WO2007099046A1 - Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners - Google Patents

Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners Download PDF

Info

Publication number
WO2007099046A1
WO2007099046A1 PCT/EP2007/051597 EP2007051597W WO2007099046A1 WO 2007099046 A1 WO2007099046 A1 WO 2007099046A1 EP 2007051597 W EP2007051597 W EP 2007051597W WO 2007099046 A1 WO2007099046 A1 WO 2007099046A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
gas
fuel
turbine burner
combustion
combustion exhaust
Prior art date
Application number
PCT/EP2007/051597
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Andreas Heilos
Werner Krebs
Jaap Van Kampen
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
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 Aktiengesellschaft filed Critical Siemens Aktiengesellschaft
Priority to CN2007800071274A priority Critical patent/CN101395428B/zh
Priority to US12/224,482 priority patent/US20100043440A1/en
Priority to EP07712256A priority patent/EP1989486A1/de
Priority to JP2008556749A priority patent/JP4776697B2/ja
Publication of WO2007099046A1 publication Critical patent/WO2007099046A1/de

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/24—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants of the fluid-screen type

Definitions

  • the invention is directed to a gas turbine combustor having a combustion zone for combusting a mixture of combustion gas added with fuel gas and a fuel mixing arrangement having a fuel nozzle for injecting the fuel gas into the combustion exhaust gas.
  • the invention is based on a method for operating a gas turbine burner with a combustion zone in which a mixture of combustion gas mixed with fuel gas is burned, wherein the fuel gas is injected with a fuel nozzle into the combustion exhaust gas.
  • the object of the invention is, in particular, to provide a gas turbine burner and a method for operating a gas turbine burner, in which a low-emission combustion can be ensured.
  • the fuel ignites after 0.3 ms or less, so that the fuel can mix little with the combustion exhaust gas. This creates an unfavorable diffusion flame that leads to unacceptable NOx emissions. It is called a diffusion flame when a flame without air premix burns.
  • the oxygen required for combustion as well as all other air components diffuse over the edge of the flame the flame into it, which is why the flame to the flame kernel is supplied with less and less oxygen and the fuel burns therefore slower.
  • the reference system may be the quiescent combustion chamber, in particular when the combustion exhaust gas to be injected is flowing slowly, so that its speed is negligible. If the hot gas to be injected is also in rapid motion, the reference system can be the reference system moving with the combustion exhaust gas surrounding the jet. Then, the speed at which the fuel gas is injected into the combustion exhaust gas is advantageously based on the reference system moving with the combustion exhaust gas.
  • the speed of sound is expediently to be seen here as the speed of sound of the unburnt fuel-containing fuel mixture emerging from the nozzle-also referred to below simply as fuel gas-which depends on the temperature and the pressure of the fuel Fuel gas.
  • the fuel gas can thus be injected into the combustion exhaust gas with a jet at a speed which is at least as great as 0.2 times the speed of sound in the fuel gas.
  • the injection rate can be measured, for example, in the center of the beam or averaged over the entire or part of the beam cross section.
  • the gas turbine burner is expediently an afterburner or Wiederaufsammlungverbrennungssystems or part of such.
  • the fuel gas suitably contains a proportion of fuel sufficient to enrich the combustion exhaust gas with a predetermined temperature so that it ignites itself.
  • fuel all usable in gas turbines fuels can be used, for example
  • the achievable by the high injection rate principle of delaying the combustion by a high shear gradient is characterized by a high degree of independence from the fuel used.
  • the gas turbine combustor comprises a primary combustion chamber, wherein the combustion zone is arranged in an exhaust gas stream downstream of the primary combustion chamber and the
  • the fuel gas can be injected into the combustion exhaust gas without recirculation of the combustion exhaust gas being necessary, whereby a stable jet of injection with a high shear gradient can be achieved.
  • the fuel mixing arrangement is designed to inject the fuel gas (4) into the combustion exhaust gas (6) at at least 0.4 times the speed of sound. In general, the faster and harder the beam, the larger the area in which the value of the shear gradient is above the critical value.
  • the fuel mixing arrangement is designed to inject the fuel gas into the combustion exhaust gas at a rate less than 0.9 times the speed of sound in the combustion exhaust gas, a satisfactory balance can be achieved between higher speed demands on the one hand and low cost fuel injection arrangements on the other become.
  • the fuel mixing arrangement comprises a premixing unit for premixing the fuel gas with oxygen-containing gas
  • lean lean combustion of low pollutant concentration in the combustion products can be achieved.
  • the mixed product of the premix is the fuel gas that is injected into the exhaust gas.
  • the premixing unit is designed to premix the fuel gas with the oxygen-containing gas so that a ratio between the number of fuel molecules to the number of oxygen molecules is between 0.2 and 10.
  • the lean combustion can be achieved even at jet speeds in the lower part of the speed range according to the invention, if the premixing unit is designed to Pre-mix the fuel gas with the oxygen-containing gas such that a ratio between the number of fuel molecules to the number of oxygen molecules is less than 1.0.
  • inert material can be admixed with the fuel, it also being expedient to take account of the abovementioned ratios, but now with inert material instead of the oxygen-containing gas.
  • Suitable inert material is particularly water vapor, CO 2 or
  • the number particle amount of the inert substance may be up to ten times the amount of the fuel.
  • the fuel can also be injected as fuel gas without admixing oxygen-containing gas or inert material.
  • the delay in autoignition can be ensured if a shear gradient in an edge region of the jet in an area in front of the nozzle exit, ie downstream of the nozzle exit, is above a critical shear gradient for autoignition.
  • a length of the region in front of the nozzle exit, in which the shear gradient lies above the critical shear gradient for the self-ignition is at least 10 cm long.
  • the length of the region depends on the velocities of the jet and the combustion exhaust gas and is particularly advantageously chosen so that the auto-ignition delays by at least 1 ms.
  • the jet can be realized in a particularly simple manner.
  • the ratio of the pressure difference between the jet pressure and the pressure of the combustion exhaust gas to the pressure of the combustion exhaust gas equal to the ratio of the velocity of the jet and the speed of sound in the combustion exhaust gas.
  • injection jet of fuel gas at least one inner jet of fuel-containing gas and a
  • Inner jet surrounding outer jet of cooling gas wherein the cooling gas has a lower temperature than the combustion exhaust gas, a particularly effective premix can be achieved because the auto-ignition is further delayed by the cooling gas by the achievement of the autoignition temperature is delayed.
  • the critical value of the shear gradient is temperature dependent so that it is reduced by the addition of cooling gas. This can eventually lead to an enlargement of the premixing zone, in which the shear gradient lies above the critical value dependent on the local temperature.
  • Effective cooling can be achieved when the temperature of the cooling gas is between 200 0 C and 400 0 C.
  • the velocity of the outer jet of cooling gas is equal to the velocity of the inner jet, the hardness of the jet edge does not decrease due to the additional outer jet, so that a large shear gradient can be achieved.
  • the advantage of the combustion delay can be further increased if the velocity of the outer jet of cooling gas is greater than the velocity of the inner jet. An even higher shear gradient can be achieved between the outer jet and the environment than with only the inner jet and the environment, which further delays the combustion.
  • Cooling gas is smaller than the velocity of the inner jet, the outer beam can be generated in a cost-effective manner without complex compressors and nozzles. If the cooling gas contains fuel, a homogeneous fuel concentration in the flame zone can be achieved.
  • a cost-effective implementation of the gas turbine burner can be achieved by the cooling gas consists at least substantially of air.
  • the advantages of the invention are particularly useful because of the particularly rapid auto-ignition in this temperature range, when the temperature of the combustion exhaust gas between 900 0 C and 1600 0 C.
  • the object directed to the method is achieved by a method for operating a gas turbine of the type mentioned, in which, according to the invention, the fuel gas is injected into the combustion exhaust gas at at least 0.2 times the speed of sound. It can be achieved for the reasons mentioned above a low-emission combustion.
  • FIG. 1 shows a gas turbine burner with a secondary combustion zone according to a first exemplary embodiment of the invention
  • FIG. 3 shows a lance designed as a fuel nozzle of a Wiederauf rempliverbrennungssystems according to another alternative embodiment of the invention.
  • FIG. 1 shows a reheat combustion system 2 for a gas turbine plant with a gas turbine burner 4 with a secondary combustion zone 6 in which a mixture of combustion exhaust gas 10 mixed with fuel gas 8 is combusted.
  • the combustion exhaust 10 is from a primary combustion chamber 12 of the gas turbine plant located upstream of the combustion zone 6, separated from the combustion zone 6 by a turbine stage 14 of the gas turbine whose blades 16 are driven by the combustion exhaust gases 10 from the combustion chamber 12.
  • the secondary combustion zone 2 is substantially annular and rotationally symmetric to a rotational axis of the turbine stage 14, not shown.
  • the combustion exhaust gas 10 flowing into the secondary combustion zone 6 has a temperature which is between 900 0 C and 1600 0 C.
  • a combustion precursor upstream of the secondary combustion zone 2 in a common combustion chamber is possible.
  • the reheat combustion system 2 includes a fuel mixing assembly 18 having a fuel nozzle 20 through which the fuel gas 8 is disposed in a direction relative to the fuel gas
  • Rotation axis of the turbine stage 14 is introduced with a radially inwardly directed direction component in the axially into the secondary combustion zone 2 inflowing combustion exhaust gas 10.
  • the fuel mixing arrangement 18 is designed by strong compressors and the nozzle geometry to inject the fuel gas 8 into the combustion exhaust gas 10 in the pulsed and fast injection jet 22.
  • the speed of the injection jet 22 can be flexibly adapted to the detected state, depending on sensor signals which contain parameters for a state of the reheat combustion system 2, by not one here shown control unit of
  • Fuel mixing arrangement 18 sets.
  • the speed is at least in an operating mode in which high-shear combustion is performed, in the range between 0.4 times and 0.9 times the speed of sound in the combustion exhaust gas 10.
  • the control unit may increase the speed depending on the pressure and determine the temperature of the combustion exhaust gas 10 or drive a fixed speed of the injection jet 22, which exceeds the corresponding minimum speed of 0.4 times the speed of sound in any case at all temperatures and pressures occurring.
  • Fuel mixing arrangement 8 the fuel gas 4 at a speed in the combustion exhaust gas 6, which is between 0.6 and 0.8 times the speed of sound in the combustion exhaust gas 10.
  • the fuel nozzle 20 is designed in this embodiment as a subsonic nozzle, so that the
  • the fuel gas 8 can inject maximum with a speed in the combustion exhaust gas 10, which corresponds to 0.9 times the speed of sound in the combustion exhaust gas 10.
  • fuel mixing arrangement 18 comprises a premixing unit 24, shown only schematically here, for premixing the fuel gas 8 with oxygen-containing gas or an inert substance.
  • the premixing unit 24 may premix the fuel gas 8 in a variably adjustable mixing ratio with the corresponding gas.
  • the range of possible mixing ratios ie the possible ratios between the number of fuel molecules to the number of In particular, oxygen molecules range between 0.2 and 2.0.
  • control unit operates the premixing unit 24 to premix the fuel gas 8 with the oxygen-containing gas in such a ratio that the ratio between the number of fuel molecules and the number of oxygen molecules is less than 1.0.
  • the speed of the injection jet 22 is so great that a shear gradient in an edge region 26 of the pulsed jet 12 in a region in front of a nozzle exit 28 is above a critical shear gradient for the self-ignition.
  • a length of the region in front of the nozzle outlet 28, in which the shear gradient lies above the critical shear gradient for the self-ignition is at least 10 cm.
  • the pressure of the combustion exhaust gas 6 from the primary combustion zone in the secondary combustion zone 2 is about 20 bar, and the pressure of the fuel gas 4 is 30 bar.
  • the injection jet 22 consists of fuel gas 8 consisting of an inner jet 30 of fuel-containing gas and an outer jet 32 of cooling gas surrounding the inner jet 30.
  • the temperature of the cooling gas is between 200 0 C and 600 0 C, so that the cooling gas has a lower temperature than that
  • Combustion exhaust gas 10 which flows from the primary combustion zone into the secondary combustion zone 6.
  • fuel gas is combusted in the primary combustion chamber 12 and the hot combustion exhaust gases 10 flow through the turbine stage 14 into the secondary combustion zone 6.
  • the fuel gas 8 is injected into the combustion exhaust gas 10 in a jet 12 at a rate at least is as large as 0.2 times the speed of sound in the combustion exhaust gas 10.
  • the speed of the outer jet 32 of cooling gas is equal to the speed of the inner jet 30, so that between the inner beam 30 and the outer beam 32 no shear gradient arises.
  • the large shear gradient then arises in the edge region 26 at the transition between the outer edge of the outer jet 32 and the combustion exhaust gas 10 surrounding the entire injection jet 22.
  • the velocity of the outer jet 32 of cooling gas is less than the velocity of the inner jet 30.
  • the cooling gas consists at least substantially of inert material, such as nitrogen, CO 2 or water vapor, wherein the Brennscherinmischan extract 18 can mix the cooling gas in an adjustable ratio fuel to homogenize the flame.
  • inert material such as nitrogen, CO 2 or water vapor
  • the Brennscherinmischan extract 18 can mix the cooling gas in an adjustable ratio fuel to homogenize the flame.
  • air in or as a cooling gas is conceivable
  • FIG. 2 shows a fuel nozzle 34 of an alternative reheat combustion system.
  • the fuel nozzle 34 comprises an inner tube 36 and an inner tube 36 concentrically unbending outer tube 38, which projects beyond the inner tube 36 in the flow direction and in a front mixing region 40 has a conically tapered cross section, the at a circular outlet opening 42 of the fuel nozzle 34th ends.
  • In the inner tube 36 pure fuel or at least a highly fuel-containing gas is guided, while in the space between the inner tube 36 and the outer tube 38, an oxygen-rich sheath flow is performed, which leads air in a preferred embodiment.
  • the highly fuel-containing gas and the oxygen-containing jacket stream mix to form the premixed fuel gas
  • the fuel gas 8 is accelerated, since the averaged over the beam profile velocity is substantially inversely proportional to the cross-sectional area.
  • the premixed fuel gas 8 is finally introduced into an injection jet 22 in the secondary combustion zone 6.
  • FIG. 3 shows an alternative reheat combustion system 44, different from that shown in FIGS.

Landscapes

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

Abstract

Die Erfindung geht aus von einem Gasturbinenbrenner (4) mit einer Verbrennungszone (6) zum Verbrennen eines Gemischs aus mit Brennstoffgas (8) versetztem Verbrennungsabgas (10) und mit einer Brennstoffeinmischanordnung (18) mit einer Brennstoffdüse (20, 34, 48) zum Eindüsen des Brennstoffgases (8) in das Verbrennungsabgas (10). Um eine schadstoffarme und gleichmäßige Verbrennung zu erreichen, wird vorgeschlagen, dass die Brennstoffeinmischanordnung (18) dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (8) mit zumindest 0,2-facher Schallgeschwindigkeit in das Verbrennungsabgas (10) einzudüsen.

Description

Beschreibung
Gasturbinenbrenner und Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinenbrenners
Die Erfindung geht aus von einem Gasturbinenbrenner mit einer Verbrennungszone zum Verbrennen eines Gemischs aus mit Brennstoffgas versetztem Verbrennungsabgas und mit einer Brennstoffeinmischanordnung mit einer Brennstoffdüse zum Eindüsen des Brennstoffgases in das Verbrennungsabgas. Außerdem geht die Erfindung aus von einem Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinenbrenners mit einer Verbrennungszone, in welcher ein Gemisch aus mit Brennstoffgas versetztem Verbrennungsabgas verbrannt wird, wobei das Brennstoffgas mit einer Brennstoffdüse in das Verbrennungsabgas eingedüst wird.
Zum Erzielen einer ruhigen und stabilen Verbrennung in einer Gasturbine ist es bekannt, Brennstoffgas in heiße Verbrennungsabgase einzudüsen, so dass ein Gasgemisch mit einer Temperatur oberhalb einer Selbstentzündungstemperatur gebildet wird.
Aus der US 5,617,718 A ist ein Verbrennungssystem für einen Gasturbinenbrenner mit einer sekundären Verbrennungszone und ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinenbrenners mit einer sekundären Verbrennungszone bekannt. In der sekundären Verbrennungszone wird ein Gemisch aus mit Brennstoffgas versetztem Verbrennungsabgas aus einer primären Verbrennungszone einer Gasturbine verbrannt.
Aus der US 2005/0229581 ist eine Brennstoffeinmischanordnung mit einer Brennstoffdüse zum Eindüsen des Brennstoffgases in das Verbrennungsabgas einer sekundären Verbrennungszone bekannt. Das Verbrennungsabgas wird durch einen akustischen Schirm in die sekundäre Verbrennungszone eingeleitet, um akustische Pulsationen in einem Mischrohr, in welchem die Brennstoffdüse angeordnet ist, und in der Verbrennungskammer zu dämpfen.
Die Aufgabe der Erfindung besteht insbesondere darin, ein Gasturbinenbrenner und ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinenbrenners bereitzustellen, in welchen eine Schadstoffarme Verbrennung gewährleistet werden kann.
Die auf den Gasturbinenbrenner gerichtete Aufgabe wird durch einen Gasturbinenbrenner der Eingangs genannten Art gelöst, bei dem die Brennstoffeinmischanordnung erfindungsgemäß dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas mit zumindest 0,2-facher Schallgeschwindigkeit in das Verbrennungsabgas einzudüsen. Durch die Geschwindigkeit, die wenigstens der Mach-Zahl Ma = 0,2 entspricht, kann eine Härte des Strahls erreicht werden, durch die im Randbereich des Strahls ein hoher Schergradient - also eine über den Randbereich vom Strahlinneren zum Strahläußeren stark abnehmende Geschwindigkeit - erreicht wird. Der Schergradient kann beispielsweise durch die Ableitung der Komponente der Fluid¬ bzw. Gasgeschwindigkeit in der Längsrichtung des Strahls nach der bezogen auf eine Mittelachse des Strahls transversalen bzw. radialen Richtung quantifiziert werden. In Bereichen mit einem hohen Schergradienten kann eine Verbrennungsreaktion nicht stattfinden, so dass sich das Gemisch im Vergleich zu
Strahlen mit weniger hartem Rand erst später entzündet. Durch diesen Effekt wird die Verbrennung verzögert und es kann eine gute Mischung des Verbrennungsabgases mit dem Brennstoffgas gewährleistet werden.
In herkömmlichen Wiederaufheizverbrennungssystemen entzündet sich der Brennstoff bereits nach 0,3 ms oder weniger, so dass sich der Brennstoff wenig mit dem Verbrennungsabgas mischen kann. Dadurch entsteht eine unvorteilhafte Diffusionsflamme, die zu inakzeptablen NOx-Emissionen führt. Man spricht von einer Diffusionsflamme, wenn eine Flamme ohne Luftvormischung brennt. Der zur Verbrennung notwendige Sauerstoff wie auch alle anderen Luftanteile diffundieren über den Flammenrand in die Flamme hinein, weshalb die Flamme zum Flammenkern hin immer schlechter mit Sauerstoff versorgt wird und der Brennstoff deshalb langsamer verbrennt.
Im Gegensatz dazu wird durch das erfindungsgemäße
Wiederaufheizverbrennungssystem anstelle einer sichtbaren Flammenfront eine nicht leuchtende Verbrennung ermöglicht, die auch als milde Verbrennung, farblose Verbrennung oder Volumenverbrennung bekannt und insbesondere Schadstoffarm ist. Das Gas wird in den Bereichen mit einem Schergradienten, der höher ist als ein kritischer Schergradient, für die Selbstentzündung mit dem Abgas gemischt und entzündet sich erst, wenn es konvektiv in einen Bereich transportiert wird, in dem der Wert des Schergradienten unterhalb des kritischen Werts liegt. Es wird eine großvolumige Flammenzone erreicht, in der die Verbrennung annähernd gleichmäßig erfolgt. Durch eine geeignete Wahl der Zusammensetzung des Brennstoffgases kann ferner eine sehr magere Verbrennung erreicht werden, was letztlich zu einer geringen Menge von Schadstoffkomponenten wie NOx oder CO im sekundären Verbrennungsabgas führt.
Ein wichtiger Parameter der erfindungsgemäßen Lösung ist die Geschwindigkeit des Strahls bezogen auf Bezugssystem. Das Bezugssystem kann die ruhende Brennkammer sein, insbesondere dann, wenn das Verbrennungsabgas, in das eingedüst wird, langsam strömt, so dass dessen Geschwindigkeit vernachlässigbar ist. Ist auch das Heißgas, in das eingedüst wird, in schneller Bewegung, so kann als Bezugssystem das sich mit dem den Strahl umgebenden Verbrennungsabgas bewegendes Bezugssystem gewählt werden. Dann ist die Geschwindigkeit, mit der das Brennstoffgas in das Verbrennungsabgas eingedüst wird, vorteilhafterweise bezogen auf das mit dem Verbrennungsabgas bewegte Bezugssystem. Die Schallgeschwindigkeit ist hierbei zweckmäßigerweise als die Schallgeschwindigkeit des aus der Düse austretenden, unverbrannten brennstoffhaltigen Brennstoffgemischs - im Folgenden auch einfach Brennstoffgas genannt - zu sehen, die abhängig ist von der Temperatur und dem Druck des Brennstoffgases . Das Brennstoffgas kann somit mit einem Strahl mit einer Geschwindigkeit in das Verbrennungsabgas eingedüst werden, die zumindest so groß ist wie die 0,2-fache Schallgeschwindigkeit im Brennstoffgas .
Soweit dispersive Effekte eine Frequenzabhängigkeit der Schallgeschwindigkeit bedingen, kann deren Wert bei einigen Hundert Hertz herangezogen werden. Die Eindüsgeschwindigkeit kann beispielsweise in der Strahlmitte oder gemittelt über den ganzen oder einen Teil des Strahlquerschnitts gemessen werden .
Der Gasturbinenbrenner ist zweckmäßigerweise ein Nachbrennersystems bzw. Wiederaufheizverbrennungssystems oder Teil eines solchen. Das Brennstoffgas enthält zweckmäßigerweise einen Brennstoffanteil, der ausreichend ist, um das Verbrennungsabgas mit einer vorgegebenen Temperatur derart mit Brennstoff anzureichern, dass es sich selbst entzündet. Als Brennstoff können alle in Gasturbinen verwendbare Brennstoffe verwendet werden, beispielsweise
Heizöl, Synthesegas, Erdgas, Methanol oder reiner Wasserstoff sowie Gasgemische. Das durch die hohe Eindüsgeschwindigkeit erreichbare Prinzip der Verzögerung der Verbrennung durch einen hohen Schergradienten ist durch eine weitgehende Unabhängigkeit vom verwendeten Brennstoff gekennzeichnet.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung umfasst der Gasturbinenbrenner einen primären Verbrennungsraum, wobei die Verbrennungszone in einem Abgasstrom abwärts des primären Verbrennungsraums angeordnet ist und die
Brennstoffeinmischanordnung zur Eindüsung des Brennstoffgases in das Verbrennungsabgas aus dem primären Verbrennungsraum vorgesehen ist. Das Brennstoffgas kann in das Verbrennungsabgas eingedüst werden ohne dass ein Rezirkulieren des Verbrennungsabgases notwendig ist, wodurch ein stabiler Eindüsstrahl mit einem hohen Schergradienten erreichbar ist. In einer Weiterbildung der Erfindung wird vorgeschlagen, dass die Brennstoffeinmischanordnung dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (4) mit zumindest 0,4-facher Schallgeschwindigkeit in das Verbrennungsabgas (6) einzudüsen. Generell wird der Bereich, in welchem der Wert des Schergradienten über dem kritischen Wert liegt, umso größer, je schneller und härter der Strahl ist. Durch das Eindüsen mit einer Mach-Zahl von 0,4, die technisch einfach und kostengünstig realisierbar ist, kann bereits eine deutliche Verzögerung der Selbstentzündung erreicht werden, die letztlich zu einer befriedigenden Reduktion der Schadstoffkonzentration im sekundären Verbrennungsabgas führt .
Wenn die Brennstoffeinmischanordnung dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas mit einer Geschwindigkeit in das Verbrennungsabgas einzudüsen, die kleiner ist als die 0,9- fache Schallgeschwindigkeit im Verbrennungsabgas, kann ein zufrieden stellender Ausgleich zwischen den Forderungen nach einer höheren Geschwindigkeit einerseits und nach kostengünstigen Brennstoffeinmischanordnungen andererseits erreicht werden.
Wenn die Brennstoffeinmischanordnung eine Vormischeinheit zum Vormischen des Brennstoffgases mit sauerstoffhaltigem Gas umfasst, kann eine magere, sanfte Verbrennung mit geringer Schadstoffkonzentration in den Verbrennungsprodukten erreicht werden. Das Mischprodukt aus der Vormischung ist das Brennstoffgas, das in das Abgas eingedüst wird.
Insbesondere wird vorgeschlagen, dass die Vormischeinheit dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas so mit dem sauerstoffhaltigen Gas vorzumischen, dass ein Verhältnis zwischen der Anzahl der Brennstoffmoleküle zu der Anzahl der Sauerstoffmoleküle zwischen 0,2 und 10 liegt. Die magere Verbrennung kann bereits bei Strahlgeschwindigkeiten im unteren Teil des erfindungsgemäßen Geschwindigkeitsbereichs erreicht werden, wenn die Vormischeinheit dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas so mit dem sauerstoffhaltigen Gas vorzumischen, dass ein Verhältnis zwischen der Anzahl der Brennstoffmoleküle zu der Anzahl der Sauerstoffmoleküle unter 1,0 liegt.
Alternativ oder zusätzlich kann dem Brennstoff Inertstoff zugemischt werden, wobei zweckmäßigerweise ebenfalls die oben angegebenen Verhältnisse, jedoch nun mit Inertstoff anstelle des sauerstoffhaltigen Gases, berücksichtigt werden. Als Inertstoff eignet sich besonders Wasserdampf, CO2 oder
Stickstoff. Die Anzahlteilchenmenge des Inertstoffs kann bis zur zehnfachen Menge des Brennstoffs betragen. Der Brennstoff kann auch ohne Beimischung von sauerstoffhaltigem Gas oder Inertstoff als Brennstoffgas eingedüst werden.
Die Verzögerung der Selbstentzündung kann gewährleistet werden, wenn ein Schergradient in einem Randbereich des Strahls in einem Bereich vor dem Düsenausgang - also stromabwärts des Düsenausgangs - oberhalb eines kritischen Schergradienten für die Selbstentzündung liegt.
Dabei ist es vorteilhaft, wenn eine Länge des Bereichs vor dem Düsenausgang, in welchem der Schergradient oberhalb des kritischen Schergradienten für die Selbstentzündung liegt, wenigstens 10 cm lang ist. Die Länge des Bereichs hängt natürlich von den Geschwindigkeiten des Strahls und des Verbrennungsabgases ab und ist besonders vorteilhaft so gewählt, dass sich die Selbstentzündung um wenigstens lms verzögert .
Wenn die Brennstoffeinmischanordnung dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas mit einem Druck in das Verbrennungsabgas einzudüsen, der um wenigstens 20%, insbesondere wenigstens 50%, höher ist als ein mittlerer Druck in der sekundären Verbrennungszone, kann der Strahl in einer besonders einfachen Weise realisiert werden. Allgemein ist das Verhältnis der Druckdifferenz zwischen Strahldruck und Druck des Verbrennungsabgases zum Druck des Verbrennungsabgases gleich dem Verhältnis aus Geschwindigkeit des Strahls und Schallgeschwindigkeit im Verbrennungsabgas.
Wenn der Eindüsestrahl aus Brennstoffgas zumindest einen Innenstrahl aus brennstoffhaltigem Gas und einen den
Innenstrahl umgebenden Außenstrahl aus Kühlgas umfasst, wobei das Kühlgas eine geringere Temperatur hat als das Verbrennungsabgas, kann eine besonders wirkungsvolle Vormischung erreicht werden, da die Selbstentzündung durch das Kühlgas weiter verzögert wird, indem das Erreichen der Selbstentzündungstemperatur verzögert wird. Ferner ist zu beachten, dass der kritische Wert des Schergradienten temperaturabhängig ist, so dass er durch das Hinzufügen von Kühlgas herabgesetzt wird. Dies kann schließlich zu einer Vergrößerung der Vormischzone führen, in welcher der Schergradient oberhalb des von der lokalen Temperatur abhängigen kritischen Werts liegt.
Eine effektive Kühlung kann erreicht werden, wenn die Temperatur des Kühlgases zwischen 2000C und 4000C liegt.
Wenn die Geschwindigkeit des Außenstrahls aus Kühlgas gleich der Geschwindigkeit des Innenstrahls ist, nimmt die Härte der Strahlkante durch den zusätzlichen Außenstrahl nicht ab, so dass ein großer Schergradient erreicht werden kann.
Der Vorteil der Verbrennungsverzögerung kann weiter erhöht werden, wenn die Geschwindigkeit des Außenstrahls aus Kühlgas größer als die Geschwindigkeit des Innenstrahls ist. Es kann ein noch höherer Schergradient zwischen dem Außenstrahl und der Umgebung als nur mit dem Innenstrahl und der Umgebung erreicht werden, wodurch die Verbrennung weiter verzögert werden kann.
Wenn andererseits die Geschwindigkeit des Außenstrahls aus
Kühlgas kleiner als die Geschwindigkeit des Innenstrahls ist, kann der Außenstrahl in einer kostengünstigen Weise ohne aufwändige Kompressoren und Düsen erzeugt werden. Wenn das Kühlgas Brennstoff enthält, kann eine homogene Brennstoffkonzentration in der Flammenzone erreicht werden.
Eine kostengünstige Realisierung des Gasturbinenbrenners kann erreicht werden, indem das Kühlgas zumindest im Wesentlichen aus Luft besteht.
Die Vorteile der Erfindung kommen wegen der in diesem Temperaturbereich besonders schnellen Selbstentzündung insbesondere dann zum Tragen, wenn die Temperatur des Verbrennungsabgases zwischen 9000C und 16000C liegt.
Die auf das Verfahren gerichtete Aufgabe wird durch ein Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine der eingangs genannten Art gelöst, bei dem erfindungsgemäß das Brennstoffgas mit zumindest der 0,2-fachen Schallgeschwindigkeit in das Verbrennungsabgas eingedüst wird. Es kann aus den oben genannten Gründen eine Schadstoffarme Verbrennung erreicht werden.
Die Erfindung wird anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert, die in den Zeichnungen dargestellt sind.
Es zeigen:
FIG 1 einen Gasturbinenbrenner mit einer sekundären Verbrennungszone nach einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung,
FIG 2 eine Brennstoffdüse eines
Wiederaufheizverbrennungssystems nach einer alternativen
Ausgestaltung der Erfindung und
FIG 3 eine als Lanze ausgestaltete Brennstoffdüse eines Wiederaufheizverbrennungssystems nach einer weiteren alternativen Ausgestaltung der Erfindung. Figur 1 zeigt ein Wiederaufheizverbrennungssystem 2 für eine Gasturbinenanlage mit einem Gasturbinenbrenner 4 mit einer sekundären Verbrennungszone 6, in welcher ein Gemisch aus mit Brennstoffgas 8 versetztem Verbrennungsabgas 10 verbrannt wird. Das Verbrennungsabgas 10 stammt aus einem hinsichtlich des Verbrennungsabgases 10 stromaufwärts der Verbrennungszone 6 gelegenen primären Verbrennungsraum 12 der Gasturbinenanlage, der von einer Turbinenstufe 14 der Gasturbine von der Verbrennungszone 6 getrennt ist, deren Laufschaufeln 16 von den Verbrennungsabgasen 10 aus dem Verbrennungsraum 12 angetrieben werden. Die sekundäre Verbrennungszone 2 ist im Wesentlichen ringförmig und rotationssymmetrisch zu einer nicht dargestellten Rotationsachse der Turbinenstufe 14. Das in die sekundäre Verbrennungszone 6 einströmende Verbrennungsabgas 10 hat eine Temperatur, die zwischen 9000C und 16000C liegt. Anstelle der Trennung der sekundären Verbrennungszone 2 von dem primären Verbrennungsraum 12 durch die Turbinenstufe 14 ist anstelle des primären Verbrennungsraums 12 eine Verbrennungsvorstufe stromaufwärts der sekundären Verbrennungszone 2 in einer gemeinsamen Brennkammer möglich.
Das Wiederaufheizverbrennungssystem 2 umfasst eine Brennstoffeinmischanordnung 18 mit einer Brennstoffdüse 20, durch welche das Brennstoffgas 8 in einer bezüglich der
Rotationsachse der Turbinenstufe 14 mit einer radial nach innen gerichteten Richtungskomponente in das axial in die sekundäre Verbrennungszone 2 einströmende Verbrennungsabgas 10 eingeleitet wird.
Die Brennstoffeinmischanordnung 18 ist durch starke Kompressoren und die Düsengeometrie dazu ausgelegt, das Brennstoffgas 8 in dem impulsreichen und schnellen Eindüsestrahl 22 in das Verbrennungsabgas 10 einzudüsen. Die Geschwindigkeit des Eindüsestrahls 22 kann abhängig von Sensorsignalen, welche Kenngrößen für einen Zustand des Wiederaufheizverbrennungssystems 2 enthalten, flexibel an den detektierten Zustand angepasst werden, indem eine hier nicht dargestellte Steuereinheit des
Wiederaufheizverbrennungssystems 2 einen Kompressordruck der
Brennstoffeinmischanordnung 18 einstellt.
Die Geschwindigkeit liegt jedoch wenigstens in einem Betriebsmodus, in welchem eine Verbrennung mit hohem Schergradienten durchgeführt wird, im Bereich zwischen dem 0,4-fachen und 0,9-fachen der Schallgeschwindigkeit im Verbrennungsabgas 10. Die Steuereinheit kann dazu die Geschwindigkeit abhängig vom Druck und von der Temperatur des Verbrennungsabgases 10 bestimmen oder eine feste Geschwindigkeit des Eindüsestrahls 22 ansteuern, welche die der 0,4-fachen Schallgeschwindigkeit entsprechende Mindestgeschwindigkeit in jedem Fall bei allen auftretenden Temperaturen und Drücken übertrifft.
In einem durch eine besonders Schadstoffarme Verbrennung gekennzeichneten Betriebsmodus düst die
Brennstoffeinmischanordnung 8 das Brennstoffgas 4 mit einer Geschwindigkeit in das Verbrennungsabgas 6 ein, die zwischen dem 0,6-fachen und 0,8-fachen der Schallgeschwindigkeit im Verbrennungsabgas 10 liegt.
Die Brennstoffdüse 20 ist in diesem Ausführungsbeispiel als Unterschalldüse ausgelegt, so dass die
Brennstoffeinmischanordnung 18 das Brennstoffgas 8 maximal mit einer Geschwindigkeit in das Verbrennungsabgas 10 eindüsen kann, die der 0,9-fachen Schallgeschwindigkeit im Verbrennungsabgas 10 entspricht.
Weiter umfasst Brennstoffeinmischanordnung 18 eine hier nur schematisch dargestellte Vormischeinheit 24 zum Vormischen des Brennstoffgases 8 mit sauerstoffhaltigem Gas oder einem Inertstoff. Die Vormischeinheit 24 kann das Brennstoffgas 8 in einem variabel einstellbaren Mischungsverhältnis mit dem entsprechenden Gas vormischen. Der Bereich der möglichen Mischungsverhältnisse, d.h. der möglichen Verhältnisse zwischen der Anzahl der Brennstoffmoleküle zu der Anzahl der Sauerstoffmoleküle umfasst insbesondere den Bereich zwischen 0,2 und 2,0.
Zumindest im Verbrennungsmodus mit hohem Schergradienten betreibt die Steuereinheit die Vormischeinheit 24 derart, dass diese das Brennstoffgas 8 so mit dem sauerstoffhaltigen Gas in einem solchen Verhältnis vormischt, dass das Verhältnis zwischen der Anzahl der Brennstoffmoleküle und der Anzahl der Sauerstoffmoleküle unter 1,0 liegt.
Die Geschwindigkeit des Eindüsestrahls 22 ist so groß, dass ein Schergradient in einem Randbereich 26 des impulsreichen Strahls 12 in einem Bereich vor einem Düsenausgang 28 oberhalb eines kritischen Schergradienten für die Selbstentzündung liegt. Dabei beträgt eine Länge des Bereichs vor dem Düsenausgang 28, in welchem der Schergradient oberhalb des kritischen Schergradienten für die Selbstentzündung liegt, wenigstens 10 cm.
Zum Erzeugen der hohen Geschwindigkeiten umfasst die
Brennstoffeinmischanordnung 18 einen hier nicht dargestellten Kompressor, so dass sie das Brennstoffgas 8 mit einem Druck in das Verbrennungsabgas 10 eindüsen kann, der um wenigstens 20% höher ist als ein mittlerer Druck des Verbrennungsabgases 10 in der sekundären Verbrennungszone 6. Im dargestellten
Ausführungsbeispiel beträgt der Druck des Verbrennungsabgases 6 aus der primären Verbrennungszone in der sekundären Verbrennungszone 2 etwa 20 bar, und der Druck des Brennstoffgases 4 beträgt 30 bar.
Dabei besteht der Eindüsestrahl 22 aus Brennstoffgas 8 aus einem Innenstrahl 30 aus brennstoffhaltigem Gas und einem den Innenstrahl 30 umgebenden Außenstrahl 32 aus Kühlgas. Die Temperatur des Kühlgases liegt zwischen 2000C und 6000C, so dass das Kühlgas eine geringere Temperatur hat als das
Verbrennungsabgas 10, das aus der primären Verbrennungszone in die sekundäre Verbrennungszone 6 einströmt. Während des Betriebs des Wiederaufheizverbrennungssystems wird im primären Verbrennungsraum 12 Brennstoffgas verbrannt und die heißen Verbrennungsabgase 10 strömen durch die Turbinenstufe 14 in die sekundäre Verbrennungszone 6. In diesen Abgasstrom wird das Brennstoffgas 8 in einem Strahl 12 mit einer Geschwindigkeit in das Verbrennungsabgas 10 eingedüst, die zumindest so groß ist wie die 0,2-fache Schallgeschwindigkeit im Verbrennungsabgas 10. In einem ersten Ausführungsbeispiel ist hierbei die Geschwindigkeit des Außenstrahls 32 aus Kühlgas gleich der Geschwindigkeit des Innenstrahls 30, so dass zwischen dem Innenstrahl 30 und dem Außenstrahl 32 kein Schergradient entsteht. Der große Schergradient entsteht dann im Randbereich 26 am Übergang zwischen dem äußeren Rand des Außenstrahls 32 und dem den gesamten Eindüsestrahl 22 umgebenden Verbrennungsabgas 10.
In einer alternativen Ausgestaltung, die konstruktiv weniger aufwändig ist, ist die Geschwindigkeit des Außenstrahls 32 aus Kühlgas kleiner als die Geschwindigkeit des Innenstrahls 30.
Das Kühlgas besteht zumindest im Wesentlichen aus Inertstoff, wie Stickstoff, CO2 oder Wasserdampf, wobei die Brennstoffeinmischanordnung 18 dem Kühlgas in einem einstellbaren Verhältnis Brennstoff beimischen kann, um die Flamme zu homogenisieren. Alternativ ist auch Luft im oder als Kühlgas denkbar
Figur 2 zeigt eine Brennstoffdüse 34 eines alternativen Wiederaufheizverbrennungssystems . Die Brennstoffdüse 34 umfasst ein Innenrohr 36 und einen das Innenrohr 36 konzentrisch ungebendes Außenrohr 38, welches das Innenrohr 36 in der Strömungsrichtung nach vorne überragt und das in einem vorderen Mischbereich 40 einen sich konisch verjüngenden Querschnitt hat, der an einer runden Auslassöffnung 42 der Brennstoffdüse 34 endet. Im Innenrohr 36 wird reiner Brennstoff oder zumindest ein stark brennstoffhaltiges Gas geführt, während im Zwischenraum zwischen dem Innenrohr 36 und dem Außenrohr 38 ein Sauerstoffreicher Mantelstrom geführt wird, der in einem bevorzugten Ausführungsbeispiel Luft führt. Im Mischbereich 40 mischen sich das stark brennstoffhaltige Gas und der sauerstoffhaltige Mantelstrom zum vorgemischten Brennstoffgas
In dem sich konisch verjüngenden vorderen Mischbereich 40 der Brennstoffdüse 34 wird das Brennstoffgas 8 beschleunigt, da die über das Strahlprofil gemittelte Geschwindigkeit im Wesentlichen umgekehrt proportional zur Querschnittsfläche ist. Durch die Auslassöffnung 42 wird das vorgemischte Brennstoffgas 8 schließlich in einem Eindüsestrahl 22 in die sekundäre Verbrennungszone 6 eingeleitet.
Figur 3 zeigt ein alternatives Wiederaufheizverbrennungssystem 44, das sich von den in den Figuren 1 und 2 dargestellten
Wiederaufheizverbrennungssystemen insbesondere durch eine als Lanze 46 ausgebildete, in die Mitte des Stroms aus Verbrennungsabgas 10 hinein ragende Brennstoffdüse 48 unterscheidet. Das Brennstoffgas 8 wird durch einen radial bezüglich der Rotationsachse der Turbinenstufe 14 in die sekundäre Verbrennungszone 6 ragendes Rohr 50 der Brennstoffdüse 48 geführt. Am radial inneren Ende des Rohrs 50 schließt sich die in die Strömungsrichtung des in der sekundären Verbrennungszone 6 geführten Verbrennungsabgases 10 weisende Lanze 46 an, durch welche das Brennstoffgas 8 in einem Eindüsestrahl 22 mit einer Mach-Zahl in einem bevorzugten Bereich zwischen 0,4 und 0,9 im Wesentlichen in Strömungsrichtung des Verbrennungsabgases 10 in das Verbrennungsabgas 10 eingedüst wird.

Claims

Patentansprüche
1. Gasturbinenbrenner (4) mit einer Verbrennungszone (6) zum Verbrennen eines Gemischs aus mit Brennstoffgas (8) versetztem Verbrennungsabgas (10) und mit einer
Brennstoffeinmischanordnung (18) mit einer Brennstoffdüse (20, 34, 48) zum Eindüsen des Brennstoffgases (8) in das Verbrennungsabgas (10), dadurch gekennzeichnet, dass die Brennstoffeinmischanordnung (18) dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (8) mit zumindest 0,2-facher Schallgeschwindigkeit in das Verbrennungsabgas (10) einzudüsen.
2. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen primären Verbrennungsraum (12), wobei die Verbrennungszone (6) in einem Abgasstrom abwärts des primären Verbrennungsraums (12) angeordnet ist und die Brennstoffeinmischanordnung (18) zur Eindüsung des Brennstoffgases (8) in das Verbrennungsabgas (10) aus dem primären Verbrennungsraum (12) vorgesehen ist.
3. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennstoffeinmischanordnung (18) dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (8) mit zumindest 0,4-facher Schallgeschwindigkeit in das Verbrennungsabgas (10) einzudüsen.
4. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennstoffeinmischanordnung (18) dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (8) mit einer Geschwindigkeit in das Verbrennungsabgas (10) einzudüsen, die kleiner ist als die 0,9-fache Schallgeschwindigkeit im Brennstoffgas (10).
5. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die die
Brennstoffeinmischanordnung (18) eine Vormischeinheit (24) zum Vormischen des Brennstoffgases (8) mit sauerstoffhaltigem Gas oder Inertstoff umfasst.
6. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Vormischeinheit (24) dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (8) so mit dem sauerstoffhaltigen Gas vorzumischen, dass ein Verhältnis zwischen der Anzahl der Brennstoffmoleküle zu der Anzahl der Sauerstoffmoleküle zwischen 0,2 und 10 liegt.
7. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Vormischeinheit (24) dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (8) so mit dem sauerstoffhaltigen Gas vorzumischen, dass ein Verhältnis zwischen der Anzahl der Brennstoffmoleküle zu der Anzahl der Sauerstoffmoleküle unter 1,0 liegt.
8. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein Schergradient in einem Randbereich (26) eines Eindüsestrahls (22) in einem Bereich vor einem Düsenausgang (28) oberhalb eines kritischen Schergradienten für die Selbstentzündung das Brennstoffgas (8) liegt.
9. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass eine Länge des Bereichs vor dem Düsenausgang (28), in welchem der Schergradient oberhalb des kritischen Schergradienten für die Selbstentzündung liegt, wenigstens 10 cm lang ist.
10. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennstoffeinmischanordnung (18) dazu ausgelegt ist, das Brennstoffgas (8) mit einem Druck in das Verbrennungsabgas (10) einzudüsen, der um wenigstens 20%, insbesondere wenigstens 50%, höher ist als ein mittlerer Druck in der Verbrennungszone (6) .
11. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein Eindüsestrahl (22) aus Brennstoffgas (8) zumindest einen Innenstrahl (30) aus brennstoffhaltigem Gas und einen den Innenstrahl (30) umgebenden Außenstrahl (32) aus Kühlgas umfasst, wobei das Kühlgas eine geringere Temperatur hat als das Verbrennungsabgas (10).
12. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Temperatur des Kühlgases zwischen 2000C und 6000C liegt.
13. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Geschwindigkeit des Außenstrahls (32) aus Kühlgas gleich der Geschwindigkeit des Innenstrahls (30) ist.
14. Gasturbinenbrenner (4) nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Geschwindigkeit des Außenstrahls (32) aus Kühlgas größer als die Geschwindigkeit des Innenstrahls (30) ist.
15. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der Ansprüche 11 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlgas Brennstoff enthält.
16. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der Ansprüche 11 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlgas zumindest im Wesentlichen aus Inertstoff und/oder Luft besteht.
17. Gasturbinenbrenner (4) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Temperatur des Verbrennungsabgases (3) in der Verbrennungszone (6) zwischen 9000C und 16000C liegt.
18. Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinenbrenners (4) mit einer Verbrennungszone (6), in welcher ein Gemisch aus mit Brennstoffgas (8) versetztem Verbrennungsabgas (10) verbrannt wird, wobei das Brennstoffgas (8) mit einer Brennstoffdüse (20, 34, 48) in das Verbrennungsabgas (10) eingedüst wird, dadurch gekennzeichnet, dass das Brennstoffgas (8) mit zumindest der 0,2-fachen Schallgeschwindigkeit in das Verbrennungsabgas (10) eingedüst wird.
PCT/EP2007/051597 2006-02-28 2007-02-20 Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners WO2007099046A1 (de)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2007800071274A CN101395428B (zh) 2006-02-28 2007-02-20 燃气轮机燃烧器及其运行方法
US12/224,482 US20100043440A1 (en) 2006-02-28 2007-02-20 Gas Turbine Burner and Method of Operating a Gas Turbine Burner
EP07712256A EP1989486A1 (de) 2006-02-28 2007-02-20 Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners
JP2008556749A JP4776697B2 (ja) 2006-02-28 2007-02-20 ガスタービン用燃焼器およびガスタービン用燃焼器の運転方法

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006009562.6 2006-02-28
DE102006009562 2006-02-28

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2007099046A1 true WO2007099046A1 (de) 2007-09-07

Family

ID=38009771

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2007/051597 WO2007099046A1 (de) 2006-02-28 2007-02-20 Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20100043440A1 (de)
EP (1) EP1989486A1 (de)
JP (1) JP4776697B2 (de)
CN (1) CN101395428B (de)
RU (1) RU2406034C2 (de)
WO (1) WO2007099046A1 (de)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9528439B2 (en) * 2013-03-15 2016-12-27 General Electric Company Systems and apparatus relating to downstream fuel and air injection in gas turbines
US10222066B2 (en) * 2016-05-26 2019-03-05 Siemens Energy, Inc. Ducting arrangement with injector assemblies arranged in an expanding cross-sectional area of a downstream combustion stage in a gas turbine engine
US11156156B2 (en) 2018-10-04 2021-10-26 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with a unitary structure and method for manufacturing the same
DE102019204746A1 (de) 2019-04-03 2020-10-08 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildkachel mit Dämpfungsfunktion

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB914906A (en) * 1958-12-10 1963-01-09 Snecma Burner for hot fuel
DE1235670B (de) * 1962-11-06 1967-03-02 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Vorrichtung zur Flammenstabilisierung in Gleichdruck-Brennkammern
DE1800611A1 (de) * 1968-10-02 1970-05-27 Hertel Dr Ing Heinrich Anordnung zum Einspritzen von Kraftstoff in einen an einer Einspritzduese mit UEberschallgeschwindigkeit vorbeistroemenden Luftstrom
DE1926728B1 (de) * 1969-05-24 1971-03-25 Messerschmitt Boelkow Blohm Brennkammer fuer Strahltriebwerke,insbesondere fuer Raketen-Staustrahltriebwerke
GB1586752A (en) * 1977-05-23 1981-03-25 Inst Francais Du Petrole Gas turbine engines and methods of operating gas turbine engines
US4896501A (en) * 1987-10-22 1990-01-30 Faulkner Robie L Turbojet engine with sonic injection afterburner
US5341640A (en) * 1993-03-30 1994-08-30 Faulkner Robie L Turbojet engine with afterburner and thrust augmentation ejectors
US6112512A (en) * 1997-08-05 2000-09-05 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus of pulsed injection for improved nozzle flow control

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1283827A (en) * 1970-09-26 1972-08-02 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion apparatus
US4255777A (en) * 1977-11-21 1981-03-10 Exxon Research & Engineering Co. Electrostatic atomizing device
US4581675A (en) * 1980-09-02 1986-04-08 Exxon Research And Engineering Co. Electrostatic atomizing device
US4683541A (en) * 1985-03-13 1987-07-28 David Constant V Rotary fluidized bed combustion system
US4821512A (en) * 1987-05-05 1989-04-18 United Technologies Corporation Piloting igniter for supersonic combustor
US4793305A (en) * 1987-07-16 1988-12-27 Dresser Industries, Inc. High turbulence combustion chamber for turbocharged lean burn gaseous fueled engine
US5070690A (en) * 1989-04-26 1991-12-10 General Electric Company Means and method for reducing differential pressure loading in an augmented gas turbine engine
US4991774A (en) * 1989-08-24 1991-02-12 Charged Injection Corporation Electrostatic injector using vapor and mist insulation
US5093602A (en) * 1989-11-17 1992-03-03 Charged Injection Corporation Methods and apparatus for dispersing a fluent material utilizing an electron beam
US5515681A (en) * 1993-05-26 1996-05-14 Simmonds Precision Engine Systems Commonly housed electrostatic fuel atomizer and igniter apparatus for combustors
CH688899A5 (de) * 1994-05-26 1998-05-15 Asea Brown Boveri Verfahren zur Regelung einer Gasturbogruppe.
JPH08193716A (ja) * 1995-01-17 1996-07-30 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
US6883302B2 (en) * 2002-12-20 2005-04-26 General Electric Company Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter
FR2858661B1 (fr) * 2003-08-05 2005-10-07 Snecma Moteurs Dispositif de post-combustion

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB914906A (en) * 1958-12-10 1963-01-09 Snecma Burner for hot fuel
DE1235670B (de) * 1962-11-06 1967-03-02 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Vorrichtung zur Flammenstabilisierung in Gleichdruck-Brennkammern
DE1800611A1 (de) * 1968-10-02 1970-05-27 Hertel Dr Ing Heinrich Anordnung zum Einspritzen von Kraftstoff in einen an einer Einspritzduese mit UEberschallgeschwindigkeit vorbeistroemenden Luftstrom
DE1926728B1 (de) * 1969-05-24 1971-03-25 Messerschmitt Boelkow Blohm Brennkammer fuer Strahltriebwerke,insbesondere fuer Raketen-Staustrahltriebwerke
GB1586752A (en) * 1977-05-23 1981-03-25 Inst Francais Du Petrole Gas turbine engines and methods of operating gas turbine engines
US4896501A (en) * 1987-10-22 1990-01-30 Faulkner Robie L Turbojet engine with sonic injection afterburner
US5341640A (en) * 1993-03-30 1994-08-30 Faulkner Robie L Turbojet engine with afterburner and thrust augmentation ejectors
US6112512A (en) * 1997-08-05 2000-09-05 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus of pulsed injection for improved nozzle flow control

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009528503A (ja) 2009-08-06
EP1989486A1 (de) 2008-11-12
CN101395428A (zh) 2009-03-25
RU2008138545A (ru) 2010-04-10
CN101395428B (zh) 2010-12-08
JP4776697B2 (ja) 2011-09-21
US20100043440A1 (en) 2010-02-25
RU2406034C2 (ru) 2010-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2116766B1 (de) Brenner mit Brennstofflanze
DE69719688T2 (de) Gasturbinenbrenner und Betriebsverfahren dafür
DE69111614T2 (de) Gasturbinenbrennkammer und deren arbeitsweise.
EP1570211B1 (de) Verfahren und vorrichtung zur verbrennung eines brennstoffes
DE60128513T2 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Verminderung der Emissionen in einer Brennkammer mit einer Wirbelmischvorrichtung
EP0274630B1 (de) Brenneranordnung
DE69804022T2 (de) Pilotbrennerkegel für brennkammer mit niedrigem nox ausstoss
EP0710797B1 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb eines Vormischbrenners
DE4426351B4 (de) Brennkammer für eine Gasturbine
DE2338673C2 (de) Nachbrenneranordnung für ein Gasturbinenstrahltriebwerk
CH697790B1 (de) Düse zum Leiten eines Fluids in einen Brennkammeraufbau.
DE19510744A1 (de) Brennkammer mit Zweistufenverbrennung
DE10050248A1 (de) Brenner
EP1262714A1 (de) Brenner mit Abgasrückführung
EP1336800A1 (de) Verfahren zur Verminderung verbrennungsgetriebener Schwingungen in Verbrennungssystemen sowie Vormischbrenner zur Durchführung des Verfahrens
EP1950494A1 (de) Brennkammer für eine Gasturbine
DE102009043830A1 (de) Flammenhaltungs-toleranter Brennstoff/Luft-Vormischer für eine Gasturbinenbrennkammer
WO2005080878A1 (de) Vormischbrenner sowie verfahren zur verbrennung eines niederkalorischen brenngases
EP1828684A1 (de) Vormischbrenner mit mischstrecke
DE2629761A1 (de) Brennkammer fuer gasturbinen
EP1356236B1 (de) Vormischbrenner sowie verfahren zum betrieb eines derartigen vormischbrenners
EP0995066B1 (de) Brenneranordnung für eine feuerungsanlage, insbesondere eine gasturbinenbrennkammer
EP1217297A1 (de) Brenner mit hoher Flammenstabilität
WO2007099046A1 (de) Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners
EP1439349A1 (de) Verbrennungsverfahren sowie Brenner zur Durchführung des Verfahrens

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
DPE2 Request for preliminary examination filed before expiration of 19th month from priority date (pct application filed from 20040101)
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2007712256

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2008556749

Country of ref document: JP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200780007127.4

Country of ref document: CN

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2008138545

Country of ref document: RU

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12224482

Country of ref document: US