WO2014191495A1 - Annular combustion chamber for a gas turbine, with tangential injection for late lean injection - Google Patents

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WO2014191495A1
WO2014191495A1 PCT/EP2014/061133 EP2014061133W WO2014191495A1 WO 2014191495 A1 WO2014191495 A1 WO 2014191495A1 EP 2014061133 W EP2014061133 W EP 2014061133W WO 2014191495 A1 WO2014191495 A1 WO 2014191495A1
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WO
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combustion chamber
injector
annular
fuel
annular combustion
Prior art date
Application number
PCT/EP2014/061133
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German (de)
French (fr)
Inventor
Christian Beck
Olga Deiss
Werner Krebs
Bernhard Wegner
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
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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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing

Definitions

  • the present invention relates to an annular combustion chamber, a gas turbine and a method for operating a ring combustion chamber and a gas turbine.
  • Modern gas turbines should meet the requirements in terms of pollutant emissions and environmental friendliness in a wide operating range. The fulfillment of these requirements depends essentially on the combustion system used in the gas turbine. To reduce emissions from
  • Nitrogen oxides are used lean premix.
  • high Turbi ⁇ neneintrittstemperaturen be pursued to achieve a high efficiency associated with high flame temperatures.
  • premixed flames due to the high thermal power density ansoci ⁇ ble to thermoacoustic instabilities and NOx emissions decrease with increasing flame temperature exponentially to.
  • This primary zone may in turn as conventional burner be internally stepped and covers the load range up to today's firing temperatures from downstream of the primary zone is followed by a secondary Ver. ⁇ combustion zone in. in this additional fuel is injected by an axially opposite the primary zone offset level. This is then burned in a diffusion type re- regimes.
  • the fuel may be diluted with inert components (vapor, nitrogen, carbon dioxide) to the stoichiometric combustion temperature greatly At the same time, the distribution of heat release across the entire available combustion chamber reduces the tendency of the combustion system to become thermoacoustic instabilities.
  • US 2011/0067402 AI discloses a gas turbine with a combustion chamber, which has a combustion concept with two stages.
  • the combustor includes a combustor head end having a combustor assembly, a combustor exit, and a combustor
  • Combustion chamber wall wherein the combustion chamber wall extends from the Brennkam ⁇ merkopfende to the combustion chamber exit, and a Pri ⁇ marmer zone and a secondary zone.
  • the secondary zone is arranged in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone.
  • the Se ⁇ kundärzone opens injectors which form a second axial level of the combustion system.
  • a second object of the present invention to provide an advantageous annular combustor which can achieve reduction of nitrogen oxide (NOx) emissions and low CO emissions.
  • a third object of the present invention is to provide an advantageous method for operating an annular combustion chamber or a gas turbine comprising an annular combustion chamber, which makes it possible to reduce emissions of nitrogen oxides and / or to reduce CO emissions.
  • the first object is achieved by an annular combustion chamber according to claim 1.
  • the second object is achieved by a Gasturbi ⁇ ne claim fourteenth
  • the third object is achieved by a method according to claim 15.
  • the dependent Proverbs contain further advantageous embodiments of the invention.
  • the annular combustor of the present invention includes a longitudinal axis, a combustor head end, and a combustor exit. At least one burner is arranged at the combustion chamber head end.
  • the annular combustor further includes a combustor wall extending from the combustor head end to the combustor exit.
  • the annular combustion chamber according to the invention comprises a primary zone and a secondary zone. In this case, the secondary zone is arranged in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone.
  • the combustion chamber ⁇ includes at least one injector for introducing a fuel-air mixture in the secondary zone.
  • the injector includes fully a flow channel (which may also be referred to with Eindüsö réelle) with a Mün ⁇ Denden in the secondary zone output with an inflow and an in
  • the inflow direction has at least one component in the circumferential direction of the
  • a number of corresponding injectors are arranged on the combustion chamber wall in the region of the secondary zone. Due to the combined injection of air and fuel in the Se ⁇ kundärzone a so-called “air-assisted axial stage" is realized.
  • the primary zone is determined by the area in which the fuel supplied via the burner is primarily burned within the combustion chamber.
  • the secondary zone is characterized by the fact that in it the hot gas generated in the primary zone is further burned out as completely as possible.
  • the secondary zone can in principle be arranged at any arbitrary position ⁇ between the primary zone and the combustion chamber exit.
  • the airborne axial compressor itself already has several pre ⁇ parts.
  • premixing fuel and air outside the combustion chamber as in conventional burner technology the resulting peak temperatures and thus the NOx emissions can be reduced.
  • Lower residence times in the secondary zone and turbine entry continue to result in lower overall NOx emissions.
  • no additional media are needed, but an operation takes place only with the originating from the compressor outlet air, which are treated with fuel in the axial stage to a Ge ⁇ mixed. Therefore, the resulting system is robust and stable available.
  • the airborne axial compressor is equally a ⁇ He furtherance of the operating range of the combustion system to lower and higher loads.
  • Ring combustion chambers of the prior art can flow in the outer shell with a velocity component in the circumferential direction of the annular combustion chamber resulting from the superposition of the burner flows.
  • the peripheral component of the combustion chamber flow is increased by the inventive injection of the combustion air with at least one component in the circumferential direction of the combustion chamber in the axial stage. From this, the injection, the environmental steering omitted by the guide blades of the first turbine stage in extreme cases, by utilizing the ent ⁇ speaking acceleration downstream.
  • the present invention also has the following specific ⁇ elle advantages: the swirl generation ensures better Mixing with the mainstream. A smoother turbine entry profile reduces emissions. Wei ⁇ terhin a simple and inexpensive construction of the guide vanes of the first turbine stage is possible or saving potential by dispensing with the vanes of the first turbine stage.
  • the combustion chamber wall can hold an outer shell and a hub to ⁇ .
  • at least one injector is arranged on the outer shell and / or on the hub.
  • the annular combustion chamber has the combustion chamber head end to the combustor exit an annular cross-section, with the outer shell forms the part of the combustion chamber wall, wel ⁇ cher constituting the outer edge of the annular cross-section and the hub forms the part of the combustion chamber wall, which the encompassed by the outer edge of the inner edge of the annular cross section is formed.
  • At least one injector may be arranged according to the invention on the outer shell and / or the hub.
  • the inflow direction has at least one component in the circumferential direction of the combustion chamber. If the injector is disposed on the hub, then the circumferential direction is substantially parallel along the inner edge of the annular cross-section of the annular combustion chamber. The injector to the outer shell arranged, then, the circumferential direction Wesent ⁇ union parallel along the outer edge of the annular cross section of the annular combustion chamber.
  • a plurality of injectors in the circumferential direction of the combustion chamber spaced from each other on the hub and / or the outer shell of the combustion chamber wall are arranged.
  • the injectors may, for example, be arranged parallel to one another in the circumferential direction at a distance from one another on the combustion chamber wall.
  • the combustion chamber wall comprises an outer surface.
  • this outer surface comprises the outer surface of the outer shell and the outer surface of the hub facing away from the combustion chamber interior.
  • at least one flow channel of an Injek ⁇ sector is at least partially arranged spirally with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber along the outer surface.
  • the flow channels of the injectors may comprise an area arranged outside the combustion chamber.
  • the flow direction of the fuel-air mixture can run in this region of the flow channel with a component in or counter to the main flow direction of the hot gases flowing in the combustion chamber along the outer combustion surface.
  • the term "along the surface” also includes an initially spaced from the surface profile of the Injek ⁇ gate, so that the injector only in a combustion chamber wall traversing portion in direct contact with the combustion chamber wall is.
  • spiral is related to the present
  • the invention is also understood to be helical, for example helices of decreasing diameter, wherein the diameter of the knife of the helix may be substantially circular or elliptical. That the injector or its flow channel at least partially spiral in relation to the
  • Longitudinal axis of the combustion chamber along the outer surface is arranged, also includes such injectors or flow ⁇ channels that follow at least partially a portion of such a spiral or helical path.
  • the advantageous embodiment of the invention has the advantage that results in good utilization of the available space around the combustion chamber, a large premix length in the injectors despite compact design. Furthermore, emissions are reduced and thermoacoustical tuning is possible by adapting deadtime elements in flame transfer functions.
  • the annular combustion chamber comprises at least one fuel distributor, which is connected to at least one nozzle, which opens into a Strö ⁇ mungskanal the at least one injector.
  • the nozzle may, for example, such project into the flow channel, that it is coaxially vice ⁇ ben from the flow channel.
  • the fuel distributor may be disposed upstream or downstream of the at least one nozzle on the combustion chamber wall with respect to a main flow direction of the hot gases in the combustion chamber.
  • An arrangement downstream of the at least one nozzle is suitable, for example, for injectors whose flow channels a
  • the at least one fuel distributor may be an annular fuel distributor.
  • At least one fuel distributor can be arranged along the outer surface of the hub.
  • the fuel distributor can supply fuel to such injectors which comprise a flow channel opening through the hub through into the secondary zone. It can also be regarded as advantageous that the Minim ⁇ least a fuel manifold is positioned around the outer shell around on the combustion chamber wall.
  • the fuel distributor may supply such injectors with fuel, comprising an opening out through the outer shell to pass into the secondary flow channel zone umfas ⁇ sen.
  • the at least one injector comprises a flow channel having an outlet with a central axis pointing in an inflow direction.
  • a further advantageous embodiment of the invention may provide that the central axis encloses an angle ⁇ , ⁇ between 0 ° and 180 ° with the main flow direction in the combustion chamber at the position of the respective injector outlet. This means that the fuel-air mixture can be introduced both in the opposite direction and in the main flow direction in the secondary zone.
  • the center axis of the injector outlet determines the inflow direction of the injected fuel-air mixture into the combustion chamber.
  • the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber is in particular by the
  • the main flow direction may be in the form of a curved curve extending from the burner to the combustion chamber exit.
  • the burners at the end of the combustion chamber each comprise a burner axis.
  • the at least one injector may comprise an outlet with a center axis pointing in the inflow direction, which may enclose an angle 0, 2 between 0 ° and 180 ° with the burner axis parallel to the location of the outlet of a burner arranged substantially upstream of the injector at the combustion head end ,
  • the angle 0, 2 between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 ° or between 90 ° and 180 °, in particular between 110 ° and 160 °, which corresponds to an inflow in the main flow direction and counter to the main flow direction.
  • the angle 0, 2 is greater than 45 ° and smaller than ⁇ 90 ° or less than 70 ° or less than 135 ° and greater than 90 °, preferably greater than 110 °, to a favorable intermixing of the introduced To achieve fuel-air mixture with the main flow with simultaneous swirl generation.
  • the output of the injector can be such arranged relative to the main flow direction, that a radial to Hauptströ ⁇ flow direction line intersecting the central axis of the injector in the area of its output at an angle ß if. Furthermore, the output of the injector can be arranged with respect to the burner axis such that a radial line to the burner axis intersects the center axis of the injector in the region of its output at an angle ß2, the angles ßi and ß2 respectively in the range between 0 ° and 90 ° , Advantageously ⁇ between 20 ° and 70 ° or between 45 ° and 90 ° or between 45 ° and 70 °, lie.
  • Injektorausgangs a radial direction with respect to the main ⁇ flow direction.
  • the inflow direction and / or the center axis of the injector can perpendicular to the main flow ⁇ direction an angle ßi with the radial direction with respect to the main flow direction between 0 ° and 90 °, advantageously between 20 ° and 70 ° or between 45 ° and 90 ° or between 45 ° and 70 °. This means that the
  • Inlet direction and / or the center axis of the injector perpendicular to the main flow direction has a component.
  • Injector output having a radial direction which is perpendicular to the burner axis of a burner arranged substantially upstream of the injector.
  • the inflow direction and / or the center axis of the injector may be perpendicular to the burner axis an angle ß2 with the radial
  • Direction relative to the burner axis between 0 ° and 90 °, advantageously between 20 ° and 70 °, preferably between 45 ° and 90 ° or between 45 ° and 70 °.
  • This ⁇ be indicated includes that the inflow direction and / or the center axis of the injector a perpendicular described by the angle ß2 extending to the burner axis component.
  • the combustion chamber may include heat shield stones.
  • the heat shield bricks may preferably be ceramic heat shield bricks.
  • the heat shield bricks can also be referred to as heat shield elements or heat shield tiles.
  • the heat shields are, for example, under Relegation of expansion gaps areally adjacent to each other on the inner surface of the combustion chamber wall ⁇ arranged.
  • the heat shield bricks can be arranged in to the combustion chamber wall ⁇ circumferential rows.
  • the at least one injector may, for example, in the region of the penultimate row in front of the combustion chamber exit through the heat shield into the secondary zone.
  • a number of injectors can be arranged on the preferably ceramic heat shield bricks, wherein, for example, an injector is arranged essentially on each nth preferably ceramic heat shield brick of at least one row such that it opens through the heat shield brick into the secondary zone, n is present a natural number. It can ⁇ In projectors or their flow channel outputs at substantially each or every second, or every third, etc. position of a ceramic heat shield stone in series are arranged.
  • an elliptical opening can be introduced into the respective, preferably ceramic heat shield block, through which the respective flow channel of the injector opens into the combustion chamber. If this is not possible, for example, Festig ⁇ keitshuntn, can at the positions of Injektoraus Vietnamese, the ceramic heat shield bricks by substantially metallic - preferably cooled metal - heat shield bricks are replaced, similar to the flame ⁇ guardian.
  • Adjacent injector exits may have a distance S to each other.
  • the flow channels of the injectors can each have a diameter d, in particular at their outlet.
  • the ratio between the distance S of adjacent injector exits and the diameter d of the flow channels of the injectors in the region of their exits between 5 and 20, ie 5 ⁇ S / d ⁇ 20.
  • the distance in the circumferential direction of the combustion chamber of adjacent injector exits between fivefold and twentyfold Chen diameter d of the flow channels of the injectors amount.
  • the gas turbine of the invention comprises a previously beschrie ⁇ bene annular combustion chamber. It has the same characteristics and advantages as the annular combustion chamber described above.
  • the inventive method for operating a ring combustion chamber or a gas turbine with an annular combustion chamber is characterized in that a fuel-air mixture through at least one injector in a downstream of a Primary zone disposed secondary zone of the combustion chamber is so ⁇ introduced that the inflow direction has a component in the circumferential direction of the combustion chamber.
  • the method according to the invention has the same advantages as the annular combustion chamber according to the invention described above. In particular, an improved skillsmi ⁇ tion of the main flow and a reduction of emissions are achieved by a more uniform turbine inlet profile by the swirl generation with the help of introduced into the secondary zone ⁇ fuel-air mixture.
  • a mass flow into the combustion chamber which amounts to between 5% and 20% of the total mass flow leaving the combustion chamber at the combustion chamber exit, can be introduced by the injectors.
  • the injectors all attached to the combustion chamber injectors are meant for introducing a fuel-air mixture in the seconding ⁇ därzone the combustion chamber in this context.
  • the fuel-air mixture can be introduced on the hub side and / or outer shell side in the secondary zone. Description of the embodiments
  • Figure 3 shows schematically a part of a combustion chamber in a partially perspective and partially cut ⁇ ge view.
  • FIG. 4 shows a section of the combustion chamber partly already shown in FIG. 3 in a perspective and sectional view.
  • Figure 5 schematically shows a basic arrangement
  • FIG. 6 shows schematically the center axis of the injector
  • FIG. 7 shows schematically a component of FIG
  • Figure 8 shows schematically an inventive annular combustion chamber ⁇ partially in perspective, partially sectioned view.
  • FIG. 9 schematically shows a detail of an annular combustion chamber in a perspective view.
  • FIG. 10 schematically shows a combustion chamber according to the invention in a perspective view.
  • Figure 11 shows schematically a plan view of the ring ⁇ combustion chamber from the combustion chamber head end.
  • FIG. 12 shows a further perspective view of the embodiment variant shown in FIGS. 8 and 9
  • Figure 13 shows a plan view of the ge in Figure 12 showed ⁇ combustion chamber from the combustion chamber exit.
  • Figure 14 shows schematically an annular combustion chamber according to the invention, in a partially sectioned and partially perspective view as a detail.
  • the axial combustion stage according to the invention in the annular combustion chamber can be realized both on the outer shell and on the hub of the combustion chamber.
  • An annular fuel distributor is attached around the outer shell (or hub), for example.
  • the fuel distributor distributes the fuel to a plurality of nozzles (nozzles) which flow into the flow channels of the injectors. These inject the fuel into the flow channels (scoops) of the injectors. In the flow channels of the injectors, the fuel is mixed with the air and then injected into the combustion chamber with a component in the circumferential direction of the combustion chamber.
  • the exits or exits of the injectors are located in the region of the penultimate row of the preferably ceramic heat shields (CHS: Ceramic Heat Shield).
  • CHS Ceramic Heat Shield
  • the injectors may be positioned such that the flow direction in the flow channels has, for example, a component in or opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber.
  • the flow direction at the outlet of the flow channel has at least one component in the circumferential direction of the combustion chamber. This creates a twist in the combustion chamber, which allows a more favorable flow onto the turbine guide vane 1 (TLe 1).
  • the mass flow, the flow conducted through the injectors may be between 5% and 50%.
  • FIG. 1 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103 with a shaft 101, which is also referred to as a turbine runner.
  • an intake housing 104 a compressor 105, for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • a compressor 105 for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • the annular combustion chamber 110 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example.
  • annular annular hot gas channel 111 for example.
  • turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.
  • Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings . As seen in the direction of flow of a working medium 113, in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115, a series 125 formed of rotor blades 120 follows.
  • the guide vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the moving blades 120 of a row 125 are attached to the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example.
  • Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown).
  • air 135 is sucked by the compressor 105 through the intake housing and ver ⁇ seals.
  • the 105 ⁇ be compressed air provided at the turbine end of the compressor is ge ⁇ leads to the burners 107, where it is mixed with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
  • the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the blades 120.
  • the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner, so that the blades 120 drive the rotor 103 and this drives the working machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the flow direction of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield elements lining the annular combustion chamber 110.
  • FIG. 2 schematically shows a combustion chamber 110 of a gas turbine.
  • the combustion chamber 110 is configured, for example, as so-called ⁇ annular combustion chamber, in which a plurality of spaced circumferentially about an axis of rotation 102. burners 107 open into a common combustion chamber space 154 and generate flames 156th
  • the Brennkam- mer is ⁇ staltet 110 overall is of annular configuration positioned around the axis of rotation 102.
  • the axis of rotation 102 may also be referred to the longitudinal axis of the combustion chamber.
  • the annular combustion chamber has a combustion chamber wall 153, which encloses an outer shell and a hub.
  • the annular combustion chamber 110 has an annular cross section of the combustion chamber space 154, the shape and diameter of which may be formed differently from the combustion chamber head end to the combustion chamber exit.
  • the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C to 1600 ° C.
  • the combustion chamber wall 153 is provided on its the Häme ⁇ medium M side facing with an inner lining formed of heat shield elements 155.
  • FIG. 3 shows schematically a part of a combustion chamber in a partially perspective and partially sectioned view.
  • the combustion chamber comprises a combustion chamber wall 1 and a combustion chamber outlet 6.
  • the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber during operation of the combustion chamber is indicated by an arrow 3.
  • the combustion chamber further comprises a primary zone 4, in which the fuel introduced from the burner into the combustion chamber is burned.
  • the primary zone is adjoined in the direction of flow 3 by a secondary zone 5.
  • the hot gas from the primary zone 4 is further burned off. This he follows ⁇ by additional introduction of a fuel-air mixture 14 in the secondary zone 5 by means of injectors. 8
  • the injectors 8 comprise an air supply 13 and an outlet 9 opening into the combustion chamber. Furthermore, a fuel nozzle 10 is arranged in the interior of each injector 8. The focal ⁇ material nozzle 10 is connected to a fuel rail 11, as a preferential annular fuel manifold 11, respectively.
  • Injector or the injection port 9 is injected into the combustion chamber in the region of the secondary zone 5.
  • a liner portion 7 and a transition region 25 is disposed between the primary zone of the combustor 4 and the output 6, which are designed in Figure 3 as separate construction ⁇ parts. Between the primary zone 4 and the liner area 7, at least one sealing ring 12 is arranged. net. Furthermore, a sealing ring is at least 12 arranged ⁇ also between the liner section 7 and the junction device 25th The injectors 8 are connected to the liner area 7. The injector exits or injection openings 9 open in the region of the liner area 7 in the secondary zone 5 of the combustion ⁇ chamber.
  • FIG. 4 shows a section of the combustion chamber partly already shown in FIG. 3 in a perspective and sectional view.
  • FIG. 4 shows a fuel supply 15 which supplies fuel to the fuel distributor 11.
  • FIG. 5 shows schematically a basic arrangement of the main burner and the axially offset burner stage as from ⁇ winding.
  • a turbine 16 is arranged at the combustion chamber exit 6.
  • burners 17 are arranged at the combustion chamber head end 24 burners 17 are arranged.
  • Each burner 17 comprises a burner axis 20.
  • the schematically shown outputs of the injectors 9 and the injection openings 9 each comprise a central axis 2.
  • the center axes 2 of the injection openings 9 close with the main axis of the respective burner 17 an angle 0.2.
  • the angle 0.2 can be for an injection direction 23 in the main flow ⁇ direction 3 between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 °, for example, between 45 ° and 70 °, amount.
  • Basic ⁇ additionally the angle between 0.2 and 45 ° and 90 °
  • FIG. 6 schematically shows the central axis 2 of the injector 8 and the inflow direction 23 with respect to the main flow direction 3 of the hot gas in the combustion chamber.
  • the main flow direction 3 is shown schematically in the form of an axis.
  • the central axis of the injector 2 and the The inflow direction 23 of the fuel-air mixture flowing from the injector outlet 9 into the combustion chamber closes with the main flow direction 3 at an angle ⁇ , ⁇ .
  • the angle ⁇ , ⁇ basically assume the same values as the angle 0, 2 described in connection with FIG.
  • FIG. 7 schematically shows the component of FIG
  • the combustion chamber wall comprises a hub 18 and an outer shell 17.
  • a radial to the main flow direction 3 line connecting the center axis of ⁇ 2 of the injector 8 is cut in the area of its output 9 characterized by the reference numeral 19th
  • Wei ⁇ terhin is a to the burner axis 20 radial line which intersects the central axis 2 of the injector 8 in the region of its output 9 also indicated by the reference numeral 19.
  • the radial line 19 has a right angle to the main flow direction 3 or alternatively to a right angle to the burner axis 20.
  • the respective radial direction or radial line 19 encloses an angle ⁇ i with the inflow direction 23 or with the center axis of the injector 2, if the radial line 19 relates to the main flow direction 3. If the radial line 19 refers to the burner axis 20, then the radial direction 19 with the inflow direction 23 or the central axis 2 of the injector 9 forms an angle ⁇ 2 .
  • the angles ßi and ß 2 can be between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 °, for example between 45 ° and 70 °.
  • the injector 9 may be arranged on the outer shell 17, as shown in FIG. 7, or on the hub 18.
  • An arrangement on the outer shell is shown in FIGS. 8 to 13, an arrangement on the hub is shown in FIG. 8 shows schematically an inventive an annular combustion chamber in a partially perspective, partially sectioned view.
  • Shawcrokopfende 24 Bren ⁇ ner 107 is arranged with a burner axis 20. With the help of the burner, a fuel-air mixture is burned in the primary zone of the combustion chamber. This is shown schematically by a flame 22.
  • the secondary zone 5 connects.
  • Injekto ⁇ ren 8 a fuel-air mixture is injected in the secondary zone into the combustion chamber in addition.
  • the combustion chamber is lined inside with heat shield bricks 21.
  • the heat shield bricks are preferably ceramic heat shield bricks.
  • the injection openings 9, which may be guided, for example, by elliptical openings in the preferably ceramic heat shield bricks, are distributed uniformly along the circumference of the secondary zone. Preferably, they are arranged in the penultimate or, as shown in Figure 8, third last row of ceramic heat shield bricks 21 in front of the combustion chamber exit 6. If an arrangement in the ceramic heat shield bricks 21 for reasons of strength is not possible, can at the positions of the
  • the ceramic heat shield bricks are replaced by substantially metallic - preferably cooled metallic - heat shield elements.
  • the injectors may be attached to substantially each, or the second, or each third, and so forth position of a preferably ceramic heat shield brick 21 in the respective row of the preferably ceramic heat shield bricks 21 ⁇ .
  • the constant distance between the injectors need not apply to the beginning / end of the row, since the number of stones in a row is generally not a multiple of n.
  • the illustrated injectors are positioned on the combustion chamber wall such that the flow direction in the flow channels of the injectors 8 have a component in the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber. FIG.
  • annular combustion chamber 9 schematically shows a detail of an annular combustion chamber in a perspective view.
  • annular fuel distributor 11 is arranged, which supplies the fuel nozzles 10 leading to the respective flow channels of the injectors 8 with fuel.
  • the injectors 8 are arranged distributed in the circumferential direction of the combustion chamber at a distance from the outer shell 17 and arranged at least partially spirally along the outer surface of the outer shell with respect to the Hauptströmungsrich ⁇ tion 3 and with respect to the axis of rotation 102 of the combustion chamber.
  • FIG. 10 shows schematically an inventive combustion chamber ⁇ in perspective view.
  • a combustion chamber according to the invention with a
  • the injectors 8 are arranged downstream of the fuel distributor 11 and upstream of the combustion chamber exit 6 on the outer shell
  • the fuel distributor 11 is arranged downstream of the at least one nozzle supplied by the fuel distributor and upstream of the combustion chamber exit 6
  • the flow direction of the combustion ⁇ material-air mixture in the flow channels of the injectors 8 has a component counter to the main flow direction.
  • the injectors 8 extend at least in sections spirally with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber along the outer surface of the outer shell.
  • Inflow direction comprises a component in the circumferential direction of the combustion chamber.
  • FIG. 11 shows schematically in a plan view of the combustion chamber an annular combustion chamber from the head end.
  • FIG. 12 shows a further perspective view of the embodiment variant shown and described in FIGS. 8 and 9.
  • FIG. 13 shows a plan view of the combustion chamber shown in FIG. 12 from the combustion chamber exit.
  • FIG. 14 shows schematically an inventive an annular combustion chamber, in which the injectors differing from those shown in Figures 8 through 13 embodiments 8 and the fuel manifold 11 are arranged on the hub 18th
  • FIG. 14 shows the corresponding combustion chamber in a partially sectioned and partially perspective view as a detail. All of them can in a corresponding manner to that shown in Figure 14liensvari- in conjunction with the figures 8 to 13 ⁇ be written embodiments are applied ante. That is, the injectors 8 may have an inflow direction 23 into the combustion chamber that extends both in and against the main flow direction 3.
  • the arrangement of the fuel distributor 11 reference is made to the statements relating to FIGS. 8 to 13.

Abstract

An annular combustion chamber is described which has a longitudinal axis, a combustion chamber head end (24) at which at least one burner (107) is arranged, a combustion chamber outlet (6), and a combustion chamber wall. The combustion chamber wall extends from the combustion chamber head end (24) to the combustion chamber outlet (6). The annular combustion chamber comprises a primary zone (4) and a secondary zone (5) which is arranged downstream of the primary zone (4) in the main flow direction (3) of the hot gas. Here, the combustion chamber comprises at least one injector (8), arranged on the combustion chamber wall, for the introduction of a fuel-air mixture into the secondary zone (5). The injector (8) comprises a flow duct with an outlet (9) which issues into the secondary zone and which has a central axis pointing in an inflow direction, wherein the inflow direction has a component in the circumferential direction of the combustion chamber.

Description

Schreibung  spelling
GASTURBINEN-RINGBRENNKAMMER MIT TANGENTIALEINDÜSUNG ALS SPÄTE MAGER-EINSPRITZUNG GAS TURBINE RING BURNING CHAMBER WITH TANGENTIAL INSULATION AS LATE MAGER INJECTION
Gegenstand der Erfindung Subject of the invention
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Ringbrennkammer, eine Gasturbine und ein Verfahren zum Betrieb einer Ringbrennkam- mer und einer Gasturbine. The present invention relates to an annular combustion chamber, a gas turbine and a method for operating a ring combustion chamber and a gas turbine.
Hintergrund der Erfindung Background of the invention
Moderne Gasturbinen sollen in einem weiten Betriebsbereich den Anforderungen bezüglich Schadstoffemissionen und Umweltfreundlichkeit genügen. Die Erfüllung dieser Anforderungen hängt wesentlich von dem in der Gasturbine eingesetzten Verbrennungssystem ab. Zur Reduktion der Emissionen von Modern gas turbines should meet the requirements in terms of pollutant emissions and environmental friendliness in a wide operating range. The fulfillment of these requirements depends essentially on the combustion system used in the gas turbine. To reduce emissions from
Stickoxiden (NOx) wird magere Vormischung verwendet. Dabei werden zur Erzielung eines hohen Wirkungsgrades hohe Turbi¬ neneintrittstemperaturen angestrebt, die mit hohen Flammentemperaturen einhergehen. Hier sind die erwähnten Vormisch- flammen aufgrund der hohen thermischen Leistungsdichte anfäl¬ lig für thermoakustische Instabilitäten und die NOx- Emissionen nehmen mit steigender Flammentemperatur exponenti- ell zu. Nitrogen oxides (NOx) are used lean premix. Here, high Turbi ¬ neneintrittstemperaturen be pursued to achieve a high efficiency associated with high flame temperatures. Here are the aforementioned premixed flames due to the high thermal power density anfäl ¬ ble to thermoacoustic instabilities and NOx emissions decrease with increasing flame temperature exponentially to.
Auf der anderen Seite ist ein Betrieb der Gasturbine bei mög¬ lichst niedrigen Lasten und Flammentemperaturen notwendig, um den Anforderungen der Kraftwerksbetreiber gerecht zu werden. Hier wird der Betriebsbereich nach unten hin durch die bei unvollständigem Ausbrand entstehenden Kohlenmonoxidemissionen (CO) begrenzt. Daher ist es wünschenswert, den Betriebsbe¬ reich des Verbrennungssystems in beide Richtungen zu erwei¬ tern . Zur Erweiterung des Betriebsbereiches bei den bestehenden Verbrennungssystemen wurde beispielsweie durch brennerinterne Brennstoffstufung, effiziente Vormischeinrichtungen, Reduktion von Kühlluft oder gestufte Verbrennungskonzepte eine Optimierung des Systems für die heutigen Anforderungen vorgenommen. Die „axial Staging" genannte gestufte Verbrennungs¬ technologie besteht aus einem konventionellen Brenner, der eine primäre Verbrennungszone befeuert. Diese Primärzone kann wiederum wie konventionelle Brenner intern gestuft sein und deckt den Lastbereich bis zu heutigen Feuerungstemperaturen ab. Stromab der Primärzone schließt sich eine sekundäre Ver¬ brennungszone an. In diese wird durch eine axial gegenüber der Primärzone versetzte Stufe zusätzlicher Brennstoff eingedüst . Dieser wird dann in einem diffusionsartigen Re- gime verbrannt. Der Brennstoff kann mit Inertkomponenten (Dampf, Stickstoff, Kohlendioxid) verdünnt werden, um die stöchiometrische Verbrennungstemperatur stark abzusenken und damit die NOx-Bildung unterdrückt. Gleichzeitig wird durch die Verteilung der Wärmefreisetzung über den gesamten zur Verfügung stehenden Brennraum die Neigung des Verbrennungssystems zu thermoakustischen Instabilitäten verringert. On the other hand, operation of the gas turbine at mög ¬ lichst low loads and flame temperatures is necessary to meet the requirements of the power plant operators. Here, the operating range is limited at the bottom by the resulting incomplete burnout carbon monoxide (CO) emissions. Therefore, it is desirable to expan ¬ tern ¬ ding the operating range of the combustion system in both directions. To expand the operating range of the existing combustion systems, an optimization of the system for today's requirements was made, for example, by burner internal fuel staging, efficient premixing, reduction of cooling air or staged combustion concepts. The "axial staging" said stepped combustion ¬ technology consists of a conventional burner, the fired primary combustion zone. This primary zone may in turn as conventional burner be internally stepped and covers the load range up to today's firing temperatures from downstream of the primary zone is followed by a secondary Ver. ¬ combustion zone in. in this additional fuel is injected by an axially opposite the primary zone offset level. this is then burned in a diffusion type re- regimes. the fuel may be diluted with inert components (vapor, nitrogen, carbon dioxide) to the stoichiometric combustion temperature greatly At the same time, the distribution of heat release across the entire available combustion chamber reduces the tendency of the combustion system to become thermoacoustic instabilities.
Die für einen sicheren Betrieb innerhalb der gewährleisteten Emissionsgrenzen benötigten Verdünnungsmedien müssen aus se- paraten Prozessen zur Verfügung gestellt werden, was zu etlichen Nachteilen führt. Erstens steigt die Komplexität des Ge¬ samtkraftwerks im Sinne höherer Investitionskosten. Zweitens benötigen diese separaten Prozesse ihrerseits Energie, so dass der Gesamtwirkungsgrad beeinträchtigt wird. Drittens sinkt die Verfügbarkeit des Kraftwerkes, da diese Prozesse eine gewisse Ausfallswahrscheinlichkeit besitzen, welche zu der des konventionellen Kraftwerkes hinzugerechnet werden muss. Aus diesem Grund ist es auch bekannt, den Brennstoff in der zweiten axialen Stufe ohne Inertkomponenten in Form eines Luft/Brennstoff-Gemisches in die Sekundärzone einzubringen („fuel only") . Diesbezüglicher und weiterer Stand der Technik ist in The dilution media required for safe operation within the guaranteed emission limits must be made available from separate processes, which leads to a number of disadvantages. First, the complexity of the Ge ¬ samtkraftwerks increases in terms of higher investment costs. Second, these separate processes in turn require energy so that overall efficiency is compromised. Thirdly, the availability of the power plant decreases because these processes have a certain probability of failure, which must be added to that of the conventional power plant. For this reason, it is also known to introduce the fuel in the second axial stage without inert components in the form of an air / fuel mixture in the secondary zone ("fuel only"). This and other prior art is in
DE 10 2006 053 679 AI, US 6,418,725 Bl, die jeweils Rohr¬ brennkammern betreffen, und in den Dokumenten DE 10 2006 053 679 Al, US 6,418,725 Bl, respectively relating to combustion chambers tube ¬, and in the documents
DE 42 32 383 AI, US 2009/0084082 AI, US 6,192,688 Bl, DE 42 32 383 A1, US 2009/0084082 A1, US Pat. No. 6,192,688 B1,
US 6,047,550 und US 6,868,676 Bl, die Ringbrennkammern be¬ treffenden, beschrieben. Described US 6,047,550 and US 6,868,676 Bl, the annular combustors be ¬ taken.
Die US 2011/0067402 AI offenbart eine Gasturbine mit einer Brennkammer, welche ein Verbrennungskonzept mit zwei Stufen aufweist. Die Brennkammer umfasst ein Brennkammerkopfende mit einer Brenneranordnung, ein Brennkammerausgang und eine US 2011/0067402 AI discloses a gas turbine with a combustion chamber, which has a combustion concept with two stages. The combustor includes a combustor head end having a combustor assembly, a combustor exit, and a combustor
Brennkammerwand, wobei die Brennkammerwand sich vom Brennkam¬ merkopfende zum Brennkammerausgang erstreckt, sowie eine Pri¬ märzone und eine Sekundärzone. Die Sekundärzone ist in Haupt- Strömungsrichtung des Heißgases stromabwärts der Primärzone anordnet. Entlang des Umfangs der Brennkammer sind in die Se¬ kundärzone mündende Injektoren angeordnet, welche eine zweite axiale Stufe des Verbrennungssystems ausbilden. Beschreibung der Erfindung Combustion chamber wall, wherein the combustion chamber wall extends from the Brennkam ¬ merkopfende to the combustion chamber exit, and a Pri ¬ marmer zone and a secondary zone. The secondary zone is arranged in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone. Along the periphery of the combustion chamber are arranged in the Se ¬ kundärzone opens injectors which form a second axial level of the combustion system. Description of the invention
Es ist eine erste Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine vorteilhafte Ringbrennkammer zur Verfügung zu stellen, mit der eine Reduzierung der Emissionen von Stickoxiden (NOx) und niedrige CO-Emissionen erreicht werden können. Eine zweiteIt is a first object of the present invention to provide an advantageous annular combustor which can achieve reduction of nitrogen oxide (NOx) emissions and low CO emissions. A second
Aufgabe besteht darin, eine entsprechende Gasturbine zur Ver¬ fügung zu stellen. Eine dritte Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein vorteilhaftes Verfahren zum Betrieb einer Ringbrennkammer oder einer eine Ringbrennkammer umfassenden Gasturbine zur Verfügung zu stellen, welches eine Reduktion der Emissionen von Stickoxiden und/oder eine Reduktion der CO-Emissionen ermöglicht. The object is to provide a corresponding gas turbine for Ver ¬ addition. A third object of the present invention is to provide an advantageous method for operating an annular combustion chamber or a gas turbine comprising an annular combustion chamber, which makes it possible to reduce emissions of nitrogen oxides and / or to reduce CO emissions.
Die erste Aufgabe wird durch eine Ringbrennkammer nach An- spruch 1 gelöst. Die zweite Aufgabe wird durch eine Gasturbi¬ ne nach Anspruch 14 gelöst. Die dritte Aufgabe wird durch ein Verfahren nach Anspruch 15 gelöst. Die abhängigen An- sprüche enthalten weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung . The first object is achieved by an annular combustion chamber according to claim 1. The second object is achieved by a Gasturbi ¬ ne claim fourteenth The third object is achieved by a method according to claim 15. The dependent Proverbs contain further advantageous embodiments of the invention.
Die erfindungsgemäße Ringbrennkammer umfasst eine Längsachse, ein Brennkammerkopfende und einen Brennkammerausgang. An dem Brennkammerkopfende ist mindestens ein Brenner angeordnet. Die Ringbrennkammer umfasst weiterhin eine Brennkammerwand, die sich vom Brennkammerkopfende zum Brennkammerausgang erstreckt. Darüber hinaus umfasst die erfindungsgemäße Ring- brennkammer eine Primärzone und eine Sekundärzone. Dabei ist die Sekundärzone in Hauptströmungsrichtung des Heißgases stromabwärts der Primärzone angeordnet. Die Brennkammer um¬ fasst mindestens einen Injektor zum Einbringen eines Brennstoff-Luft-Gemisches in die Sekundärzone. Der Injektor um- fasst einen Strömungskanal mit einem in die Sekundärzone mün¬ denden Ausgang (der auch mit Eindüsöffnung bezeichnet werden kann) mit einer Einströmrichtung und einer in The annular combustor of the present invention includes a longitudinal axis, a combustor head end, and a combustor exit. At least one burner is arranged at the combustion chamber head end. The annular combustor further includes a combustor wall extending from the combustor head end to the combustor exit. In addition, the annular combustion chamber according to the invention comprises a primary zone and a secondary zone. In this case, the secondary zone is arranged in the main flow direction of the hot gas downstream of the primary zone. The combustion chamber ¬ includes at least one injector for introducing a fuel-air mixture in the secondary zone. The injector includes fully a flow channel (which may also be referred to with Eindüsöffnung) with a Mün ¬ Denden in the secondary zone output with an inflow and an in
Einströmrichtung weisenden Mittelachse. Die Einströmrichtung weist mindestens eine Komponente in Umfangsrichtung der  Inlet direction center axis. The inflow direction has at least one component in the circumferential direction of the
Brennkammer auf. Combustion chamber on.
Vorzugsweise ist eine Anzahl entsprechender Injektoren an der Brennkammerwand im Bereich der Sekundärzone angeordnet. Durch die kombinierte Eindüsung von Luft und Brennstoff in die Se¬ kundärzone wird eine sogenannte "luftgestützte Axialstufe" realisiert. Preferably, a number of corresponding injectors are arranged on the combustion chamber wall in the region of the secondary zone. Due to the combined injection of air and fuel in the Se ¬ kundärzone a so-called "air-assisted axial stage" is realized.
Grundsätzlich wird die Primärzone durch den Bereich bestimmt, in welchem innerhalb der Brennkammer der über den Brenner zugeführte Brennstoff primär verbrannt wird. Die Sekundärzone zeichnet sich dadurch aus, dass in ihr das in der Primärzone erzeugte Heißgas weiter, möglichst vollständig, ausgebrannt wird. Dabei kann die Sekundärzone grundsätzlich an jeder be¬ liebigen Position zwischen der Primärzone und dem Brennkammerausgang angeordnet sein. In principle, the primary zone is determined by the area in which the fuel supplied via the burner is primarily burned within the combustion chamber. The secondary zone is characterized by the fact that in it the hot gas generated in the primary zone is further burned out as completely as possible. The secondary zone can in principle be arranged at any arbitrary position ¬ between the primary zone and the combustion chamber exit.
Die luftgestützte Axialstufe an sich hat bereits mehrere Vor¬ teile. Durch ein Vormischen von Brennstoff und Luft außerhalb des Brennraums wie bei konventioneller Brennertechnologie können die entstehenden Spitzentemperaturen und damit die NOx-Emissionen verringert werden. Durch die niedrigeren Verweilzeiten in der Sekundärzone und bis zum Turbineneintritt ergeben sich weiterhin niedrigere Gesamt-NOx-Emissionen . Es werden zudem keine zusätzlichen Medien benötigt, sondern ein Betrieb erfolgt nur mit der vom Verdichteraustritt stammenden Luft, welche mit Brennstoff in der axialen Stufe zu einem Ge¬ misch aufbereitet werden. Daher ist das entstehende System robust und stabil verfügbar. The airborne axial compressor itself already has several pre ¬ parts. By premixing fuel and air outside the combustion chamber as in conventional burner technology, the resulting peak temperatures and thus the NOx emissions can be reduced. Lower residence times in the secondary zone and turbine entry continue to result in lower overall NOx emissions. In addition, no additional media are needed, but an operation takes place only with the originating from the compressor outlet air, which are treated with fuel in the axial stage to a Ge ¬ mixed. Therefore, the resulting system is robust and stable available.
Weiterhin kann durch eine geeignete Fahrweise die Beaufschla¬ gung der Axialstufe mit Brennstoff erst bei relativ hohen Lasten erfolgen. Bei niedrigeren Lasten wird die Brennstoff- zufuhr zur axialen Stufe komplett abgeschaltet und diese ver¬ hält sich dann wie ein Luftbypass. Dadurch kann die Primärzo¬ ne selbst bei sehr tiefen Lasten mit einer hohen lokalen Flammentemperatur betrieben werden, welche für einen guten Ausbrand und entsprechend niedrige CO-Emissionen sorgt. Die luftgestützte Axialstufe dient daher gleichermaßen einer Er¬ weiterung des Betriebsbereiches des Verbrennungssystems zu niedrigeren und höheren Lasten. Furthermore, can be done by a suitable driving the Beaufschla ¬ tion of the axial stage with fuel only at relatively high loads. At lower loads, the fuel supply is switched off completely for the axial level, and then this ver ¬ behaves like an air bypass. This can be operated at very low loads with a high local flame temperature which Primärzo ¬ ne themselves, which makes for a good burn and correspondingly low CO emissions. Therefore, the airborne axial compressor is equally a ¬ He furtherance of the operating range of the combustion system to lower and higher loads.
Ringbrennkammern nach dem Stand der Technik können in der Au- ßenschale eine Strömung mit einer Geschwindigkeitskomponente in Umfangsrichtung der Ringbrennkammer, die aus der Superpo- sition der Brennerströmungen resultiert. Die Umfangskomponen- te der Brennkammerströmung wird durch die erfindungsgemäße Eindüsung der Verbrennungsluft mit mindestens einer Komponen- te in Umfangsrichtung der Brennkammer in der axialen Stufe erhöht. Daraus kann im Extremfall unter Ausnutzung der ent¬ sprechenden Beschleunigung stromabwärts der Eindüsung die Um- lenkung durch die Leitschaufeln der ersten Turbinenstufe entfallen . Ring combustion chambers of the prior art can flow in the outer shell with a velocity component in the circumferential direction of the annular combustion chamber resulting from the superposition of the burner flows. The peripheral component of the combustion chamber flow is increased by the inventive injection of the combustion air with at least one component in the circumferential direction of the combustion chamber in the axial stage. From this, the injection, the environmental steering omitted by the guide blades of the first turbine stage in extreme cases, by utilizing the ent ¬ speaking acceleration downstream.
Die vorliegende Erfindung hat darüber hinaus folgende spezi¬ elle Vorteile: Die Drallerzeugung sorgt für eine bessere Durchmischung mit der Hauptströmung. Durch ein gleichmäßigeres Turbineneintrittsprofil werden Emissionen gesenkt. Wei¬ terhin wird eine einfache und kostengünstige Bauweise der Leitschaufeln der ersten Turbinenstufe ermöglicht bzw. Sparpotenzial durch Verzichtet auf die Leitschaufeln der ersten Turbinenstufe . The present invention also has the following specific ¬ elle advantages: the swirl generation ensures better Mixing with the mainstream. A smoother turbine entry profile reduces emissions. Wei ¬ terhin a simple and inexpensive construction of the guide vanes of the first turbine stage is possible or saving potential by dispensing with the vanes of the first turbine stage.
Die Brennkammerwand kann eine Außenschale und eine Nabe um¬ fassen. Vorteilhafterweise ist mindestens ein Injektor an der Außenschale und/oder an der Nabe angeordnet. The combustion chamber wall can hold an outer shell and a hub to ¬. Advantageously, at least one injector is arranged on the outer shell and / or on the hub.
Die Ringbrennkammer weist vom Brennkammerkopfende bis zum Brennkammerausgang einen ringförmigen Querschnitt auf, wobei die Außenschale den Teil der Brennkammerwand ausbildet, wel¬ cher den äußeren Rand des ringförmigen Querschnitts ausbildet und die Nabe den Teil der Brennkammerwand ausbildet, welcher den von dem äußeren Rand umfassten inneren Rand des ringförmigen Querschnitts ausbildet. The annular combustion chamber has the combustion chamber head end to the combustor exit an annular cross-section, with the outer shell forms the part of the combustion chamber wall, wel ¬ cher constituting the outer edge of the annular cross-section and the hub forms the part of the combustion chamber wall, which the encompassed by the outer edge of the inner edge of the annular cross section is formed.
Mindestens ein Injektor kann erfindungsgemäß an der Außenschale und/oder der Nabe angeordnete sein. Die At least one injector may be arranged according to the invention on the outer shell and / or the hub. The
Einströmrichtung weist mindestens eine Komponente in Umfangs- richtung der Brennkammer auf. Ist der Injektor an der Nabe angeordnet, dann weist die Umfangsrichtung im Wesentlichen parallel entlang des inneren Randes des ringförmigen Querschnitts der Ringbrennkammer. Ist der Injektor an der Außenschale angeordnet, dann weist die Umfangsrichtung im Wesent¬ lichen parallel entlang des äußeren Randes des ringförmigen Querschnitts der Ringbrennkammer. The inflow direction has at least one component in the circumferential direction of the combustion chamber. If the injector is disposed on the hub, then the circumferential direction is substantially parallel along the inner edge of the annular cross-section of the annular combustion chamber. The injector to the outer shell arranged, then, the circumferential direction Wesent ¬ union parallel along the outer edge of the annular cross section of the annular combustion chamber.
Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass It can also be considered advantageous that
eine Anzahl Injektoren in Umfangsrichtung der Brennkammer voneinander beabstandet an der Nabe und/oder der Außenschale der Brennkammerwand angeordnet sind. Dabei kann die Anzahl Injektoren gleichmäßig voneinander beabstandet entlang des Umfangs der Brennkammerwand angeord¬ net sein. Die Injektoren können beispielsweise parallel zueinander in Umfangsrichtung voneinander beabstandet an der Brennkammerwand angeordnet sein. a plurality of injectors in the circumferential direction of the combustion chamber spaced from each other on the hub and / or the outer shell of the combustion chamber wall are arranged. In this case, the number of injectors uniformly spaced from each other along the circumference of the combustion chamber wall angeord ¬ net be. The injectors may, for example, be arranged parallel to one another in the circumferential direction at a distance from one another on the combustion chamber wall.
Die Brennkammerwand umfasst eine äußere Oberfläche. Diese äu- ßere Oberfläche umfasst einerseits die äußere Oberfläche der Außenschale und die vom Brennkammerinneren abgewandte, äußere Oberfläche der Nabe. Gemäß der vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist mindestens ein Strömungskanal eines Injek¬ tors zumindest teilweise spiralförmig in Bezug auf die Längs- achse der Brennkammer entlang der äußeren Oberfläche angeordnet . The combustion chamber wall comprises an outer surface. On the one hand, this outer surface comprises the outer surface of the outer shell and the outer surface of the hub facing away from the combustion chamber interior. According to the advantageous embodiment of the invention, at least one flow channel of an Injek ¬ sector is at least partially arranged spirally with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber along the outer surface.
Grundsätzlich können die Strömungskanäle der Injektoren einen außerhalb der Brennkammer angeordneten Bereich umfassen. Die- ser ist gemäß der Ausgestaltung der Erfindung zumindest teilweise spiralförmig in Bezug auf die Längsachse der Brennkam¬ mer entlang der äußeren Oberfläche angeordnet. In principle, the flow channels of the injectors may comprise an area arranged outside the combustion chamber. DIE ser spirally arranged according to the embodiment of the invention at least partially with respect to the longitudinal axis of the Brennkam ¬ mer along the outer surface.
Die Strömungsrichtung des Brennstoff-Luft-Gemisches kann in diesem Bereich des Strömungskanals mit einer Komponente in oder entgegen der Hauptströmungsrichtung der in der Brennkammer strömenden Heißgase entlang der äußeren Brennkammeroberfläche verlaufen. The flow direction of the fuel-air mixture can run in this region of the flow channel with a component in or counter to the main flow direction of the hot gases flowing in the combustion chamber along the outer combustion surface.
Der Begriff „entlang der Oberfläche" umfasst auch einen zu- nächst von der Oberfläche beabstandeten Verlauf des Injek¬ tors, so dass der Injektor erst in einem die Brennkammerwand durchquerenden Abschnitt in direktem Kontakt mit der Brennkammerwand steht. Unter spiralförmig wird im Zusammenhang mit der vorliegenden Erfindung auch schraubenförmig verstanden, beispielsweise Schraubenlinien mit abnehmendem Durchmesser, wobei der Durch- messer der Schraubenlinie im Wesentlichen kreis- oder ellipsenförmig sein kann. Dass der Injektor bzw. dessen Strömungskanal zumindest teilweise spiralförmig in Bezug auf die The term "along the surface" also includes an initially spaced from the surface profile of the Injek ¬ gate, so that the injector only in a combustion chamber wall traversing portion in direct contact with the combustion chamber wall is. Under spiral is related to the present The invention is also understood to be helical, for example helices of decreasing diameter, wherein the diameter of the knife of the helix may be substantially circular or elliptical. That the injector or its flow channel at least partially spiral in relation to the
Längsachse der Brennkammer entlang der äußeren Oberfläche an- geordnet ist, umfasst auch solche Injektoren bzw. Strömungs¬ kanäle, die zumindest abschnittsweise einem Abschnitt einer derartigen spiralförmigen oder schraubenförmigen Bahn folgen. Longitudinal axis of the combustion chamber along the outer surface is arranged, also includes such injectors or flow ¬ channels that follow at least partially a portion of such a spiral or helical path.
Die vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung hat den Vorteil, dass sich durch gute Ausnutzung des zur Verfügung stehenden Bauraums um die Brennkammer eine große Vormischlänge in den Injektoren trotz kompakter Bauweise ergibt. Weiterhin werden Emissionen gesenkt und thermoakkustisches „Tuning" ist durch Anpassung von Totzeitgliedern in Flammentransferfunktionen möglich. The advantageous embodiment of the invention has the advantage that results in good utilization of the available space around the combustion chamber, a large premix length in the injectors despite compact design. Furthermore, emissions are reduced and thermoacoustical tuning is possible by adapting deadtime elements in flame transfer functions.
Durch die spiralförmige Anordnung kann eine lange Mischlänge in den Strömungskanälen der Injektoren (Scoops) trotz kompakter Bauweise erzielt werden. Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass die Ringbrennkammer mindestens einen BrennstoffVerteiler umfasst, der mit mindestens einer Düse verbunden ist, die in einen Strö¬ mungskanal des mindestens einen Injektors einmündet. Die Düse kann beispielsweise derart in den Strömungskanal hineinragen, dass diese koaxial von dem Strömungskanal umge¬ ben ist. Due to the helical arrangement, a long mixing length can be achieved in the flow channels of the injectors (scoops) despite their compact design. It may also be considered advantageous that the annular combustion chamber comprises at least one fuel distributor, which is connected to at least one nozzle, which opens into a Strö ¬ mungskanal the at least one injector. The nozzle may, for example, such project into the flow channel, that it is coaxially vice ¬ ben from the flow channel.
Der BrennstoffVerteiler kann beispielsweise in Bezug auf eine Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer stromauf oder stromab der mindestens einen Düse an der Brennkammerwand angeordnet sein. For example, the fuel distributor may be disposed upstream or downstream of the at least one nozzle on the combustion chamber wall with respect to a main flow direction of the hot gases in the combustion chamber.
Eine Anordnung stromab der mindestens einen Düse eignet sich beispielsweise für Injektoren, deren Strömungskanäle eineAn arrangement downstream of the at least one nozzle is suitable, for example, for injectors whose flow channels a
Einströmrichtung für das Brennstoff-Luft-Gemisch aufweisen, die eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung aufweisen . Have inflow direction for the fuel-air mixture, having a component opposite to the main flow direction.
Vorzugsweise kann es sich bei dem mindestens einen Brenn- stoff erteiler um einen ringförmigen BrennstoffVerteiler handeln . Preferably, the at least one fuel distributor may be an annular fuel distributor.
Vorteilhafter Weise kann mindestens ein BrennstoffVerteiler entlang der äußeren Oberfläche der Nabe angeordnet sein. Advantageously, at least one fuel distributor can be arranged along the outer surface of the hub.
In diesem Fall kann der BrennstoffVerteiler solche Injektoren mit Brennstoff versorgen, welche einen durch die Nabe hin¬ durch in die Sekundärzone mündenden Strömungskanal umfassen. Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass mindes¬ tens ein BrennstoffVerteiler um die Außenschale herum an der Brennkammerwand angeordnet ist. In this case, the fuel distributor can supply fuel to such injectors which comprise a flow channel opening through the hub through into the secondary zone. It can also be regarded as advantageous that the Minim ¬ least a fuel manifold is positioned around the outer shell around on the combustion chamber wall.
In diesem Fall kann der BrennstoffVerteiler solche Injektoren mit Brennstoff versorgen, welche einen durch die Außenschale hindurch in die Sekundärzone mündenden Strömungskanal umfas¬ sen . In this case, the fuel distributor may supply such injectors with fuel, comprising an opening out through the outer shell to pass into the secondary flow channel zone umfas ¬ sen.
Der mindestens eine Injektor umfasst einen Strömungskanal mit einem Ausgang mit einer in eine Einströmrichtung weisen- den Mittelachse. Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung kann vorsehen, dass die Mittelachse einen Winkel α,ι zwischen 0° und 180° mit der Hauptströmungsrichtung in der Brennkammer an der Position des jeweiligen Injektorausgangs einschließt. Dies bedeutet, dass das Brennstoff-Luft-Gemisch sowohl entgegen als auch in Hauptströmungsrichtung in die Sekundärzone eingebracht werden kann. Vorteilhafterweise kann der Winkel α,ι zwischen 0° und 90°, insbesondere zwischen 20° und 70°, betragen bzw. zwischen 90° und 180°, insbesondere zwischen 110° und 160°. Dies entspricht einer Einströmung mit einer Komponente in Hauptströmungsrichtung bzw. entgegen der Hauptströmungsrichtung. Vorteilhafterweise kann der Winkel α,ι zwischen der Mittelachse des Injektorausgangs und der Haupt- Strömungsrichtung größer als 45° und kleiner als 90°, vorzugsweise kleiner als 70°, sein bzw. kleiner als 135° und größer als 90°, vorzugsweise größer als 110° sein. Dadurch wird eine gute Durchmischung mit der Hauptströmung bei gleichzeitiger Erzeugung eines Dralls erreicht. The at least one injector comprises a flow channel having an outlet with a central axis pointing in an inflow direction. A further advantageous embodiment of the invention may provide that the central axis encloses an angle α, ι between 0 ° and 180 ° with the main flow direction in the combustion chamber at the position of the respective injector outlet. This means that the fuel-air mixture can be introduced both in the opposite direction and in the main flow direction in the secondary zone. Advantageously, the angle α, ι between 0 ° and 90 °, in particular between 20 ° and 70 °, amount to or between 90 ° and 180 °, in particular between 110 ° and 160 °. This corresponds to an inflow with a component in the main flow direction or opposite to the main flow direction. Advantageously, the angle α, ι between the center axis of the injector outlet and the main Flow direction greater than 45 ° and less than 90 °, preferably less than 70 °, be less than 135 ° and greater than 90 °, preferably greater than 110 °. As a result, a good mixing with the main flow while generating a twist is achieved.
Grundsätzlich bestimmt die Mittelachse des Injektorausgangs die Einströmrichtung des injizierten Brennstoff-Luft- Gemisches in die Brennkammer. Die Hauptströmungsrichtung des Heißgases in der Brennkammer wird insbesondere durch dieIn principle, the center axis of the injector outlet determines the inflow direction of the injected fuel-air mixture into the combustion chamber. The main flow direction of the hot gas in the combustion chamber is in particular by the
Brennerachse der Brenner am Brennkammerkopfende und die Geo¬ metrie der Brennkammer bestimmt. Die Hauptströmungsrichtung kann dabei die Form einer gekrümmten Kurve haben, die vom Brenner zum Brennkammerausgang verläuft. Brenner axis of the burner combustion chamber at the head end and the geo ¬ geometry of the combustion chamber determined. The main flow direction may be in the form of a curved curve extending from the burner to the combustion chamber exit.
Die Brenner am Brennkammerkopfende umfassen jeweils eine Brennerachse. Der mindestens eine Injektor kann einen Ausgang mit einer in Einströmrichtung weisenden Mittelachse umfassen, wobei diese einen Winkel 0,2 zwischen 0° und 180° mit der an den Ort des Ausgangs parallel verschobenen Brennerachse eines im Wesentlichen stromauf des Injektors am Brennkammerkopfende angeordneten Brenners einschließen kann. Vorzugsweise liegt der Winkel 0,2 zwischen 0° und 90°, vorzugsweise zwischen 20° und 70° bzw. zwischen 90° und 180°, insbesondere zwischen 110° und 160°, was einer Einströmung in Hauptströmungsrichtung entspricht bzw. entgegen der Hauptströmungsrichtung. Vorteilhafterweise ist der Winkel 0,2 größer als 45° und klei¬ ner als 90° bzw. kleiner als 70° bzw. kleiner als 135° und größer als 90°, vorzugsweise größer als 110°, um eine günsti- ge Durchmischung des eingebrachten Brennstoff-Luft-Gemisches mit der Hauptströmung unter gleichzeitiger Drallerzeugung zu erreichen . The burners at the end of the combustion chamber each comprise a burner axis. The at least one injector may comprise an outlet with a center axis pointing in the inflow direction, which may enclose an angle 0, 2 between 0 ° and 180 ° with the burner axis parallel to the location of the outlet of a burner arranged substantially upstream of the injector at the combustion head end , Preferably, the angle 0, 2 between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 ° or between 90 ° and 180 °, in particular between 110 ° and 160 °, which corresponds to an inflow in the main flow direction and counter to the main flow direction. Advantageously, the angle 0, 2 is greater than 45 ° and smaller than ¬ 90 ° or less than 70 ° or less than 135 ° and greater than 90 °, preferably greater than 110 °, to a favorable intermixing of the introduced To achieve fuel-air mixture with the main flow with simultaneous swirl generation.
Der Ausgang des Injektors kann derart in Bezug auf die Haupt- Strömungsrichtung angeordnet sein, dass eine zur Hauptströ¬ mungsrichtung radiale Linie die Mittelachse des Injektors im Bereich seines Ausgangs unter einem Winkel ßif schneidet. Weiterhin kann der Ausgang des Injektors derart in Bezug auf die Brennerachse angeordnet sein, dass eine zur Brennerachse radiale Linie die Mittelachse des Injektors im Bereich seines Ausgang unter einem Winkel ß2 schneidet, wobei die Winkel ßi und ß2 jeweils im Bereich zwischen 0° und 90°, vorteilhafter¬ weise zwischen 20° und 70° oder zwischen 45° und 90° oder zwischen 45° und 70°, liegen. The output of the injector can be such arranged relative to the main flow direction, that a radial to Hauptströ ¬ flow direction line intersecting the central axis of the injector in the area of its output at an angle ß if. Furthermore, the output of the injector can be arranged with respect to the burner axis such that a radial line to the burner axis intersects the center axis of the injector in the region of its output at an angle ß2, the angles ßi and ß2 respectively in the range between 0 ° and 90 ° , Advantageously ¬ between 20 ° and 70 ° or between 45 ° and 90 ° or between 45 ° and 70 °, lie.
Mit anderen Worten weist die Ringbrennkammer am Ort des In other words, the annular combustion chamber at the location of
Injektorausgangs eine radiale Richtung bezüglich der Haupt¬ strömungsrichtung auf. Die Einströmrichtung und/oder die Mittelachse des Injektors kann senkrecht zur Hauptströmungsrich¬ tung einen Winkel ßi mit der radialen Richtung bezüglich der Hauptströmungsrichtung zwischen 0° und 90°, vorteilhafterwei- se zwischen 20° und 70° oder zwischen 45° und 90° oder zwischen 45° und 70° einschließen. Dies bedeutet, dass die Injektorausgangs a radial direction with respect to the main ¬ flow direction. The inflow direction and / or the center axis of the injector can perpendicular to the main flow ¬ direction an angle ßi with the radial direction with respect to the main flow direction between 0 ° and 90 °, advantageously between 20 ° and 70 ° or between 45 ° and 90 ° or between 45 ° and 70 °. This means that the
Einströmrichtung und/oder die Mittelachse des Injektors senkrecht zur Hauptströmungsrichtung eineKomponente aufweist. Darüber hinaus kann die Ringbrennkammer am Ort des Inlet direction and / or the center axis of the injector perpendicular to the main flow direction has a component. In addition, the annular combustion chamber at the place of
Injektorausgangs eine radiale Richtung aufweisen, welche senkrecht bezüglich der Brennerachse eines im Wesentlichen stromauf des Injektors angeordneten Brenners verläuft. Die Einströmrichtung und/oder die Mittelachse des Injektors kann senkrecht zur Brennerachse einen Winkel ß2 mit der radialen Injector output having a radial direction which is perpendicular to the burner axis of a burner arranged substantially upstream of the injector. The inflow direction and / or the center axis of the injector may be perpendicular to the burner axis an angle ß2 with the radial
Richtung bezüglich der Brennerachse zwischen 0° und 90°, vorteilhafterweise zwischen 20° und 70°, vorzugsweise zwischen 45° und 90° oder zwischen 45° und 70°, einschließen. Dies be¬ deutet, dass die Einströmrichtung und/oder die Mittelachse des Injektors eine durch den Winkel ß2 beschriebene senkrecht zur Brennerachse verlaufende Komponente aufweist. Direction relative to the burner axis between 0 ° and 90 °, advantageously between 20 ° and 70 °, preferably between 45 ° and 90 ° or between 45 ° and 70 °. This ¬ be indicated, includes that the inflow direction and / or the center axis of the injector a perpendicular described by the angle ß2 extending to the burner axis component.
Zudem kann die Brennkammer Hitzeschildsteine umfassen. Bei den Hitzeschildsteinen kann es sich bevorzugt um keramische Hitzeschildsteine handeln. Die Hitzeschildsteine können auch mit Hitzeschildelementen oder mit Hitzeschildkacheln bezeichnet werden. Die Hitzeschildsteine sind beispielsweise unter Belassung von Dehnungsspalten flächendeckend aneinander angrenzend an der inneren Oberfläche der Brennkammerwand ange¬ ordnet. Die Hitzeschildsteine können in an der Brennkammer¬ wand umlaufenden Reihen angeordnet sein. Der mindestens eine Injektor kann beispielsweise im Bereich der vorletzten Reihe vor dem Brennkammerausgang durch das Hitzeschild hindurch in die Sekundärzone einmünden . Beispielsweise kann eine Anzahl Injektoren an den vorzugsweise keramischen Hitzeschildsteinen angeordnet sein, wobei beispielsweise im Wesentlichen an je- dem n-ten vorzugsweise keramischen Hitzeschildstein mindestens einer Reihe ein Injektor derart angeordnet ist, dass er durch den Hitzeschildstein hindurch in die Sekundärzone einmündet, n ist dabei eine natürliche Zahl. Es können also In¬ jektoren bzw. deren Strömungskanalausgänge im Wesentlichen an jeder, oder jeder zweiten, oder jeder dritten, usw. Position eines keramischen Hitzeschildsteines in der Reihe angeordnet werden . In addition, the combustion chamber may include heat shield stones. The heat shield bricks may preferably be ceramic heat shield bricks. The heat shield bricks can also be referred to as heat shield elements or heat shield tiles. The heat shields are, for example, under Relegation of expansion gaps areally adjacent to each other on the inner surface of the combustion chamber wall ¬ arranged. The heat shield bricks can be arranged in to the combustion chamber wall ¬ circumferential rows. The at least one injector may, for example, in the region of the penultimate row in front of the combustion chamber exit through the heat shield into the secondary zone. For example, a number of injectors can be arranged on the preferably ceramic heat shield bricks, wherein, for example, an injector is arranged essentially on each nth preferably ceramic heat shield brick of at least one row such that it opens through the heat shield brick into the secondary zone, n is present a natural number. It can ¬ In projectors or their flow channel outputs at substantially each or every second, or every third, etc. position of a ceramic heat shield stone in series are arranged.
Grundsätzlich kann in dem jeweiligen vorzugsweise keramischen Hitzeschildstein eine elliptische Öffnung eingebracht sein, durch den der jeweilige Strömungskanal des Injektors in die Brennkammer einmündet. Falls dies beispielsweise aus Festig¬ keitsgründen nicht möglich ist, können an den Positionen der Injektorausgänge, die keramischen Hitzeschildsteine durch im Wesentlichen metallische - vorzugsweise gekühlte metallische - Hitzeschildsteine ersetzt werden, ähnlich wie beim Flammen¬ wächter . In principle, an elliptical opening can be introduced into the respective, preferably ceramic heat shield block, through which the respective flow channel of the injector opens into the combustion chamber. If this is not possible, for example, Festig ¬ keitsgründen, can at the positions of Injektorausgänge, the ceramic heat shield bricks by substantially metallic - preferably cooled metal - heat shield bricks are replaced, similar to the flame ¬ guardian.
Benachbarte Injektorausgänge können einen Abstand S zueinan- der aufweisen. Die Strömungskanäle der Injektoren können insbesondere an ihrem Ausgang jeweils einen Durchmesser d haben. Vorzugsweise beträgt das Verhältnis zwischen dem Abstand S benachbarter Injektorausgänge und dem Durchmesser d der Strömungskanäle der Injektoren im Bereich ihrer Ausgänge zwi- sehen 5 und 20, also 5 < S/d < 20. Beispielsweise kann also der Abstand in Umfangsrichtung der Brennkammer benachbarter Injektorausgänge zwischen dem fünffachen und dem zwanzigfa- chen Durchmesser d der Strömungskanäle der Injektoren betragen . Adjacent injector exits may have a distance S to each other. The flow channels of the injectors can each have a diameter d, in particular at their outlet. Preferably, the ratio between the distance S of adjacent injector exits and the diameter d of the flow channels of the injectors in the region of their exits between 5 and 20, ie 5 <S / d <20. Thus, for example, the distance in the circumferential direction of the combustion chamber of adjacent injector exits between fivefold and twentyfold Chen diameter d of the flow channels of the injectors amount.
Die erfindungsgemäße Gasturbine umfasst eine zuvor beschrie¬ bene Ringbrennkammer. Sie hat dieselben Eigenschaften und Vorteile wie die zuvor beschriebene Ringbrennkammer. The gas turbine of the invention comprises a previously beschrie ¬ bene annular combustion chamber. It has the same characteristics and advantages as the annular combustion chamber described above.
Das erfindungsgemäße Verfahren zum Betrieb einer Ringbrenn- kammer oder einer Gasturbine mit einer Ringbrennkammer, insbesondere zum Betrieb einer zuvor beschriebenen Ringbrennkammer oder zum Betrieb einer zuvor beschriebenen Gasturbine, ist dadurch gekennzeichnet, dass ein Brennstoff-Luft-Gemisch durch mindestens einen Injektor in eine stromab einer Pri- märzone angeordnete Sekundärzone der Brennkammer so einge¬ bracht wird, dass die Einströmrichtung eine Komponente in Um- fangsrichtung der Brennkammer aufweist. Das erfindungsgemäße Verfahren hat dieselben Vorteile wie die zuvor beschriebene erfindungsgemäße Ringbrennkammer. Insbesondere werden durch die Drallerzeugung mit Hilfe des in die Sekundärzone einge¬ brachten Brennstoff-Luft-Gemisches eine verbesserte Durchmi¬ schung der Hauptströmung und eine Senkung von Emissionen durch ein gleichmäßigeres Turbineneintrittsprofil erreicht. Im Übrigen wird auf die im Zusammenhang mit der erfindungsge- mäßen Ringbrennkammer genannten Vorteile verwiesen. The inventive method for operating a ring combustion chamber or a gas turbine with an annular combustion chamber, in particular for operating a ring combustion chamber described above or for operating a gas turbine described above, is characterized in that a fuel-air mixture through at least one injector in a downstream of a Primary zone disposed secondary zone of the combustion chamber is so ¬ introduced that the inflow direction has a component in the circumferential direction of the combustion chamber. The method according to the invention has the same advantages as the annular combustion chamber according to the invention described above. In particular, an improved Durchmi ¬ tion of the main flow and a reduction of emissions are achieved by a more uniform turbine inlet profile by the swirl generation with the help of introduced into the secondary zone ¬ fuel-air mixture. Incidentally, reference is made to the advantages mentioned in connection with the annular combustion chamber according to the invention.
Durch die Injektoren kann insbesondere ein Massenstrom in die Brennkammer eingeleitet werden, der zwischen 5 % und 20 % des die Brennkammer am Brennkammerausgang verlassenden Gesamtmas- senstroms beträgt. Unter den Injektoren werden in diesem Zusammenhang alle an der Brennkammer angebrachten Injektoren zum Einbringen eines Brennstoff-Luft-Gemisches in die Sekun¬ därzone der Brennkammer verstanden. Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung des Verfahrens kann das Brennstoff-Luft-Gemisch nabenseitig und/oder außenscha- lenseitig in die Sekundärzone eingebracht werden. Beschreibung der Ausführungsbeispiele In particular, a mass flow into the combustion chamber, which amounts to between 5% and 20% of the total mass flow leaving the combustion chamber at the combustion chamber exit, can be introduced by the injectors. Among the injectors all attached to the combustion chamber injectors are meant for introducing a fuel-air mixture in the seconding ¬ därzone the combustion chamber in this context. According to an advantageous embodiment of the method, the fuel-air mixture can be introduced on the hub side and / or outer shell side in the secondary zone. Description of the embodiments
Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren näher beschrieben. Die Ausführungsbeispiele schränken den durch die Patentansprüche bestimmten Schutzbereich der vorliegenden Erfindung nicht ein. Alle beschriebenen Merkmale sind dabei so- wohl einzeln als auch in beliebiger Kombination miteinander vorteilhaft . zeigt beispielhaft eine Gasturbine in einem Längs teilschnitt . zeigt schematisch eine Brennkammer einer Gasturbi ne . Further features, properties and advantages of the present invention will be described in more detail below with reference to exemplary embodiments with reference to the accompanying figures. The embodiments do not limit the scope of the present invention as defined by the claims. All the features described are advantageous both individually and in any combination with each other. shows an example of a gas turbine in a longitudinal partial section. schematically shows a combustion chamber of a Gasturbi ne.
Figur 3 zeigt schematisch einen Teil einer Brennkammer in einer teilweise perspektivischen und teilweise ge¬ schnittenen Ansicht. Figure 3 shows schematically a part of a combustion chamber in a partially perspective and partially cut ¬ ge view.
Figur 4 zeigt einen Ausschnitt der bereits in der Figur 3 teilweise gezeigten Brennkammer in perspektivischer und geschnittener Ansicht. FIG. 4 shows a section of the combustion chamber partly already shown in FIG. 3 in a perspective and sectional view.
Figur 5 zeigt schematisch eine prinzipielle Anordnung der Figure 5 schematically shows a basic arrangement of
Hauptbrenner und der axial versetzten Brennerstufe als Abwicklung.  Main burner and the axially offset burner stage as a development.
Figur 6 zeigt schematisch die Mittelachse des Injektors FIG. 6 shows schematically the center axis of the injector
bzw. die Einströmrichtung in Bezug auf die Hauptströmungsrichtung des Heißgases in der Brennkammer.  or the inflow direction with respect to the main flow direction of the hot gas in the combustion chamber.
Figur 7 zeigt schematisch eine Komponente der FIG. 7 shows schematically a component of FIG
Einströmrichtung . Figur 8 zeigt schematisch eine erfindungsgemäße Ringbrenn¬ kammer in teilweise perspektivischer, teilweise geschnittener Ansicht. Inflow direction. Figure 8 shows schematically an inventive annular combustion chamber ¬ partially in perspective, partially sectioned view.
Figur 9 zeigt schematisch einen Ausschnitt aus einer Ringbrennkammer in perspektivischer Ansicht. FIG. 9 schematically shows a detail of an annular combustion chamber in a perspective view.
Figur 10 zeigt schematisch eine erfindungsgemäße Brennkammer in perspektivischer Ansicht. FIG. 10 schematically shows a combustion chamber according to the invention in a perspective view.
Figur 11 zeigt schematisch eine Draufsicht auf die Ring¬ brennkammer vom Brennkammerkopfende aus . Figure 11 shows schematically a plan view of the ring ¬ combustion chamber from the combustion chamber head end.
Figur 12 zeigt eine weitere perspektivische Ansicht der in den Figuren 8 und 9 gezeigten Ausführungsvariante FIG. 12 shows a further perspective view of the embodiment variant shown in FIGS. 8 and 9
Figur 13 zeigt eine Draufsicht auf die in der Figur 12 ge¬ zeigte Brennkammer vom Brennkammerausgang aus. Figur 14 zeigt schematisch eine erfindungsgemäße Ringbrennkammer, in teilweise geschnittener und teilweise perspektivischer Ansicht als Ausschnitt. Figure 13 shows a plan view of the ge in Figure 12 showed ¬ combustion chamber from the combustion chamber exit. Figure 14 shows schematically an annular combustion chamber according to the invention, in a partially sectioned and partially perspective view as a detail.
Die erfindungsgemäße axiale Verbrennungsstufe in der Ring- brennkammer kann sowohl auf der Außenschale als auch auf der Nabe der Brennkammer realisiert werden. Ein ringförmiger BrennstoffVerteiler wird zum Beispiel um die Außenschale (bzw. Nabe) herum befestigt. Der BrennstoffVerteiler verteilt den Brennstoff auf mehrere in die Strömungskanäle der Injek- toren einmündende Düsen (Nozzles) . Diese düsen den Brennstoff in die Strömungskanäle (Scoops) der Injektoren ein. In den Strömungskanälen der Injektoren wird der Brennstoff mit der Luft vermischt und anschließend mit einer Komponente in Um- fangsrichtung der Brennkammer in die Brennkammer eingedüst. The axial combustion stage according to the invention in the annular combustion chamber can be realized both on the outer shell and on the hub of the combustion chamber. An annular fuel distributor is attached around the outer shell (or hub), for example. The fuel distributor distributes the fuel to a plurality of nozzles (nozzles) which flow into the flow channels of the injectors. These inject the fuel into the flow channels (scoops) of the injectors. In the flow channels of the injectors, the fuel is mixed with the air and then injected into the combustion chamber with a component in the circumferential direction of the combustion chamber.
Vorzugsweise befinden sich die Austritte oder Ausgänge der Injektoren im Bereich der vorletzten Reihe der vorzugsweise keramischen Hitzeschilde (CHS: Ceramic Heat Shield) . Dafür wird in dem jeweiligen vorzugsweise keramischen Hitzeschild¬ stein (CHS) zum Beispiel eine elliptische Öffnung einge¬ bracht. Falls dies insbesondere aus Festigkeitsgründen nicht möglich ist, können an den Positionen der Axialeindüsung die vorzugsweise keramischen Hitzeschildsteine (CHS) durch im We¬ sentlichen metallische - vorzugsweise gekühlte metallische - Hitzeschildelmente ersetzt werden, ähnlich wie beim Flamm¬ wächter. Es können Durchbrüche für die Injektoren an im We- sentlichen jeder, oder jeder zweiten, oder jeder dritten usw. CHS Position in der Reihe in die Hitzeschildsteine einge¬ bracht werden. Die Durchbrüche in den Hitzeschildsteinen können dabei einen Abschnitt des Strömungskanals des Injektors ausbilden . Preferably, the exits or exits of the injectors are located in the region of the penultimate row of the preferably ceramic heat shields (CHS: Ceramic Heat Shield). For an elliptical opening is introduced in the respective ¬ preferably ceramic heat shield ¬ stone (CHS), for example. If this is not possible for reasons of strength, in particular, can be at the positions of the Axialeindüsung preferably ceramic heat shield bricks (CHS) by We in ¬ sentlichen metallic - preferably cooled metal - Hitzeschildelmente be replaced, similar to the flame ¬ guardian. It can be turned, etc. ¬ introduced CHS position in the series in the heat shield bricks openings for the injectors of essen- sentlichen each, or every second, or every third. The openings in the heat shield bricks can form a portion of the flow channel of the injector.
Die Injektoren können derart positioniert werden, dass die Strömungsrichtung in den Strömungskanälen beispielsweise eine Komponente in oder entgegengesetzt zur Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer aufweist. . Erfindungsgemäß weist die Strömungsrichtung am Ausgang des Strömungskanals mindestens eine Komponente in Umfangsrichtung der Brennkammer auf. Dies erzeugt einen Drall in dem Brennraum, der eine günstigere Anströmung auf die Turbinenleitschaufel 1 (TLe 1) ermöglicht . The injectors may be positioned such that the flow direction in the flow channels has, for example, a component in or opposite to the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber. , According to the invention, the flow direction at the outlet of the flow channel has at least one component in the circumferential direction of the combustion chamber. This creates a twist in the combustion chamber, which allows a more favorable flow onto the turbine guide vane 1 (TLe 1).
Der Massenstrom, der durch die Injektoren geleiteten Strömung kann zwischen 5% und 50% betragen. Durch Einbringen eines Drehimpulsstroms und zusätzlicher Beschleunigung in der The mass flow, the flow conducted through the injectors may be between 5% and 50%. By introducing an angular momentum current and additional acceleration in the
Brennkammer kann die Umlenkungsfunktion der ersten Leitschau- fei reduziert werden. Das bedeutet, dass die Strömungsumlen- kung in der Leitschaufel der Turbine verringert wird, was zu einer Reduzierung der Wärmebelastung und damit der Reduzierung des Kühlluftbedarfs der ersten Leitschaufel führt. Im extremen Fall kann bei entsprechendem hohem Drehimpulseintrag sogar die erste Leitschaufelreihe der Turbine völlig entfal¬ len . Die Figur 1 zeigt beispielhaft eine Gasturbine 100 in einem Längsteilschnitt. Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 102 drehgelagerten Rotor 103 mit einer Welle 101 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Combustion chamber, the deflection function of the first Leitschau- fei be reduced. This means that the flow deflection in the blade of the turbine is reduced, resulting in a reduction of the heat load and thus the reduction of the cooling air requirement of the first vane. In the extreme case, the first row of guide vanes of the turbine can even completely entfal ¬ len with appropriate high angular momentum entry. FIG. 1 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section. The gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103 with a shaft 101, which is also referred to as a turbine runner.
Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 104, ein Verdichter 105, eine beispielsweise torusartige Brennkammer 110, insbesondere Ringbrennkammer, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109. Along the rotor 103 follow one another an intake housing 104, a compressor 105, for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
Die Ringbrennkammer 110 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 112 die Turbi- ne 108. The annular combustion chamber 110 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example. There, for example, four turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.
Jede Turbinenstufe 112 ist beispielsweise aus zwei Schaufel¬ ringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125. Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings . As seen in the direction of flow of a working medium 113, in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115, a series 125 formed of rotor blades 120 follows.
Die Leitschaufeln 130 sind dabei an einem Innengehäuse 138 eines Stators 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind. The guide vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the moving blades 120 of a row 125 are attached to the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example.
An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt) . Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und ver¬ dichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 be¬ reitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 ge¬ führt und dort mit einem Brennmittel vermischt. Das Gemisch wird dann unter Bildung des Arbeitsmediums 113 in der Brennkammer 110 verbrannt. Von dort aus strömt das Arbeitsmedium 113 entlang des Heißgaskanals 111 vorbei an den Leitschaufeln 130 und den Laufschaufeln 120. An den Laufschaufeln 120 entspannt sich das Arbeitsmedium 113 impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 120 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine. Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown). During operation of the gas turbine 100 104 air 135 is sucked by the compressor 105 through the intake housing and ver ¬ seals. The 105 ¬ be compressed air provided at the turbine end of the compressor is ge ¬ leads to the burners 107, where it is mixed with a fuel. The mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110. From there, the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the blades 120. On the blades 120, the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner, so that the blades 120 drive the rotor 103 and this drives the working machine coupled to it.
Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen während des Betriebes der Gasturbine 100 thermischen Belastungen. Die Leitschaufeln 130 und Laufschaufeln 120 der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums 113 gesehen ersten Turbinenstufe 112 werden neben den die Ringbrennkammer 110 auskleidenden Hitzeschildelementen am meisten thermisch belastet . The components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100. The guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the flow direction of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield elements lining the annular combustion chamber 110.
Die Figur 2 zeigt schematisch eine Brennkammer 110 einer Gas- turbine. Die Brennkammer 110 ist beispielsweise als so ge¬ nannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um eine Rotationsachse 102 herum angeordneten Brennern 107 in einen gemeinsamen Brennkammerraum 154 münden, die Flammen 156 erzeugen. Dazu ist die Brennkam- mer 110 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausge¬ staltet, die um die Rotationsachse 102 herum positioniert ist . FIG. 2 schematically shows a combustion chamber 110 of a gas turbine. The combustion chamber 110 is configured, for example, as so-called ¬ annular combustion chamber, in which a plurality of spaced circumferentially about an axis of rotation 102. burners 107 open into a common combustion chamber space 154 and generate flames 156th For this purpose the Brennkam- mer is ¬ staltet 110 overall is of annular configuration positioned around the axis of rotation 102.
Die Rotationsachse 102 kann auch mit Längsachse der Brennkam- mer bezeichnet werden. Die Ringbrennkammer weist eine Brennkammerwand 153 auf, die eine Außenschale und eine Nabe um- fasst. Die Ringbrennkammer 110 weist in den Ebenen senkrecht zur Längsachse der Brennkammer einen ringförmigen Querschnitt des Brennkammerraumes 154 auf, dessen Form und Durchmesser vom Brennkammerkopfende bis zum Brennkammerausgang unterschiedlich ausgebildet sein kann. The axis of rotation 102 may also be referred to the longitudinal axis of the combustion chamber. The annular combustion chamber has a combustion chamber wall 153, which encloses an outer shell and a hub. In the planes perpendicular to the longitudinal axis of the combustion chamber, the annular combustion chamber 110 has an annular cross section of the combustion chamber space 154, the shape and diameter of which may be formed differently from the combustion chamber head end to the combustion chamber exit.
Zur Erzielung eines vergleichsweise hohen Wirkungsgrades ist die Brennkammer 110 für eine vergleichsweise hohe Temperatur des Arbeitsmediums M von etwa 1000°C bis 1600°C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebsparametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermög- liehen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsme¬ dium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen. Die Figur 3 zeigt schematisch einen Teil einer Brennkammer in einer teilweise perspektivischen und teilweise geschnittenen Ansicht. Die Brennkammer umfasst einen Brennkammerwand 1 und einen Brennkammerausgang 6. Die Hauptströmungsrichtung des Heißgases in der Brennkammer während des Betriebs der Brenn- kammer ist durch einen Pfeil 3 gekennzeichnet. To achieve a comparatively high efficiency, the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C to 1600 ° C. In order to allow a comparatively long service life even with these operating parameters unfavorable for the materials. borrowed, the combustion chamber wall 153 is provided on its the Arbeitsme ¬ medium M side facing with an inner lining formed of heat shield elements 155. FIG. 3 shows schematically a part of a combustion chamber in a partially perspective and partially sectioned view. The combustion chamber comprises a combustion chamber wall 1 and a combustion chamber outlet 6. The main flow direction of the hot gas in the combustion chamber during operation of the combustion chamber is indicated by an arrow 3.
Die Brennkammer umfasst weiterhin eine Primärzone 4, in der der vom Brenner in die Brennkammer eingebrachte Brennstoff verbrannt wird. An die Primärzone schließt sich in Strömungs- richtung 3 eine Sekundärzone 5 an . In der Sekundärzone 5 wird das Heißgas aus der Primärzone 4 weiter abgebrannt. Dies er¬ folgt durch zusätzliches Einbringen eines Brennstoff-Luft- Gemisches 14 in die Sekundärzone 5 mit Hilfe von Injektoren 8. The combustion chamber further comprises a primary zone 4, in which the fuel introduced from the burner into the combustion chamber is burned. The primary zone is adjoined in the direction of flow 3 by a secondary zone 5. In the secondary zone 5, the hot gas from the primary zone 4 is further burned off. This he follows ¬ by additional introduction of a fuel-air mixture 14 in the secondary zone 5 by means of injectors. 8
Die Injektoren 8 umfassen eine Luftzufuhr 13 und einen in die Brennkammer mündenden Ausgang 9. Weiterhin ist im Inneren jedes Injektors 8 eine Brennstoffdüse 10 angeordnet. Die Brenn¬ stoffdüse 10 ist mit einem BrennstoffVerteiler 11, vorzugs- weise einem ringförmigen BrennstoffVerteiler 11, verbunden.The injectors 8 comprise an air supply 13 and an outlet 9 opening into the combustion chamber. Furthermore, a fuel nozzle 10 is arranged in the interior of each injector 8. The focal ¬ material nozzle 10 is connected to a fuel rail 11, as a preferential annular fuel manifold 11, respectively.
Mit Hilfe der Brennstoffdüse 10 wird Brennstoff in das Innere des Injektors 8 eingedüst und auf diese Weise im Inneren des Injektors 8 ein Brennstoff-Luft-Gemisch erzeugt. Das so erzeugte Brennstoff-Luft-Gemisch wird dann durch den With the help of the fuel nozzle 10, fuel is injected into the interior of the injector 8 and in this way generates a fuel-air mixture in the interior of the injector 8. The fuel-air mixture thus produced is then through the
Injektorausgang bzw. die Eindüsöffnung 9 in die Brennkammer im Bereich der Sekundärzone 5 eingedüst. Injector or the injection port 9 is injected into the combustion chamber in the region of the secondary zone 5.
In der Figur 3 ist zwischen der Primärzone 4 und dem Brennkammerausgang 6 ein Liner-Bereich 7 und ein Übergangsbereich 25 angeordnet, die in der Figur 3 jeweils als separate Bau¬ teile ausgestaltet sind. Zwischen der Primärzone 4 und dem Liner-Bereich 7 ist mindestens ein Dichtungsring 12 angeord- net. Weiterhin ist auch zwischen dem Liner-Bereich 7 und dem Übergangsbauelement 25 wenigstens ein Dichtungsring 12 ange¬ ordnet. Die Injektoren 8 sind mit dem Liner-Bereich 7 verbunden. Die Injektorausgänge bzw. Eindüsöffnungen 9 münden im Bereich des Liner-Bereichs 7 in die Sekundärzone 5 der Brenn¬ kammer . In the figure 3, a liner portion 7 and a transition region 25 is disposed between the primary zone of the combustor 4 and the output 6, which are designed in Figure 3 as separate construction ¬ parts. Between the primary zone 4 and the liner area 7, at least one sealing ring 12 is arranged. net. Furthermore, a sealing ring is at least 12 arranged ¬ also between the liner section 7 and the junction device 25th The injectors 8 are connected to the liner area 7. The injector exits or injection openings 9 open in the region of the liner area 7 in the secondary zone 5 of the combustion ¬ chamber.
Die Figur 4 zeigt einen Ausschnitt der bereits in der Figur 3 teilweise gezeigten Brennkammer in perspektivischer und ge- schnittener Ansicht. Zusätzlich zu den bereits in der Figur 3 gezeigten und in diesem Zusammenhang beschriebenen Bauelementen ist in der Figur 4 eine Brennstoffzufuhr 15 gezeigt, die den BrennstoffVerteiler 11 mit Brennstoff versorgt. FIG. 4 shows a section of the combustion chamber partly already shown in FIG. 3 in a perspective and sectional view. In addition to the components already shown in FIG. 3 and described in this context, FIG. 4 shows a fuel supply 15 which supplies fuel to the fuel distributor 11.
Die Figur 5 zeigt schematisch eine prinzipielle Anordnung der Hauptbrenner und der axial versetzten Brennerstufe als Ab¬ wicklung. In der Figur 5 ist am Brennkammerausgang 6 eine Turbine 16 angeordnet. Am Brennkammerkopfende 24 sind Brenner 17 angeordnet. Jeder Brenner 17 umfasst eine Brennerachse 20. Die schematisch gezeigten Ausgänge der Injektoren 9 bzw. die Eindüsöffnungen 9 umfassen jeweils eine Mittelachse 2. Die Mittelachsen 2 der Eindüsöffnungen 9 schließen mit der Hauptachse des jeweiligen Brenners 17 einen Winkel 0,2 ein. Der Winkel 0,2 kann für eine Eindüsrichtung 23 in Hauptströmungs¬ richtung 3 zwischen 0° und 90°, vorzugsweise zwischen 20° und 70°, beispielsweise zwischen 45° und 70°, betragen. Grund¬ sätzlich kann der Winkel 0,2 auch zwischen 45° und 90° 5 shows schematically a basic arrangement of the main burner and the axially offset burner stage as from ¬ winding. In FIG. 5, a turbine 16 is arranged at the combustion chamber exit 6. At the combustion chamber head end 24 burners 17 are arranged. Each burner 17 comprises a burner axis 20. The schematically shown outputs of the injectors 9 and the injection openings 9 each comprise a central axis 2. The center axes 2 of the injection openings 9 close with the main axis of the respective burner 17 an angle 0.2. The angle 0.2 can be for an injection direction 23 in the main flow ¬ direction 3 between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 °, for example, between 45 ° and 70 °, amount. Basic ¬ additionally the angle between 0.2 and 45 ° and 90 °
(45° < a,2 < 90°) betragen. Im Falle einer Einströmrichtung 23 entgegen der Hauptströmungsrichtung 3 kann der Winkel 0,2 zwischen 90° und 180°, vorzugsweise zwischen 110° und 160° be¬ tragen . (45 ° <a, 2 <90 °). In the case of an inflow direction 23 opposite to the main flow direction 3, the angle 0.2 between 90 ° and 180 °, preferably between 110 ° and 160 ° be ¬ wear.
Die Figur 6 zeigt schematisch die Mittelachse 2 des Injektors 8 bzw. die Einströmrichtung 23 in Bezug auf die Hauptströ- mungsrichtung 3 des Heißgases in der Brennkammer. In der Figur 6 ist die Hauptströmungsrichtung 3 in Form einer Achse schematisch gezeigt. Die Mittelachse des Injektors 2 bzw. die Einströmungsrichtung 23 des aus dem Injektorausgang 9 in die Brennkammer einströmenden Brennstoff-Luft-Gemisches schließt mit der Hauptströmungsrichtung 3 einen Winkel α,ι ein. Dabei kann der Winkel α,ι grundsätzlich dieselben Werte annehmen wie der im Zusammenhang mit der Figur 5 beschriebene Winkel 0,2. FIG. 6 schematically shows the central axis 2 of the injector 8 and the inflow direction 23 with respect to the main flow direction 3 of the hot gas in the combustion chamber. In the figure 6, the main flow direction 3 is shown schematically in the form of an axis. The central axis of the injector 2 and the The inflow direction 23 of the fuel-air mixture flowing from the injector outlet 9 into the combustion chamber closes with the main flow direction 3 at an angle α, ι. In this case, the angle α, ι basically assume the same values as the angle 0, 2 described in connection with FIG.
Die Figur 7 zeigt schematisch die Komponente der FIG. 7 schematically shows the component of FIG
Einströmrichtung in Umfangsrichtung der Brennkammer. Dazu ist in der Figur 7 schematisch ein Schnitt durch einen Teil der Brennkammer senkrecht zur Hauptströmungsrichtung 3 bzw. alternativ dazu senkrecht zur Brennerachse 20 gezeigt. Die Brennkammerwand umfasst eine Nabe 18 und eine Außenschale 17. Eine zur Hauptströmungsrichtung 3 radiale Linie, die die Mit¬ telachse 2 des Injektors 8 im Bereich seines Ausgangs 9 schneidet ist durch die Bezugsziffer 19 gekennzeichnet. Wei¬ terhin ist eine zur der Brennerachse 20 radiale Linie, die die Mittelachse 2 des Injektors 8 im Bereich seines Ausgangs 9 schneidet ebenfalls durch die Bezugsziffer 19 gekennzeichnet. Die radiale Linie 19 weist einen rechten Winkel zur Hauptströmungsrichtung 3 oder alternativ dazu einen rechten Winkel zur Brennerachse 20 auf. Inflow direction in the circumferential direction of the combustion chamber. For this purpose, a section through a part of the combustion chamber perpendicular to the main flow direction 3 or alternatively perpendicular to the burner axis 20 is shown schematically in FIG. The combustion chamber wall comprises a hub 18 and an outer shell 17. A radial to the main flow direction 3 line connecting the center axis of ¬ 2 of the injector 8 is cut in the area of its output 9 characterized by the reference numeral 19th Wei ¬ terhin is a to the burner axis 20 radial line which intersects the central axis 2 of the injector 8 in the region of its output 9 also indicated by the reference numeral 19. The radial line 19 has a right angle to the main flow direction 3 or alternatively to a right angle to the burner axis 20.
Die jeweilige radiale Richtung oder radiale Linie 19 schließt mit der Einströmrichtung 23 bzw. mit der Mittelachse des In- jektors 2 einen Winkel ßi ein, falls sich die radiale Linie 19 auf die Hauptströmungsrichtung 3 bezieht. Falls sich die radiale Linie 19 auf die Brennerachse 20 bezieht, so schließt die radiale Richtung 19 mit der Einströmrichtung 23 bzw. der Mittelachse 2 des Injektors 9 einen Winkel ß2 ein. Die Winkel ßi und ß2 können zwischen 0° und 90°, vorzugsweise zwischen 20° und 70°, beispielsweise zwischen 45° und 70° betragen. The respective radial direction or radial line 19 encloses an angle βi with the inflow direction 23 or with the center axis of the injector 2, if the radial line 19 relates to the main flow direction 3. If the radial line 19 refers to the burner axis 20, then the radial direction 19 with the inflow direction 23 or the central axis 2 of the injector 9 forms an angle β 2 . The angles ßi and ß 2 can be between 0 ° and 90 °, preferably between 20 ° and 70 °, for example between 45 ° and 70 °.
Grundsätzlich kann der Injektor 9 an der Außenschale 17, wie in Figur 7 gezeigt, oder an der Nabe 18 angeordnet sein. Eine Anordnung an der Außenschale ist in den Figuren 8 bis 13 gezeigt, eine Anordnung an der Nabe ist in Figur 14 gezeigt. Die Figur 8 zeigt schematisch eine erfindungsgemäße Ring¬ brennkammer in teilweise perspektivischer, teilweise geschnittener Ansicht. Am Brennkammerkopfende 24 ist ein Bren¬ ner 107 mit einer Brennerachse 20 angeordnet. Mit Hilfe des Brenners wird ein Brennstoff-Luft-Gemisch in der Primärzone der Brennkammer verbrannt. Dies ist durch eine Flamme 22 schematisch gezeigt. An die Primärzone 4 schließt sich die Sekundärzone 5 an. Mit Hilfe der zuvor beschriebenen Injekto¬ ren 8 wird zusätzlich ein Brennstoff-Luft-Gemisch im Bereich der Sekundärzone in die Brennkammer eingedüst. Mit Hilfe die¬ ses zusätzlichen Brennstoff-Luft-Gemisches wird das in der Primärzone 4 erzeugte Heißgas weiter abgebrannt und dadurch der Schadstoffausstoß verringert. Die Brennkammer ist im Inneren mit Hitzeschildsteinen 21 ausgekleidet. Die Hitzeschildsteine sind bevorzugt keramische Hitzeschildsteine. Die Eindüsöffnungen 9, die beispielsweise durch elliptische Öffnungen in den bevorzugt keramischen Hitzeschildsteinen geführt sein können, sind gleichmäßig entlang des Umfangs der Sekundärzone verteilt. Vorzugsweise sind sie in der vorletzten oder, wie in der Figur 8 gezeigt, drittletzten Reihe der keramischen Hitzeschildsteine 21 vor dem Brennkammerausgang 6 angeordnet. Falls eine Anordnung in den keramischen Hitzeschildsteinen 21 aus Festigkeitsgründen nicht möglich ist, können an den Positionen der In principle, the injector 9 may be arranged on the outer shell 17, as shown in FIG. 7, or on the hub 18. An arrangement on the outer shell is shown in FIGS. 8 to 13, an arrangement on the hub is shown in FIG. 8 shows schematically an inventive an annular combustion chamber in a partially perspective, partially sectioned view. At Brennkammerkopfende 24 Bren ¬ ner 107 is arranged with a burner axis 20. With the help of the burner, a fuel-air mixture is burned in the primary zone of the combustion chamber. This is shown schematically by a flame 22. At the primary zone 4, the secondary zone 5 connects. By means of the above-described Injekto ¬ ren 8, a fuel-air mixture is injected in the secondary zone into the combustion chamber in addition. With the help of the ¬ ses additional fuel-air mixture, the hot gas generated in the primary zone 4 is further burned, thereby reducing the emission of pollutants. The combustion chamber is lined inside with heat shield bricks 21. The heat shield bricks are preferably ceramic heat shield bricks. The injection openings 9, which may be guided, for example, by elliptical openings in the preferably ceramic heat shield bricks, are distributed uniformly along the circumference of the secondary zone. Preferably, they are arranged in the penultimate or, as shown in Figure 8, third last row of ceramic heat shield bricks 21 in front of the combustion chamber exit 6. If an arrangement in the ceramic heat shield bricks 21 for reasons of strength is not possible, can at the positions of the
Eindüsöffnungen 9 die keramischen Hitzeschildsteine durch im Wesentlichen metallische - vorzugsweise gekühlte metallische - Hitzeschildelemente ersetzt werden. Grundsätzlich können die Injektoren an im Wesentlichen jeder, oder der zweiten, oder jeder dritten, und so weiter Position eines vorzugsweise keramischen Hitzeschildsteines 21 in der jeweiligen Reihe der vorzugsweise keramischen Hitzeschildsteine 21 angebracht wer¬ den. Der konstante Abstand zwischen den Injektoren muss dabei insbesondere nicht für den Anfang/ Ende der Reihe zutreffen, da die Steinanzahl einer Reihe im Allgemeinen nicht ein Vielfaches von n ist. Die dargestellten Injektoren sind derart an der Brennkammerwand positioniert, dass die Strömungsrichtung in den Strömungskanälen der Injektoren 8 eine Komponente in Hauptströmungsrichtung der Heißgase in der Brennkammer aufweisen . Die Figur 9 zeigt schematisch einen Ausschnitt aus einer Ringbrennkammer in perspektivischer Ansicht. Um die Außenschale 17 herum ist ein ringförmiger BrennstoffVerteiler 11 angeordnet, der die zu den jeweiligen Strömungskanälen der Injektoren 8 führenden Brennstoffdüsen 10 mit Brennstoff ver- sorgt. Die Injektoren 8 sind in Umfangsrichtung der Brennkammer voneinander beabstandet an der Außenschale 17 herum verteilt angeordnet und in Bezug auf die Hauptströmungsrich¬ tung 3 bzw. auch in Bezug auf die Rotationsachse 102 der Brennkammer zumindest teilweise spiralförmig entlang der äu- ßeren Oberfläche der Außenschale angeordnet. Eindüsöffnungen 9 the ceramic heat shield bricks are replaced by substantially metallic - preferably cooled metallic - heat shield elements. In principle, the injectors may be attached to substantially each, or the second, or each third, and so forth position of a preferably ceramic heat shield brick 21 in the respective row of the preferably ceramic heat shield bricks 21 ¬ . In particular, the constant distance between the injectors need not apply to the beginning / end of the row, since the number of stones in a row is generally not a multiple of n. The illustrated injectors are positioned on the combustion chamber wall such that the flow direction in the flow channels of the injectors 8 have a component in the main flow direction of the hot gases in the combustion chamber. FIG. 9 schematically shows a detail of an annular combustion chamber in a perspective view. Around the outer shell 17, an annular fuel distributor 11 is arranged, which supplies the fuel nozzles 10 leading to the respective flow channels of the injectors 8 with fuel. The injectors 8 are arranged distributed in the circumferential direction of the combustion chamber at a distance from the outer shell 17 and arranged at least partially spirally along the outer surface of the outer shell with respect to the Hauptströmungsrich ¬ tion 3 and with respect to the axis of rotation 102 of the combustion chamber.
Die Figur 10 zeigt schematisch eine erfindungsgemäße Brenn¬ kammer in perspektivischer Ansicht. In der Figur 10 ist eine Variante einer erfindungsgemäßen Brennkammer mit einer 10 shows schematically an inventive combustion chamber ¬ in perspective view. In the figure 10 is a variant of a combustion chamber according to the invention with a
Eindüsung in der Ringbrennkammeraußenschale gegen die Haupt¬ strömungsrichtung 3 gezeigt. Während in der Figur 9 die Injektoren 8 bezüglich der Hauptströmungsrichtung 3 stromab des BrennstoffVerteilers 11 und stromauf des Brennkammerausgangs 6 an der Außenschale angeordnet sind, ist in der Figur 10 der BrennstoffVerteiler 11 stromab der mindestens einen von dem BrennstoffVerteiler versorgten Düse und stromauf des Brennkammerausgangs 6 angeordnet. Die Strömungsrichtung des Brenn¬ stoff-Luft-Gemisches in den Strömungskanälen der Injektoren 8 weist eine Komponente entgegen der Hauptströmungsrichtung auf. Die Injektoren 8 verlaufen zumindest abschnittsweise spiralförmig in Bezug auf die Längsachse der Brennkammer entlang der äußeren Oberfläche der Außenschale. Die Injection in the annular combustion chamber outer shell against the main ¬ flow direction 3 shown. While in FIG. 9 the injectors 8 are arranged downstream of the fuel distributor 11 and upstream of the combustion chamber exit 6 on the outer shell, in FIG. 10 the fuel distributor 11 is arranged downstream of the at least one nozzle supplied by the fuel distributor and upstream of the combustion chamber exit 6 , The flow direction of the combustion ¬ material-air mixture in the flow channels of the injectors 8 has a component counter to the main flow direction. The injectors 8 extend at least in sections spirally with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber along the outer surface of the outer shell. The
Einströmrichtung umfasst eine Komponente in Umfangsrichtung der Brennkammer. Inflow direction comprises a component in the circumferential direction of the combustion chamber.
Die Figur 11 zeigt schematisch eine Draufsicht auf die Ring¬ brennkammer vom Brennkammerkopfende aus. Infolge der Einströmrichtungen 23mit einer Komponente in Umfangsrichtung der Brennkammer, wird mittels des durch die Injektorausgänge 9 in die Brennkammer eingebrachten Brennstoff-Luft-Gemisches im Inneren der Brennkammer ein Drall erzeugt. 11 shows schematically in a plan view of the combustion chamber an annular combustion chamber from the head end. As a result of Inflow directions 23 with a component in the circumferential direction of the combustion chamber, a swirl is generated by means of the introduced through the injector 9 in the combustion chamber fuel-air mixture inside the combustion chamber.
Die Figur 12 zeigt eine weitere perspektivische Ansicht der in den Figuren 8 und 9 gezeigten und beschriebenen Ausführungsvariante. Die Figur 13 zeigt eine Draufsicht auf die in der Figur 12 gezeigte Brennkammer vom Brennkammerausgang aus. FIG. 12 shows a further perspective view of the embodiment variant shown and described in FIGS. 8 and 9. FIG. 13 shows a plan view of the combustion chamber shown in FIG. 12 from the combustion chamber exit.
Die Figur 14 zeigt schematisch eine erfindungsgemäße Ring¬ brennkammer, bei der abweichend von den in den Figuren 8 bis 13 gezeigten Ausführungsvarianten die Injektoren 8 und der BrennstoffVerteiler 11 an der Nabe 18 angeordnet sind. Die Figur 14 zeigt die entsprechende Brennkammer in teilweise ge¬ schnittener und teilweise perspektivischer Ansicht als Ausschnitt. Alle im Zusammenhang mit den Figuren 8 bis 13 be¬ schriebenen Ausführungsvarianten können in entsprechender Weise auch für die in der Figur 14 gezeigte Ausführungsvari- ante angewendet werden. Das heißt, die Injektoren 8 können eine Einströmrichtung 23 in die Brennkammer aufweisen, die sowohl in, als auch entgegen der Hauptströmungsrichtung 3 verläuft. Hinsichtlich weiterer Einzelheiten, beispielsweise der Anordnung des BrennstoffVerteilers 11 wird insofern auf die Ausführungen zu den Figuren 8 bis 13 verwiesen. 14 shows schematically an inventive an annular combustion chamber, in which the injectors differing from those shown in Figures 8 through 13 embodiments 8 and the fuel manifold 11 are arranged on the hub 18th FIG. 14 shows the corresponding combustion chamber in a partially sectioned and partially perspective view as a detail. All of them can in a corresponding manner to that shown in Figure 14 Ausführungsvari- in conjunction with the figures 8 to 13 ¬ be written embodiments are applied ante. That is, the injectors 8 may have an inflow direction 23 into the combustion chamber that extends both in and against the main flow direction 3. With regard to further details, for example the arrangement of the fuel distributor 11, reference is made to the statements relating to FIGS. 8 to 13.

Claims

Patentansprüche claims
1. Ringbrennkammer (106) mit einer Längsachse (102), einem Brennkammerkopfende (24), an welchem mindestens ein Brenner (17, 107) angeordnet ist, einem Brennkammerausgang (6), einer Brennkammerwand (1), die sich vom Brennkammerkopfende (24) zum Brennkammerausgang (6) erstreckt, einer Primärzone (4) und einer Sekundärzone (5) , die in Hauptströmungsrichtung (3) des Heißgases stromabwärts der Primärzone (4) angeordnet ist, wobei die Brennkammer (106) mindestens einen an der Brennkammerwand (1) angeordneten Injektor (8) zum Einbringen eines Brennstoff-Luft-Gemisches in die Sekundärzone (5) umfasst, wobei der Injektor einen Strömungskanal mit einem in die Se¬ kundärzone mündenden Ausgang mit einer in eine An annular combustor (106) having a longitudinal axis (102), a combustor head end (24) on which at least one burner (17, 107) is disposed, a combustor exit (6), a combustor wall (1) extending from the combustor head end (24 ) to the combustor exit (6), a primary zone (4) and a secondary zone (5) located in the main flow direction (3) of the hot gas downstream of the primary zone (4), the combustor (106) at least one at the combustion chamber wall (1 ) arranged injector (8) for introducing a fuel-air mixture in the secondary zone (5), wherein the injector a flow channel with an opening into the Se ¬ kundärzone outlet with a in a
Einströmrichtung weisenden Mittelachse umfasst und Includes inflow direction center axis comprises and
die Einströmrichtung (23) mindestens eine Komponente in Um- fangsrichtung der Brennkammer (106) aufweist. the inflow direction (23) has at least one component in the circumferential direction of the combustion chamber (106).
2. Ringbrennkammer (106) nach Anspruch 1, 2. annular combustion chamber (106) according to claim 1,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
die Brennkammerwand eine Außenschale und eine Nabe umfasst, und mindestens ein Injektor (8) an der Außenschale (17) und/oder an der Nabe (18) angeordnet ist. the combustion chamber wall comprises an outer shell and a hub, and at least one injector (8) is arranged on the outer shell (17) and / or on the hub (18).
3. Ringbrennkammer (106) nach Anspruch 2, 3. annular combustion chamber (106) according to claim 2,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s eine Anzahl Injektoren (8) in Umfangsrichtung der Brennkammer voneinander beabstandet an der Nabe und/oder der Außenschale der Brennkammerwand (1) angeordnet sind. There are a number of injectors (8) in the circumferential direction of the combustion chamber spaced from each other at the hub and / or the outer shell of the combustion chamber wall (1) are arranged d e.
4. Ringbrennkammer (106) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die Brennkammerwand eine äußere Oberfläche umfasst und min¬ destens ein Strömungskanal eines Injektors zumindest teilwei- se spiralförmig in Bezug auf die Längsachse der Brennkammer entlang der äußeren Oberfläche angeordnet ist. 4. annular combustion chamber (106) according to one of claims 1 to 3, characterized in that the combustion chamber wall comprises an outer surface and at least ¬ least one flow channel of an injector is at least partially spirally arranged with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber along the outer surface.
5. Ringbrennkammer (106) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s 5. annular combustion chamber (106) according to any one of claims 1 to 4, d a d u c h e c e n e c e n e, d a s s
die Ringbrennkammer (106) mindestens einen Brennstoff ertei¬ ler (11) umfasst, der mit mindestens einer Düse (10) verbun- den ist, die in einen Strömungskanal des mindestens einen In¬ jektors (8) einmündet. the annular combustion chamber (106) comprises at least one fuel ertei ¬ ler (11), with at least one nozzle (10) is the connectedness, which opens into a flow channel of the at least one In ¬ jektors (8).
6. Ringbrennkammer nach dem vorhergehenden Anspruch, 6. annular combustion chamber according to the preceding claim,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
ein BrennstoffVerteiler entlang der äußeren Oberfläche der Nabe angeordnet ist. a fuel distributor is disposed along the outer surface of the hub.
7. Ringbrennkammer nach Anspruch 5 oder 6, 7. annular combustion chamber according to claim 5 or 6,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
ein BrennstoffVerteiler um die Außenschale herum an der a fuel distributor around the outer shell at the
Brennkammerwand angeordnet ist. Combustor wall is arranged.
8. Ringbrennkammer (106) nach einem der vorhergehenden Ansprüche , 8. annular combustion chamber (106) according to any one of the preceding claims,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
der mindestens eine Injektor (8) einen Ausgang (9) mit einer in eine Einströmrichtung weisenden Mittelachse (2) umfasst, wobei die Mittelachse (2) einen Winkel ι zwischen 0° und 180° mit der Hauptströmungsrichtung (3) in der Brennkammer an der Position des Injektors (8) einschließt. the at least one injector (8) comprises an outlet (9) with a central axis (2) pointing in an inflow direction, wherein the central axis (2) forms an angle ι between 0 ° and 180 ° with the main flow direction (3) in the combustion chamber at the Position of the injector (8) includes.
9. Ringbrennkammer (106) nach einem der vorhergehenden Ansprüche , 9. annular combustion chamber (106) according to any one of the preceding claims,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
ein stromauf des Injektors am Brennkammerkopfende angeordne¬ ter Brenner (17, 107) eine Brennerachse (20) umfasst und der mindestens eine Injektor (8) einen Ausgang (9) mit einer in Einströmrichtung weisenden Mittelachse (2) umfasst, wobei die Mittelachse (2) einen Winkel OL- zwischen 0° und 180° mit der Brennerachse (20) einschließt. a burner (17) arranged at the top of the injector at the end of the combustion chamber comprises a burner axis (20) and the at least one injector (8) comprises an outlet (9) with a central axis (2) pointing in the direction of flow, the central axis (2 ) includes an angle OL- between 0 ° and 180 ° with the burner axis (20).
10. Ringbrennkammer (106) nach einem der Ansprüche 1 bis 9, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s 10. annular combustion chamber (106) according to one of claims 1 to 9, characterized in that
der Ausgang (9) des Injektors (8) derart in Bezug auf die Hauptströmungsrichtung (3) angeordnet ist, dass eine zur Hauptströmungsrichtung (3) radiale Linie (19) die Mittelachse (2) des Injektors (8) im Bereich seines Ausgang (9) unter ei¬ nem Winkel ßif schneidet, oder der Ausgang (9) des Injektors (8) derart in Bezug auf die Brennerachse (20) eines stromauf des Injektors am Brennkammerkopfende angeordneten Brenners angeordnet ist, dass eine zur Brennerachse (20) radiale Linie (19) die Mittelachse (2) des Injektors (8) im Bereich seines Ausgang (9) unter einem Winkel ß2 schneidet, wobei die Winkel ßi und ß2 jeweils im Bereich zwischen 0° und 90° liegen. the outlet (9) of the injector (8) is arranged with respect to the main flow direction (3) such that a radial line (19) to the main flow direction (3) moves the central axis (2) of the injector (8) in the region of its exit (9 ) intersecting at ei ¬ nem angle ß if, or the output (9) of the injector (8) in such a way with respect to the burner axis (20) of an upstream of the injector at the combustion chamber head end arranged burner is arranged so that a (to the burner axis 20) radial line (19) the central axis (2) of the injector (8) in the region of its output (9) intersects at an angle ß2, wherein the angles ßi and ß2 respectively in the range between 0 ° and 90 °.
11. Ringbrennkammer (106) nach einem der Ansprüche 1 bis 10, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s 11. annular combustion chamber (106) according to any one of claims 1 to 10, d a d u c h e c e n e c e n e, d a s s
die Brennkammer (106) Hitzeschildsteine (21, 155) umfasst, die in an der Brennkammerwand (1) umlaufenden Reihen angeord¬ net sind, und der Strömungskanal des mindestens einen Injek¬ tors (8) jeweils durch einen Hitzeschildstein hindurch in die Sekundärzone einmündet. the combustion chamber (106) heat shield bricks (21, 155) which revolves in to the combustion chamber wall (1) rows are angeord ¬ net, and the flow channel of the at least one Injek ¬ gate (8) in each case opens by a heat shield block and into the secondary zone.
12. Ringbrennkammer (106) nach einem der Ansprüche 1 bis 11, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die Brennkammer (106) Hitzeschildsteine (21, 155) umfasst, die in an der Brennkammerwand (1) umlaufenden Reihen angeord¬ net sind, und der Strömungskanal des mindestens einen Injek¬ tors (8) im Bereich der vorletzten Reihe vor dem Brennkammerausgang (6) jeweils durch einen Hitzeschildstein hindurch in die Sekundärzone einmündet. 12. annular combustion chamber (106) according to one of claims 1 to 11, characterized in that the combustion chamber (106) heat shield bricks (21, 155) which are angeord ¬ net in the combustion chamber wall (1) rows, and the flow channel of the at least an Injek ¬ sector (8) in the region of the penultimate row in front of the combustion chamber outlet (6) each opens through a heat shield brick into the secondary zone.
13. Ringbrennkammer (106) nach einem der Ansprüche 11 oder 12, 13. annular combustion chamber (106) according to any one of claims 11 or 12,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
im Wesentlichen durch jeden n-ten Hitzeschildstein (21, 155) hindurch mindestens einer Reihe ein Strömungskanal (30) eines Injektors (8) in die Sekundärzone einmündet, wobei n eine na¬ türlich Zahl ist. substantially through each n-th heat shield block (21, 155) through a flow channel (30) of an injector (8) opens at least one row in the secondary zone, where n is a number na ¬ Türlich.
14. Ringbrennkammer (106) nach einem der Ansprüche 1 bis 13, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s 14. annular combustion chamber (106) according to any one of claims 1 to 13, d a d u c h e c e n e c e n e, d a s s
das Verhältnis zwischen dem Abstand S benachbarter the ratio between the distance S adjacent
Injektorausgänge (9) und dem Durchmesser d des Strömungska¬ nals (30) der Injektoren (8) zwischen 5 und 20 beträgt. Injector (9) and the diameter d of the Strömungska ¬ nals (30) of the injectors (8) is between 5 and 20.
15. Gasturbine (100), die eine Ringbrennkammer (106) nach ei- nem der Ansprüche 1 bis 14 umfasst. 15. A gas turbine (100) comprising an annular combustion chamber (106) according to one of claims 1 to 14.
16 . Verfahren zum Betrieb einer Ringbrennkammer (106) oder zum Betrieb einer Gasturbine (100) mit einer Ringbrennkammer, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s 16. A method for operating an annular combustion chamber (106) or for operating a gas turbine (100) with an annular combustion chamber, d a d u c h e c e n e c e n e, d a s s
durch mindestens einen Injektor (8) ein Brennstoff-Luft- Gemisch in eine stromab einer Primärzone angeordnete Sekun¬ därzone (5) der Ringbrennkammer (106) so eingebracht wird, dass die Einströmrichtung (23) eine Komponente in Umfangs- richtung der Brennkammer (106) aufweist. is introduced by at least one injector (8) a fuel-air mixture in a downstream of a primary zone Sekun ¬ därzone (5) of the annular combustion chamber (106) so that the inflow (23) a component in the circumferential direction of the combustion chamber (106 ) having.
17 . Verfahren nach Anspruch 16 , 17. Method according to claim 16,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
durch die Injektoren (8) ein Massenstrom eingeleitet wird, der zwischen 5% und 20% des die Brennkammer (106) am Brenn- kammerausgang (6) verlassenden Gesamtmassenstromes beträgt. a mass flow is introduced through the injectors (8) which amounts to between 5% and 20% of the total mass flow leaving the combustion chamber (106) at the combustion chamber outlet (6).
18. Verfahren nach Anspruch 16 oder 17 , 18. The method according to claim 16 or 17,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s d a d u r c h e s e n c i n e s, d a s s
das Brennstoff-Luft-Gemisch nabenseitig und/oder außenscha- lenseitig in die Sekundärzone eingebracht wird. the fuel-air mixture is introduced into the secondary zone on the hub side and / or on the outer shell side.
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Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10520194B2 (en) 2016-03-25 2019-12-31 General Electric Company Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system
US10563869B2 (en) 2016-03-25 2020-02-18 General Electric Company Operation and turndown of a segmented annular combustion system
US10584638B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Turbine nozzle cooling with panel fuel injector
US10584876B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system
US10584880B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system
US10605459B2 (en) 2016-03-25 2020-03-31 General Electric Company Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system
US10690350B2 (en) 2016-11-28 2020-06-23 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US10830442B2 (en) 2016-03-25 2020-11-10 General Electric Company Segmented annular combustion system with dual fuel capability
US11156362B2 (en) 2016-11-28 2021-10-26 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11428413B2 (en) 2016-03-25 2022-08-30 General Electric Company Fuel injection module for segmented annular combustion system
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
DE102021123513A1 (en) 2021-09-10 2023-03-16 Man Energy Solutions Se Burner and method for its manufacture
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5261224A (en) * 1989-12-21 1993-11-16 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection apparatus
JP2000199626A (en) * 1998-12-28 2000-07-18 Kawasaki Heavy Ind Ltd Combustor and combusting method
US20060156735A1 (en) * 2005-01-15 2006-07-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine combustor

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5261224A (en) * 1989-12-21 1993-11-16 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection apparatus
JP2000199626A (en) * 1998-12-28 2000-07-18 Kawasaki Heavy Ind Ltd Combustor and combusting method
US20060156735A1 (en) * 2005-01-15 2006-07-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine combustor

Cited By (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10641175B2 (en) 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Panel fuel injector
US11428413B2 (en) 2016-03-25 2022-08-30 General Electric Company Fuel injection module for segmented annular combustion system
US10584638B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Turbine nozzle cooling with panel fuel injector
US10584876B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system
US10584880B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system
US10605459B2 (en) 2016-03-25 2020-03-31 General Electric Company Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system
US10563869B2 (en) 2016-03-25 2020-02-18 General Electric Company Operation and turndown of a segmented annular combustion system
US10641176B2 (en) 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Combustion system with panel fuel injector
US10520194B2 (en) 2016-03-25 2019-12-31 General Electric Company Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system
US10690056B2 (en) 2016-03-25 2020-06-23 General Electric Company Segmented annular combustion system with axial fuel staging
US10655541B2 (en) 2016-03-25 2020-05-19 General Electric Company Segmented annular combustion system
US10724441B2 (en) 2016-03-25 2020-07-28 General Electric Company Segmented annular combustion system
US10830442B2 (en) 2016-03-25 2020-11-10 General Electric Company Segmented annular combustion system with dual fuel capability
US11002190B2 (en) 2016-03-25 2021-05-11 General Electric Company Segmented annular combustion system
US10690350B2 (en) 2016-11-28 2020-06-23 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US11156362B2 (en) 2016-11-28 2021-10-26 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
DE102021123513A1 (en) 2021-09-10 2023-03-16 Man Energy Solutions Se Burner and method for its manufacture
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

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