WO2012113553A1 - Gasturbinenbrennkammer - Google Patents

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WO2012113553A1
WO2012113553A1 PCT/EP2012/000771 EP2012000771W WO2012113553A1 WO 2012113553 A1 WO2012113553 A1 WO 2012113553A1 EP 2012000771 W EP2012000771 W EP 2012000771W WO 2012113553 A1 WO2012113553 A1 WO 2012113553A1
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WO
WIPO (PCT)
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combustion chamber
chamber wall
gas turbine
air inlet
lufteinlassausnehmungen
Prior art date
Application number
PCT/EP2012/000771
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English (en)
French (fr)
Inventor
Leif Rackwitz
Emmanuel AURIFEILLE
Original Assignee
Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
Rolls-Royce Plc
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Publication date
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Priority to EP12705796.6A priority patent/EP2678609A1/de
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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
    • 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
    • F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine combustor according to the features of the preamble of claim 1.
  • the invention relates to a gas turbine combustor having an outer combustion chamber wall concentric with a gas turbine central axis and an inner combustion chamber wall having a plurality of burners distributed around the circumference of the combustor and air intake recesses distributed circumferentially on the outer combustion chamber wall in at least one radial plane are formed on the inner combustion chamber, wherein the burner is designed to form a swirled flow, wherein air inlet recesses, which are associated with a burner, are dimensioned to produce different sized air flows of different sizes.
  • it proves to be particularly important that they have low emission levels, especially with regard to NOx, CO, UHC and soot.
  • the further requirements for example with regard to the operating characteristics of the combustion chamber, must be met, for example the ignitability and the flame stability.
  • the design of the mixing zone of RQL combustors is very important to achieve low NOx emissions.
  • the prior art shows embodiments in which the penetration of air flows from an inner and an outer annulus into the main burner flow is optimized to improve the mixing process to avoid high temperature spikes.
  • EP 0 676 590 B1 it is known to provide air inlet recesses on the circumference in a row on the outer and inner combustion chamber walls. In this case, small diameter air inlets face large diameter air inlets.
  • the positioning of the air inlet openings is chosen so that the emerging from the large air inlet recesses Air flows against a swirl direction of the air flowing from the burner is directed. This should be done an effective mixing of air and fuel.
  • US 6,260,359 B1 describes an embodiment in which a second row of air inlet recesses is provided whose size is different in the circumferential direction.
  • US 7,363,763 B2 shows first and second groups of air inlet recesses, wherein the number of recesses in the groups is different and the distances of the recesses vary in the circumferential direction.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention.
  • the gas turbine engine 10 according to FIG. 1 is an example of a turbomachine in which the invention can be applied. However, it will be understood from the following that the invention can be used with other turbomachinery as well.
  • the engine 1 10 is formed in a conventional manner and comprises in the flow direction one behind the other an air inlet 1 1 1, a circulating in a housing fan 112, an intermediate pressure compressor 1 13, a high pressure compressor 114, combustion chambers 1 15, a high pressure turbine 1 16, an intermediate pressure turbine 1 17th and a low-pressure turbine 1 18 and an exhaust nozzle 1 19, all of which are arranged around a central engine axis 101.
  • the intermediate pressure compressor 1 13 and the high pressure compressor 14 each include a plurality of stages, each of which includes a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 120, commonly referred to as stator vanes, extending radially inward from the engine casing 121 in an annular flow passage through the compressors 1 13, 1 14 protrude.
  • the compressors further include an array of compressor blades 122 projecting radially outwardly from a rotatable drum or disc 126 which are coupled to hubs 127 of high pressure turbine 116 and intermediate pressure turbine 17, respectively.
  • the turbine sections 16 1, 17, 18 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 123 projecting radially inward from the housing 121 into the annular flow passage through the turbines 16, 117, 118, and a subsequent one An assembly of turbine blades 124 projecting outwardly from a rotatable hub 127.
  • FIG. 2 shows a simplified longitudinal sectional view of a burner 1 known from the prior art, which comprises a fuel injection device 2.
  • the arrow 3 shows the direction of the air flow through the fuel injection device 2.
  • the combustion chamber comprises a substantially annular inner combustion chamber wall 9 and a substantially annular outer combustion chamber wall 10.
  • a burner flow 6 whose Axialmechanicalverlauf in Fig. 2 is shown schematically.
  • the outer combustion chamber 10 Lufteinlassausappellus 1 1, 12, 13 are formed, while in the inner combustion chamber wall 9
  • Guteinlassausappel Associates 18, 19 and 20 are formed. Through these, as shown in Fig.
  • FIG. 3 shows a sectional view in a plane parallel to an injection plane (perpendicular to the gas turbine central axis).
  • the reference numeral 17 shows an aerodynamic twist, which is formed by the fuel injection device 2. Perpendicular to the combustion chamber walls 9, 10, mixed flows 14, 15, 16 exit the outer combustion chamber wall and mixed flows 21, 22, 23 from the inner combustion chamber wall, so that a reduction of the swirl intensity of the flow is caused.
  • the Lufteinlassaus Principle 1 1, 12, 13, 18, 19, 20 may be formed with different diameters, as shown in the plan view in the lower half of Fig. 3.
  • the reference numerals 24 and 25 respectively show sector boundaries of the sectors of the combustion chamber, which are assigned in the circumferential direction respectively to a fuel injector 2 (fuel injector).
  • the value Sx1_a indicates the axial distance of the air intake recesses between a front wall of the fuel injection device and the location of a first arrangement of the air intake recesses.
  • the invention has for its object to provide a gas turbine combustor of the type mentioned, which has a high mixing efficiency and a good transition from rich to lean combustion conditions at low pollutant emissions with a simple design and simple, cost-effective manufacturability.
  • the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.
  • an advantageous mixing configuration of the transition zone for gas turbine combustion chambers with low emission values is created.
  • the solution according to the invention is based on the theory that the aerodynamic swirl of the flow, which can be generated by specific configurations within the fuel injection nozzles as well as by other swirl-producing components located upstream of the mixing zone, is used to permit the penetration of the air jets which enter the combustion chamber. in order to improve the mixing quality in this way.
  • At least one of the respective air inlet recesses for the supply of air in the flow direction of the swirl is formed.
  • the supplied air thus assists the swirling motion of the air-fuel flow exiting from the fuel injector as well as from other spin-producing components upstream of the mixing zone. This leads to an improved and more effective mixing.
  • the geometries of the air inlet recesses vary in a preferred embodiment of the invention in the circumferential direction according to the formation of the swirl flow in order to assist them and to improve the mixing. According to the invention, it is furthermore advantageous to select the distribution of the air inlet recesses in the circumferential direction such that an amplification of the swirl flow is produced by the swirl effect of the fuel injection nozzles and other swirl-producing components, so that the swirl flow profile present in the transition zone is improved.
  • the mutually associated air inlet recesses of the outer combustion chamber wall and the inner combustion chamber wall are each arranged radially relative to one another or are offset relative to one another in the circumferential direction. Furthermore, it may be advantageous according to the invention if the individual air inlet recesses are arranged substantially in a radial plane or are located in radial planes offset from one another axially. According to the invention, the air inlet recesses may have an equal distance from each other or a different distance in the circumferential direction, depending on the respective combustion chamber construction.
  • An essential feature of the present invention is the provision of shipseinlassaus strictly undertaken with Strömungsleitwandungen 31 (chutes), these Strömungsleitwandungen 31 are inventively formed with or without inclination to the gas turbine central axis and / or to a radial plane and / or in the circumferential direction.
  • the air inlet recesses are arranged axially in a single row, wherein the air inlet recesses may be staggered or offset axially differently.
  • the individual burners of the gas turbine combustion chamber according to the invention can each be formed with the same twist or with a counter-twist.
  • the invention can be combined with different combustion chamber cooling concepts, for example an effusion cooling, a Z-ring cooling or a cooling design provided with insulating tiles or insulating plates.
  • the invention is suitable for both rich and lean combustion concepts.
  • FIG. 1 is a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention
  • Fig. 2 is an axial sectional view of a gas turbine combustor according to the
  • Fig. 3 is a partial-radial sectional view and partial plan view of the shown in Fig. 2
  • FIG. 4 is an illustration of a first embodiment analogous to FIG. 3,
  • FIG. 5 is an illustration of a second embodiment analogous to FIG. 4,
  • FIG. 6 shows an illustration of a third exemplary embodiment analogous to FIG. 4
  • FIG. 7 shows a representation of a further exemplary embodiment in a representation analogous to FIG. 4,
  • Fig. 8 is an illustration of another embodiment in analog
  • FIG. 9 is an illustration of another embodiment analogous to FIG. 4,
  • FIG. 10 is an illustration of another embodiment analogous to FIG. 4
  • FIG. 1 is an illustration of another embodiment analogous to FIG. 4
  • FIG. 10 is an illustration of another embodiment analogous to FIG. 4
  • FIG. 12 is an axial section of the first embodiment analogous to FIG. 4.
  • FIGS. 4 to 11 each show partial plan views of the outer combustion chamber wall in a schematic representation.
  • FIG. 4 is an arrangement with three air inlet recesses per sector on the outer combustion chamber wall or per Fuel injection device 2 is provided. The same applies to the embodiment of FIG. 5.
  • FIG. 4 shows the distance Sy1_a of the air inlet recesses 11 and 12 in the circumferential direction on the outer combustion chamber wall 10, and the distance Sy2_a of the air inlet recesses 12 and 13 in the circumferential direction on the outer combustion chamber wall 10.
  • the distance Sy1_i shows the distance between the air inlet recesses 18 and 19 in the circumferential direction on the inner combustion chamber wall 9 and the distance Sy2_i shows the distance of the Lucaseinlassausappel 19 and 20 in the circumferential direction of the inner combustion chamber 9.
  • the distances Sy1_a and Sy2_a may be identical or different, the same applies to the distances Sy1_i and Sy2_i ,
  • FIG. 5 shows a modified embodiment in which the air inlet recesses on the outer and inner combustion chamber walls 10, 9 are offset from one another in the circumferential direction.
  • the relative distance in the circumferential direction is indicated by Sy1_ai and may be different between the individual air inlet recesses.
  • FIG. 6 shows a modified embodiment in which the Lucaseinlassausappelgeber with the smaller bore diameters (1 1, 12, 18, 19) are provided without Strömungsleitwandungen.
  • an essential feature is that the air inlet recesses with the large volume flows for reinforcing the combustion chamber swirl (13, 22) are provided with flow guide walls 31.
  • Fig. 7 shows a further embodiment with four air inlet recesses per sector on the outer and inner combustion chamber wall.
  • the size of the Lucaseinlassausströmströmström is analogous to the embodiment of FIG. 4 is formed so that the largest mass flows incident tangentially or substantially tangentially to the swirl flow 17.
  • FIG. 8 shows a further exemplary embodiment, wherein three air inlet recesses are present on the outer combustion chamber wall 10 per sector, and two air inlet recesses on the inner combustion chamber wall 9, respectively.
  • FIG. 9 shows a further modification variant of the exemplary embodiment in FIG. 4, wherein two air inlet recesses are provided per sector on the outer or inner combustion chamber wall with flow guide walls 31.
  • FIG. 10 shows a further modification variant of the exemplary embodiments of FIGS. 4 to 9, wherein the air inlet recesses on the outer or inner combustion chamber wall and the flow guide walls are designed as non-circular flow cross sections, e.g. are designed as slots.
  • FIG. 1 1 shows a further modification variant of the exemplary embodiments of FIGS. 4 to 10, wherein the flow guide walls are designed in the circumferential direction for amplifying the swirl effect.
  • FIG. 12 shows, for the exemplary embodiment of FIG. 4, an axial section of the combustion chamber with a straight combustion chamber wall in a preferably effusion-cooled construction, wherein the mixed flows of different degrees are indicated.
  • Combustion chamber wall (four air inlet recesses per sector area)
  • Combustion chamber wall (three air intake recesses per sector area)
  • Combustion chamber wall (three air intake recesses per sector area)
  • Combustion chamber wall (three air intake recesses per sector area)
  • Air inlet recesses per sector area 19a Additional middle air inlet recess of the inner combustion chamber wall (four air inlet recesses per sector area) 20 Left air inlet recess of the inner combustion chamber wall (three
  • Combustion chamber wall (three air intake recesses per sector area)
  • Combustion chamber wall (three air intake recesses per sector area)
  • Combustion chamber wall (three air intake recesses per sector area)

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf einen Gasturbinenbrennkammer mit einer zu einer Gasturbinenmittelachse (101) konzentrischen äußeren Brennkammerwandung (10) und einer inneren Brennkammerwandung (9), mit mehreren um den Umfang der Brennkammer verteilt angeordneten Brennern (1) sowie mit Lufteinlassausnehmungen, welche in zumindest einer Radialebene um den Umfang verteilt an einer äußeren Brennkammerwandung (10) und an einer inneren Brennkammerwandung (9) ausgebildet sind, wobei der Brenner (1) zur Ausbildung einer mit einem Drall versehenen Strömung ausgebildet ist, wobei Lufteinlassausnehmungen (11, 12, 12a, 13, 18, 19, 19a, 20), welche einem Brenner (1) zugeordnet sind, zur Erzeugung unterschiedlich großer Luftströmungen unterschiedlich groß dimensioniert sind, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest eine der jeweiligen Lufteinlassausnehmungen (11, 12, 12a, 13, 18, 19, 19a, 20) zur Zuführung von Luft in Strömungsrichtung des Dralls der Brennkammerströmung ausgebildet und mit Strömungsleitwandungen (31) versehen ist.

Description

Gasturbinenbrennkammer
Beschreibung
Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenbrennkammer gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruches 1.
Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Gasturbinenbrennkammer mit einer zu einer Gasturbinenmittelachse konzentrischen äußeren Brennkammerwandung und einer inneren Brennkammerwandung mit mehreren, um den Umfang der Brennkammer verteilt angeordneten Brennern sowie mit Lufteinlassausnehmungen, welche in zumindest einer Radialebene um den Umfang verteilt an der äußeren Brennkammerwandung und an der inneren Brennkammerwandung ausgebildet sind, wobei der Brenner zur Ausbildung einer mit einem Drall versehenen Strömung ausgebildet ist, wobei Lufteinlassausnehmungen, welche einem Brenner zugeordnet sind, zur Erzeugung unterschiedlich großer Luftströmungen unterschiedlich groß dimensioniert sind. Bei Fluggasturbinen erweist es sich als besonders wichtig, dass diese geringe Emissionswerte aufweisen, insbesondere hinsichtlich NOx, CO, UHC und Ruß. Zusätzlich müssen die weiteren Anforderungen, beispielsweise hinsichtlich der Betriebseigenschaften der Brennkammer, erfüllt werden, beispielsweise der Zündfähigkeit und der Flammenstabilität.
Der Stand der Technik zeigt Konstruktionen, bei welchen zunächst eine fette Verbrennung und dann eine magere Verbrennung stattfindet (rich-burn-quick-quench- lean-burn (RQL)). Bei dieser bei modernen Fluggasturbinen verwendeten Brennergestaltung erfolgte eine stetige Weiterentwicklung, die zu einer Reduzierung der Emissionen geführt hat. Gemäß dieser Konstruktion wird eine Primärzone mit kraftstoffangereicherten Verbrennungsbedingungen betrieben, das Kraftstoff-Luft- Gemisch-Verhältnis liegt oberhalb des stöchiometrischen Wertes. Dies erlaubt eine Begrenzung der Wärmeabgabe und unterdrückt somit die Produktion von thermischem NOx. Stromab der Primärzone wird eine beträchtliche Menge von zusätzlicher Luft in die Brennkammer eingeleitet. Dies erfolgt über exakt definierte Mischgeometrien, um die Kraftstoff-Luft-Mischung von fette auf magere Bedingungen umzuwandeln. Um stöchiometrische Mischungen während des Übergangs von Fett auf Mager zu vermeiden, welche zu einer signifikanten Temperaturerhöhung und in der Folge zu einer hohen thermischen NOx-Produktion führen würden, erfolgt der Übergangsvorgang sehr schnell und effektiv.
Die Ausgestaltung der Mischzone von RQL-Brennkammern ist sehr wichtig, um niedrige NOx-Emissionen zu erzielen. Der Stand der Technik zeigt Ausgestaltungen, bei welchen die Durchdringung von Luftströmen von einem inneren und einem äußeren Annulus in die Hauptbrennerströmung optimiert wird, um den Mischvorgang zur Vermeidung von hohen Temperaturspitzen zu verbessern. Aus der EP 0 676 590 B1 ist es bekannt, Lufteinlassausnehmungen am Umfang in einer Reihe an der äußeren und der inneren Brennkammerwandung vorzusehen. Dabei liegen Lufteinlassöffnungen mit geringem Durchmesser Lufteinlassöffnungen mit großem Durchmesser gegenüber. Die Positionierung der Lufteinlassöffnungen ist so gewählt, dass die aus den großen Lufteinlassausnehmungen austretenden Luftströmungen gegen eine Drallrichtung der Luft, die aus dem Brenner strömt, gerichtet ist. Hierdurch soll eine effektive Vermischung von Luft und Brennstoff erfolgen.
Die US 6,260,359 B1 beschreibt eine Ausgestaltung, bei welcher eine zweite Reihe von Lufteinlassausnehmungen vorgesehen ist, deren Größe in Umfangrichtung unterschiedlich ist.
Eine weitere Konstruktion zeigt die US 6,675,587 B2. Auch hierbei wird die Luftführung so gewählt, dass diese gegen die Drallrichtung der aus dem Brenner austretenden Strömung gerichtet ist, um eine Durchmischung der Luftstrahlen mit der Kraftstoff-Luft- Mischung zu verbessern und eine gleichmäßigere Temperaturverteilung zu erzielen.
Die US 7,363,763 B2 zeigt erste und zweite Gruppen von Lufteinlassausnehmungen, wobei die Zahl der Ausnehmungen in den Gruppen unterschiedlich ist und die Abstände der Ausnehmungen in Umfangrichtung variieren.
In der US 8,056,342 B2 wird eine einreihige Mischbelochung für eine Brennkammer beschrieben, bei der pro Brennersektor drei unterschiedliche Lochgrößen vorgeschlagen werden.
Die Fig. 2 und 3 zeigen Ausgestaltungen gemäß dem Stand der Technik, eine schematische Darstellung eines gesamten Gasturbinentriebwerks wird im Zusammenhang mit Fig. 1 beschrieben. Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung. Das Gasturbinentriebwerk 1 10 gemäß Fig. 1 ist ein Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Aus dem Folgenden wird jedoch klar, dass die Erfindung auch bei anderen Turbomaschinen verwendet werden kann. Das Triebwerk 1 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 1 1 1 , einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 112, einen Zwischendruckkompressor 1 13, einen Hochdruckkompressor 114, Brennkammern 1 15, eine Hochdruckturbine 1 16, eine Zwischendruckturbine 1 17 und eine Niederdruckturbine 1 18 sowie eine Abgasdüse 1 19, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 101 angeordnet sind. Der Zwischendruckkompressor 1 13 und der Hochdruckkompressor 1 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 120 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Triebwerksgehäuse 121 in einem ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 1 13, 1 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 122 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 126 vorstehen, die mit Naben 127 der Hochdruckturbine 116 bzw. der Zwischendruckturbine 1 17 gekoppelt sind.
Die Turbinenabschnitte 1 16, 1 17, 1 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 123, die radial nach innen vom Gehäuse 121 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 1 16, 1 17, 1 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln 124, die nach außen von einer drehbaren Nabe 127 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 126 und die darauf angeordneten Schaufeln 122 sowie die Turbinenrotornabe 127 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln 124 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 101.
Die Fig. 2 zeigt eine vereinfachte Längs-Schnittansicht eines aus dem Stand der Technik bekannten Brenners 1 , welcher eine Kraftstoffeinspritzvorrichtung 2 umfasst. Der Pfeil 3 zeigt die Richtung der Luftströmung durch die Kraftstoffeinspritzvorrichtung 2. Die Brennkammer umfasst eine im Wesentlichen ringförmige innere Brennkammerwandung 9 sowie eine im Wesentlichen ringförmige äußere Brennkammerwandung 10. In die durch die Brennkammerwandungen 9 und 10 gebildete Brennkammer strömt eine Brennerströmung 6 ein, deren Axialschnittverlauf in Fig. 2 schematisch dargestellt ist. In der äußeren Brennkammerwandung 10 sind Lufteinlassausnehmungen 1 1 , 12, 13 ausgebildet, während in der inneren Brennkammerwandung 9 Lufteinlassausnehmungen 18, 19 und 20 ausgebildet sind. Durch diese treten, wie in Fig. 2 gezeigt, Luftströmungen (Mischströmungen) 4 und 7 in einer Primärreihe von Lufteinlassausnehmungen sowie Luftströmungen 5 und 8 in einer Sekundärreihe von Lufteinlassausnehmungen ein. Die Fig. 3 zeigt eine Schnittansicht in einer Ebene parallel zu einer Einspritzebene (senkrecht zur Gasturbinenmittelachse). Das Bezugszeichen 17 zeigt einen aerodynamischen Drall, welcher durch die Kraftstoffeinspritzvorrichtung 2 gebildet wird. Senkrecht zu den Brennkammerwandungen 9, 10 treten Mischströmungen 14, 15, 16 aus der äußeren Brennkammerwandung und Mischströmungen 21 , 22, 23 aus der inneren Brennkammerwandung aus, so dass eine Reduzierung der Drallstärke der Strömung hervorgerufen wird. Dabei können die Lufteinlassausnehmungen 1 1 , 12, 13, 18, 19, 20 mit unterschiedlichen Durchmessern ausgebildet sein, so wie dies die Draufsicht in der unteren Hälfte der Fig. 3 zeigt. Somit treten unterschiedliche Luft- Volumenströme ein. Die Bezugszeichen 24 und 25 zeigen jeweils Sektorenbegrenzungen der Sektoren der Brennkammer, welche in Umfangsrichtung jeweils einer Kraftstoffeinspritzvorrichtung 2 (Fuel Injector) zugeordnet sind.
Der Wert Sx1_a gibt den axialen Abstand der Lufteinlassausnehmungen zwischen einer Vorderwandung der Kraftstoffeinspritzvorrichtung und der Lage einer ersten Anordnung der Lufteinlassausnehmungen an.
Bei den aus dem Stand der Technik bekannten Lösungen hat es sich als schwierig erwiesen, eine gute und schnelle Durchmischung von fetten zu mageren Verbrennungsbedingungen auf der Basis der diskreten Mischkonzepte zu erzielen. Deshalb ist das Potential der NOx-Reduktion bei den bekannten RQL- Brennkammerkonstruktionen begrenzt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenbrennkammer der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit eine hohe Mischeffektivität und einen guten Übergang von fetten zu mageren Verbrennungszuständen bei niedriger Schadstoffemission aufweist. Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.
Erfindungsgemäß wird somit eine vorteilhafte Misch-Ausgestaltung der Übergangszone für Gasturbinenbrennkammern mit niedrigen Emissionswerten geschaffen. Die erfindungsgemäße Lösung basiert auf der Theorie, dass der aerodynamische Drall der Strömung, der durch spezifische Ausbildungen innerhalb der Kraftstoffeinspritzdüsen sowie durch andere drallerzeugende stromauf der Mischzone befindliche Bauteile generiert werden kann, genutzt wird, um die Durchdringung mit den Luftstrahlen, welche in die Brennkammer eintreten, zu verbessern, um auf diese Weise eine Verbesserung der Mischqualität zu erzielen. Erfindungsgemäß erfolgt somit eine direkte Zuordnung der durch die Lufteinlassausnehmungen eintretenden Luftströme zu der Drallströmung, die durch die Kraftstoffeinspritzvorrichtung sowie durch andere drallerzeugende stromauf der Mischzone befindlichen Bauteilen hervorgerufen werden.
Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass zumindest eine der jeweiligen Lufteinlassausnehmungen zur Zuführung von Luft in Strömungsrichtung des Dralls ausgebildet ist. Die zugeführte Luft unterstützt somit die Drallbewegung der aus der Kraftstoffeinspritzvorrichtung sowie aus anderen drallerzeugenden stromauf der Mischzone befindlichen Bauteilen austretenden Luft-Kraftstoff-Strömung. Dies führt zu einer verbesserten und effektiveren Durchmischung.
Die Geometrien der Lufteinlassausnehmungen variieren in bevorzugter Weiterbildung der Erfindung in Umfangsrichtung gemäß der Ausbildung der Drallströmung, um diese zu unterstützen und die Vermischung zu verbessern. Erfindungsgemäß ist es weiterhin vorteilhaft, die Verteilung der Lufteinlassausnehmungen in Umfangsrichtung so zu wählen, dass sich eine Verstärkung der Drallströmung hervorgerufen durch die Drallwirkung der Kraftstoffeinspritzdüsen sowie anderer drallerzeugender Bauteile ergibt, so dass der in der Übergangszone vorliegende Drall-Strömungsverlauf verbessert wird.
Erfindungsgemäß ist es besonders günstig, wenn die einander zugeordneten Lufteinlassausnehmungen der äußeren Brennkammerwandung und der inneren Brennkammerwandung jeweils radial zueinander angeordnet sind oder in Umfangsrichtung zueinander versetzt angeordnet sind. Weiterhin kann es erfindungsgemäß günstig sein, wenn die einzelnen Lufteinlassausnehmungen im Wesentlichen in einer Radialebene angeordnet sind oder sich in axial zueinander versetzten Radialebenen befinden. Erfindungsgemäß können die Lufteinlassausnehmungen in Umfangsrichtung zueinander einen gleichen Abstand oder einen unterschiedlichen Abstand aufweisen, abhängig von der jeweiligen Brennkammerkonstruktion. Wesentliches Merkmal der vorliegenden Erfindung ist das Vorsehen von Lufteinlassausnehmungen mit Strömungsleitwandungen 31 (chutes), wobei diese Strömungsleitwandungen 31 erfindungsgemäß mit oder ohne einer Neigung zur Gasturbinenmittelachse und/oder zu einer Radialebene und/oder in Umfangsrichtung ausgebildet sind. Die Lufteinlassausnehmungen sind in einer einzelnen Reihe axial angeordnet, wobei die Lufteinlassausnehmungen unterschiedlich axial gestuft oder versetzt sein können. Weiterhin ist es erfindungsgemäß möglich, an der äußeren Brennkammerwandung bzw. der inneren Brennkammerwandung unterschiedliche Anzahlen von Lufteinlassausnehmungen ausbilden. Die einzelnen Brenner der erfindungsgemäßen Gasturbinenbrennkammer können jeweils mit einem gleichen Drall oder mit einem gegengerichteten Drall ausgebildet sein. Die Erfindung kann mit unterschiedlichen Brennkammerkühlkonzepten kombiniert werden, beispielsweise einer Effusions-Kühlung, einer Z-Ring-Kühlung oder einer mit Isolierkacheln oder Isolierplatten versehenen Kühlausgestaltung.
Weiterhin ist die Erfindung sowohl für fette als auch für magere Verbrennungskonzepte geeignet.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:
Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung,
Fig. 2 eine Axial-Schnittansicht einer Gasturbinenbrennkammer gemäß dem
Stand der Technik, Fig. 3 eine Teil-Radial-Schnittansicht bzw. Teil-Draufsicht der in Fig. 2 gezeigten
Gasturbinenbrennkammer gemäß dem Stand der Technik,
Fig. 4 eine Darstellung eines ersten Ausführungsbeispiels analog Fig. 3,
Fig. 5 eine Darstellung eines zweiten Ausführungsbeispiels analog Fig. 4,
Fig. 6 eine Darstellung eines dritten Ausführungsbeispiels analog Fig. 4, Fig. 7 eine Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels in Darstellung analog Fig. 4,
Fig. 8 eine Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels in analoger
Darstellung zu Fig. 4,
Fig.9 eine Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels analog zu Fig. 4,
Fig.10 eine Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels analog zu Fig. 4, Fig.1 1 eine Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels analog zu Fig. 4, und
Fig.12 ein Axialschnitt des ersten Ausführungsbeispiels analog zu Fig. 4.
Bei der Beschreibung der Ausführungsbeispiele werden gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen. Die unteren Bildhälften der Fig. 4 bis 1 1 zeigen jeweils Teil-Draufsichten auf die äußere Brennkammerwandung in schematischer Darstellung.
Bei dem in Fig. 4 gezeigten Ausführungsbeispiel ist eine Anordnung mit drei Lufteinlassausnehmungen pro Sektor auf der äußeren Brennkammerwand bzw. pro Kraftstoffeinspritzvorrichtung 2 vorgesehen. Gleiches gilt für das Ausführungsbeispiel der Fig. 5.
Die Fig. 4 zeigt eine einreihige Anordnung der jeweiligen Lufteinlassausnehmungen 1 1 , 12, 13 bzw. 18, 19, 20. Die einzelnen Lufteinlassausnehmungen weisen unterschiedliche Durchmesser auf, so dass der jeweils größte Luftmengenstrom 16, 23 durch die Lufteinlassausnehmungen 13 und 20 tangential bzw. nahezu tangential zu der Drallströmung 17 eingebracht wird, während die Lufteinlassausnehmungen 1 1 und 18 jeweils einen geringeren Durchmesser aufweisen, so dass die Strömungen 14 und 21 einen geringeren Massenstrom aufweisen. Die durch die Lufteinlassausnehmen 12 und 19 eintretenden Luftströmungen 15 und 22 weisen, bedingt durch einen geringeren Durchmesser der Lufteinlassausnehmungen 12 und 19, ebenfalls einen geringeren Volumenstrom auf. Vorteilsmäßig weisen die Lufteinlassausnehmungen 1 1 und 12 gleichen Durchmesser auf, dies trifft auch auf die Lufteinlassausnehmungen 18 und 19 ZU.
Die Fig. 4 zeigt den Abstand Sy1_a der Lufteinlassausnehmungen 1 1 und 12 in Umfangsrichtung an der äußeren Brennkammerwandung 10, und den Abstand Sy2_a der Lufteinlassausnehmungen 12 und 13 in Umfangsrichtung an der äußeren Brennkammerwandung 10. Der Abstand Sy1_i zeigt den Abstand der Lufteinlassausnehmungen 18 und 19 in Umfangsrichtung an der inneren Brennkammerwandung 9 und den Abstand Sy2_i zeigt den Abstand der Lufteinlassausnehmungen 19 und 20 in Umfangsrichtung an der inneren Brennkammerwandung 9. Die Abstände Sy1_a und Sy2_a können identisch oder aber auch unterschiedlich sein, das Gleiche gilt auch für die Abstände Sy1_i und Sy2_i.
Die Fig. 5 zeigt ein abgewandeltes Ausführungsbeispiel, bei welchem die Lufteinlassausnehmungen an der äußeren und inneren Brennkammerwandung 10, 9 in Umfangsrichtung zueinander versetzt sind. Der relative Abstand in Umfangsrichtung ist mit Sy1_ai angegeben und kann zwischen den einzelnen Lufteinlassausnehmungen unterschiedlich sein.
Die Fig. 6 zeigt ein abgewandeltes Ausführungsbeispiel, bei welchem die Lufteinlassausnehmungen mit den kleineren Bohrungsdurchmessern (1 1 , 12, 18, 19) ohne Strömungsleitwandungen versehen sind. Wesentliches Merkmal ist jedoch, dass die Lufteinlassausnehmungen mit den großen Volumenströmen zur Verstärkung des Brennkammerdralls (13, 22) mit Strömungsleitwandungen 31 versehen sind. Die Fig. 7 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel mit vier Lufteinlassausnehmungen pro Sektor auf der äußeren bzw. inneren Brennkammerwand. Die Größe der Lufteinlassausnehmung ist analog dem Ausführungsbeispiel der Fig. 4 ausgebildet, so dass die größten Massenströme tangential oder im Wesentlichen tangential auf die Drallströmung 17 auftreffen.
Die Fig. 8 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel, wobei auf der äußeren Brennkammerbewandung 10 pro Sektor drei Lufteinlassausnehmungen und auf der inneren Brennkammerbewandung 9 jeweils zwei Lufteinlassausnehmungen vorhanden sind.
Die Fig. 9 zeigt eine weitere Abwandlungsvariante des Ausführungsbeispiels in Fig. 4, wobei pro Sektor zwei Lufteinlassausnehmungen auf der äußeren bzw. inneren Brennkammerwand mit Strömungsleitwandungen 31 vorgesehen sind. Die Fig. 10 zeigt eine weitere Abwandlungsvariante der Ausführungsbeispiele der Fig. 4 bis Fig. 9, wobei die Lufteinlassausnehmungen auf der äußeren bzw. inneren Brennkammerwand sowie die Strömungsleitwandungen als nicht-kreisförmige Strömungsquerschnitte z.B. als Langlöcher ausgebildet sind. Die Fig. 1 1 zeigt eine weitere Abwandlungsvariante der Ausführungsbeispiele der Fig. 4 bis Fig. 10, wobei die Strömungsleitwandungen in Umfangsrichtung zur Verstärkung der Drallwirkung ausgebildet sind.
Die Fig. 12 zeigt für das Ausführungsbeispiel der Fig. 4 einen Axialschnitt der Brennkammer mit gerader Brennkammerbewandung in vorzugsweise effusiongekühlter Bauweise, wobei die unterschiedlich stark ausggeprägten Mischströmungen angedeutet sind. Bezugszeichenliste:
1 Brenner
2 Kraftstoffeinspritzvorrichtung
3 Luftströmung durch die Kraftstoffeinspritzvorrichtung
4 Mischströmung durch eine Primärreihe der äußeren Brennkammerwandung
5 Mischströmung durch eine Sekundärreihe der äußeren Brennkammerwandung
6 Brennerströmung
7 Mischströmung durch eine Primärreihe der inneren Brennkammerwandung
8 Mischströmung durch eine Sekundärreihe der inneren Brennkammerwandung
9 Innere Brennkammerwandung
10 Äußere Brennkammerwandung
11 Linke Lufteinlassausnehmung der äußeren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
12 Mittlere Lufteinlassausnehmung der äußeren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
12a Zusätzliche Mittlere Lufteinlassausnehmung der äußeren
Brennkammerwandung (vier Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
13 Rechte Lufteinlassausnehmung der äußeren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
14 Mischströmung durch die linke Lufteinlassausnehmung der äußeren
Brennkammerwandung (drei Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
15 Mischströmung durch die mittlere Lufteinlassausnehmung der äußeren
Brennkammerwandung (drei Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
16 Mischströmung durch die rechte Lufteinlassausnehmung der äußeren
Brennkammerwandung (drei Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
17 Aerodynamischer Drall, erzeugt durch die Brennstoffeinspritzvorrichtung
18 Rechte Lufteinlassausnehmung der inneren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
19 Mittlere Lufteinlassausnehmung der inneren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich) 19a Zusätzliche Mittlere Lufteinlassausnehmung der inneren Brennkammerwandung (vier Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich) 20 Linke Lufteinlassausnehmung der inneren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
21 Mischströmung durch die rechte Lufteinlassausnehmung der inneren
Brennkammerwandung (drei Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
22 Mischströmung durch die mittlere Lufteinlassausnehmung der inneren
Brennkammerwandung (drei Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
23 Mischströmung durch die linke Lufteinlassausnehmung der inneren
Brennkammerwandung (drei Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich)
24 Linke Sektorenbegrenzung
25 Rechte Sektorenbegrenzung
26 Position der Primärreihe von Lufteinlassausnehmungen der äußeren
Brennkammerwandung
27 Position der Sekundärreihe von Lufteinlassausnehmungen der äußeren
Brennkammerwandung
28 Linke Lufteinlassausnehmung der äußeren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich, Sekundärreihe)
29 Mittlere Lufteinlassausnehmung der äußeren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich, Sekundärreihe)
30 Rechte Lufteinlassausnehmung der äußeren Brennkammerwandung (drei
Lufteinlassausnehmungen pro Sektorenbereich, Sekundärreihe)
31 Strömungsleitwandung
101 Triebwerksachse
110 Gasturbinentriebwerk
111 Lufteinlass
112 im Gehäuse umlaufender Fan
113 Zwischendruckkompressor
114 Hochdruckkompressor
115 Brennkammern
116 Hochdruckturbine
117 Zwischendruckturbine
118 Niederdruckturbine
119 Abgasdüse Leitschaufeln
Triebwerksgehäuse
Kompressorlaufschaufeln
Leitschaufeln
Turbinenschaufeln
Kompressortrommel oder -Scheibe
Turbinenrotornabe
Abstand der Lufteinlassausnehmungen in Umfangsrichtung an der äußeren Brennkammerwandung
Abstand von weiteren Lufteinlassausnehmungen in Umfangsrichtung an der äußeren Brennkammerwandung
Abstand der Lufteinlassausnehmungen in Umfangsrichtung an der inneren Brennkammerwandung
Abstand von weiteren Lufteinlassausnehmungen in Umfangsrichtung an der inneren Brennkammerwandung
Relativer Abstand der gegenüberliegenden Lufteinlassausnehmungen in Umfangsrichtung
Axialer Abstand der Lufteinlassausnehmungen zwischen einer Vorderwand der Kraftstoffeinspritzvorrichtung und dem Ort einer Lufteinlassausnehmung an der äußeren Brennkammerwandung
Axialer Abstand der Lufteinlassausnehmungen zwischen einer Vorderwand der Kraftstoffeinspritzvorrichtung und dem Ort einer Lufteinlassausnehmung an der inneren Brennkammerwandung
Axialer Abstand der Lufteinlassausnehmungen zwischen einer Vorderwand der Kraftstoffeinspritzvorrichtung und dem Ort einer weiteren Lufteinlassausnehmung an der äußeren Brennkammerwandung
Axialer Abstand der Lufteinlassausnehmungen zwischen einer Vorderwand der Kraftstoffeinspritzvorrichtung und dem Ort einer weiteren Lufteinlassausnehmung an der inneren Brennkammerwandung

Claims

Patentansprüche
1. Gasturbinenbrennkammer mit einer zu einer Gasturbinenmittelachse (101) konzentrischen äußeren Brennkammerwandung (10) und einer inneren Brennkammerwandung (9), mit mehreren um den Umfang der Brennkammer verteilt angeordneten Brennern (1) sowie mit Lufteinlassausnehmungen, welche in zumindest einer Radialebene um den Umfang verteilt an einer äußeren Brennkammerwandung (10) und an einer inneren Brennkammerwandung (9) ausgebildet sind, wobei der Brenner (1) zur Ausbildung einer mit einem Drall versehenen Strömung ausgebildet ist, wobei Lufteinlassausnehmungen (11 , 12, 13, 18, 19, 20), welche einem Brenner (1) zugeordnet sind, zur Erzeugung unterschiedlich großer Luftströmungen unterschiedlich groß dimensioniert sind, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest eine der jeweiligen Lufteinlassausnehmungen (11 , 12, 13, 18, 19, 20) zur Zuführung von Luft in Strömungsrichtung des Dralls ausgebildet ist, wobei zumindest jeweils eine Lufteinlassausnehmung mit Strömungsleitwandungen (31) versehen ist, dass jeweils auf der äußeren und inneren Brennkammerwandung (10, 9) jeweils eine Lufteinlassausnehmung mit einem großen Luftmassenstrom und die anderen mit einem verringerten aber gleichen Luftmassenstrom vorgesehen sind und dass die großen Lufteinlassausnehmungen (13, 20) mit Strömungsleitwandungen (31) zu einer Intensivierung der Mischung durch einen hohen Strahlimpuls im Gleichdrall der Brennkammerströmung ausgebildet sind.
2. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die einander zugeordneten Lufteinlassausnehmungen (11 , 12, 13, 18, 19, 20) der äußeren Brennkammerwandung (10) und der inneren Brennkammerwandung (9) jeweils radial zueinander oder in Umfangsrichtung zueinander versetzt angeordnet sind.
3. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die einander zugeordneten Lufteinlassausnehmungen (11 , 12, 13, 18, 19, 20) der äußeren Brennkammerwandung (10) und der inneren Brennkammerwandung (9) in Umfangsrichtung einen gleichen Abstand oder einen unterschiedlichen Abstand aufweisen.
4. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass alle Lufteinlassausnehmungen (11 , 12, 13, 18, 19, 20) mit Strömungsleitwandungen 31 versehen sind, wobei die Strömungsleitwandungen mit oder ohne Neigung der Strömungsrichtung zur Gasturbinenmittelachse (101) und/oder zu einer Radialebene und/oder zur Umfangsrichtung sowie in ihrer geometrischen Ausgestaltung identisch oder unterschiedlich ausgebildet sind.
5. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Lufteinlassausnehmungen (11 , 12, 12a, 13, 18, 19, 19a, 20) zueinander axial gestuft oder versetzt angeordnet sind.
6. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass an der äußeren Brennkammerwandung (10) und der inneren Brennkammerwandung (9) unterschiedliche Anzahlen von Lufteinlassausnehmungen (11 , 12, 12a, 13, 18, 19, 19a, 20) ausgebildet sind.
7. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die einzelnen Brenner (1) jeweils zur Ausbildung eines zu benachbarten Brennern (1) gleichen oder gegengerichteten Dralls ausgebildet sind.
8. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Brenner als Magermischbrenner oder als Brenner mit fettem Gemisch ausgebildet ist.
9. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch
gekennzeichnet, dass eine oder mehrere Lufteinlassausnehmungen auf der inneren (9) und äußeren (10) Brennkammerwandung pro Brennersektor ausgebildet sind, wobei die Anzahl der Lufteinlassausnehmungen auf der inneren (9) und äußeren Brennkammerwandung (10) gleich oder unterschiedlich ist.
10. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch
gekennzeichnet, dass ein Teil oder der gesamte Drall der Brennerströmung (6) durch Drallerzeuger außerhalb der Kraftstoffeinspritzdüsen erzeugt wird und zumindestens eine der jeweiligen Lufteinlassausnehmungen (1 1 , 12, 12a, 13, 18, 19, 19a, 20) zur Zuführung von Luft in Strömungsrichtung des Dralls (17) ausgebildet ist. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass eine oder mehrere Lufteinlassausnehmungen auf der inneren (9) und äußeren (10) Brennkammerwandung nicht-kreisförmige
Lufteinlassausnehmungen z.B. als Langlöcher aufweisen, wobei zumindest die jeweils größten Lufteinlassausnehmungen (13, 20) mit Strömungsleitwandungen
(31 ) versehen sind.
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