WO2010069663A1 - Gasturbinenbrennkammer und gasturbine - Google Patents

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WO2010069663A1
WO2010069663A1 PCT/EP2009/064482 EP2009064482W WO2010069663A1 WO 2010069663 A1 WO2010069663 A1 WO 2010069663A1 EP 2009064482 W EP2009064482 W EP 2009064482W WO 2010069663 A1 WO2010069663 A1 WO 2010069663A1
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wall
gas turbine
combustion chamber
cooling
inner walls
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PCT/EP2009/064482
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English (en)
French (fr)
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Christoph Buse
Alessandro Casu
Giacomo Colmegna
Werner Stamm
Stefan Völker
Ulrich Wörz
Adam Zimmermann
Tilman Auf Dem Kampe
Jaap Van Kampen
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Siemens AG
Siemens Corp
Original Assignee
Siemens AG
Siemens Corp
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F23R3/08—Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • 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
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine combustor having a substantially rotationally symmetrical cross section and at least one axial section, which has an inner wall with an outer side and an outer wall with an inner side facing away from the inner wall and spaced from the inner side, so that between the outer side and the Inside a at least onedefluidka- channel forming space is present.
  • the present invention relates to a gas turbine.
  • a gas turbine comprises as essential components one
  • Compressor a turbine with blades and vanes and at least one combustion chamber.
  • the blades of the turbine are arranged on a shaft extending mostly through the entire gas turbine, which is coupled to a consumer, for example a generator for generating electricity.
  • the shaft provided with the blades is also called turbine runner or rotor
  • the combustion chamber is supplied with compressed air from the compressor.
  • the compressed air is mixed with a fuel, such as oil or gas, and burned in the combustion chamber.
  • the hot combustion exhaust gases are finally fed to the turbine via a combustion chamber outlet, where they are impulsively transferred to the rotor blades under relaxation and cooling and thus perform work.
  • combustion chambers of so-called diffusion combustion systems in which a fuel-rich fuel-air mixture is burned, are subjected to very high temperatures during operation of the gas turbine.
  • the combustion chamber is here a mechanical container which serves to stabilize the flame and to ensure the transfer of the compressor air heated by the combustion into the turbine. Since this mechanical container is close to the flame, it is exposed to temperatures that even exceed the melting temperature of superalloys. To prevent the combustion chambers from melting, they are therefore often equipped with complex double-walled cooling systems and cooling fins between the walls.
  • a combustion chamber for a diffusion flame having a double wall is described, for example, in WO 99/17057 A1.
  • a double-walled combustion chamber which is used in conjunction with a premix flame, ie, a vortexed air-fuel mixture, is described in WO 97/14875 A1.
  • the effective flow cross-section of the cooling fluid channel decreases with such a configured cooling system. Due to the higher elongation of the inner wall when it becomes warmer during operation, the distance between the inner wall and the outer wall and thus the cross-sectional area of the cooling air passage decreases. The change in the cross-sectional area also makes it difficult to control the amount of cooling fluid flowing through the cooling fluid passage. Simple closing and opening of cooling fluid inlet openings is not possible for controlling the amount of cooling fluid, since this is determined mainly by the cross-sectional area of the cooling fluid channel.
  • the first object is achieved by a gas turbine combustor according to claim 1, the second object by a gas turbine according to claim 6.
  • the appended claims contain advantageous embodiments of the invention.
  • a gas turbine combustor according to the invention has a substantially rotationally symmetrical cross-section and has at least one axial section, which is an inner Wall having an outer side and an outer wall having an outer side of the inner wall facing and spaced from the inner side.
  • an inner Wall having an outer side and an outer wall having an outer side of the inner wall facing and spaced from the inner side.
  • the outside of the inner wall has cooling fins projecting toward the inside of the outer wall.
  • the outer wall to the space leading inlet openings for a cooling fluid.
  • the cooling ribs are helically wound around the inner wall, which in particular has an outflow-side end, at which the intermediate space between the outer side of the inner wall and the inner side of the outer wall is open to the combustion chamber interior.
  • the helically wound cooling fins have several advantages.
  • the length of a helically wound cooling fin with the same axial length of the inner wall is longer than a linearly extending in the axial direction of the cooling fin, whereby the surface for heat transfer to the flowing along the cooling fins thermal fluid is increased compared to the axial rib. Better heat transfer and thus more efficient cooling is the result.
  • Cooling ribs also passed, so that it flows along a helically curved flow path. It remains due to the greater length of a helical flow path longer in contact with the inner wall to be cooled, whereby the cooling fluid can absorb heat for a longer time and is thus used more efficiently.
  • a disadvantage of using the conventional cooling fins which are conventional in the prior art is that the inner wall of the combustion chamber experiences a significant radial thermal expansion due to the very high temperatures prevailing during operation. This thermal expansion is large enough to allow the flow cross section through the gap between see an inner wall with a straight cooling fin and the outer wall to decrease. The reason for this is that the straight cooling fins do not cause rigidity of the inner wall, which would prevent a radial expansion of the inner wall.
  • Helical ribs give the inner wall a rigidity which prevents radial expansion. The thermal expansion of an inner wall provided with helical cooling ribs leads to this rather to an axial expansion and to a rotation, but hardly to a radial expansion.
  • the radial expansion due to the prevailing high temperatures is therefore significantly reduced in comparison to combustion chambers according to the prior art, ie a combustion chamber with linearly extending cooling ribs in the axial direction.
  • the axial thermal expansions and a rotation of the inner combustion chamber wall hardly influence the flow cross section of the intermediate space between the inner wall and the outer wall, so that better control and better uniformity of the cooling fluid flow at different temperatures prevailing in the combustion chamber are possible.
  • helically wound cooling fins also offer an advantage in terms of production since, in contrast to straight cooling fins, they can be introduced into the inner wall in a turning process.
  • axial cooling ribs have to be milled in, which represents an increased outlay compared with the production of the helical cooling ribs.
  • the cooling fluid can then be supplied to the combustion chamber interior, which is used in particular in diffusion flames.
  • compressor air or steam can be used as the cooling fluid.
  • Embodiment leads the helical winding of the cooling fins that the cooling fluid is passed on a helical path along the outside of the inner wall.
  • the cooling fluid therefore enters the combustion chamber interior in a vortex that stabilizes the flame.
  • the vortex keeps the cooling fluid due to the centripetal force in the vicinity of the wall, which brings advantages in terms of cooling with it.
  • the outer wall has steps in the axial direction of the gas turbine combustor.
  • This embodiment makes it possible to design the cooling fluid channels between the different inner walls and the outer wall differently, be it with different flow cross sections and / or with different slopes of the helically wound ribs and / or with different rib geometries.
  • each of the outer walls of the inner walls which are partially pushed into one another, may be fastened to a fastening section of the outer wall in their section surrounding the inner of the inner walls pushed one inside the other.
  • the inlet openings of the outer wall then adjoin these fastening sections.
  • Each intermediate space formed between an inner wall and the outer wall can then be supplied with cooling fluid individually.
  • each of the axially rearwardly disposed inner walls have a downstream end, on which the between the outer side of the respective inner wall and the inner side of the outer wall existing gap to the combustion chamber interior is open.
  • a further inner wall arranged in the axial direction behind an inner wall is further cooled by means of film cooling by the cooling fluid entering the combustion chamber, which flows along the inside of the following inner wall.
  • the film cooling is done by the vortex of the entering into the combustion chamber cooling fluid also stabilized.
  • the cooling fluid thereby remains longer on the inside of the subsequent inner wall than in the linear cooling fins used in the prior art. The efficiency of the cooling can thereby be increased.
  • a gas turbine according to the invention is equipped with at least one combustion chamber according to the invention.
  • a plurality of combustion chambers according to the invention for example six, eight or twelve combustion chambers, can be arranged around the rotor.
  • the advantages described with reference to the gas turbine combustor according to the invention also result in the gas turbine according to the invention. Reference is therefore made to the advantages described with reference to the gas turbine combustor according to the invention.
  • FIG. 1 shows a gas turbine according to the invention in a longitudinal partial section.
  • FIG. 2 shows a combustion chamber according to the invention in a longitudinal section.
  • FIG. 3 shows in a highly schematic representation the inner wall of a gas turbine combustion chamber according to the invention.
  • FIG. 4 shows an enlarged detail from FIG. 3.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 1 in a longitudinal section.
  • This comprises a compressor section 3, a combustion chamber section 5 and a turbine section 7.
  • a shaft extends through all sections of the gas turbine 1.
  • the shaft 9 is fitted with rings of compressor blades. scoops 11 and in the turbine section 7 with rings of turbine blades 13 equipped. Wreaths of compressor guide vanes 15 are located between the rotor blade rings in the compressor section 3 and rings of turbine guide vanes 17 in the turbine section 7.
  • the guide vanes extend from the housing 19 of the gas turbine installation 1 essentially in the radial direction to the shaft.
  • FIG. 2 shows a combustion chamber 25 of the gas turbine 1 in a schematic sectional view.
  • the combustion chamber 25 includes a burner end 31 to which at least one burner 27 is disposed and through which both the fuel and compressor air are introduced into the combustion chamber.
  • the combustion chamber 25 comprises a turbine-side outlet end 33, through which the hot combustion exhaust gases exit the combustion chamber 25 in the direction of the turbine section 7.
  • the flame present in the combustion chamber 25 during operation of the gas turbine 1 results in very high temperatures in a section 35 of the combustion chamber which cause the combustion chamber wall to cool. make necessary, especially if the flame is a diffusion flame.
  • the combustion chamber wall at least in this section 35, has a double-walled structure with an outer wall 37 and one or more inner walls 39A, 39B, 39C. Between the inner walls 39A, 39B, 39C and the outer wall 37 there are intermediate spaces 41A, 41B, 41C which form cooling fluid passages for a cooling fluid, in the present embodiment compressor air.
  • the outside, the substantially cylindrical inner walls 39A, 39B, 39C have helically wound ones
  • Ribs 43 which project toward the outer wall 37 and between which helical flow paths for the compressor air are formed.
  • the geometry of these flow paths is shown in FIG. 3, which shows a schematic view of the outside of an inner wall 39.
  • FIG. 4 shows an enlarged detail from FIG. 3.
  • the inner walls 39 each have a fastening portion 45, in which they are attached to a fastening portion 46 of the outer wall 37.
  • the inner walls 39 have slightly different radii, wherein the radii in the flow direction 47 of the combustion gases increase.
  • the fastening portions 45 remote from the ends 40 of the inner walls 39 are inserted into a part in the downstream adjacent inner wall 39. In this case, a distance between the outside of the inner inner wall (eg 39A) and the inner side of the outer Innwand (eg 39B) or the outer wall 37 remains such that on the outflow side an annular opening 42 open towards the combustion chamber interior is formed.
  • the outer wall 37 has, in the vicinity of the fixing portions 46 to which the inner walls 39 are fixed with their fixing portions 45, through holes 49 serving as inlet openings for compressor air into the spaces 41.
  • the compressor air then flows along the outside of the inner walls 39 to cool them.
  • the compressor air flows through the annular opening 42 into the combustion chamber interior. Due to the helically wound flow paths between the ribs 43, the cooling air entering the combustion chamber interior forms an NEN vortex, which flows along the inside of the downstream following inner wall 39 along and thus serves as a film cooling for this inner wall 39.
  • the cooling air serves as cooling air in two ways, namely firstly by cooling first the outside of an inner wall, and then the inside of the following inner wall.
  • the helically wound cooling fins 43 on the outer sides of the inner walls 39 in the first cooling process make the path along which the cooling air flows on the outer side of the inner walls 39 longer, as compared to straight ribs, whereby a higher heat transfer to the flowing Air is possible.
  • the helically wound shape of the cooling ribs 43 also results in the inner walls 39 being given a higher rigidity than radial thermal expansion, so that the flow cross section between the inner side of the outer wall 37 and the outer side of the inner walls 39 also operates at different temperatures during operation of the gas turbine remains largely constant.
  • an axial expansion in conjunction with a twisting of the inner wall 39 can be chosen, for example, such that the radial thermal expansion is minimized or so that the time required for the cooling air to flow along the cooling fins 43, is set to a certain duration.
  • cooling fins 43 it is possible to optimize the geometry of the cooling fins 43 with regard to the vortex occurring after the entry of the cooling air into the combustion chamber interior.
  • the cooling fins shown in FIG. 4 have a rectangular cross section, they also have other cross sections, for example a triangular cross section or a trapezoidal cross section Cross section, may have.
  • the ribs at different inner walls 39A, 39B, 39C can be designed differently in order to optimize the cooling effect on the conditions prevailing in the respective combustion chamber section.
  • the helical cooling ribs 43 can be produced in a simple manner by introducing helical grooves into a cylindrical inner wall by means of a turning process.

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Es wird eine Gasturbinenbrennkammer (25) mit im Wesentlichen rotationssymmetrischem Querschnitt zur Verfügung gestellt. Sie weist eine innere Wand (39) mit einer Außenseite und eine äußere Wand (37) mit einer der Außenseite der inneren Wand zugewandten und von dieser beabstandeten Innenseite auf, so dass zwischen der Außenseite der inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) ein wenigstens einen Kühlfluidkanal bildender Zwischenraum (41) vorhanden ist. Die Außenseite der inneren Wand (39) weist in Richtung auf die Innenseite der äußeren Wand (37) vorstehende Kühlrippen auf, wobei die Kühlrippen (43) helixförmig um die innere Wand herum gewunden sind und die innere Wand (39) ein abströmseitiges Ende aufweist, an dem der zwischen der Außenseite der inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) vorhandene Zwischenraum (41) zum Brennkammerinneren hin offen ist.

Description

Beschreibung
Gasturbinenbrennkammer und Gasturbine
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbinenbrennkammer mit im Wesentlichen rotationssymmetrischem Querschnitt und wenigstens einem axialen Abschnitt, welcher eine innere Wand mit einer Außenseite und eine äußere Wand mit einer der Außenseite der inneren Wand zugewandten und von dieser beabstandeten Innenseite aufweist, so dass zwischen der Außenseite und der Innenseite ein wenigstens einen Kühlfluidka- nal bildender Zwischenraum vorhanden ist. Daneben betrifft die vorliegende Erfindung eine Gasturbine.
Eine Gasturbine umfasst als wesentliche Bestandteile einen
Verdichter, eine Turbine mit Laufschaufeln und Leitschaufeln sowie wenigstens eine Brennkammer. Die Laufschaufeln der Turbine sind an einer sich zumeist durch die gesamte Gasturbine erstreckende Welle angeordnet, die mit einem Verbraucher, et- wa einem Generator zur Stromerzeugung, gekoppelt ist. Die mit den Laufschaufeln versehene Welle wird auch Turbinenläufer oder Rotor genannt
Im Betrieb der Gasturbine wird der Brennkammer verdichtete Luft aus dem Verdichter zugeführt. Die verdichtete Luft wird mit einem Brennstoff, beispielsweise Öl oder Gas, vermischt und in der Brennkammer verbrannt. Die heißen Verbrennungsabgase werden schließlich über einen Brennkammerausgang der Turbine zugeführt, wo sie unter Entspannung und Abkühlung Im- puls auf die Laufschaufeln übertragen und so Arbeit leisten.
Insbesondere die Brennkammern von sogenannten Diffusions- Verbrennungssystemen, in denen ein brennstoffreiches Brennstoff-Luftgemisch verbrannt wird, sind im Betrieb der Gastur- bine sehr hohen Temperaturen ausgesetzt. Die Brennkammer ist hierbei ein mechanischer Behälter, der dazu dient, die Flamme zu stabilisieren und die Überleitung der durch die Verbrennung erhitzten Verdichterluft in die Turbine zu gewährleis- ten. Da dieser mechanische Behälter nahe der Flamme liegt, ist er Temperaturen ausgesetzt, die selbst die Schmelztemperatur von Superlegierungen übersteigen. Um das Schmelzen der Brennkammern zu verhindern, sind diese daher häufig mit kom- plexen Kühlsystemen mit doppelter Wandung und Kühlrippen zwischen den Wänden ausgestattet. Eine Brennkammer für eine Diffusionsflamme, die eine doppelte Wandung aufweist, ist bspw. in WO 99/17057 Al beschrieben. Ebenfalls eine Brennkammer mit doppelter Wandung, die aber in Verbindung mit einer Vormisch- flamme, d.h. einem vor der Zündung verwirbelten Luft- Brennstoff-Gemisch, Verwendung findet, ist in WO 97/14875 Al beschrieben. Mit ansteigender Temperatur nimmt jedoch bei einem derartig ausgestalteten Kühlsystem der effektive Strömungsquerschnitt des Kühlfluidkanals ab. Aufgrund der höheren Dehnung der inneren Wand, wenn diese während des Betriebs wärmer wird, verringert sich der Abstand zwischen der inneren Wand und der äußeren Wand und somit die Querschnittsfläche des Kühlluftkanals. Die Änderung der Querschnittsfläche erschwert außerdem das Steuern der durch den Kühlfluidkanal strömenden Kühlfluidmenge . Ein einfaches Schließen und Öffnen von Kühlfluideintrittsöffnungen ist zum Steuern der Kühlflu- idmenge nicht möglich, da diese hauptsächlich durch die Querschnittsfläche des Kühlfluidkanals bestimmt wird.
Gegenüber diesem Stand der Technik ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vorteilhafte Gasturbinenbrennkammer zur Verfügung zu stellen. Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vorteilhafte Gasturbine zur Verfügung zu stellen.
Die erste Aufgabe wird durch eine Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1 gelöst, die zweite Aufgabe durch eine Gasturbine nach Anspruch 6. Die anhängigen Ansprüche enthalten vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.
Eine erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer weist einen im Wesentlichen rotationssymmetrischen Querschnitt auf und besitzt wenigstens einen axialen Abschnitt, der eine innere Wand mit einer Außenseite und eine äußere Wand mit einer der Außenseite der inneren Wand zugewandten und von dieser beabstandeten Innenseite aufweist. Somit ist zwischen der Außenseite der Innenwand und der Innenseite der Außenwand ein wenigstens einen Kühlfluidkanal bildender Zwischenraum vorhanden. Die Außenseite der inneren Wand weist in Richtung auf die Innenseite der äußeren Wand vorstehende Kühlrippen auf. Außerdem weist die Außenwand zum Zwischenraum führende Eintrittsöffnungen für ein Kühlfluid auf. In der erfindungsgemä- ßen Gasturbinenbrennkammer sind die Kühlrippen helixförmig um die innere Wand herum gewunden, die insbesondere ein abström- seitiges Ende aufweist, an dem der zwischen der Außenseite der inneren Wand und der Innenseite der äußeren Wand vorhandene Zwischenraum zum Brennkammerinneren hin offen ist.
Im Vergleich zu axial verlaufenden Kühlrippen, wie sie im Stand der Technik zur Anwendung kommen, weisen die helixförmig gewundenen Kühlrippen mehrere Vorteile auf. So ist die Länge einer helixförmig gewundenen Kühlrippe bei gleicher axialen Länge der inneren Wand länger als eine in Axialrichtung linear verlaufende Kühlrippe, wodurch die Fläche zur Wärmeübertragung an das an den Kühlrippen entlang fließende Wärmefluid im Vergleich zur axialen Rippe vergrößert wird. Eine bessere Wärmeübertragung und somit eine effizientere Kühlung ist die Folge. Zudem wird das Kühlfluid durch die
Kühlrippen auch geleitet, so dass dieses entlang eines helixförmig gewundenen Strömungspfades strömt. Es bleibt aufgrund der größeren Länge eines helixförmigen Strömungspfades länger mit der zu kühlenden inneren Wand in Kontakt, wodurch das Kühlfluid länger Wärme aufnehmen kann und so effizienter nutzbar ist.
Ein Nachteil bei Verwendung bei der im Stand der Technik üblichen gerade verlaufenden Kühlrippen ist, dass die innere Wand der Brennkammer aufgrund der beim Betrieb herrschenden sehr hohen Temperaturen eine signifikante radiale thermische Ausdehnung erfährt. Diese thermische Ausdehnung ist groß genug, um den Strömungsquerschnitt durch den Zwischenraum zwi- sehen einer inneren Wand mit gerader Kühlrippe und der äußeren Wand zu verringern. Ursache hierfür ist, dass die geraden Kühlrippen keine Steifigkeit der inneren Wand herbeiführen, die einer radialen Ausdehnung der inneren Wand entgegenstehen würde. Helixförmige Rippen verleihen der inneren Wand hingegen eine Steifigkeit, die einer radialen Ausdehnung entgegensteht. Die thermische Ausdehnung einer mit helixförmigen Kühlrippen versehenen inneren Wand führt bei dieser eher zu einer axialen Ausdehnung sowie zu einer Verdrehung, jedoch kaum zu einer radialen Ausdehnung. Die radiale Ausdehnung aufgrund der herrschenden hohen Temperaturen ist daher im Vergleich zu Brennkammern nach Stand der Technik, d.h. einer Brennkammer mit in Axialrichtung linear verlaufenden Kühlrippen, deutlich reduziert. Die axiale thermische Ausdehnungen sowie eine Verdrehung der inneren Brennkammerwand beeinflussen den Strömungsquerschnitt des Zwischenraums zwischen der inneren Wand und der äußeren Wand kaum, so dass eine bessere Kontrolle sowie eine bessere Gleichförmigkeit des Kühlflu- idstroms bei verschiedenen in der Brennkammer herrschenden Temperaturen möglich ist.
Schließlich bieten helixförmig gewundene Kühlrippen auch einen Vorteil hinsichtlich der Herstellung, da diese im Gegensatz zu gerade verlaufenden Kühlrippen in einem Drehprozess in die innere Wand eingebracht werden können. Axiale Kühlrippen müssen dagegen eingefräst werden, was im Vergleich zum Herstellen der helixförmigen Kühlrippen einen erhöhten Aufwand darstellt.
Durch den zum Brennkammerinneren hin offenen Zwischenraum zwischen der Außenseite der inneren Wand und der Innenseite der äußeren Wand kann das Kühlfluid dann dem Brennkammerinneren zugeleitet werden, was insbesondere bei Diffusionsflammen zur Anwendung kommt. Als Kühlfluid kann hierbei beispielswei- se Verdichterluft oder Dampf Verwendung finden. In dieser
Ausgestaltung führt die helixförmige Windung der Kühlrippen dazu, dass das Kühlfluid auf einer helixförmigen Bahn entlang der Außenseite der inneren Wand geleitet wird. Das Kühlfluid tritt daher in einem Wirbel, der die Flamme stabilisiert, in das Brennkammerinnere ein. Außerdem hält der Wirbel das Kühlfluid infolge der Zentripetalkraft in der Nähe der Wand, was hinsichtlich der Kühlung vorteile mit sich bring.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Gasturbinenbrennkammer weist die äußere Wand in Axialrichtung der Gasturbinenbrennkammer Stufen auf. Es ist eine Anzahl von in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wänden vorhanden, wobei die inneren Wände ringförmig ausgebildet sind und die Durchmesser von in Axialrichtung hintereinander angeordneten ringförmigen inneren Wänden zunehmen. Benachbarte ringförmige innere Wände sind hierbei teilweise ineinander geschoben. Diese Ausgestaltung ermöglicht es, die Kühlfluid- kanäle zwischen den unterschiedlichen inneren Wänden und der äußeren Wand jeweils unterschiedlich auszugestalten, sei es mit unterschiedlichen Strömungsquerschnitten und/oder mit unterschiedlichen Steigungen der helixförmig gewundenen Rippen und/oder mit unterschiedlichen Rippengeometrien.
Weiterhin kann in der vorteilhaften Ausgestaltung die jeweils äußere der teilweise ineinander geschobenen inneren Wände in ihrem die innere der ineinander geschobenen inneren Wände umgebenden Abschnitt an einem Befestigungsabschnitt der äußeren Wand befestigt sein. Die Eintrittsöffnungen der äußeren Wand grenzen dann an diese Befestigungsabschnitte an. Jedem zwischen einer inneren Wand und der äußeren Wand gebildeten Zwischenraum kann dann individuell Kühlfluid zugeführt werden. Insbesondere kann hierbei jede der in Axialrichtung hinter- einander angeordneten inneren Wände ein abströmseitiges Ende aufweisen, an dem der zwischen der Außenseite der jeweiligen inneren Wand und der Innenseite der äußeren Wand vorhandene Zwischenraum zum Brennkammerinneren hin offen ist. Auf diese Weise wird eine in Axialrichtung hinter einer inneren Wand angeordnete weitere innere Wand durch das in die Brennkammer eintretende Kühlfluid, welches an der Innenseite der nachfolgenden inneren Wand entlang strömt, mittels Filmkühlung weiter gekühlt. Die Filmkühlung wird hierbei durch den Wirbel des in die Brennkammer eintretenden Kühlfluids zudem stabilisiert. Das Kühlfluid verbleibt dadurch länger an der Innenseite der nachfolgenden inneren Wand als bei den im Stand der Technik Verwendung findenden linearen Kühlrippen. Die Effi- zienz der Kühlung kann dadurch erhöht werden.
Eine erfindungsgemäße Gasturbine ist mit wenigstens einer erfindungsgemäßen Brennkammer ausgestattet. Insbesondere kann eine Mehrzahl von erfindungsgemäßen Brennkammern, beispiels- weise sechs, acht oder zwölf Brennkammern, um den Rotor herum angeordnet sein. Die mit Bezug auf die erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer beschriebenen Vorteile ergeben sich auch bei der erfindungsgemäßen Gasturbine. Es wird daher auf die mit Bezug die erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer be- schriebenen Vorteile verwiesen.
Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die beiliegen- den Figuren.
Figur 1 zeigt eine erfindungsgemäße Gasturbine in einem Längsteilschnitt .
Figur 2 zeigt eine erfindungsgemäße Brennkammer in einem Längsschnitt .
Figur 3 zeigt in einer stark schematisierten Darstellung die innere Wand einer erfindungsgemäßen Gasturbinen- brennkammer.
Figur 4 zeigt einen vergrößerten Ausschnitt aus Figur 3.
Figur 1 zeigt eine Gasturbine 1 in einem Längsschnitt. Diese umfasst einen Verdichterabschnitt 3, einen Brennkammerabschnitt 5 und einen Turbinenabschnitt 7. Eine Welle erstreckt sich durch alle Abschnitte der Gasturbine 1. Im Verdichterabschnitt 3 ist die Welle 9 mit Kränzen von Verdichterlauf- schaufeln 11 und im Turbinenabschnitt 7 mit Kränzen von Turbinenlaufschaufeln 13 ausgestattet. Zwischen den Laufschaufelkränzen befinden sich im Verdichterabschnitt 3 Kränze von Verdichterleitschaufeln 15 und im Turbinenabschnitt 7 Kränze von Turbinenleitschaufein 17. Die Leitschaufeln erstrecken sich vom Gehäuse 19 der Gasturbinenanlage 1 im Wesentlichen in Radialrichtung zur Welle.
Im Betrieb der Gasturbine 1 wird Luft durch einen Lufteinlass 21 des Verdichterabschnittes 3 eingesaugt und von den Verdichterlaufschaufeln 11 komprimiert. Die komprimierte Luft wird im Brennkammerabschnitt 5 angeordneten Brennkammern 25 zugeleitet, in die auch ein gasförmiger oder flüssiger Brennstoff über wenigstens einen Brenner 27 eingedüst wird. Das dadurch entstehende Luft-Brennstoff-Gemisch wird gezündet und in den Brennkammern 25 verbrannt. Entlang des Strömungspfades 29 strömen die heißen Verbrennungsabgase von der Brennkammer 25 in den Turbinenabschnitt 7, wo sie expandieren und abkühlen und dabei Impuls auf die Turbinenlaufschaufeln 13 über- tragen. Die Turbinenleitschaufein 17 dienen dabei als Düsen zum Optimieren des Impulsübertrages auf die Laufschaufeln 13. Die durch den Impulsübertrag herbeigeführte Rotation der Welle 9 wird dazu genutzt, einen Verbraucher wie beispielsweise einen elektrischen Generator anzutreiben. Die entspannten und abgekühlten Verbrennungsgase werden schließlich durch einen Auslass 23 aus der Gasturbine 1 abgeleitet.
Figur 2 zeigt eine Brennkammer 25 der Gasturbine 1 in einer schematischen Schnittansicht. Die Brennkammer 25 umfasst ein brennerseitiges Ende 31, an dem wenigstens ein Brenner 27 angeordnet ist und durch das sowohl der Brennstoff als auch Verdichterluft in die Brennkammer eingeführt wird. Außerdem umfasst die Brennkammer 25 ein turbinenseitiges Austrittsende 33, durch welches die heißen Verbrennungsabgase in Richtung auf den Turbinenabschnitt 7 aus der Brennkammer 25 austreten. Die beim Betrieb der Gasturbine 1 in der Brennkammer 25 vorhandene Flamme führt in einem Abschnitt 35 der Brennkammer zu sehr hohen Temperaturen, die ein Kühlen der Brennkammerwan- dung notwendig machen, insbesondere dann, wenn die Flamme eine Diffusionsflamme ist. Um eine Kühlung zu ermöglichen, weist die Brennkammerwandung zumindest in diesem Abschnitt 35 eine doppelwandige Struktur mit einer Außenwand 37 und einer oder mehreren Innenwänden 39A, 39B, 39C auf. Zwischen den Innenwänden 39A, 39B, 39C und der Außenwand 37 sind Zwischenräume 41A, 41B, 41C vorhanden, die Kühlfluidkanäle für ein Kühlfluid, im vorliegenden Ausführungsbeispiel Verdichterluft, bilden. Die Außenseite, der im Wesentlichen zylindri- sehen Innenwände 39A, 39B, 39C weisen helixförmig gewundene
Rippen 43 auf, die in Richtung auf die Außenwand 37 vorstehen und zwischen denen helixförmige Strömungspfade für die Verdichterluft gebildet sind. Die Geometrie dieser Strömungspfade ist in Figur 3 dargestellt, die eine schematisierte An- sieht auf die Außenseite einer Innenwand 39 zeigt. Figur 4 zeigt einen vergrößerten Ausschnitt aus Figur 3.
Die Innenwände 39 weisen jeweils einen Befestigungsabschnitt 45 auf, in den sie an einem Befestigungsabschnitt 46 der Au- ßenwand 37 befestigt sind. Die Innenwände 39 weisen leicht unterschiedliche Radien auf, wobei die Radien in Strömungsrichtung 47 der Verbrennungsgase zunehmen. Die dem Befestigungsabschnitt 45 abgewandten Enden 40 der Innenwände 39 sind zu einem Teil in die abströmseitig angrenzende Innenwand 39 eingeschoben. Dabei bleibt ein Abstand zwischen der Außenseite der inneren Innenwand (bspw. 39A) und der Innenseite der äußeren Innwand (bspw. 39B) bzw. der Außenwand 37 so, dass abströmseitig eine zum Brennkammerinneren hin offene ringförmige Öffnung 42 entsteht. Die Außenwand 37 weist in der Nähe der Befestigungsabschnitte 46, an denen die Innenwände 39 mit ihren Befestigungsabschnitten 45 befestigt sind, Durchgangslöcher 49 auf, die als Eintrittsöffnungen für Verdichterluft in die Zwischenräume 41 dienen. Die Verdichterluft strömt dann an der Außenseite der Innenwände 39 entlang, um diese zu kühlen. Schließlich strömt die Verdichterluft durch die ringförmige Öffnung 42 in das Brennkammerinnere ein. Aufgrund der helixförmig gewundenen Strömungspfade zwischen den Rippen 43 bildet die in das Brennkammerinnere eintretende Kühlluft ei- nen Wirbel aus, der entlang der Innenseite der abströmseitig nachfolgenden Innenwand 39 entlang strömt und so als Filmkühlung für diese Innenwand 39 dient.
Die Kühlluft dient im vorliegenden Fall also in zweifacher Weise als Kühlluft, nämlich zum einen dadurch, dass sie zuerst die Außenseite einer Innenwand, und danach die Innenseite der nachfolgenden Innenwand kühlt. Die helixförmig gewundenen Kühlrippen 43 an den Außenseiten der Innenwände 39 füh- ren beim ersten Kühlprozess dazu, dass der Pfad, entlang dem die Kühlluft an der Außenseite der Innenwände 39 strömt, im Vergleich zu geraden Rippen länger ist, wodurch eine höhere Wärmeübertragung auf die strömende Luft möglich ist. Die helixförmig gewundene Form der Kühlrippen 43 führt außerdem da- zu, dass die Innenwände 39 eine höhere Steifigkeit gegenüber radialer thermischer Ausdehnung erhalten, so dass der Strömungsquerschnitt zwischen der Innenseite der Außenwand 37 und der Außenseite der Innenwände 39 beim Betrieb der Gasturbine auch bei unterschiedlichen Temperaturen weitgehend konstant bleibt. Statt einer radialen thermischen Ausdehnung, wie sie bei in Axialrichtung der inneren Wände verlaufenden linearen Rippen auftreten würde, tritt bei den helixförmig gewundenen Rippen 43 eine axiale Ausdehnung in Verbindung mit einer Verwindung der Innenwand 39 auf. Die Form der Rippen 43, bei- spielsweise die Steigung der helixförmigen Windung, ihre Höhe, ihre Breite, etc., kann hierbei bspw. so gewählt werden, dass die radiale thermische Ausdehnung minimiert wird oder so, dass die Zeit, die die Kühlluft benötigt, um an den Kühlrippen 43 entlang zu strömen, auf eine bestimmte Dauer einge- stellt wird.
Weiterhin ist es möglich, die Geometrie der Kühlrippen 43 im Hinblick auf den nach dem Eintritt der Kühlluft in das Brennkammerinnere auftretenden Wirbel zu optimieren. Es sei an dieser Stelle auch darauf hingewiesen, dass die in Figur 4 dargestellten Kühlrippen zwar einen rechteckigen Querschnitt aufweisen, diese jedoch auch andere Querschnitte, beispielsweise einen dreieckigen Querschnitt oder einen trapezförmigen Querschnitt, aufweisen können. Außerdem können die Rippen bei unterschiedlichen Innenwänden 39A, 39B, 39C unterschiedlich ausgestaltet sein, um die Kühlwirkung auf die im jeweiligen Brennkammerabschnitt herrschenden Bedingungen zu optimieren.
Die helixförmigen Kühlrippen 43 können in einfacher Weise hergestellt werden, indem helixförmige Nuten mittels eines Drehprozesses in eine zylinderförmige Innenwand eingebracht werden .

Claims

Patentansprüche
1. Gasturbinenbrennkammer (25) mit im Wesentlichen rotationssymmetrischem Querschnitt, welche eine innere Wand (39) mit einer Außenseite und eine äußere Wand (37) mit einer der Außenseite der inneren Wand (39) zugewandten und von dieser beabstandeten Innenseite aufweist, so dass zwischen der Außenseite der inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) ein wenigstens einen Kühlfluidkanal bildender Zwi- schenraum (41) vorhanden ist, wobei die Außenseite der inneren Wand (39) in Richtung auf die Innenseite der äußeren Wand (37) vorstehende Kühlrippen (43) aufweist und wobei die Außenwand (37) zum Zwischenraum (41) führende Eintrittsöffnungen (49) für ein Kühlfluid aufweist, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass die Kühlrippen (43) helixförmig um die innere Wand (39) herum gewunden sind, und die innere Wand (39) ein abströmseitiges Ende aufweist, an dem der zwischen der Außenseite der inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) vorhandene Zwischenraum (41) zum Brennkammerinneren hin offen ist.
2. Gasturbinenbrennkammer (25) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die äußere Wand (37) in Axialrichtung der Gasturbinenbrenn- kammer (25) Stufen aufweist und eine Anzahl von in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wänden (39A, 39B, 39C) vorhanden ist, wobei die inneren Wände (39A, 39B, 39C) ringförmig ausgebildet sind und die Durchmesser von in Axialrichtung hintereinander angeordneten ringförmigen inneren Wänden (39A, 39B, 39C) zunehmen und wobei benachbarte ringförmige innere Wände (39A, 39B, 39C) teilweise ineinander geschoben sind.
3. Gasturbinenbrennkammer (25) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass
- die jeweils äußere der teilweise ineinander geschobenen inneren Wände (39B, 39C) in ihrem die innere der ineinander geschobenen inneren Wände (39A, 39B) umgebenden Abschnitt an einem entsprechenden Befestigungsabschnitt (46) der äußeren Wand (37) befestigt ist und
- die Eintrittsöffnungen (49) für das Kühlfluid an die Befestigungsabschnitte (46) der äußeren Wand (37) angrenzen.
4. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1 und Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass jede der in Axialrichtung hintereinander angeordneten inneren Wände (39) ein abströmseitiges Ende (40) aufweist, an dem der zwischen der Außenseite der jeweiligen inneren Wand (39) und der Innenseite der äußeren Wand (37) vorhandene Zwischenraum (41) zum Brennkammerinneren hin offen ist.
5. Gasturbine mit wenigstens einer Brennkammer (25) nach ei- nem der vorangehenden Ansprüche.
6. Gasturbine nach Anspruch 5, in der eine Mehrzahl von Brennkammern (25) nach einem der Ansprüche 1 bis 4 um den Rotor (9) der Gasturbine herum angeordnet sind.
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