorteilhaft angesehen werden, wenn der Ausgang des Strömungskanals eine in Einströmrichtung weisende Mittelachse aufweist, welche mindestens eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung des in der Brennkammer strömenden Heißgases aufweist.It can be regarded as particularly advantageous if the outlet of the flow channel has a center axis pointing in the inflow direction, which has at least one component opposite to the main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.

Diese Ausgestaltung der Erfindung leitet das Brennstoff-Luft-Gemisch mit mindestens einer Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung ein und führt, insbesondere bei den in den vorherigen Abschnitten angegebenen Winkeln, zu einer besonders guten Durchmischung mit der Hauptströmung.This embodiment of the invention introduces the fuel-air mixture with at least one component counter to the main flow direction and leads, especially at the angles specified in the previous sections, to a particularly good mixing with the main flow.

Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass das Brennstoff-Luft-Gemisch in dem Strömungskanal zumindest im Bereich der Düse eine Strömungsrichtung mit mindestens einer Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung des in der Brennkammer strömenden Heißgases aufweist.It may also be considered advantageous that the fuel-air mixture in the flow channel at least in the region of the nozzle has a flow direction with at least one component opposite to the main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.

Hierzu kann beispielsweise der Brennstoffverteiler in Bezug auf die Hauptströmungsrichtung des in der Brennkammer strömenden Heißgases stromab der mindestens einen von dem Injektor umfassten Düse an der Brennkammerwand angeordnet sein.For this purpose, for example, the fuel distributor may be arranged on the combustion chamber wall downstream of the at least one nozzle comprised by the injector with respect to the main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber.

Die vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung kann beispielsweise einen geraden Strömungskanal aufweisen, welcher eine in Einströmrichtung weisende Mittelache aufweist, die eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung des Heißgases in der Brennkammer umfasst.The advantageous embodiment of the invention may, for example, have a straight flow channel, which has a middle axis pointing in the inflow direction, which comprises a component opposite to the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber.

Vorteilhafterweise kann der Strömungskanal einen gekrümmten Bereich umfassen, der beispielsweise außerhalb der äußeren Oberfläche der Brennkammer angeordnet ist.Advantageously, the flow channel may comprise a curved region, which is arranged, for example, outside the outer surface of the combustion chamber.

Der gekrümmte Bereich kann zum Umlenken der Strömung des Brennstoff-Luft-Gemisches im Injektor, beispielsweise entgegengesetzt zur Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer, dienen. Dies ermöglicht einen besonders kompakten Aufbau des Injektors.The curved region may serve to redirect the flow of the fuel-air mixture in the injector, for example opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber. This allows a particularly compact design of the injector.

Vorzugsweise handelt es sich bei dem Brennstoffverteiler um einen ringförmigen Brennstoffverteiler, der beispielsweise ringförmig um die Brennkammerwand herum angeordnet ist. Der Brennstoffverteiler kann an der äußeren Oberfläche der Brennkammerwand angeordnet sein. Zum Beispiel kann der Brennstoffverteiler in Bezug auf eine Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer stromab des mindestens einen Injektors und stromauf dem Brennkammerausgang an der Brennkammerwand angeordnet sein. Alternativ dazu kann der Brennstoffverteiler auch stromauf des mindestens einen Injektors an der Brennkammerwand angeordnet sein.Preferably, the fuel distributor is an annular fuel distributor, which is arranged, for example, annularly around the combustion chamber wall. The fuel distributor may be disposed on the outer surface of the combustion chamber wall. For example, with respect to a main flow direction of the hot gases in the combustion chamber, the fuel manifold may be disposed downstream of the at least one injector and upstream of the combustor exit at the combustion chamber wall. Alternatively, the fuel distributor may also be arranged upstream of the at least one injector on the combustion chamber wall.

Grundsätzlich können die Injektoren einen außerhalb der Brennkammer angeordneten Bereich umfassen, wobei die Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches zumindest abschnittsweise in oder entgegen der Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer in dem Strömungskanals des Injektors verläuft, beispielsweise in dem außerhalb der Brennkammer angeordneten Bereich.In principle, the injectors may comprise a region arranged outside the combustion chamber, wherein the flow direction of the fuel-air mixture extends at least partially in or against the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber in the flow channel of the injector, for example in the region arranged outside the combustion chamber.

Vorzugsweise ist eine Anzahl Injektoren umlaufend an der Brennkammerwand angeordnet. Dabei kann die Anzahl Injektoren gleichmäßig verteilt entlang des Umfangs der Brennkammerwand angeordnet sein.Preferably, a number of injectors are arranged circumferentially on the combustion chamber wall. The number of injectors can be distributed uniformly along the circumference of the combustion chamber wall.

Grundsätzlich kann sich in Hauptströmungsrichtung an die Primärzone ein Liner-Bereich anschließen, an den sich ein Übergangsbereich zum Brennkammerausgang anschließt. Dabei kann mindestens ein Injektor in dem Liner-Bereich oder an dem stromauf gelegenen Endbereich des Übergangsbereichs angeordnet sein.In principle, a liner region may adjoin the primary zone in the main flow direction, followed by a transition region to the combustion chamber outlet. In this case, at least one injector can be arranged in the liner region or at the upstream end region of the transition region.

Die erfindungsgemäße Gasturbine umfasst eine zuvor beschriebene Brennkammer. Sie hat dieselben Eigenschaften und Vorteile wie die zuvor beschriebene Brennkammer.The gas turbine according to the invention comprises a combustion chamber described above. It has the same characteristics and advantages as the combustion chamber described above.

Das erfindungsgemäße Verfahren zum Betrieb einer zuvor beschriebenen Brennkammer oder zum Betrieb einer zuvor beschriebenen Gasturbine ist dadurch gekennzeichnet, dass ein Brennstoff-Luft-Gemisch durch den mindestens einen Injektor in eine stromab einer Primärzone angeordnete Sekundärzone der Brennkammer eingebracht wird, so dass das Brennstoff-Luft-Gemisch zumindest abschnittsweise in dem Injektor mit einer Strömungsrichtung strömt, welche mindestens eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung des Heißgases in der Brennkammer umfasst. Das erfindungsgemäße Verfahren hat dieselben Vorteile wie die zuvor beschriebene erfindungsgemäße Brennkammer. Insbesondere werden mit Hilfe des in die Sekundärzone eingebrachten Brennstoff-Luft-Gemisches eine verbesserte Durchmischung des Brennstoffs mit der Luft, insbesondere mit der Hauptströmung und eine Senkung von Emissionen durch ein gleichmäßigeres Turbineneintrittsprofil erreicht. Im Übrigen wird auf die im Zusammenhang mit der erfindungsgemäßen Brennkammer genannten Vorteile verwiesen.The method according to the invention for operating a previously described combustion chamber or for operating a previously described gas turbine is characterized in that a fuel-air mixture is introduced through the at least one injector into a secondary zone of the combustion chamber arranged downstream of a primary zone, so that the fuel-air Mixture at least partially flows in the injector with a flow direction, which comprises at least one component opposite to the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber. The method according to the invention has the same advantages as the combustion chamber according to the invention described above. In particular, with the aid of the fuel-air mixture introduced into the secondary zone, improved mixing of the fuel with the air, in particular with the main flow, and a reduction of emissions through a more uniform turbine inlet profile are achieved. Incidentally, reference is made to the advantages mentioned in connection with the combustion chamber according to the invention.

Beschreibung der AusführungsbeispieleDescription of the embodiments

Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren näher beschrieben. Die Ausführungsbeispiele schränken den durch die Patentansprüche bestimmten Schutzbereich der vorliegenden Erfindung nicht ein. Alle beschriebenen Merkmale sind dabei sowohl einzeln als auch in beliebiger Kombination miteinander vorteilhaft.

Figur 1
zeigt beispielhaft eine Gasturbine in einem Längsteilschnitt;
Figur 2
zeigt schematisch eine Brennkammer einer Gasturbine;
Figur 3
zeigt schematisch einen Teil einer Brennkammer in einer teilweise perspektivischen und teilweise geschnittenen Ansicht;
Figur 4
zeigt einen Ausschnitt der bereits in der Figur 3 teilweise gezeigten Brennkammer in perspektivischer und geschnittener Ansicht;
Figur 5
zeigt schematisch einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Brennkammer in teilweise perspektivischer, teilweise geschnittener Ansicht;
Figur 6
zeigt schematisch einen Liner-Bereich mit einer Anzahl Injektoren in perspektivischer Ansicht;
Figur 7
zeigt schematisch einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Brennkammer im Bereich der Sekundärzone in perspektivischer und teilweise geschnittener Ansicht.
Further features, properties and advantages of the present invention will be described in more detail below with reference to exemplary embodiments with reference to the accompanying figures. The embodiments do not limit the scope of the present invention as defined by the claims. All features described are advantageous both individually and in any combination with each other.
FIG. 1
shows by way of example a gas turbine in a longitudinal partial section;
FIG. 2
schematically shows a combustion chamber of a gas turbine;
FIG. 3
schematically shows a part of a combustion chamber in a partially perspective and partially sectioned view;
FIG. 4
shows a section of the already in the FIG. 3 partially shown combustion chamber in perspective and sectional view;
FIG. 5
schematically shows a section of a combustion chamber according to the invention in a partially perspective, partially sectioned view;
FIG. 6
schematically shows a liner area with a number of injectors in perspective view;
FIG. 7
schematically shows a section of a combustion chamber according to the invention in the region of the secondary zone in a perspective and partially sectioned view.

Die Figur 1 zeigt beispielhaft eine Gasturbine 100 in einem Längsteilschnitt. Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 102 drehgelagerten Rotor 103 mit einer Welle 101 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird.The FIG. 1 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section. The gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103 with a shaft 101, which is also referred to as a turbine runner.

Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 104, ein Verdichter 105, eine Brennkammer 110, insbesondere Ringbrennkammer, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109.Along the rotor 103 follow one another an intake housing 104, a compressor 105, a combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th

Die Ringbrennkammer 110 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 112 die Turbine 108.The annular combustion chamber 110 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example. There, for example, four turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.

Jede Turbinenstufe 112 ist beispielsweise aus zwei Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125.Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings. As seen in the direction of flow of a working medium 113, in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115, a series 125 formed of rotor blades 120 follows.

Die Leitschaufeln 130 sind dabei an einem Innengehäuse 138 eines Stators 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind.The guide vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the moving blades 120 of a row 125 are attached to the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example.

An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt).Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown).

Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und verdichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 bereitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 geführt und dort mit einem Brennmittel vermischt. Das Gemisch wird dann unter Bildung des Arbeitsmediums 113 in der Brennkammer 110 verbrannt. Von dort aus strömt das Arbeitsmedium 113 entlang des Heißgaskanals 111 vorbei an den Leitschaufeln 130 und den Laufschaufeln 120. An den Laufschaufeln 120 entspannt sich das Arbeitsmedium 113 impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 120 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine.During operation of the gas turbine 100, air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104. The compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel. The mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110. From there, the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120. On the rotor blades 120, the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.

Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen während des Betriebes der Gasturbine 100 thermischen Belastungen.The components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.

Als Material für die Bauteile, insbesondere für die Turbinenschaufel 120, 130 und Bauteile der Brennkammer 110 werden beispielsweise eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Superlegierungen verwendet.As the material for the components, in particular for the turbine blade 120, 130 and components of the combustion chamber 110, for example, iron-, nickel- or cobalt-based superalloys are used.

Die Figur 2 zeigt schematisch eine Brennkammer 110 einer Gasturbine. Die Brennkammer 110 ist beispielsweise als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um eine Rotationsachse 102 herum angeordneten Brennern 107 in einen gemeinsamen Brennkammerraum 154 münden, die Flammen 156 erzeugen. Dazu ist die Brennkammer 110 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Rotationsachse 102 herum positioniert ist.The FIG. 2 schematically shows a combustion chamber 110 of a gas turbine. The combustion chamber 110 is designed, for example, as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of burners 107 arranged circumferentially about a rotation axis 102 open into a common combustion chamber space 154, which generate flames 156. For this purpose, the combustion chamber 110 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the axis of rotation 102 around.

Zur Erzielung eines vergleichsweise hohen Wirkungsgrades ist die Brennkammer 110 für eine vergleichsweise hohe Temperatur des Arbeitsmediums M von etwa 1000°C bis 1600°C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebsparametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermöglichen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsmedium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen.To achieve a comparatively high efficiency, the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C to 1600 ° C. In order to enable a comparatively long service life even with these, for the materials unfavorable operating parameters, the combustion chamber wall 153 is provided on its side facing the working medium M side with an inner lining formed from heat shield elements 155.

Die Figur 3 zeigt schematisch einen Teil einer Brennkammer in einer teilweise perspektivischen und teilweise geschnittenen Ansicht. Die Brennkammer umfasst eine Brennkammerwand 1 und einen Brennkammerausgang 6. Die Hauptströmungsrichtung des Heißgases in der Brennkammer während des Betriebs der Brennkammer ist durch einen Pfeil 3 gekennzeichnet.The FIG. 3 schematically shows a part of a combustion chamber in a partially perspective and partially sectioned view. The combustion chamber comprises a combustion chamber wall 1 and a combustion chamber outlet 6. The main flow direction of the hot gas in the combustion chamber during operation of the combustion chamber is indicated by an arrow 3.

Die Brennkammer umfasst weiterhin eine Primärzone 4, in der der vom Brenner in die Brennkammer eingebrachte Brennstoff verbrannt wird. An die Primärzone schließt sich in Strömungsrichtung 3 eine Sekundärzone 5 an. In der Sekundärzone 5 wird das Heißgas aus der Primärzone 4 weiter abgebrannt. Dies erfolgt durch zusätzliches Einbringen eines Brennstoff-Luft-Gemisches 14 in die Sekundärzone 5 mit Hilfe von Injektoren 8.The combustion chamber further comprises a primary zone 4, in which the fuel introduced from the burner into the combustion chamber is burned. A secondary zone 5 adjoins the primary zone in the direction of flow 3. In the secondary zone 5, the hot gas from the primary zone 4 is further burned off. This is done by additionally introducing a fuel-air mixture 14 in the secondary zone 5 by means of injectors. 8

Die Injektoren 8 umfassen eine Luftzufuhr 13 und einen in die Sekundärzone mündenden Ausgang 9. Weiterhin ist im Inneren jedes Injektors 8 eine Brennstoffdüse 10 angeordnet. Die Brennstoffdüse 10 ist mit einem Brennstoffverteiler 11, vorzugsweise einem ringförmigen Brennstoffverteiler 11, verbunden. Mit Hilfe der Brennstoffdüse 10 wird Brennstoff in das Innere des Injektors 8 eingedüst und auf diese Weise im Inneren des Injektors 8 ein Brennstoff-Luft-Gemisch erzeugt. Das so erzeugte Brennstoff-Luft-Gemisch wird dann durch den Injektorausgang bzw. die Eindüsöffnung 9 in die Brennkammer im Bereich der Sekundärzone 5 eingedüst.The injectors 8 comprise an air supply 13 and an outlet 9 which opens into the secondary zone. Furthermore, a fuel nozzle 10 is arranged in the interior of each injector 8. The fuel nozzle 10 is connected to a fuel distributor 11, preferably an annular fuel distributor 11. With the help of the fuel nozzle 10 fuel is in the Injected inside the injector 8 and generated in this way inside the injector 8, a fuel-air mixture. The fuel-air mixture thus produced is then injected through the injector outlet or the injection opening 9 into the combustion chamber in the region of the secondary zone 5.

In der Figur 3 ist zwischen der Primärzone 4 und dem Brennkammerausgang 6 ein Liner-Bereich 7 und ein Übergangsbereich 25 angeordnet, die in der Figur 3 jeweils als separate Bauteile ausgestaltet sind. Zwischen der Primärzone 4 und dem Liner-Bereich 7 ist mindestens ein Dichtungsring 12 angeordnet. Weiterhin ist auch zwischen dem Liner-Bereich 7 und dem Übergangsbauelement 25 wenigstens ein Dichtungsring 12 angeordnet. Die Injektoren 8 sind mit dem Liner-Bereich 7 verbunden. Die Injektorausgänge bzw. Eindüsöffnungen 9 münden im Bereich des Liner-Bereichs 7 in die Sekundärzone 5 der Brennkammer.In the FIG. 3 is disposed between the primary zone 4 and the combustion chamber exit 6, a liner region 7 and a transition region 25 which in the FIG. 3 are each designed as separate components. Between the primary zone 4 and the liner area 7 at least one sealing ring 12 is arranged. Furthermore, at least one sealing ring 12 is also arranged between the liner region 7 and the transitional component 25. The injectors 8 are connected to the liner area 7. The injector or injection ports 9 open in the region of the liner region 7 in the secondary zone 5 of the combustion chamber.

Die Figur 4 zeigt einen Ausschnitt der bereits in der Figur 3 teilweise gezeigten Brennkammer in perspektivischer und geschnittener Ansicht. Zusätzlich zu den bereits in der Figur 3 gezeigten und in diesem Zusammenhang beschriebenen Bauelementen ist in der Figur 4 eine Brennstoffzufuhr 15 gezeigt, die den Brennstoffverteiler 11 mit Brennstoff versorgt.The FIG. 4 shows a section of the already in the FIG. 3 partially shown combustion chamber in perspective and sectional view. In addition to those already in the FIG. 3 shown and described in this context is in the FIG. 4 a fuel supply 15 is shown, which supplies the fuel distributor 11 with fuel.

Die Figur 5 zeigt schematisch einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Brennkammer in teilweise perspektivischer, teilweise geschnittener Ansicht. Dabei zeigt die Figur 5 einen Bereich der Sekundärzone 5. Die Hauptströmungsrichtung ist durch die Bezugsziffer 3 gekennzeichnet. An der Außenoberfläche 32 der Brennkammer ist ein ringförmiger Brennstoffverteiler 11 angeordnet. Eine Anzahl Brennstoffdüsen 10, die mit dem Brennstoffverteiler 11 verbunden sind, münden jeweils in den Strömungskanal 30 des Injektors 8 ein.The FIG. 5 schematically shows a section of a combustion chamber according to the invention in a partially perspective, partially sectioned view. It shows the FIG. 5 a region of the secondary zone 5. The main flow direction is indicated by the reference numeral 3. On the outer surface 32 of the combustion chamber, an annular fuel distributor 11 is arranged. A number of fuel nozzles 10, which are connected to the fuel distributor 11, respectively open into the flow channel 30 of the injector 8.

Die Brennstoffdüse 10 umfasst Brennstoffeindüsöffnungen 36. Durch die Brennstoffeindüsöffnungen 36 wird Brennstoff in einer Eindüsrichtung 37 in den Strömungskanal 30 in das Innere des Injektors 8 eingedüst.The fuel nozzle 10 includes fuel injector ports 36. Fuel is injected through the fuel injector ports 36 into one Eindüsrichtung 37 injected into the flow channel 30 in the interior of the injector 8.

Der Injektor 8 umfasst einen Lufteinlass 13. Jeweils eine Brennstoffdüse 10 ist mittig in dem Strömungskanal des Injektors 8 im Bereich des Lufteinlasses 13 im Inneren des Injektors 8 angeordnet. In dem Strömungskanal 30 im Inneren des Injektors 8 wird durch Einspritzen von Brennstoff mit Hilfe der Brennstoffdüse 10 in ebenfalls in den Injektor 8 eingeführte Luft ein Brennstoff-Luft-Gemisch erzeugt, dessen Strömungsrichtung mit der Bezugsziffer 35 gekennzeichnet ist. Das Brennstoff-Luft-Gemisch wird anschließend durch den Ausgang 9 des Injektors 8 in den Brennraum der Brennkammer im Bereich der Sekundärzone 5 eingebracht. Dabei schließt die Einströmrichtung 23 des Brennstoff-Luft-Gemisches im Bereich des Ausgangs 9 des Injektors 8 mit der Hauptströmungsrichtung 3 des in der Brennkammer befindlichen Heißgases einen Winkel α ein. Die Mitte des Strömungskanals ist mit einer strichpunktierten Linie eingezeichnet, wobei diese Linie im Bereich des Ausgangs 9 in die in Einströmrichtung 23 weisende Mittelachse 2 des Ausgangs 9 übergeht.The injector 8 comprises an air inlet 13. In each case a fuel nozzle 10 is arranged centrally in the flow channel of the injector 8 in the region of the air inlet 13 in the interior of the injector 8. In the flow channel 30 in the interior of the injector 8, a fuel-air mixture is generated by injecting fuel by means of the fuel nozzle 10 in also introduced into the injector 8, the flow direction is designated by the reference numeral 35. The fuel-air mixture is then introduced through the outlet 9 of the injector 8 into the combustion chamber of the combustion chamber in the region of the secondary zone 5. In this case, the inflow direction 23 of the fuel-air mixture in the area of the outlet 9 of the injector 8 with the main flow direction 3 of the hot gas located in the combustion chamber encloses an angle α. The center of the flow channel is indicated by a dot-dash line, wherein this line merges in the area of the outlet 9 into the center axis 2 of the outlet 9 pointing in the inflow direction 23.

Der Winkel α hat in dem in der Figur 5 gezeigten Beispiel einen Wert zwischen 50° und 60°. Der Winkel α kann grundsätzlich einen Wert zwischen 0° und 180° haben. Im Falle eines Winkels zwischen 0° und 90° wird das Brennstoff-Luft-Gemisch mit einer Einströmrichtung in die Brennkammer eingebracht, welche eine Komponente in Hauptströmungsrichtung umfasst. Im Fall eines Winkels zwischen 90° und 180° wird das Brennstoff-Luft-Gemisch mit einer Einströmrichtung in die Brennkammer eingebracht, welche eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung 3 aufweist.The angle α has in the in the FIG. 5 example shown a value between 50 ° and 60 °. The angle α can basically have a value between 0 ° and 180 °. In the case of an angle between 0 ° and 90 °, the fuel-air mixture is introduced with an inflow direction into the combustion chamber, which comprises a component in the main flow direction. In the case of an angle between 90 ° and 180 °, the fuel-air mixture is introduced with an inflow direction into the combustion chamber, which has a component opposite to the main flow direction 3.

Die Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches verläuft im Bereich des Eingangs 33 des Injektors 8, also im Bereich der Luftzufuhr 13, parallel und entgegen zur Hauptströmungsrichtung 3 bzw. zur Mittelachse 34 der Brennkammer. Die Mittelachse 34 der Brennkammer verläuft im vorliegenden Ausführungsbeispiel parallel zur Hauptströmungsrichtung 3. Die Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches im Strömungskanal 30 des Injektors 8 verläuft zunächst entgegen der Hauptströmungsrichtung 3 und wird anschließend in einen gekrümmten Bereich 31 des Injektors 8 so zum Ausgang 9 des Injektors 8 geführt, dass das Brennstoff-Luft-Gemisch den Injektor 8 an seinem Ausgang 9 in Einströmrichtung 23 verlässt. Die in Einströmrichtung weisende Mittelachse 2 des Ausgangs 9 weist somit eine Komponente in Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer auf.The flow direction of the fuel-air mixture extends in the region of the inlet 33 of the injector 8, ie in the region of the air supply 13, parallel and opposite to the main flow direction 3 or to the central axis 34 of the combustion chamber. The central axis 34 of the combustion chamber extends in the present embodiment parallel to the main flow direction 3. The flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel 30 of the injector 8 initially runs counter to the main flow direction 3 and is then guided in a curved portion 31 of the injector 8 to the output 9 of the injector 8 that the fuel-air Mixture leaves the injector 8 at its outlet 9 in the inflow direction 23. The facing in the direction of flow center axis 2 of the output 9 thus has a component in the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber.

Die Figur 6 zeigt schematisch einen Liner-Bereich 7 mit einer Anzahl erfindungsgemäßer Injektoren 8 in perspektivischer Ansicht. Die Injektoren 8 sind entlang des Umfangs des Liner-Bereichs 7 ringförmig gleichmäßig verteilt angeordnet. In der Figur 6 erfolgt das Einströmen des Brennstoff-Luft-Gemisches in einer Einströmrichtung 23, die eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung 3 umfasst. Der Winkel α zwischen der in Einströmrichtung weisenden Mittelachse der Ausgänge der Strömungskanäle der Injektoren liegt in diesem Fall zwischen 90° und 180°, vorzugsweise zwischen 110° und 160°.The FIG. 6 schematically shows a liner region 7 with a number of inventive injectors 8 in a perspective view. The injectors 8 are arranged distributed uniformly in a ring along the circumference of the liner region 7. In the FIG. 6 the inflow of the fuel-air mixture takes place in an inflow direction 23, which comprises a component opposite to the main flow direction 3. The angle α between the direction of flow in the center axis of the outputs of the flow channels of the injectors is in this case between 90 ° and 180 °, preferably between 110 ° and 160 °.

Die Figur 7 zeigt schematisch einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Brennkammer im Bereich der Sekundärzone 5 in perspektivischer und teilweise geschnittener Ansicht. In der in der Figur 7 gezeigten Ausführungsvariante weisen die Brennstoffdüsen 10 einen gebogenen Bereich auf. Mit Hilfe der Brennstoffdüsen 10 wird der Brennstoff in den gerade verlaufenden Strömungskanal 30 des Injektors 8 eingeleitet. In dem in der Figur 7 gezeigten Ausführungsbeispiel weist die in Einströmrichtung 23 weisende Mittelachse 2 des Ausgangs 9 eine Komponente entgegengesetzt zur Hauptströmungsrichtung 3 auf. Der Winkel α zwischen der Mittelachse 2 des Injektorausgangs bzw. der Einströmrichtung 23 schließt mit der Hauptströmungsrichtung 3 einen Winkel α ein, der in der Figur 7 zwischen 90° und 180°, vorzugsweise zwischen 110° und 160° liegt. Die Einströmung des Brennstoff-Luft-Gemisches erfolgt also mit einer Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung 3.The FIG. 7 schematically shows a section of a combustion chamber according to the invention in the region of the secondary zone 5 in a perspective and partially sectioned view. In the in the FIG. 7 In the embodiment shown, the fuel nozzles 10 have a bent region. With the aid of the fuel nozzles 10, the fuel is introduced into the straight flow channel 30 of the injector 8. In the in the FIG. 7 In the embodiment shown, the central axis 2 of the outlet 9 facing in the inflow direction 23 has a component opposite to the main flow direction 3. The angle α between the center axis 2 of the injector outlet and the inflow direction 23 encloses an angle α with the main flow direction 3, which angle α in the FIG. 7 between 90 ° and 180 °, preferably between 110 ° and 160 °. The inflow of the fuel-air mixture takes place So with a component opposite to the main flow direction. 3

Claims (15)

Brennkammer mit einer Längsachse (34, 102), einem Brennkammerkopfende, einem Brennkammerausgang (6), einer Brennkammerwand (1), die sich vom Brennkammerkopfende zum Brennkammerausgang (6) erstreckt, einer Primärzone (4) und einer Sekundärzone (5), die in Hauptströmungsrichtung (3) des Heißgases stromabwärts der Primärzone (4) angeordnet ist, wobei die Brennkammer mindestens einen an der Brennkammerwand (1) angeordneten Injektor (8) zum Einbringen eines Brennstoff-Luft-Gemisches in die Sekundärzone (5) umfasst, wobei der Injektor (8) einen Strömungskanal mit einem in die Sekundärzone mündenden Ausgang (9) mit in eine Einströmrichtung (23) weisenden Mittelachse (2) aufweist und die Brennkammer einen Brennstoffverteiler (11) umfasst, der mit mindestens einer Düse (10) fluidisch verbunden ist, die in den Strömungskanal (30) des Injektors (8) einmündet,
dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches in dem Strömungskanal (30) zumindest abschnittsweise mindestens eine Komponente entgegen einer Hauptströmungsrichtung (3) des in der Brennkammer strömenden Heißgases umfasst.A combustor having a longitudinal axis (34, 102), a combustor head end, a combustor exit (6), a combustor wall (1) extending from the combustor head end to the combustor exit (6), a primary zone (4) and a secondary zone (5) The main flow direction (3) of the hot gas downstream of the primary zone (4) is arranged, wherein the combustion chamber comprises at least one on the combustion chamber wall (1) arranged injector (8) for introducing a fuel-air mixture in the secondary zone (5), wherein the injector (8) has a flow channel with an outlet (9) which opens into the secondary zone and has a central axis (2) pointing in an inflow direction (23) and the combustion chamber comprises a fuel distributor (11) which is fluidically connected to at least one nozzle (10), which opens into the flow channel (30) of the injector (8),
characterized in that the flow direction of the fuel-air mixture in the flow channel (30) at least partially comprises at least one component counter to a main flow direction (3) of the hot gas flowing in the combustion chamber. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammerwand (1) eine äußere Oberfläche (32) umfasst und mindestens ein Injektor (8) zumindest teilweise entlang der äußeren Oberfläche (32) angeordnet ist.Combustion chamber according to claim 1,
characterized in that the combustion chamber wall (1) comprises an outer surface (32) and at least one injector (8) is disposed at least partially along the outer surface (32). Brennkammer nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine Injektor (8) einen Ausgang (9) mit einer in Einströmrichtung (23) weisenden Mittelachse (2) umfasst, wobei die Mittelachse (2) einen Winkel α1 zwischen 0° und 180° mit der Hauptströmungsrichtung (3) in der Brennkammer an der Position des Injektors (8) einschließt.Combustion chamber according to Claim 1 or Claim 2, characterized in that the at least one injector (8) comprises an outlet (9) with a central axis (2) pointing in the inflow direction (23), the central axis (2) forming an angle α 1 between 0 ° and 180 ° with the main flow direction (3) in the combustion chamber at the position of the injector (8). Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine Injektor (8) einen Ausgang (9) mit einer in Einströmrichtung weisenden Mittelachse (2) umfasst, wobei die Mittelachse (2) einen Winkel α2 zwischen 0° und 180° mit der Längsachse (34, 102) der Brennkammer einschließt.Combustion chamber according to one of claims 1 to 3,
characterized in that the at least one injector (8) comprises an outlet (9) with a central axis (2) facing in the direction of flow, the central axis (2) forming an angle α 2 between 0 ° and 180 ° with the longitudinal axis (34, 102 ) of the combustion chamber. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass der Ausgang (9) des Strömungskanals (30) eine in Einströmrichtung (23) weisende Mittelachse (2) aufweist, welche mindestens eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung (3) des in der Brennkammer strömenden Heißgases umfasst.Combustion chamber according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the outlet (9) of the flow channel (30) has a central axis (2) pointing in the inflow direction (23), which comprises at least one component opposite to the main flow direction (3) of the hot gas flowing in the combustion chamber. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Brennstoff-Luft-Gemisch in dem Strömungskanal (30) zumindest im Bereich der Düse (10) eine Strömungsrichtung mit mindestens einer Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung des in der Brennkammer strömenden Heißgases aufweist.Combustion chamber according to one of claims 1 to 5, characterized in that the fuel-air mixture in the flow channel (30) at least in the region of the nozzle (10) has a flow direction with at least one component opposite to the main flow direction of the hot gas flowing in the combustion chamber. Brennkammer nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass der Brennstoffverteiler (11) in Bezug auf die Hauptströmungsrichtung (3) des in der Brennkammer strömenden Heißgases stromab der mindestens einen Düse (10) an der Brennkammerwand angeordnet ist.Combustion chamber according to claim 6,
characterized in that the fuel distributor (11) is disposed downstream of the at least one nozzle (10) on the combustion chamber wall with respect to the main flow direction (3) of the hot gas flowing in the combustion chamber. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Strömungskanal (30) einen gekrümmten Bereich (31) umfasst, der außerhalb der äußeren Oberfläche (32) der Brennkammer angeordnet ist.Combustion chamber according to one of claims 1 to 7, characterized in that the flow channel (30) comprises a curved portion (31) which is arranged outside the outer surface (32) of the combustion chamber. Brennkammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Brennstoffverteiler (11) ringförmig um die Brennkammerwand herum angeordnet ist.Combustion chamber according to one of the preceding claims, characterized in that the fuel distributor (11) is arranged annularly around the combustion chamber wall . Brennkammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer eine Rohrbrennkammer ist.Combustion chamber according to one of the preceding claims, characterized in that the combustion chamber is a tube combustion chamber. Brennkammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche , dadurch gekennzeichnet, dass eine Anzahl Injektoren (8) umlaufend an der Brennkammerwand (1) angeordnet sind.Combustion chamber according to one of the preceding claims, characterized in that a number of injectors (8) are arranged circumferentially on the combustion chamber wall (1). Brennkammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche , dadurch gekennzeichnet, dass sich in Hauptströmungsrichtung (3) an die Primärzone (4) ein Liner-Bereich (7) anschließt, an den sich ein Übergangsbereich (25) zum Brennkammerausgang (6) anschließt, und der mindestens eine Injektor (8) in dem Liner-Bereich (7) angeordnet ist.Combustion chamber according to one of the preceding claims, characterized in that in the main flow direction (3) to the primary zone (4) a liner region (7) adjoins, followed by a transition region (25) to the combustion chamber outlet (6), and at least an injector (8) is arranged in the liner region (7). Gasturbine (100), die eine Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 12 umfasst.A gas turbine (100) comprising a combustion chamber according to any one of claims 1 to 12. Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer einer Gasturbine (100),
dadurch gekennzeichnet, dass ein Brennstoff-Luft-Gemisch durch mindestens einen Injektor (8) in eine stromab einer Primärzone gelegenen Sekundärzone (5) der Brennkammer eingebracht wird, wobei das Brennstoff-Luft-Gemisch zumindest abschnittsweise in dem Injektor mit einer Strömungsrichtung strömt, welche mindestens eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung der in der Brennkammer strömenden Heißgase umfasst.Method for operating a combustion chamber of a gas turbine (100),
characterized in that a fuel-air mixture is introduced through at least one injector (8) in a downstream of a primary zone secondary zone (5) of the combustion chamber, wherein the fuel-air mixture flows at least partially in the injector with a flow direction, which comprises at least one component opposite to the main flow direction of the hot gases flowing in the combustion chamber. Verfahren nach Anspruch 14,
dadurch gekennzeichnet, dass das Brennstoff-Luft-Gemisch mit einer Einströmrichtung (23) in die Sekundärzone eingebracht wird, welche zumindest eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung der in der Brennkammer strömenden Heißgase aufweist.Method according to claim 14,
characterized in that the fuel-air mixture is introduced with an inflow direction (23) in the secondary zone, which has at least one component opposite to the main flow direction of the flowing hot gases in the combustion chamber.
EP13170053.6A 2013-05-31 2013-05-31 Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection Withdrawn EP2808612A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13170053.6A EP2808612A1 (en) 2013-05-31 2013-05-31 Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13170053.6A EP2808612A1 (en) 2013-05-31 2013-05-31 Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2808612A1 true EP2808612A1 (en) 2014-12-03

Family

ID=48534274

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP13170053.6A Withdrawn EP2808612A1 (en) 2013-05-31 2013-05-31 Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection

Country Status (1)

Country Link
EP (1) EP2808612A1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017172408A1 (en) * 2016-03-30 2017-10-05 Siemens Energy, Inc. Injector assembly and ducting arrangement including such injector assemblies in a combustion system for a gas turbine engine
DE102022208339A1 (en) 2022-08-10 2024-02-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Combustion chamber arrangement for operation with liquid and/or gaseous fuel, gas turbine arrangement and method

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61105029A (en) * 1984-10-29 1986-05-23 Kawasaki Heavy Ind Ltd Combustor of premixed type for gas turbine
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
DE4232383A1 (en) 1992-09-26 1994-03-31 Asea Brown Boveri Gas turbine group
US6047550A (en) 1996-05-02 2000-04-11 General Electric Co. Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel
US6418725B1 (en) 1994-02-24 2002-07-16 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine staged control method
US6868676B1 (en) 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
JP2006162117A (en) * 2004-12-06 2006-06-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
DE102006053679A1 (en) 2005-11-15 2007-05-24 General Electric Co. Low emission combustion chamber and operating procedures
US20090084082A1 (en) 2007-09-14 2009-04-02 Siemens Power Generation, Inc. Apparatus and Method for Controlling the Secondary Injection of Fuel
US20110067402A1 (en) 2009-09-24 2011-03-24 Wiebe David J Fuel Nozzle Assembly for Use in a Combustor of a Gas Turbine Engine

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61105029A (en) * 1984-10-29 1986-05-23 Kawasaki Heavy Ind Ltd Combustor of premixed type for gas turbine
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
DE4232383A1 (en) 1992-09-26 1994-03-31 Asea Brown Boveri Gas turbine group
US6418725B1 (en) 1994-02-24 2002-07-16 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine staged control method
US6047550A (en) 1996-05-02 2000-04-11 General Electric Co. Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel
US6192688B1 (en) 1996-05-02 2001-02-27 General Electric Co. Premixing dry low nox emissions combustor with lean direct injection of gas fule
US6868676B1 (en) 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
JP2006162117A (en) * 2004-12-06 2006-06-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
DE102006053679A1 (en) 2005-11-15 2007-05-24 General Electric Co. Low emission combustion chamber and operating procedures
US20090084082A1 (en) 2007-09-14 2009-04-02 Siemens Power Generation, Inc. Apparatus and Method for Controlling the Secondary Injection of Fuel
US20110067402A1 (en) 2009-09-24 2011-03-24 Wiebe David J Fuel Nozzle Assembly for Use in a Combustor of a Gas Turbine Engine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017172408A1 (en) * 2016-03-30 2017-10-05 Siemens Energy, Inc. Injector assembly and ducting arrangement including such injector assemblies in a combustion system for a gas turbine engine
CN109154439A (en) * 2016-03-30 2019-01-04 西门子能源公司 For the injector assembly in the combustion system of gas-turbine unit and the pipe arrangement structure including such injector assembly
CN109154439B (en) * 2016-03-30 2020-12-04 西门子能源美国公司 Injector assembly for use in a combustion system of a gas turbine engine and duct arrangement comprising such an injector assembly
DE102022208339A1 (en) 2022-08-10 2024-02-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Combustion chamber arrangement for operation with liquid and/or gaseous fuel, gas turbine arrangement and method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE69312362T2 (en) Combustion chamber with dilution guide vanes
WO2014191495A1 (en) Annular combustion chamber for a gas turbine, with tangential injection for late lean injection
DE112010004467B4 (en) INTERMEDIATE OVERHEATING BURNER FOR A GAS TURBINE ENGINE
EP2808611B1 (en) Injector for introducing a fuel-air mixture into a combustion chamber
DE102015121653A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
DE102015122927A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
WO2012136787A1 (en) Gas turbine assembly and corresponding operating method
DE102015122924A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
CH708992A2 (en) Fuel injector with premixed pilot nozzle.
CH707751A2 (en) Method for configuring a downstream fuel and air injection system of a gas turbine.
EP2307806B1 (en) Burner assembly for fluid fuels and method for producing a burner assembly
CH707760A2 (en) Gas turbine with a downstream fuel and air injection.
EP2383515B1 (en) Combustion system for dampening such a combustion system
DE102014111070A1 (en) System for injecting a liquid fuel into a combustion gas flow field
EP2409087A2 (en) Method for operating a burner and burner, in particular for a gas turbine
EP2409086B1 (en) Burner assembly for a gas turbine
EP2808610A1 (en) Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection
EP2558781B1 (en) Swirl generator for a torch
EP2808612A1 (en) Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection
EP1662202B1 (en) Burner for a gas turbine
DE102017118166B4 (en) Burner head, burner system and use of the burner system
EP2449310B1 (en) Burner, especially for gas turbines
DE60214720T2 (en) METHOD FOR ADJUSTING THE AIR DELIVERY IN A GAS TURBINE BURNER CHAMBER
EP3004741B1 (en) Tubular combustion chamber with a flame tube end area and gas turbine
EP3926238B1 (en) Gas turbine module with combustion chamber air bypass

Legal Events

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

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20130531

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL 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 RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

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: 20150604