WO2017025295A1 - Burner lance for a pilot burner - Google Patents

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WO2017025295A1
WO2017025295A1 PCT/EP2016/067518 EP2016067518W WO2017025295A1 WO 2017025295 A1 WO2017025295 A1 WO 2017025295A1 EP 2016067518 W EP2016067518 W EP 2016067518W WO 2017025295 A1 WO2017025295 A1 WO 2017025295A1
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WO
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fuel
lance
burner
burner lance
nozzles
Prior art date
Application number
PCT/EP2016/067518
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German (de)
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Inventor
Matthias CHLEBOWSKI
Olga Deiss
Thomas Hauser
Jens Kleinfeld
Andreas Kreutzer
Patrick Lapp
Olaf Rexin
Fabian SANDER
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
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Publication date
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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
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous 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
    • F23R3/28—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
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2201/00—Staged combustion
    • F23C2201/30—Staged fuel supply
    • F23C2201/301—Staged fuel supply with different fuels in stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/07021—Details of lances

Definitions

  • Burner lance for a pilot burner The invention relates to a pilot burner with a burner lance for a gas turbine.
  • the burner lance extending along a longitudinal axis and has at its one end on the combustion chamber side, a lance tip which comprises a Düsenflä ⁇ surface and arranged in the region of the nozzle surface number of fuel nozzles.
  • a fuel supply system To supply the fuel nozzles with fuel extends inside the burner lance a fuel supply system.
  • the nozzle surface may be formed, for example, truncated cone-shaped.
  • the burner lance is usually arranged centrally in the pilot burner.
  • the burner lance serves to generate a diffusion flame.
  • the fuel is not pre-mixed with air in a pre-mixing gas of the burner, but is introduced into the combustion chamber directly in the direction of the combustion zone.
  • the fuel nozzles of the burner lance may be provided for gaseous or liquid fuel.
  • the burner lance is intended for operation with the liquid fuel, for example oil.
  • the oil flows nerlanze by the burner, occurs at its tip by a plurality of oil jets at the nozzle surface, and is sprayed into the combustion chamber for generating a stable Diffu ⁇ sion flame from the nozzle in the direction of a combustion zone.
  • the pilot burner often includes a surrounding the burner lance air supply channel and may have further Ringraumpassagen. For example, for gaseous fuel. But the pilot burner could ⁇ example, also essentially only of the burner lance consist, for example, is disposed centrally in a main burner.
  • the combustion chamber of a gas turbine comprises at least one burner arrangement which has at least one main burner.
  • the burner assembly may, for example, a circular Provide arrangement of the main burner. It is also possible for a plurality of concentrically arranged circles of main burners to be encompassed by the burner arrangement. Since the main burner for reducing pollutants often comprise Vormischpassagen for providing a pre-mixed fuel / air mixture and the Schadstoffaussto ⁇ is SLI frequently operated in a range of the mixing ratio of air to fuel for minimizing which could lead without supporting pilot flame to flame instabilities
  • the burner assembly generally includes a pilot burner centrally. It is also common, for example in annular combustion chambers, to equip each of the main burners with a pilot burner arranged centrally in the main burner. For example, the pilot burner can only consist of the burner lance.
  • the pilot burner In addition to starting the gas turbine, the pilot burner also serves to stabilize the combustion, in particular the premix flame, in partial and full load operation.
  • the invention has for its object to provide a pilot burner with a burner lance for a gas turbine, which allows the operation of the gas turbine, a reduction of pollutant ⁇ emissions.
  • the object is achieved according to the invention in a burner lance of the type mentioned above in that the arranged in the nozzle surface fuel nozzles are assigned two different fuel levels and the fuel supply system of the burner lance for each of the two stages comprises a separately fuel acted upon fuel supply ⁇ feed , which is fluidly connected to the fuel nozzles of the respective fuel stage.
  • the invention is not emissions from a further adjustment of the mixing ratios in the Vormischpassagen the main burner to reduce the pollutant emissions, but also allows the present invention to reduce the harmful emissions ⁇ by the flame of the pilot burner and caused by the flame of the main burner.
  • fuel stages of the fuel nozzles in the burner lance tip can be separated or operated together by means of the two fuel feeds (which can also be designated as fuel supply systems) which can be charged separately with fuel.
  • the inventive multi-stage burner lance the operation of the pilot ⁇ burner can be controlled more efficiently by only one of the two burner stages is operated in at least a first operating condition of the gas turbine and the two burner stages together be ⁇ driven into at least a second operating condition of the gas turbine. If only one of the two fuel stages is operated, a lower proportion of fuel can be burned diffusively, ie unprepared, which results in a lower pollutant emission.
  • a second stage By switching on and off ⁇ th a second stage is a more flexible Temperatursteue ⁇ tion of the flame and thus a controlled emission output possible.
  • the operation of the burner lance with only one fuel stage can be selected, for example, if, in the respective operating state of the gas turbine, the main burners require less stabilization of the premix flames by the pilot burner. This allows a more efficient and pollutant-poor operation of the pilot burner.
  • ⁇ particular can be operated un- saturation ter Kunststoffmaschinenitride the two fuel stages and with oil, so that in addition allows the change from one fuel to the other stage, an additional variation of the temperature and strength of the pilot flame.
  • the invention also provides deeper part load regions of the gas turbine to realize, as in this load range caused by the main burner when operating both fuel levels of the burner lance Schadschermissi ⁇ ones can be reduced and flame stabilization of the main burners is made possible.
  • the term "lance tip" is in terms of the shape of the
  • the lance tip does not necessarily have a tapered shape.
  • the lance tip is a se- ready made component, which is arranged at the combustion chamber side end of the burner lance body and includes fuel nozzles.
  • the term "tip" refers only to the arrangement at the end of the lance.
  • the lance tip may, for example, have a rounded shape or comprise a tip that tapers in the shape of a truncated cone.
  • the lance tip may also have a cylindrical shape. Tip can also be integrally formed with the burner lance.
  • nozzle surface is be ⁇ oversubscribed, the fuel nozzles are arranged in the region of which a portion of the lance tip.
  • the nozzle face may be, for example, a conically zulau ⁇ fender portion of the lance tip or, for example, a rounded end region of the lance tip.
  • the burner lance has an elongated shape with a longitudinal axis pointing in the direction of the elongate shape.
  • the burner lance can be arranged centrally with the longitudinal axis in a burner, wherein the lance tip points with the fuel nozzles to the combustion chamber.
  • An advantageous embodiment of the invention can provide that the nozzle surface is frustoconical.
  • the fuel can be ejected according to this embodiment of the invention even with a vertical exit from the fuel nozzle with a constant over the nozzle surface direction component to the combustion zone out of the burner lance.
  • Fuel nozzles are designed as oil nozzles for liquid fuel and the burner lance is an oil lance.
  • the oil nozzles may be, for example, so-called pressure-swirl nozzles.
  • each of the two fuel stages comprises three fuel nozzles arranged in a circle, wherein the fuel nozzles of one stage have an angular spacing of 120 degrees from each other.
  • a further advantageous embodiment of the invention can provide that two about the longitudinal axis of the burner lance ver ⁇ current, coaxially arranged annular chamber passages are arranged in the burner lance, the outer annular space ⁇ passage is included having an outer diameter of the fuel supply of a fuel-stage and the inner annular space passage is included with an inner diameter of the fuel supply of the other fuel stage.
  • one of the two annular space passages preferably the outer ring volume passage, is subdivided into ring segments in a downstream area, wherein in each case one supply line branches off from the ring segments to a fuel nozzle, the one to the other Fuel stage associated fuel nozzles are supplied via supply lines with fuel, extending from the other annular chamber passage to the fuel nozzles, said supply lines are each passed between two ring segments.
  • This embodiment of the invention is particularly suitable for an arrangement of the fuel nozzles of the two fuel stages, which are arranged on a common circle along the nozzle surface.
  • a channel extending centrally in the burner lance is provided with a channel opening exiting at the lance tip, an ignition device extending along the channel substantially up to the channel opening.
  • the ignition device serves to ignite the pilot flame.
  • the LAN zen tip is at least give some areas of a heat shield to ⁇ , wherein the heat shield is arranged at least around the Düsenflä ⁇ che around and has an opening in the area of each fuel nozzle, wherein the Guide the cooling fluid under ⁇ half of the heat shield, the heat shield and the nozzle surface are formed at least partially spaced from each other.
  • the burner lance is exposed to high temperatures, insbeson ⁇ particular at the lance tip. For this reason, it may be advantageous to shield the lance tip by a heat shield against the combustion zone.
  • the heat shield can be made of a high temperature resistant material. The arrangement of the heat shield makes it possible to produce the lance tip of a less high temperature resistant material (lower production costs). Also, the heat shield can be additionally cooled. For this purpose, the heat shield and the nozzle surface is at least partially spaced from each other, so that at least one flow channel for cooling fluid between the heat shield and the lance tip is formed.
  • the lance tip may include a loss shield for the heat shield. It can also be regarded as advantageous that the lance tip, especially the lance tip surrounding together with at least the nozzle face of the heat shield as a one-piece component is formed, wherein the component is manufactured with ⁇ means of a 3-D printing process.
  • This embodiment of the invention makes it possible to produce the lance tip according to the invention with its costs compared to the prior art more complex fuel supply system at a reasonable cost. Due to the complex structure of the lance tip of the invention more items are to be soldered or to weld Anei ⁇ Nander, wherein compliance with the maximum allowable tolerances of the individual components due to the complex structure is difficult. These problems are circumvented by the production of the lance tip by means of 3-D pressure as a one-piece component.
  • the Aus ⁇ design according to the invention has the further advantage that - if a heat shield is provided on the lance tip - the cooling of the heat shield realized by means of complex cooling channels ⁇ who can, since a manufactured in 3-D printing component at the same manufacturing costs may have a much more complex cooling channel structure. Also, an expensive attaching and securing the heat shield on the lance tip according to the embodiment of the invention is no longer necessary.
  • the 3-D printing process can be the so-called “selective laser melting” process (SLM process), which can be translated as “selective laser melting process”. This 3-D printing process is known.
  • Fig.l a gas turbine according to the prior art in one
  • FIG. 2 schematically shows a gas turbine with a combustion chamber according to the prior art in a longitudinal section
  • FIG. 4 shows a cross-section of the lancing device shown in FIG.
  • FIG. 5 is a plan view of the lance shown in FIG.
  • Figure 6 schematically illustrates a method of operating a pilot burner according to an embodiment of the He ⁇ invention.
  • the gas turbine 1 shows a sectional view of a gas turbine 1 according to the prior art in a schematically simplified representation.
  • the gas turbine 1 has in its interior a rotatably mounted about a rotation axis 2 rotor 3 with a shaft 4, which is also referred to as a turbine runner.
  • a turbine runner Along the rotor 3 follow one another an intake housing 6, a compressor 8, a combustion system 9 with a number of combustion chambers 10, each comprising a burner arrangement 11 with at least one burner, a fuel supply system for the burners (not shown) and a combustion chamber housing 12 ⁇ sen, a turbine 14 and an exhaust housing 15.
  • the combustion chambers 10 may, for example, are arranged annularly on the turbine inlet.
  • the combustion system 9 opens at the turbine inlet into an annular hot gas channel, through which the hot working gas of the combustion system flows to the turbine stages of the turbine 14 connected in series. Each turbine stage is formed of blade rings. Viewed in the flow direction of the working gas follows in the hot runner of a row formed by vanes 17 a row formed of blades 18.
  • the vanes 17 are on an inner housing of a
  • FIG. 2 shows a prior art gas turbine 1 in a less schematically simplified representation.
  • the gas turbine 1 includes a combustor 22 having at ih ⁇ rem upstream head end of a burner arrangement.
  • the hot gas path of the tube combustion chamber 22 is of a Combined combustion chamber wall 24, which is composed of a flame tube 20 and a transition piece 21.
  • the transition piece 21 extends to a turbine inlet 23.
  • the air L "compressed by the compressor 8 flows through the plenum 7 to the burner assembly 11 and enters the combustion chamber 22 through the burners of the burner assembly 11.
  • the burner assembly 11 has a circular arrangement to main burners 28.
  • a pilot burner 30 is arranged in the middle of the circular arrangement, in the center of which there is a burner lance 32 extending in the pilot burner
  • the combustion chamber-side end of the burner lance 32 includes a lance tip which opens at the level of a pilot ⁇ cone of the pilot burner in the combustion chamber.
  • Fig. 3 shows a part of the burner lance 32, in particular the lance tip 35 according to a first embodiment of the invention in a longitudinal section in a schematic representation.
  • the lance tip 35 extends in the direction of a longitudinal axis 36 of the burner lance 32, at the firing chamber side end of which the lance tip 35 is arranged.
  • the lance tip 35 has in the area of its upstream side to ei ⁇ ne substantially cylindrical shape, which tapers in flow direction ⁇ 52 in the region of a nozzle surface 45 conical.
  • receptacles 44 are provided for fuel nozzles.
  • the fuel nozzles (not shown) are soldered into the receptacles 44, for example.
  • a fuel supply system 38 extends in the interior of the burner lance 32 as far as the lance tip 35 for supplying these fuel nozzles.
  • the fuel nozzles in the region of the nozzle surface 45 are assigned to two different fuel stages 49, 51, wherein each of the two fuel stages 49, 51 comprises a fuel supply 37 and 39 that can be acted upon separately with fuel.
  • the fuel supply 39 comprises a ring chamber passage 41 with an outer ring
  • Diameter which divides downstream in ring segments 42.
  • the ring segments 42 are fluidically connected to the fuel jets of the associated combustion manifolds by means of the supply lines 43b. substance level 51 connected.
  • the fuel supply 37 also includes an annulus passage 40 from which supply lines 43a branch off, extending to the fuel nozzles of the associated fuel stage 49.
  • the two extending around the longitudinal axis 36 of the burner lance Ringraumpassagen 40 and 41 are thus arranged coaxially to each other.
  • the leading lines to ⁇ 43a are guided between two ring segments 42 therethrough.
  • the lance tip 35 also has a centrally extending in the burner ⁇ lance channel 48, having an emerging at the lance tip passage opening 50, with an ignition device (not shown) along the channel to the Wesentli ⁇ chen to the channel opening is arranged.
  • the lance tip 35 is region ⁇ surrounded by a heat shield 46, wherein the heat shield 46 is disposed at least around the nozzle surface 45 around and in the region of each fuel nozzle has an opening 47.
  • the heat shield 46 and the nozzle surface 45 are formed at least partially spaced from each other below the heat shield.
  • the lance tip 35 is formed together with the heat shield 46 as a one-piece component, wherein the component is produced by means of a 3-D Druckverfah ⁇ rens.
  • FIG. 4 shows a cross section through the lance tip 35 along the sectional plane IV of FIG. 3 in a schematic representation. From the extending into the interior of the lance tip 35 fuel supply system are shown the outer Ringraumpassage, which is divided at the level of the illustrated cross section in the ring segments 42, and the inner Ringraumpassage 40, branches 43a of the supply lines.
  • the supply lines 43a each supply a fuel nozzle of the inner annular space passage 40 gehö ⁇ cal fuel stage 49 with fuel.
  • the supply lines 43a are each passed between two ring segments 42. leads.
  • At the height of the illustrated cross section of the heat shield 46 extends in a circle around the lance tip 35 around.
  • FIG. 5 shows a top view of the lance tip 35 of FIG. 3 from the combustion chamber. It is the nozzle surface 45 is shown, which is formed according to the embodiment of the inven ⁇ tion truncated cone-shaped. In the region of the nozzle surface 45, fuel nozzles are arranged, wherein the fuel nozzles 54a belong to a first fuel stage 49 and the fuel nozzles 54b to a second fuel stage 51. Each of the two fuel stages 49 and 51 comprises three circularly arranged fuel nozzles, wherein the fuel nozzles of a fuel stage have a Winkelab ⁇ stand 55 of 120 degrees to each other.
  • FIG. 6 schematically shows the method according to the invention for operating a pilot burner of a gas turbine, the pilot burner being designed according to claim 11.
  • a method step 56 only one of the two fuel stages 49 or 51 of the burner lance 35 is operated in an operating state when starting the gas turbine, in a method step 57 in an operating state in the partial load operation of the gas turbine ⁇ only one of the two fuel stages 49 or 51 operated the burner lance and in a process step 58 who ⁇ both in an operating state in the full-load operation of the gas turbine both fuel stages 49 and 51 of the burner lance operated together ⁇ together .
  • both fuel stages 49 and 51 are operated together in a method step 56 in an operating state when starting the gas turbine, in a method step 57 in an operating state in the partial load operation of the gas turbine both fuel stages 49 and 51 are operated together and in one In step 58, only one of the two fuel stages 49 and 51 is operated in an operating state in the full- load operation of the gas turbine.

Abstract

The invention relates to a pilot burner with a burner lance (32) for a gas turbine, wherein the burner lance extends along a longitudinal axis (36) and has a lance tip (35) on one end on the combustion chamber side, wherein the lance tip (35) comprises a nozzle surface (45) and a number of fuel nozzles (54a, 54b) arranged in the region of the nozzle surface (45), and a fuel supply system (38) extends in the interior of the burner lance (32) to supply the fuel nozzles (54a, 54b) with fuel. To reduce the emission of pollutants during operation of the gas turbine, the fuel nozzles (54a, 54b) arranged in the region of the nozzle surface (45) are assigned to two different fuel stages (49, 51). The fuel supply system (38) of the burner lance (32) comprises a fuel feed (37, 39) for each of the two fuel stages (49, 51), which can be separately loaded with fuel, and is fluidically connected to the fuel nozzles (54a, 54b) of the respective fuel stage (49, 51).

Description

Beschreibung description
Brennerlanze für einen Pilotbrenner Die Erfindung bezieht sich auf einen Pilotbrenner mit einer Brennerlanze für eine Gasturbine. Die Brennerlanze erstreckt sich entlang einer Längsachse und weist an ihrem einen Ende brennkammerseitig eine Lanzen-Spitze auf, die eine Düsenflä¬ che und eine im Bereich der Düsenfläche angeordnete Anzahl von Brennstoff-Düsen umfasst. Zur Versorgung der Brennstoff- Düsen mit Brennstoff erstreckt sich im Inneren der Brennerlanze ein Brennstoff ersorgungssystem. Die Düsenfläche kann beispielsweise kegelstumpfmantelförmig ausgebildet sein. Die Brennerlanze ist üblicherweise zentral in dem Pilotbrenner angeordnet. Burner lance for a pilot burner The invention relates to a pilot burner with a burner lance for a gas turbine. The burner lance extending along a longitudinal axis and has at its one end on the combustion chamber side, a lance tip which comprises a Düsenflä ¬ surface and arranged in the region of the nozzle surface number of fuel nozzles. To supply the fuel nozzles with fuel extends inside the burner lance a fuel supply system. The nozzle surface may be formed, for example, truncated cone-shaped. The burner lance is usually arranged centrally in the pilot burner.
Die Brennerlanze dient der Erzeugung einer Diffusionsflamme. Hierbei wird der Brennstoff nicht vorab in einer Vormischpas- sage des Brenners mit Luft vorgemischt, sondern direkt in Richtung der Verbrennungszone in die Brennkammer eingeleitet. Die Brennstoff-Düsen der Brennerlanze können für gasförmigen oder flüssigen Brennstoff vorgesehen sein. In der Regel ist die Brennerlanze zum Betrieb mit dem flüssigen Brennstoff, beispielsweise Öl, vorgesehen. Das Öl strömt durch die Bren- nerlanze, tritt an ihrer Spitze durch mehrere Öldüsen an der Düsenfläche aus und wird zur Erzeugung einer stabilen Diffu¬ sionsflamme von den Düsen in Richtung einer Verbrennungszone in die Brennkammer gesprüht. Der Pilotbrenner umfasst häufig einen die Brennerlanze umgebenden Luftzufuhrkanal und kann weitere Ringraumpassagen aufweisen. Beispielsweise für gasförmigen Brennstoff. Der Pilotbrenner könnte aber beispiels¬ weise auch im Wesentlichen nur aus der Brennerlanze bestehen, die beispielsweise zentral in einem Hauptbrenner angeordnet ist . The burner lance serves to generate a diffusion flame. In this case, the fuel is not pre-mixed with air in a pre-mixing gas of the burner, but is introduced into the combustion chamber directly in the direction of the combustion zone. The fuel nozzles of the burner lance may be provided for gaseous or liquid fuel. As a rule, the burner lance is intended for operation with the liquid fuel, for example oil. The oil flows nerlanze by the burner, occurs at its tip by a plurality of oil jets at the nozzle surface, and is sprayed into the combustion chamber for generating a stable Diffu ¬ sion flame from the nozzle in the direction of a combustion zone. The pilot burner often includes a surrounding the burner lance air supply channel and may have further Ringraumpassagen. For example, for gaseous fuel. But the pilot burner could ¬ example, also essentially only of the burner lance consist, for example, is disposed centrally in a main burner.
Die Brennkammer einer Gasturbine umfasst mindestens eine Brenneranordnung, die mindestens einen Hauptbrenner aufweist. Die Brenneranordnung kann beispielsweise eine kreisförmige Anordnung der Hauptbrenner vorsehen. Es können auch mehrere konzentrisch zueinander angeordnete Kreise von Hauptbrennern von der Brenneranordnung umfasst sein. Da die Hauptbrenner zur Reduzierung von Schadstoffen oftmals Vormischpassagen zur Bereitstellung eines bereits vorgemischten Brennstoff-/Luft- Gemisches aufweisen und zum Minimieren des Schadstoffaussto¬ ßes häufig in einem Bereich des Mischungsverhältnisses von Luft zu Brennstoff betrieben wird, der ohne unterstützende Pilotflamme zu Flammeninstabilitäten führen könnte, umfasst die Brenneranordnung im Allgemeinen zentral einen Pilotbrenner. Es ist auch üblich, beispielsweise bei Ringbrennkammern, jeden der Hauptbrenner mit einem im Hauptbrenner zentral angeordneten Pilotbrenner auszustatten. Beispielsweise kann der Pilotbrenner auch nur aus der Brennerlanze bestehen. The combustion chamber of a gas turbine comprises at least one burner arrangement which has at least one main burner. The burner assembly may, for example, a circular Provide arrangement of the main burner. It is also possible for a plurality of concentrically arranged circles of main burners to be encompassed by the burner arrangement. Since the main burner for reducing pollutants often comprise Vormischpassagen for providing a pre-mixed fuel / air mixture and the Schadstoffaussto ¬ is SLI frequently operated in a range of the mixing ratio of air to fuel for minimizing which could lead without supporting pilot flame to flame instabilities For example, the burner assembly generally includes a pilot burner centrally. It is also common, for example in annular combustion chambers, to equip each of the main burners with a pilot burner arranged centrally in the main burner. For example, the pilot burner can only consist of the burner lance.
Der Pilotbrenner dient neben dem Anfahren der Gasturbine auch der Verbrennungsstabilisierung, insbesondere der Vormisch- flamme, im Teil- und Volllastbetrieb. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Pilotbrenner mit einer Brennerlanze für eine Gasturbine anzugeben, welche im Betrieb der Gasturbine eine Reduzierung von Schadstoff¬ emissionen ermöglicht. Die Aufgabe wird erfindungsgemäß bei einer Brennerlanze der eingangs genannten Art dadurch gelöst, dass die im Bereich der Düsenfläche angeordneten Brennstoff-Düsen zwei unterschiedlichen Brennstoff-Stufen zugeordnet sind und das BrennstoffVersorgungssystem der Brennerlanze für jede der beiden Stufen eine separat mit Brennstoff beaufschlagbare Brenn¬ stoffZuführung umfasst, welche fluidisch mit den Brennstoff- Düsen der jeweiligen Brennstoff-Stufe verbunden ist. In addition to starting the gas turbine, the pilot burner also serves to stabilize the combustion, in particular the premix flame, in partial and full load operation. The invention has for its object to provide a pilot burner with a burner lance for a gas turbine, which allows the operation of the gas turbine, a reduction of pollutant ¬ emissions. The object is achieved according to the invention in a burner lance of the type mentioned above in that the arranged in the nozzle surface fuel nozzles are assigned two different fuel levels and the fuel supply system of the burner lance for each of the two stages comprises a separately fuel acted upon fuel supply ¬ feed , which is fluidly connected to the fuel nozzles of the respective fuel stage.
Die Erfindung geht somit zur Reduzierung der Schadstoffemis- sionen nicht von einer weiteren Anpassung der Mischungsverhältnisse in den Vormischpassagen der Hauptbrenner aus, sondern ermöglicht erfindungsgemäß eine Reduzierung der Schad¬ stoffemissionen, die durch die Flamme des Pilotbrenners und durch die Flamme der Hauptbrenner entstehen. Die beiden Thus, the invention is not emissions from a further adjustment of the mixing ratios in the Vormischpassagen the main burner to reduce the pollutant emissions, but also allows the present invention to reduce the harmful emissions ¬ by the flame of the pilot burner and caused by the flame of the main burner. The two
Brennstoff-Stufen der Brennstoff-Düsen in der Brennerlanzen- Spitze lassen sich erfindungsgemäß mittels der separat mit Brennstoff beaufschlagbaren zwei BrennstoffZuführungen (die auch mit Brennstoffzufuhrsystemen bezeichnet werden können) getrennt oder zusammen betreiben. Durch die erfindungsgemäße mehrstufige Brennerlanze lässt sich der Betrieb des Pilot¬ brenners effizienter regeln, indem in mindestens einem ersten Betriebszustand der Gasturbine nur eine der beiden Brenner- stufen betrieben wird und in mindestens einem zweiten Betriebszustand der Gasturbine beide Brennerstufen zusammen be¬ trieben werden. Wird nur eine der beiden Brennstoff-Stufen betrieben, kann ein geringerer Brennstoffanteil diffusiv, also unvorgemischt , verbrannt werden, was sich in einer gerin- geren Schadstoffemission auswirkt. Durch das Zu- und Abschal¬ ten einer zweiten Stufe ist eine flexiblere Temperatursteue¬ rung der Flamme und damit ein kontrollierter Emissionsausstoß möglich. Der Betrieb der Brennerlanze mit nur einer Brennstoff-Stufe kann beispielsweise gewählt werden, wenn in dem jeweiligen Betriebszustand der Gasturbine die Hauptbrenner eine geringere Stabilisierung der Vormischflammen durch den Pilotbrenner benötigen. Dadurch ist ein effizienterer und Schadstoffärmerer Betrieb des Pilotbrenners ermöglicht. Ins¬ besondere können die beiden Brennstoff-Stufen auch mit Öl un- terschiedlicher Sättigung betrieben werden, so dass zusätzlich der Wechsel von einer Brennstoff-Stufe auf die andere eine zusätzliche Variation der Temperatur und Stärke der Pilotflamme ermöglicht. Die Erfindung ermöglicht zudem tiefere Teillastbereiche der Gasturbine zu realisieren, da in diesem Lastbereich beim Betreiben beider Brennstoff-Stufen der Brennerlanze durch die Hauptbrenner verursachte Schadstoffemissi¬ onen reduziert werden können und eine Flammenstabilisierung der Hauptbrenner ermöglicht wird. Der Begriff „Lanzen-Spitze" sei hinsichtlich der Form derAccording to the invention, fuel stages of the fuel nozzles in the burner lance tip can be separated or operated together by means of the two fuel feeds (which can also be designated as fuel supply systems) which can be charged separately with fuel. The inventive multi-stage burner lance, the operation of the pilot ¬ burner can be controlled more efficiently by only one of the two burner stages is operated in at least a first operating condition of the gas turbine and the two burner stages together be ¬ driven into at least a second operating condition of the gas turbine. If only one of the two fuel stages is operated, a lower proportion of fuel can be burned diffusively, ie unprepared, which results in a lower pollutant emission. By switching on and off ¬ th a second stage is a more flexible Temperatursteue ¬ tion of the flame and thus a controlled emission output possible. The operation of the burner lance with only one fuel stage can be selected, for example, if, in the respective operating state of the gas turbine, the main burners require less stabilization of the premix flames by the pilot burner. This allows a more efficient and pollutant-poor operation of the pilot burner. Ins ¬ particular can be operated un- saturation terschiedlicher the two fuel stages and with oil, so that in addition allows the change from one fuel to the other stage, an additional variation of the temperature and strength of the pilot flame. The invention also provides deeper part load regions of the gas turbine to realize, as in this load range caused by the main burner when operating both fuel levels of the burner lance Schadstoffemissi ¬ ones can be reduced and flame stabilization of the main burners is made possible. The term "lance tip" is in terms of the shape of the
Lanzen-Spitze nicht einschränkend zu verstehen. Die Lanzen- Spitze muss nicht zwingend eine zulaufende Form aufweisen. Im Allgemeinen handelt es sich bei der Lanzen-Spitze um ein se- parat gefertigtes Bauteil, welches an das brennkammerseitige Ende des Brennerlanzen-Körper angeordnet wird und Brennstoff- Düsen umfasst. Das Wort „Spitze" bezieht sich lediglich auf die Anordnung am Ende der Lanze. Die Lanzen-Spitze kann bei- spielsweise eine abgerundete Form aufweisen oder eine kegel- stumpfförmig zulaufende Spitze umfassen. Die Lanzen-Spitze kann auch zylinderförmig ausgebildet sein. Die Lanzen-Spitze kann zudem auch einstückig mit der Brennerlanze ausgebildet sein . Not to limit lance tip. The lance tip does not necessarily have a tapered shape. In general, the lance tip is a se- ready made component, which is arranged at the combustion chamber side end of the burner lance body and includes fuel nozzles. The term "tip" refers only to the arrangement at the end of the lance.The lance tip may, for example, have a rounded shape or comprise a tip that tapers in the shape of a truncated cone.The lance tip may also have a cylindrical shape. Tip can also be integrally formed with the burner lance.
Mit „Düsenfläche" ist ein Abschnitt der Lanzen-Spitze be¬ zeichnet, in dessen Bereich die Brennstoff-Düsen angeordnet sind. Die Düsenfläche kann beispielsweise ein konisch zulau¬ fender Abschnitt der Lanzen-Spitze sein oder beispielsweise ein abgerundeter Endbereich der Lanzen-Spitze. By "nozzle surface" is be ¬ oversubscribed, the fuel nozzles are arranged in the region of which a portion of the lance tip. The nozzle face may be, for example, a conically zulau ¬ fender portion of the lance tip or, for example, a rounded end region of the lance tip.
Die Brennerlanze weist eine langgestreckte Form auf mit einer Längsachse, die in Richtung der langgestreckten Form weist. Die Brennerlanze ist mit der Längsachse zentral in einem Brenner anordenbar, wobei die Lanzen-Spitze mit den Brennstoff-Düsen zur Brennkammer weist. The burner lance has an elongated shape with a longitudinal axis pointing in the direction of the elongate shape. The burner lance can be arranged centrally with the longitudinal axis in a burner, wherein the lance tip points with the fuel nozzles to the combustion chamber.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in der nachfolgenden Beschreibung und den Unteransprüchen angegeben, de- ren Merkmale einzeln und in beliebiger Kombination miteinander angewendet werden können. Advantageous embodiments of the invention are specified in the following description and the dependent claims, the features of which can be used individually and in any combination with each other.
Eine vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung kann vorsehen, dass die Düsenfläche kegelstumpfmantelförmig ausgebildet ist. An advantageous embodiment of the invention can provide that the nozzle surface is frustoconical.
Der Brennstoff lässt sich gemäß dieser Ausgestaltung der Erfindung auch bei senkrechtem Austritt aus der Brennstoff-Düse mit einer über die Düsenfläche konstanten Richtungskomponente zur Verbrennungszone hin aus der Brennerlanze ausdüsen. The fuel can be ejected according to this embodiment of the invention even with a vertical exit from the fuel nozzle with a constant over the nozzle surface direction component to the combustion zone out of the burner lance.
Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass die It can also be considered advantageous that the
Brennstoff-Düsen als Öl-Düsen für flüssigen Brennstoff ausgebildet sind und die Brennerlanze eine Öl-Lanze ist. Bei den Öl-Düsen kann es sich beispielsweise um sogenannte Druck-Drall-Düsen handeln. Fuel nozzles are designed as oil nozzles for liquid fuel and the burner lance is an oil lance. The oil nozzles may be, for example, so-called pressure-swirl nozzles.
Vorteilhafterweise kann weiter vorgesehen sein, dass jede der beiden Brennstoff-Stufen drei kreisförmig angeordnete Brennstoff-Düsen umfasst, wobei die Brennstoff-Düsen einer Stufe einen Winkelabstand von 120 Grad zueinander aufweisen. Advantageously, it can further be provided that each of the two fuel stages comprises three fuel nozzles arranged in a circle, wherein the fuel nozzles of one stage have an angular spacing of 120 degrees from each other.
Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass die It can also be considered advantageous that the
Brennstoff-Düsen der beiden Stufen auf einem gemeinsamenFuel nozzles of the two stages on a common
Kreis entlang der Düsenfläche angeordnet sind, wobei auf jede Brennstoff-Düse der einen Stufe eine Brennstoff-Düse der an¬ deren Stufe folgt. Diese Ausgestaltung der Erfindung ermöglicht, dass sich auch bei einem Hinzu- oder Abschalten einer Brennstoff-Stufe die Lage der Pilotflamme im Wesentlichen konstant halten lässt. Are arranged circle along the nozzle surface, wherein each fuel nozzle of a stage, a fuel nozzle follows the ¬ level. This embodiment of the invention makes it possible to keep the position of the pilot flame substantially constant even when adding or switching off a fuel stage.
Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung kann vorsehen, dass zwei um die Längsachse der Brennerlanze ver¬ laufende, koaxial zueinander angeordnete Ringraumpassagen in der Brennerlanze angeordnet sind, wobei die äußere Ringraum¬ passage mit einem äußeren Durchmesser von der BrennstoffZuführung der einen Brennstoff-Stufe umfasst ist und die innere Ringraumpassage mit einem inneren Durchmesser von der BrennstoffZuführung der anderen Brennstoff-Stufe umfasst ist. A further advantageous embodiment of the invention can provide that two about the longitudinal axis of the burner lance ver ¬ current, coaxially arranged annular chamber passages are arranged in the burner lance, the outer annular space ¬ passage is included having an outer diameter of the fuel supply of a fuel-stage and the inner annular space passage is included with an inner diameter of the fuel supply of the other fuel stage.
Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass eine der beiden Ringraumpassagen, bevorzugt die äußere Ringraumpassa- ge, in einem stromab gelegenen Bereich in Ringsegmente unterteilt ist, wobei von den Ringsegmenten jeweils eine Zufuhrleitung zu einer Brennstoff-Düse abzweigt, wobei die zu der anderen Brennstoff-Stufe gehörigen Brennstoff-Düsen über Zufuhrleitungen mit Brennstoff versorgt werden, die sich von der anderen Ringraumpassage zu den Brennstoff-Düsen erstrecken, wobei diese Zufuhrleitungen jeweils zwischen zwei Ringsegmenten hindurch geführt sind. Diese Ausgestaltung der Erfindung eignet sich besonders für eine Anordnung der Brennstoff-Düsen der beiden Brennstoff- Stufen, die auf einem gemeinsamen Kreis entlang der Düsenfläche angeordnet sind. It can also be considered advantageous that one of the two annular space passages, preferably the outer ring volume passage, is subdivided into ring segments in a downstream area, wherein in each case one supply line branches off from the ring segments to a fuel nozzle, the one to the other Fuel stage associated fuel nozzles are supplied via supply lines with fuel, extending from the other annular chamber passage to the fuel nozzles, said supply lines are each passed between two ring segments. This embodiment of the invention is particularly suitable for an arrangement of the fuel nozzles of the two fuel stages, which are arranged on a common circle along the nozzle surface.
Weiter kann vorteilhaft vorgesehen sein, dass ein zentral in der Brennerlanze verlaufender Kanal mit einer an der Lanzen- Spitze austretenden Kanalöffnung vorgesehen ist, wobei sich eine Zündvorrichtung entlang des Kanals bis im Wesentlichen zur Kanalöffnung erstreckt. Furthermore, it can be advantageously provided that a channel extending centrally in the burner lance is provided with a channel opening exiting at the lance tip, an ignition device extending along the channel substantially up to the channel opening.
Die Zündvorrichtung dient dem Zünden der Pilotflamme. The ignition device serves to ignite the pilot flame.
Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass die Lan- zen-Spitze zumindest bereichsweise von einem Hitzeschild um¬ geben ist, wobei der Hitzeschild mindestens um die Düsenflä¬ che herum angeordnet ist und im Bereich jeder Brennstoff-Düse eine Öffnung aufweist, wobei zur Führung von Kühlfluid unter¬ halb des Hitzeschildes das Hitzeschild und die Düsenfläche zumindest bereichsweise voneinander beabstandet ausgebildet sind . It can also be regarded as advantageous that the LAN zen tip is at least give some areas of a heat shield to ¬, wherein the heat shield is arranged at least around the Düsenflä ¬ che around and has an opening in the area of each fuel nozzle, wherein the Guide the cooling fluid under ¬ half of the heat shield, the heat shield and the nozzle surface are formed at least partially spaced from each other.
Die Brennerlanze ist hohen Temperaturen ausgesetzt, insbeson¬ dere an der Lanzen-Spitze. Aus diesem Grund kann es vorteil- haft sein, die Lanzen-Spitze durch einen Hitzeschild gegen die Verbrennungszone abzuschirmen. Der Hitzeschild kann aus einem hochtemperaturfesten Material bestehen. Die Anordnung des Hitzeschilds ermöglicht es, die Lanzen-Spitze aus einem weniger hochtemperaturfesten Material zu fertigen (geringere Herstellungskosten) . Auch kann der Hitzeschild zusätzlich gekühlt werden. Hierzu ist der Hitzeschild und die Düsenfläche zumindest bereichsweise voneinander beabstandet angeordnet, so dass mindestens ein Strömungskanal für Kühlfluid zwischen dem Hitzeschild und der Lanzen-Spitze ausgebildet ist. The burner lance is exposed to high temperatures, insbeson ¬ particular at the lance tip. For this reason, it may be advantageous to shield the lance tip by a heat shield against the combustion zone. The heat shield can be made of a high temperature resistant material. The arrangement of the heat shield makes it possible to produce the lance tip of a less high temperature resistant material (lower production costs). Also, the heat shield can be additionally cooled. For this purpose, the heat shield and the nozzle surface is at least partially spaced from each other, so that at least one flow channel for cooling fluid between the heat shield and the lance tip is formed.
Beispielsweise können in die Unterseite des HitzeschildesFor example, in the bottom of the heat shield
Strömungskanäle eingebracht sein, so dass die Bereiche zwi¬ schen den Strömungskanälen auf der Lanzen-Spitze aufliegen. Um ein Abfallen des Hitzeschildes zu vermeiden, kann die Lanzen-Spitze zusätzlich eine Verlier-Sicherung für den Hitzeschild umfassen. Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass die Lanzen-Spitze, insbesondere die Lanzen-Spitze zusammen mit einem zumindest die Düsenfläche umgebenden Hitzeschild, als ein einstückiges Bauteil ausgebildet ist, wobei das Bauteil mit¬ tels eines 3-D Druckverfahrens hergestellt ist. Be introduced flow channels, so that the areas between ¬ rule the flow channels on the lance tip. In addition, to avoid falling of the heat shield, the lance tip may include a loss shield for the heat shield. It can also be regarded as advantageous that the lance tip, especially the lance tip surrounding together with at least the nozzle face of the heat shield as a one-piece component is formed, wherein the component is manufactured with ¬ means of a 3-D printing process.
Diese Ausgestaltung der Erfindung ermöglicht es, die erfindungsgemäße Lanzen-Spitze mit ihrem gegenüber dem Stand der Technik komplexeren BrennstoffVersorgungssystem zu vertretbaren Kosten herzustellen. Aufgrund des komplexeren Aufbaus der erfindungsgemäßen Lanzen-Spitze sind mehr Einzelteile anei¬ nander anzulöten bzw. anzuschweißen, wobei die Einhaltung der maximal zulässigen Toleranzen der einzelnen Bauteile durch den komplexeren Aufbau schwieriger wird. Diese Probleme werden durch die Herstellung der Lanzen-Spitze mittels 3-D Druck als einstückiges Bauteil umgangen. Die erfindungsgemäße Aus¬ gestaltung hat den weiteren Vorteil, dass - sofern ein Hitzeschild an der Lanzen-Spitze vorgesehen ist - die Kühlung des Hitzeschildes mittels komplexerer Kühlkanäle realisiert wer¬ den kann, da ein im 3-D Druck hergestelltes Bauteil bei glei- chen Herstellungskosten eine wesentlich komplexere Kühlkanalstruktur aufweisen kann. Auch ist ein aufwendiges Anbringen und Sichern des Hitzeschilds an der Lanzen-Spitze gemäß der Ausgestaltung der Erfindung nicht mehr notwendig. Bei dem 3-D Druck Verfahren kann es sich um das sogenannte „selective la- ser melting" Verfahren handeln (SLM Verfahren) , welches sich mit „Selektives Laser-Schmelz-Verfahren" übersetzen lässt. Dieses 3-D Druck Verfahren ist bekannt. This embodiment of the invention makes it possible to produce the lance tip according to the invention with its costs compared to the prior art more complex fuel supply system at a reasonable cost. Due to the complex structure of the lance tip of the invention more items are to be soldered or to weld Anei ¬ Nander, wherein compliance with the maximum allowable tolerances of the individual components due to the complex structure is difficult. These problems are circumvented by the production of the lance tip by means of 3-D pressure as a one-piece component. The Aus¬ design according to the invention has the further advantage that - if a heat shield is provided on the lance tip - the cooling of the heat shield realized by means of complex cooling channels ¬ who can, since a manufactured in 3-D printing component at the same manufacturing costs may have a much more complex cooling channel structure. Also, an expensive attaching and securing the heat shield on the lance tip according to the embodiment of the invention is no longer necessary. The 3-D printing process can be the so-called "selective laser melting" process (SLM process), which can be translated as "selective laser melting process". This 3-D printing process is known.
Weitere zweckmäßige Ausgestaltungen und Vorteile der Erfin- dung sind Gegenstand der Beschreibung von Ausführungsbeispie¬ len der Erfindung unter Bezug auf die Figur der Zeichnung, wobei gleiche Bezugszeichen auf gleich wirkende Bauteile ver¬ weisen . Dabei zeigt die Further expedient configurations and advantages of the invention are the subject of the description of Ausführungsbeispie ¬ len of the invention with reference to the figure of the drawing, wherein like reference symbols refer to identically acting components ver ¬. It shows the
Fig.l eine Gasturbine nach dem Stand der Technik in einem Fig.l a gas turbine according to the prior art in one
Längsschnitt in einer schematischen Darstellung,  Longitudinal section in a schematic representation,
Fig.2 schematisch eine Gasturbine mit einer Brennkammer nach dem Stand der Technik in einem Längsschnitt, 2 schematically shows a gas turbine with a combustion chamber according to the prior art in a longitudinal section,
Fig.3 Teil einer Brennerlanze gemäß einem ersten Ausfüh- rungsbeispiel der Erfindung in einem Längsschnitt in schematischer Darstellung, 3 part of a burner lance according to a first embodiment of the invention in a longitudinal section in a schematic representation,
Fig.4 ein Querschnitt der in Fig. 3 dargestellten Lanzen-4 shows a cross-section of the lancing device shown in FIG.
Spitze entlang der Ebene IV in schematischer Dar- Stellung, und Point along the plane IV in a schematic representation, and
Fig.5 eine Draufsicht der in Fig. 3 dargestellten Lanzen-5 is a plan view of the lance shown in FIG.
Spitze mit Blick auf die Düsenfläche, Fig.6 schematisch ein Verfahren zum Betreiben eines Pilotbrenners gemäß einem Ausführungsbeispiel der Er¬ findung . Tip facing the nozzle face, Figure 6 schematically illustrates a method of operating a pilot burner according to an embodiment of the He ¬ invention.
Die Figur 1 zeigt eine Schnittansicht einer Gasturbine 1 nach dem Stand der Technik in schematisch vereinfachter Darstellung. Die Gasturbine 1 weist in ihrem Inneren einen um eine Rotationsachse 2 drehgelagerten Rotor 3 mit einer Welle 4 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 3 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 6, ein Verdich- ter 8, ein Verbrennungssystem 9 mit einer Anzahl an Brennkammern 10, die jeweils eine Brenneranordnung 11 mit mindestens einem Brenner, ein BrennstoffVersorgungssystem für die Brenner (nicht dargestellt) und ein Brennkammergehäuse 12 umfas¬ sen, eine Turbine 14 und ein Abgasgehäuse 15. Die Brennkam- mern 10 können beispielsweise ringförmig an dem Turbineneintritt angeordnet sind. Das Verbrennungssystem 9 mündet am Turbineneintritt in einen ringförmigen Heißgaskanal, durch den das heiße Arbeitsgas des Verbrennungssystems auf die hintereinander geschalteten Turbinenstufen der Turbine 14 strömt. Jede Turbinenstufe ist aus Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung des Arbeitsgases gesehen folgt im Heißkanal einer aus Leitschaufeln 17 gebildeten Reihe eine aus Laufschaufeln 18 gebildete Reihe. Die Leitschaufeln 17 sind dabei an einem Innengehäuse eines 1 shows a sectional view of a gas turbine 1 according to the prior art in a schematically simplified representation. The gas turbine 1 has in its interior a rotatably mounted about a rotation axis 2 rotor 3 with a shaft 4, which is also referred to as a turbine runner. Along the rotor 3 follow one another an intake housing 6, a compressor 8, a combustion system 9 with a number of combustion chambers 10, each comprising a burner arrangement 11 with at least one burner, a fuel supply system for the burners (not shown) and a combustion chamber housing 12 ¬ sen, a turbine 14 and an exhaust housing 15. The combustion chambers 10 may, for example, are arranged annularly on the turbine inlet. The combustion system 9 opens at the turbine inlet into an annular hot gas channel, through which the hot working gas of the combustion system flows to the turbine stages of the turbine 14 connected in series. Each turbine stage is formed of blade rings. Viewed in the flow direction of the working gas follows in the hot runner of a row formed by vanes 17 a row formed of blades 18. The vanes 17 are on an inner housing of a
Stators 19 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 18 einer Reihe beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe am Rotor 3 angebracht sind. An dem Rotor 3 angekoppelt ist beispielswei¬ se ein Generator (nicht dargestellt) . Stators 19 attached, whereas the blades 18 are mounted in a row, for example by means of a turbine disk on the rotor 3. Coupled to the rotor 3 is beispielswei ¬ se a generator (not shown).
Während des Betriebes der Gasturbine wird vom Verdichter 8 durch das Ansauggehäuse 6 Luft angesaugt und verdichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 8 bereitgestellte Verdichterluft L" wird entlang eines Brennerplenums 7 zu dem Verbrennungssystem 9 geführt und dort in die Brenneranordnung 11 geleitet und in den Brennern der Brenneranordnung mit Brennstoff vermischt und/oder im Austrittsbereich der Brenner mit Brennstoff angereichert. Brennstoffzuführsysteme versor¬ gen die Brenner hierbei mit Brennstoff. Das Gemisch bzw. die Verdichterluft L" und der Brennstoff werden von den Brennern in die Brennkammer 10 eingeleitet und verbrennen unter Bildung eines heißen Arbeitsgasstromes in einer Verbrennungszone innerhalb des Brennkammergehäuses 12 der Brennkammer. Von dort strömt der Arbeitsgasstrom entlang des Heißgaskanals an den Leitschaufeln 17 und den Laufschaufeln 18 vorbei. An den Laufschaufeln 18 entspannt sich der Arbeitsgasstrom impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 18 den Rotor 3 antrei¬ ben und dieser den an ihn angekoppelten Generator (nicht dargestellt) . During operation of the gas turbine, air is sucked in and compressed by the compressor 8 through the intake housing 6. The compressor air L "provided at the turbine-side end of the compressor 8 is guided along a burner plenum 7 to the combustion system 9 where it is passed into the burner assembly 11 and mixed with fuel in the burners of the burner assembly and / or fuel-enriched in the burner discharge region ¬ the burner gen case with fuel. the mixture or the compressor air L "and the fuel are introduced from the burners into the combustion chamber 10 and burned to form a hot working gas stream in a combustion zone within the combustor housing 12 of the combustion chamber. From there, the working gas stream flows along the hot gas channel past the guide vanes 17 and the rotor blades 18. At the rotor blades 18, the working gas flow relaxed transferring its momentum, so that the blades 18 of the rotor 3 antrei ¬ ben and that the generator coupled to it (not shown).
Die Figur 2 zeigt eine Gasturbine 1 des Standes der Technik in einer weniger stark schematisch vereinfachten Darstellung. Die Gasturbine 1 umfasst eine Rohrbrennkammer 22, die an ih¬ rem stromauf gelegenen Kopfende eine Brenneranordnung 11 aufweist. Der Heißgaspfad der Rohrbrennkammer 22 ist von einer Brennkammerwand 24 umschlossen, welche sich aus einem Flammrohr 20 und einem Übergangsstück 21 zusammensetzt. Das Übergangsstück 21 erstreckt sich bis zu einem Turbineneintritt 23. Die von dem Verdichter 8 verdichtete Luft L" strömt durch das Plenum 7 zu der Brenneranordnung 11 und tritt durch die Brenner der Brenneranordnung 11 in die Brennkammer 22 ein. Die Brenneranordnung 11 weist eine kreisförmige Anordnung an Hauptbrennern 28 auf. In der Mitte der kreisförmigen Anordnung ist ein Pilotbrenner 30 angeordnet. In dem Pilotbrenner verläuft zentral eine Brennerlanze 32, welche mit ihrer FIG. 2 shows a prior art gas turbine 1 in a less schematically simplified representation. The gas turbine 1 includes a combustor 22 having at ih ¬ rem upstream head end of a burner arrangement. 11 The hot gas path of the tube combustion chamber 22 is of a Combined combustion chamber wall 24, which is composed of a flame tube 20 and a transition piece 21. The transition piece 21 extends to a turbine inlet 23. The air L "compressed by the compressor 8 flows through the plenum 7 to the burner assembly 11 and enters the combustion chamber 22 through the burners of the burner assembly 11. The burner assembly 11 has a circular arrangement to main burners 28. A pilot burner 30 is arranged in the middle of the circular arrangement, in the center of which there is a burner lance 32 extending in the pilot burner
Längsachse in Richtung einer Verbrennungszone 34 der Brenn¬ kammer 22 weist. Das brennkammerseitige Ende der Brennerlanze 32 umfasst eine Lanzen-Spitze, die sich auf Höhe eines Pilot¬ konus des Pilotbrenners in die Brennkammer öffnet. Longitudinal axis in the direction of a combustion zone 34 of the combustion ¬ chamber 22 has. The combustion chamber-side end of the burner lance 32 includes a lance tip which opens at the level of a pilot ¬ cone of the pilot burner in the combustion chamber.
Die Fig. 3 zeigt einen Teil der Brennerlanze 32, insbesondere die Lanzen-Spitze 35 gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung in einem Längsschnitt in schematischer Darstellung. Die Lanzen-Spitze 35 erstreckt sich in Richtung einer Längsachse 36 der Brennerlanze 32, an deren brennkammerseiti- gen Ende die Lanzen-Spitze 35 angeordnet ist. Die Lanzen- Spitze 35 weist im Bereich ihrer stromauf gelegenen Seite ei¬ ne im Wesentlichen zylindrische Form auf, die in Strömungs¬ richtung 52 im Bereich einer Düsenfläche 45 konisch zuläuft. Im Bereich der Düsenfläche 45 sind Aufnahmen 44 für Brennstoff-Düsen vorgesehen. Die Brennstoff-Düsen (nicht dargestellt) werden in die Aufnahmen 44 beispielsweise eingelötet. Ein BrennstoffVersorgungssystem 38 erstreckt sich im Inneren der Brennerlanze 32 bis hin zur Lanzen-Spitze 35 zur Versor- gung dieser Brennstoff-Düsen . Die Brennstoff-Düsen im Bereich der Düsenfläche 45 sind zwei unterschiedlichen Brennstoff- Stufen 49, 51 zugeordnet, wobei jede der beiden Brennstoff- Stufen 49, 51 eine separat mit Brennstoff beaufschlagbare BrennstoffZuführung 37 und 39 umfasst. Die Brennstoffzufüh- rung 39 umfasst eine Ringraumpassage 41 mit einem äußerenFig. 3 shows a part of the burner lance 32, in particular the lance tip 35 according to a first embodiment of the invention in a longitudinal section in a schematic representation. The lance tip 35 extends in the direction of a longitudinal axis 36 of the burner lance 32, at the firing chamber side end of which the lance tip 35 is arranged. The lance tip 35 has in the area of its upstream side to ei ¬ ne substantially cylindrical shape, which tapers in flow direction ¬ 52 in the region of a nozzle surface 45 conical. In the area of the nozzle surface 45 receptacles 44 are provided for fuel nozzles. The fuel nozzles (not shown) are soldered into the receptacles 44, for example. A fuel supply system 38 extends in the interior of the burner lance 32 as far as the lance tip 35 for supplying these fuel nozzles. The fuel nozzles in the region of the nozzle surface 45 are assigned to two different fuel stages 49, 51, wherein each of the two fuel stages 49, 51 comprises a fuel supply 37 and 39 that can be acted upon separately with fuel. The fuel supply 39 comprises a ring chamber passage 41 with an outer ring
Durchmesser, welche sich stromab in Ringsegmente 42 aufteilt. Die Ringsegmente 42 sind mittels der Zufuhrleitungen 43b fluidisch mit den Brennstoff-Düsen der zugehörigen Brenn- stoff-Stufe 51 verbunden. Die BrennstoffZuführung 37 umfasst ebenfalls eine Ringraumpassage 40, von der Zufuhrleitungen 43a abzweigen, die sich bis zu den Brennstoff-Düsen der zugehörigen Brennstoff-Stufe 49 erstrecken. Die beiden um die Längsachse 36 der Brennerlanze verlaufenden Ringraumpassagen 40 und 41 sind somit koaxial zueinander angeordnet. Die Zu¬ fuhrleitungen 43a sind jeweils zwischen zwei Ringsegmenten 42 hindurch geführt. Diameter, which divides downstream in ring segments 42. The ring segments 42 are fluidically connected to the fuel jets of the associated combustion manifolds by means of the supply lines 43b. substance level 51 connected. The fuel supply 37 also includes an annulus passage 40 from which supply lines 43a branch off, extending to the fuel nozzles of the associated fuel stage 49. The two extending around the longitudinal axis 36 of the burner lance Ringraumpassagen 40 and 41 are thus arranged coaxially to each other. The leading lines to ¬ 43a are guided between two ring segments 42 therethrough.
Die Lanzen-Spitze 35 weist auch einen zentral in der Brenner¬ lanze verlaufenden Kanal 48 auf, mit einer an der Lanzen- Spitze austretenden Kanalöffnung 50, wobei eine Zündvorrichtung (nicht dargestellt) entlang des Kanals bis im Wesentli¬ chen zur Kanalöffnung anordenbar ist. The lance tip 35 also has a centrally extending in the burner ¬ lance channel 48, having an emerging at the lance tip passage opening 50, with an ignition device (not shown) along the channel to the Wesentli ¬ chen to the channel opening is arranged.
Zum Schutz vor Heißgasen ist die Lanzen-Spitze 35 bereichs¬ weise von einem Hitzeschild 46 umgeben, wobei der Hitzeschild 46 mindestens um die Düsenfläche 45 herum angeordnet ist und im Bereich jeder Brennstoff-Düse eine Öffnung 47 aufweist. Zur Führung von Kühlfluid ist unterhalb des Hitzeschildes das Hitzeschild 46 und die Düsenfläche 45 zumindest bereichsweise voneinander beabstandet ausgebildet. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist die Lanzen-Spitze 35 zusammen mit dem Hitzeschild 46 als ein einstückiges Bauteil ausgebildet, wobei das Bauteil mittels eines 3-D Druckverfah¬ rens hergestellt ist. For protection against hot gases, the lance tip 35 is region ¬ surrounded by a heat shield 46, wherein the heat shield 46 is disposed at least around the nozzle surface 45 around and in the region of each fuel nozzle has an opening 47. To guide cooling fluid, the heat shield 46 and the nozzle surface 45 are formed at least partially spaced from each other below the heat shield. In the illustrated embodiment of the invention, the lance tip 35 is formed together with the heat shield 46 as a one-piece component, wherein the component is produced by means of a 3-D Druckverfah ¬ rens.
Die Figur 4 zeigt einen Querschnitt durch die Lanzen-Spitze 35 entlang der Schnittebene IV der Fig. 3 in einer schemati- sehen Darstellung. Von dem sich bis in das Innere der Lanzen- Spitze 35 erstreckenden BrennstoffVersorgungssystems sind dargestellt die äußere Ringraumpassage, welche auf Höhe des dargestellten Querschnitts in die Ringsegmente 42 aufgeteilt ist, und die innere Ringraumpassage 40, von der Zufuhrleitun- gen 43a abzweigen. Die Zufuhrleitungen 43a versorgen jeweils eine Brennstoff-Düse der zur inneren Ringraumpassage 40 gehö¬ rigen Brennstoff-Stufe 49 mit Brennstoff. Die Zufuhrleitungen 43a sind jeweils zwischen zwei Ringsegmenten 42 hindurch ge- führt. Auf Höhe des dargestellten Querschnitts verläuft der Hitzeschild 46 kreisförmig um die Lanzen-Spitze 35 herum. FIG. 4 shows a cross section through the lance tip 35 along the sectional plane IV of FIG. 3 in a schematic representation. From the extending into the interior of the lance tip 35 fuel supply system are shown the outer Ringraumpassage, which is divided at the level of the illustrated cross section in the ring segments 42, and the inner Ringraumpassage 40, branches 43a of the supply lines. The supply lines 43a each supply a fuel nozzle of the inner annular space passage 40 gehö ¬ cal fuel stage 49 with fuel. The supply lines 43a are each passed between two ring segments 42. leads. At the height of the illustrated cross section of the heat shield 46 extends in a circle around the lance tip 35 around.
Die Figur 5 zeigt von der Brennkammer aus eine Draufsicht auf die Lanzen-Spitze 35 der Fig.3. Es ist die Düsenfläche 45 dargestellt, welche gemäß dem Ausführungsbeispiel der Erfin¬ dung kegelstumpfmantelförmig ausgebildet ist. Im Bereich der Düsenfläche 45 sind Brennstoff-Düsen angeordnet, wobei die Brennstoff-Düsen 54a zu einer ersten Brennstoff-Stufe 49 ge- hören und die Brennstoff-Düsen 54b zu einer zweiten Brennstoff-Stufe 51. Jede der beiden Brennstoff-Stufen 49 und 51 umfasst drei kreisförmig angeordnete Brennstoff-Düsen, wobei die Brennstoff-Düsen einer Brennstoff-Stufe einen Winkelab¬ stand 55 von 120 Grad zueinander aufweisen. Die Brennstoff- Düsen der beiden Brennstoff-Stufen 49, 51 sind auf einem gemeinsamen Kreis entlang der Düsenfläche 45 angeordnet, wobei auf jede Brennstoff-Düse 54a der einen Brennstoff-Stufe eine Brennstoff-Düse 54b der anderen Brennstoff-Stufe folgt. Die Figur 6 zeigt schematisch das erfindungsgemäße Verfahren zum Betreiben eines Pilotbrenners einer Gasturbine, wobei der Pilotbrenner nach Anspruch 11 ausgebildet ist. In einem Verfahrensschritt 56 wird in einem Betriebszustand beim Anfahren der Gasturbine nur eine der beiden Brennstoff-Stufen 49 oder 51 der Brennerlanze 35 betrieben, in einem Verfahrensschritt 57 wird in einem Betriebszustand im Teillastbetrieb der Gas¬ turbine nur eine der beiden Brennstoff-Stufen 49 oder 51 der Brennerlanze betrieben und in einem Verfahrensschritt 58 wer¬ den in einem Betriebszustand im Volllast-Betrieb der Gastur- bine beide Brennstoff-Stufen 49 und 51 der Brennerlanze zu¬ sammen betrieben. FIG. 5 shows a top view of the lance tip 35 of FIG. 3 from the combustion chamber. It is the nozzle surface 45 is shown, which is formed according to the embodiment of the inven ¬ tion truncated cone-shaped. In the region of the nozzle surface 45, fuel nozzles are arranged, wherein the fuel nozzles 54a belong to a first fuel stage 49 and the fuel nozzles 54b to a second fuel stage 51. Each of the two fuel stages 49 and 51 comprises three circularly arranged fuel nozzles, wherein the fuel nozzles of a fuel stage have a Winkelab ¬ stand 55 of 120 degrees to each other. The fuel nozzles of the two fuel stages 49, 51 are arranged on a common circle along the nozzle surface 45, wherein each fuel nozzle 54a of the one fuel stage is followed by a fuel nozzle 54b of the other fuel stage. FIG. 6 schematically shows the method according to the invention for operating a pilot burner of a gas turbine, the pilot burner being designed according to claim 11. In a method step 56, only one of the two fuel stages 49 or 51 of the burner lance 35 is operated in an operating state when starting the gas turbine, in a method step 57 in an operating state in the partial load operation of the gas turbine ¬ only one of the two fuel stages 49 or 51 operated the burner lance and in a process step 58 who ¬ both in an operating state in the full-load operation of the gas turbine both fuel stages 49 and 51 of the burner lance operated together ¬ together .
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung werden in einem Verfahrensschritt 56 in einem Betriebszustand beim Anfahren der Gasturbine beide Brennstoff-Stufen 49 und 51 zusammen betrieben, in einem Verfahrensschritt 57 werden in einem Betriebszustand im Teillastbetrieb der Gasturbine beide Brennstoff-Stufen 49 und 51 zusammen betrieben und in einem Verfahrensschritt 58 wird in einem Betriebszustand im Voll¬ last-Betrieb der Gasturbine nur eine der beiden Brennstoff- Stufen 49 und 51 betrieben. According to a further embodiment of the invention, both fuel stages 49 and 51 are operated together in a method step 56 in an operating state when starting the gas turbine, in a method step 57 in an operating state in the partial load operation of the gas turbine both fuel stages 49 and 51 are operated together and in one In step 58, only one of the two fuel stages 49 and 51 is operated in an operating state in the full- load operation of the gas turbine.

Claims

Patentansprüche claims
1. Brennerlanze (32) für einen Pilotbrenner (30) einer Gasturbine ( 1 ) , A burner lance (32) for a pilot burner (30) of a gas turbine (1),
welche sich entlang einer Längsachse (36) erstreckt und an ihrem einen Ende brennkammerseitig eine Lanzen-Spitze (35) aufweist, wobei die Lanzen-Spitze eine Düsenfläche (45) und eine im Bereich der Düsenfläche (45) angeordnete Anzahl von Brennstoff-Düsen (54a, 54b) umfasst, wobei sich im Inneren der Brennerlanze (32) zur Versorgung der Brennstoff-Düsen (54a, 54b) mit Brennstoff ein BrennstoffVersorgungssystem (38) erstreckt, which extends along a longitudinal axis (36) and has a lance tip (35) at its one end on the combustion chamber side, the lance tip having a nozzle surface (45) and a number of fuel nozzles (45) arranged in the region of the nozzle surface (45). 54a, 54b), wherein a fuel supply system (38) extends inside the burner lance (32) for supplying the fuel nozzles (54a, 54b) with fuel,
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 im Bereich der Düsenfläche (45) angeordneten Brennstoff- Düsen (54a, 54b) zwei unterschiedlichen Brennstoff-StufenFor example, the fuel nozzles (54a, 54b) arranged in the region of the nozzle surface (45) have two different fuel stages
(49, 51) zugeordnet sind und das BrennstoffVersorgungssystem der Brennerlanze (32) für jede der beiden Brennstoff-Stufen (49, 51) eine separat mit Brennstoff beaufschlagbare Brenn¬ stoffZuführung (37, 39) umfasst, welche fluidisch mit den Brennstoff-Düsen (54a, 54b) der Brennstoff-Stufe (49, 51) verbunden ist. (49, 51) are associated, and the fuel supply system of the burner lance (32) for each of the two fuel stages (49, 51) has a separately pressurizable with fuel combustion ¬ fuel supply (37, 39) which fluidly (with the fuel nozzle 54a, 54b) of the fuel stage (49, 51) is connected.
2. Brennerlanze (32) nach Anspruch 1, 2. burner lance (32) 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 die Düsenfläche (45) kegelstumpfmantelförmig ausgebildet ist. The nozzle surface (45) is formed in the shape of a truncated cone in the form of a nozzle.
3. Brennerlanze (32) nach Anspruch 1 oder 2, 3. burner lance (32) according to claim 1 or 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 die Brennstoff-Düsen (54a, 54b) als Öl-Düsen für flüssigen Brennstoff ausgebildet sind und die Brennerlanze (32) eine Öl-Lanze ist. That is, the fuel nozzles (54a, 54b) are formed as liquid fuel oil nozzles, and the burner lance (32) is an oil lance.
4. Brennerlanze (32) 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 jede der beiden Brennstoff-Stufen (49, 51) drei kreisförmig angeordnete Brennstoff-Düsen (54a, 54b) umfasst, wobei die Brennstoff-Düsen (54a, 54b) einer Brennstoff-Stufe (49, 51) einen Winkelabstand (55) von 120 Grad zueinander aufweisen. 4. burner lance (32) according to one of claims 1 to 3, characterized in that each of the two fuel stages (49, 51) comprises three circularly arranged fuel nozzles (54a, 54b), wherein the fuel nozzles (54a, 54b ) of a fuel stage (49, 51) at an angular distance (55) of 120 degrees to each other.
5. Brennerlanze (32) nach einem der Ansprüche 2 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 die Brennstoff-Düsen (54a, 54b) der beiden Brennstoff-Stufen (49, 51) auf einem gemeinsamen Kreis entlang der Düsenfläche (45) angeordnet sind, wobei auf jede Brennstoff-Düse (54b) der einen Brennstoff-Stufe (51) eine Brennstoff-Düse (54a) der anderen Brennstoff-Stufe (49) folgt. 5. burner lance (32) according to one of claims 2 to 4, characterized in that the fuel nozzles (54a, 54b) of the two fuel stages (49, 51) are arranged on a common circle along the nozzle surface (45), wherein each fuel nozzle (54b) of one fuel stage (51) is followed by a fuel nozzle (54a) of the other fuel stage (49).
6. Brennerlanze (32) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, 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 zwei um die Längsachse der Brennerlanze (32) verlaufende, ko¬ axial zueinander angeordnete Ringraumpassagen (40, 41) in der Brennerlanze (32) angeordnet sind, wobei die äußere Ringraum¬ passage (41) mit einem äußeren Durchmesser von der Brenn- stoffZuführung (39) der einen Brennstoff-Stufe (51) umfasst ist und die innere Ringraumpassage (40) mit einem inneren Durchmesser von der BrennstoffZuführung (37) der anderen Brennstoff-Stufe (49) umfasst ist. 6. burner lance (32) according to one of claims 1 to 5, characterized in that two about the longitudinal axis of the burner lance (32) extending, ¬ axially arranged mutually annular ring passages (40, 41) in the burner lance (32) are arranged, wherein the outer annulus ¬ passage (41) is included having an outer diameter of the fuel feed (39) of a fuel-stage (51) and the inner annulus passage (40) having an inner diameter of the fuel feed (37) of the other fuel Stage (49) is included.
7. Brennerlanze (32) nach Anspruch 6, 7. burner lance (32) according to claim 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 eine der beiden Ringraumpassagen (40, 41), bevorzugt die äußere Ringraumpassage (41), in einem stromab gelegenen Bereich in Ringsegmente (42) unterteilt ist, wobei von den Ringseg- menten (42) jeweils eine Zufuhrleitung (43b) zu einer Brennstoff-Düse (54b) abzweigt, wobei die zu der anderen Brenn¬ stoff-Stufe (49) gehörigen Brennstoff-Düsen (54a) über Zufuhrleitungen (43a) mit Brennstoff versorgt werden, die sich von der anderen Ringraumpassage (40) zu den Brennstoff-Düsen (54a, 54b) erstrecken, wobei diese Zufuhrleitungen (43a) je¬ weils zwischen zwei Ringsegmenten (42) hindurch geführt sind. characterized in that one of the two annular chamber passages (40, 41), preferably the outer annular chamber passage (41), in a downstream region in ring segments (42) is divided, wherein of the Ringseg- elements (42) each have a supply line (43b) a fuel nozzle (54b) branches off, wherein the fuel to the other fuel stage ¬ (49) associated fuel nozzles (54a) via supply lines (43a) are supplied with fuel extending from the other annular chamber passage (40) to the fuel nozzles (54a, 54b), wherein said feed lines (43a) each ¬ between two ring segments (42) are weils guided.
8. Brennerlanze (32) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, g e k e n n z e i c h n e t d u r c h 8. burner lance (32) according to any one of the preceding claims, g e n e c e n e d d e r c h
einen zentral in der Brennerlanze (32) verlaufenden Kanala channel extending centrally in the burner lance (32)
(48) mit einer an der Lanzen-Spitze austretenden Kanalöffnung (50), wobei sich eine Zündvorrichtung entlang des Kanals bis im Wesentlichen zur Kanalöffnung (50) erstreckt. (48) having a channel opening (50) exiting at the lance tip, an igniter extending along the channel substantially to the channel opening (50).
9. Brennerlanze (32) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, 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 Lanzen-Spitze zumindest bereichsweise von einem Hitze¬ schild (46) umgeben ist, wobei der Hitzeschild (46) mindes¬ tens um die Düsenfläche (45) herum angeordnet ist und im Be¬ reich jeder Brennstoff-Düse (54a, 54b) eine Öffnung (47) auf¬ weist, wobei zur Führung von Kühlfluid unterhalb des Hitze¬ schildes das Hitzeschild (46) und die Düsenfläche (45) zumin¬ dest bereichsweise voneinander beabstandet ausgebildet sind. 9. burner lance (32) according to any one of the preceding claims, characterized in that the lance tip is at least partially surrounded by a heat shield (46), wherein the heat shield (46) Min ¬ least around the nozzle surface (45) arranged around and Be ¬ rich spaced each fuel injector (54a, 54b) has an opening (47) on ¬, wherein for guiding cooling fluid below the heat ¬ shield, the heat shield (46) and the nozzle face (45) at ¬ least regionally from one another are formed.
10. Brennerlanze (32) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, 10. burner lance (32) 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 die Lanzen-Spitze (35) , insbesondere die Lanzen-Spitze (35) zusammen mit einem zumindest die Düsenfläche (45) umgebenden Hitzeschild (46), als ein einstückiges Bauteil ausgebildet ist, wobei das Bauteil mittels eines 3-D Druckverfahrens her¬ gestellt ist. characterized in that the lance tip (35), in particular the lance tip (35) together with a heat shield (46) surrounding at least the nozzle surface (45), is formed as a one-piece component, wherein the component by means of a 3-D printing process is ¬ made.
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