WO2025103669A1 - Gas-turbine burner - Google Patents

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WO2025103669A1
WO2025103669A1 PCT/EP2024/078461 EP2024078461W WO2025103669A1 WO 2025103669 A1 WO2025103669 A1 WO 2025103669A1 EP 2024078461 W EP2024078461 W EP 2024078461W WO 2025103669 A1 WO2025103669 A1 WO 2025103669A1
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burner
combustion air
fuel
gas turbine
pilot
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PCT/EP2024/078461
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Stefan Clauss
Stefan Hoffmann
Christian Steinbach
Bernhard Cosic
David Kluß
Dominik Wassmer
Marc BLÜMER
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MAN Energy Solutions SE
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    • 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
    • F23R3/343—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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03343—Pilot burners operating in premixed mode

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine burner.
  • DE 10 2018 125 848 A1 discloses a gas turbine burner of a gas turbine configured to burn a mixture of combustion air and a gaseous fuel in a gas fuel operating mode and liquid fuel in the presence of combustion air in a liquid fuel operating mode.
  • the gas turbine burner disclosed therein has a combustion chamber having a flame tube and a prechamber upstream of the flame tube.
  • a mixture of the gaseous fuel and the combustion air is supplied to the combustion chamber via a main swirl body.
  • liquid fuel operating mode liquid fuel is supplied to the combustion chamber via an atomization device, and the combustion air is supplied to the combustion chamber via the main swirl body.
  • DE 10 2020 116 245 A1 discloses another gas turbine burner with a combustion chamber comprising a flame tube and a prechamber. Combustion air is guided past the outside of the flame tube and supplied to the combustion chamber via a swirl body. The mixing of the combustion air with a gaseous fuel takes place in the area of the swirl body. Part of the combustion air can penetrate past the swirl body directly into the flame tube.
  • DE 10 2021 123 513 A1 covers a gas turbine burner designed as a swirl burner.
  • the swirl burner has several swirl tubes wound in a spiral or helix-like manner around a central axis, allowing gaseous fuel and combustion air to be mixed in the inlet area of the swirl tubes.
  • the outlet areas of the swirl tubes open into a combustion chamber.
  • DE 197 37 997 A1 and DE 195 10 743 A1 disclose gas turbine burners designed as conical burners. In the area of the conical burner, also referred to as a conical burner, gas can be mixed with combustion air to provide the actual combustion chamber with a mixture of gas and combustion air.
  • the object of the invention is therefore to provide a gas turbine burner that can stably combust both natural gas and hydrogen with low emissions. This object is achieved by a gas turbine burner according to claim 1.
  • the gas turbine burner according to the invention has a combustion chamber which has a flame tube, wherein the flame tube defines a combustion zone of the gas turbine burner for burning a fuel in the presence of combustion air.
  • the gas turbine burner according to the invention has a main burner and a pilot burner, wherein the main burner encloses the pilot burner radially outwardly.
  • the main burner of the gas turbine burner according to the invention is designed as a jet burner with preferably between 40 and 120 straight jet tubes and is designed to introduce a mixture of fuel and combustion air into a radially outer section of the combustion zone in a straight flow.
  • the pilot burner of the gas turbine burner according to the invention is designed either as a swirl burner with a defined number of spiral or helical swirl tubes or as a conical burner or cone burner and is configured to introduce a mixture of fuel and combustion air into a radially inner section of the combustion zone in a wired flow.
  • a ratio FH/FP between the combustion air flow area FH of the main burner and the combustion air flow area FP of the pilot burner is between 3 and 6.
  • the combustion air flow area FH of the main burner is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all jet pipes of the main burner along their length or axial extent. Assuming that all jet pipes are identical, the combustion air flow area FH of the main burner is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the jet pipes multiplied by the number of jet pipes.
  • the combustion air flow area FP of the pilot burner if the burner is designed as a swirl burner, is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all swirl tubes along their length or axial extent. Assuming that all swirl tubes are of the same design, the combustion air flow area FP of the pilot burner designed as a swirl burner is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the swirl tubes multiplied by the number of swirl tubes.
  • the combustion air flow area FP of the pilot burner results, if the same is designed as a conical burner or conical burner, from the smallest cross-sectional area of a cavity of the conical burner or conical burner, the body of the conical burner or conical burner, the segments of a cone or cone of the conical burner or conical burner, limit radially inward.
  • the gas turbine burner according to the invention comprises a main burner and a pilot burner.
  • the main burner is designed as a jet burner and radially surrounds the pilot burner.
  • the pilot burner is either a swirl burner with swirl tubes or a conical burner. Both hydrogen and natural gas can be burned stably with low emissions.
  • the main burner is configured to mix fuel and combustion air in the region of the straight jet pipes in the inlet region of the jet pipes, wherein a ratio l/d between a mixing section l of the jet pipes and a diameter d of the jet pipes is greater than 5, preferably greater than 10.
  • This diameter d of the jet pipes is the smallest diameter of the same along their length or axial extent.
  • the swirl burner is designed to mix fuel and combustion air in the region of the swirl tubes in the inlet region thereof, wherein a ratio l/d between a mixing section l of the swirl tubes and a diameter d of the swirl tubes is greater than 5, preferably greater than 10.
  • This diameter d of the swirl tubes is the smallest diameter of the same along their length or axial extent.
  • the pilot burner is designed as a conical burner, it is configured to mix a first portion of the gas with combustion air immediately upstream of the flame tube and a second, smaller portion of the gas with combustion air further upstream of the flame tube. This is preferred for stably combusting both natural gas and hydrogen with low emissions.
  • the ratio FH/FP between the combustion air flow area FH of the main burner and the combustion air flow area FP of the pilot burner is between 3 and 5, preferably between 3.5 and 4.5, or between 4 and 6, preferably between 4.5 and 5.5. These ratios between the combustion air flow area of the main burner and the combustion air flow area of the pilot burner are particularly suitable for stably combusting both natural gas and hydrogen with low emissions.
  • the main burner preferably has between 40 and 100, preferably between 60 and 80, straight jet tubes. This is also preferred for stable combustion of both natural gas and hydrogen with low emissions.
  • a resonator chamber is formed between the main burner and the pilot burner, which opens into the combustion zone of the gas turbine burner defined by the flame tube. This prevents self-excited acoustic instabilities during operation.
  • the resonator chamber which is formed between the main burner and the pilot burner, acoustically stabilizes the gas turbine burner and reduces the risk of damage to it.
  • the gas turbine burner comprises a fuel gallery configured to supply fuel to the main burner and the pilot burner.
  • the fuel gallery is plate-shaped at a portion facing the main burner and the pilot burner, and roof-shaped or curved at a portion facing away from the main burner and the pilot burner. This makes it possible to reduce thermal stresses in the fuel gallery and thus reduce the risk of damage to the fuel gallery due to material embrittlement and/or plastic deformation.
  • the features relating to the fuel gallery and the features relating to the resonator chamber can also be used advantageously in a gas turbine combustor independently of the features relating to the FH/FP ratio and the l/d ratios.
  • Fig. 1 shows a partial cross-section through a first gas turbine burner according to the invention
  • Fig. 2 shows a partial cross-section through a second gas turbine burner according to the invention.
  • Fig. 1 shows a partial cross-section of a first gas turbine burner 10 according to the invention.
  • the gas turbine burner 10 has a combustion chamber 11 comprising a flame tube 12.
  • the flame tube 12 defines a combustion zone 13 of the gas turbine burner 10, within which fuel is combusted in the presence of combustion air.
  • the gas turbine burner 10 has a main burner 14 and a pilot burner 15, with the main burner 14 radially surrounding the pilot burner 15.
  • a mixture of fuel and combustion air can be introduced into a radially outer portion of the combustion zone 13, which is defined by the flame tube 12, via the main burner 14.
  • a mixture of fuel and combustion air can be introduced into a radially inner portion of the combustion zone 13 via the pilot burner 15.
  • the main burner 14 shown in Fig. 1 is designed as a jet burner with rectilinear jet tubes 16, wherein the main burner 14 or the rectilinear jet tubes 16 are designed and configured to introduce the mixture of fuel and combustion air into the radially outer portion of the combustion zone 13 defined by the flame tube 12 in a rectilinear flow. All jet tubes 16 of the main burner 14 can be of the same and thus identical design.
  • the pilot burner 15, positioned radially inside the main burner 14, is designed in the embodiment of Fig. 1 as a swirl burner with spiral or helical swirl tubes 17, wherein the swirl burner is configured to introduce a mixture of fuel and combustion air into the radially inner section of the combustion zone 13 in a continuous flow.
  • All swirl tubes 17 of the pilot burner 15 can be of the same and thus identical design.
  • Fig. 1 shows, viewed in the direction of flow through the jet pipes 16 and the swirl pipes 17, upstream of the same fuel nozzles 18, wherein a fuel nozzle 18 cooperates with each jet pipe 16 and each swirl pipe 17 in order to introduce fuel into the respective jet pipe 16 or respective swirl pipe 17 on an inlet side thereof.
  • Combustion air can also be introduced into the jet tubes 16 and swirl tubes 17 at this inlet side.
  • This combustion air initially flows past the outside of the flame tube 12 according to the arrows 19 shown in Fig. 1 and then flows through a flow conditioner 20 toward the fuel nozzles 18 to flow around the fuel nozzles 18 and, after flowing around the fuel nozzles 18, enters the jet tubes 16 and swirl tubes 17 in the inlet area.
  • the fuel nozzles 18 can be supplied with fuel from a fuel gallery 21.
  • the combustion air flow can be uniformed via the flow conditioner 20.
  • a ratio FH/FP between the combustion air flow area FH of the main burner 14 and the combustion air flow area FP of the pilot burner 15 is between 3 and 6, preferably between 3 and 5, particularly preferably between 3.5 and 4.5, or between 4 and 6, preferably between 4.5 and 5.5.
  • the area FH of the main burner 14 through which combustion air flows is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all jet tubes 16 along their length or axial extent. Assuming that all jet tubes 16 are of identical design, the area FH of the main burner 14 through which combustion air flows is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the jet tubes 16 multiplied by the number of jet tubes 16.
  • the area FP of the pilot burner 15 designed as a swirl burner through which combustion air flows is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all swirl tubes 17 along their length or axial extent. Assuming that all swirl tubes 17 are of identical design, the area FP of the pilot burner 15 designed as a swirl burner through which combustion air flows is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the swirl tubes 17 multiplied by the number of swirl tubes 17.
  • Such a gas turbine burner is particularly preferred for burning both natural gas and hydrogen with full flexibility, i.e. both 100% natural gas and 100% hydrogen as well as any mixtures of natural gas and hydrogen, stably with low emissions.
  • the main burner 14, designed as a jet burner preferably has between 40 and 120, in particular between 60 and 100, particularly preferably between 60 and 80, straight jet pipes 16. These extend straight from the inlet side to the outlet side thereof, wherein in the region of the inlet side, gas and combustion air enters the jet pipes 16 and in the region of the outlet side thereof, the mixture of fuel and combustion air exits from the same and enters the combustion zone 13.
  • the pilot burner 15, which is designed as a swirl burner in Fig. 1, has in particular between 10 and 35, preferably between 15 and 30, particularly preferably between 15 and 25, spiral or helical swirl tubes 17.
  • the winding direction of the spiral or helical swirl tubes 17 extends around a longitudinal center axis of the pilot burner 15, which preferably coincides with a longitudinal center axis of the flame tube 12.
  • Fig. 2 shows a second embodiment of a gas turbine burner 10, which differs from the embodiment of Fig. 1 only in that the pilot burner 15, which is surrounded radially on the outside by the main burner 14, is not designed as a swirl burner with a plurality of swirl tubes 17, but rather as a conical burner.
  • a pilot burner 15 designed as a conical burner provides a wired flow of a mixture of fuel and combustion air, which it introduces into the radially inner section of the combustion zone 13 defined or delimited by the flame tube 12.
  • Fig. 2 shows bodies 22 that form segments of a cone or cone. These bodies 22 are designed in particular as conical or cone-like shells with an extension of approximately 90°, which are offset from one another parallel to their central axis with the formation of slots 23 between them. Combustion air reaches a cavity defined radially inward by the conical or cone-like bodies 22 via the slots 23, wherein fuel can be introduced into this cavity via a nozzle 24 and via fuel holes 25.
  • gas is mixed with combustion air directly upstream of the combustion zone 13 and thus directly upstream of the flame tube 12 by fuel flowing radially inward via the fuel openings 25 into the space defined by the bodies 22, where combustion air entering via the slots 23 is mixed with the same.
  • fuel can be introduced upstream via the nozzle 24 into the cavity delimited by the conical or cone-like bodies 22.
  • the area FP of the pilot burner 15 through which combustion air flows corresponds to the smallest cross-sectional area of the cavity of the conical burner or conical burner, which is delimited radially on the inside by the bodies 22 of the conical burner or conical burner, which form the segments of the cone or cone of the conical burner or conical burner.
  • a premixing of fuel and combustion air takes place both in the area of the main burner 14 and in the area of the respective pilot burner 15. In the area of the main burner 14, this mixing takes place on the inlet side in the area of the jet pipes 16, with the jet pipes 16 then providing a mixing section for the fuel and the combustion air.
  • a ratio l/d between the mixing section l of the jet pipes 16 and a diameter d thereof is preferably greater than 5, particularly preferably greater than 10. This diameter d of the jet pipes 16 of the ratio l/d is the smallest diameter of the jet pipes along their length or axial extent.
  • a premixing of fuel and combustion air also takes place in the swirl tubes 17 in the area of the pilot burner 15 designed as a swirl burner, so that the swirl tubes 17 then provide a mixing section for fuel and combustion air, the ratio l/d of which between the mixing section l of the swirl tubes and the diameter d of the swirl tubes is again greater than 5, preferably greater than 10.
  • This diameter d of the swirl tubes 17 of the ratio l/d is the smallest diameter of the same along their length or axial extent.
  • a premixing of fuel and combustion air also takes place upstream of the combustion zone 13, namely on the one hand directly upstream of the flame tube 12 in the area of the fuel openings 25 and on the other hand upstream thereof in the area of the nozzle 24.
  • a resonator chamber 26 is formed between the main burner 14 and the pilot burner 15.
  • This resonator chamber 26 is delimited by a wall 27 and encloses an air volume, which opens into the combustion zone 13 delimited by the flame tube 12 via at least one resonator neck 29 with an opening 28.
  • the resonator chamber 26 acts as a Helmholtz resonator and provides acoustic damping for the gas turbine burner 10.
  • the resonator frequency depends in particular on the length of the resonator neck 29 and the volume of the resonator chamber 26.
  • the gas turbine burner 10 can thus be acoustically stabilized, thereby reducing the risk of damage to the same due to thermoacoustic instabilities.
  • the at least one resonator neck 29 also provides cooling air to cool the burner surface.
  • the features relating to the resonator chamber 26 can also be used advantageously in a gas turbine burner independently of the features relating to the FH/FP ratio and the l/d ratios.
  • fuel can be supplied to both the main burner 14 and the pilot burner 15 from the fuel gallery 21.
  • the fuel gallery 21 has a plate-like contour on a section 21a facing the main burner 14 and pilot burner 15, while the fuel gallery 21 has a roof-like or curved shape on a section 21b facing away from the main burner 14 and pilot burner 15. This allows for the compensation of deformations in the area of the fuel gallery caused by thermal temperature cycles.
  • the risk of excessively high thermal stresses in the fuel gallery 21 can be reduced, thereby counteracting material embrittlement or plastic deformation of the fuel gallery 21.
  • the features relating to the fuel gallery 21 can also be used advantageously in a gas turbine burner independently of the features relating to the FH/FP ratio and the l/d ratios.
  • Both the main burner 14 with its jet tubes 16 and the pilot burner 15 and the fuel gallery 21 can be manufactured by 3D printing. This also applies to the pilot burner 15 in Fig. 2, which is designed as a conical burner, and the pilot burner 15 in Fig. 1, which is designed as a swirl burner.
  • thermocouples to the jet pipes 16 of the jet burner 14 as well as to the swirl pipes 17 of the pilot burner 15 in Fig. 1, which is designed as a swirl burner, in order to detect a possible flashback into the pipes with the aid of these thermocouples.
  • the gas turbine burner 10 accordingly combines a main burner 14 designed as a jet burner with a pilot burner 15 which, in contrast to the jet burner 14, introduces the mixture of fuel and combustion air into the combustion zone 13 of the flame tube 12 not via a straight-line flow, but rather via a wired flow, in such a way that the wired flow of fuel and combustion air enters a radially inner region of the combustion zone 13, whereas the straight-line flow of combustion air and fuel, which is available to the main burner 14, enters a radially outer section of the combustion zone 13.
  • Both natural gas and hydrogen can be burned with high stability and low emissions, with a flexible natural gas and hydrogen blend ratio between 100% hydrogen and 100% natural gas.
  • the fuel distribution between the main burner 14 and the pilot burner 15 can be flexibly adjusted, in particular between partial load operation and full load operation.
  • a resonator chamber 27 can be integrated into the gas turbine burner 10 in order to acoustically stabilize the gas turbine burner 10.
  • the fuel gallery 21 of the gas turbine burner 10 is preferably designed to avoid thermal stresses, as well as material embrittlement and plastic deformation thereof.
  • a geometry integrated on the main burner 14 and/or pilot burner 15 can provide a holder for thermocouples in order to provide flashback detection.

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Abstract

The invention relates to a gas-turbine burner (10), comprising: a combustion chamber (11) which has a flame tube (12), wherein the flame tube (12) defines a combustion zone (13) of the gas-turbine burner for burning a fuel in the presence of combustion air; a main burner (14); and a pilot burner (15), wherein the main burner (14) surrounds the pilot burner (15) radially outside it, wherein the main burner (14) is designed as a jet burner with jet tubes (16) extending in a straight line and is configured to introduce, in a straight flow, a mixture of fuel and combustion air into a radially outer portion of the combustion zone (13), wherein the pilot burner (15) is designed either as a swirl burner with a defined number of spiral-shaped or helical swirl tubes (17) or as a cone burner or tapering burner and is configured to introduce, in a swirling flow, a mixture of fuel and combustion air into a radially inner portion of the combustion zone (13), wherein the ratio FH/FP between the surface (FH) of the main burner (14) through which combustion air flows and the area (FP) of the pilot burner (15) through which combustion air flows (FP) is between 3 and 6.

Description

Gasturbinenbrenner Gas turbine burner

Die Erfindung betrifft einen Gasturbinenbrenner. The invention relates to a gas turbine burner.

DE 10 2018 125 848 A1 offenbart einen Gasturbinenbrenner einer Gasturbine, der eingerichtet ist, in einem Gasbrennstoff-Betriebsmodus ein Gemisch aus Verbrennungsluft und einem gasförmigen Brennstoff und in einem Flüssigbrennstoff- Betriebsmodus flüssigen Brennstoff unter Anwesenheit von Verbrennungsluft zu verbrennen. Der dort offenbarte Gasturbinenbrenner verfügt über eine Brennkammer, die ein Flammrohr und stromaufwärts des Flammrohrs eine Vorkammer aufweist. Im Gasbrennstoff-Betriebsmodus wird der Brennkammer ein Gemisch aus dem gasförmigen Brennstoff und der Verbrennungsluft über einen Hauptdrallkörper zugeführt. Im Flüssigbrennstoff-Betriebsmodus wird der Brennkammer flüssiger Brennstoff über eine Zerstäubungseinrichtung zugeführt, die Verbrennungsluft wird über den Hauptdrallkörper der Brennkammer zugeführt. DE 10 2018 125 848 A1 discloses a gas turbine burner of a gas turbine configured to burn a mixture of combustion air and a gaseous fuel in a gas fuel operating mode and liquid fuel in the presence of combustion air in a liquid fuel operating mode. The gas turbine burner disclosed therein has a combustion chamber having a flame tube and a prechamber upstream of the flame tube. In the gas fuel operating mode, a mixture of the gaseous fuel and the combustion air is supplied to the combustion chamber via a main swirl body. In the liquid fuel operating mode, liquid fuel is supplied to the combustion chamber via an atomization device, and the combustion air is supplied to the combustion chamber via the main swirl body.

DE 10 2020 116 245 A1 offenbart einen weiteren Gasturbinenbrenner m it einer Brennkammer, die ein Flammrohr und eine Vorkammer umfasst. Verbrennungsluft wird außen am Flammrohr vorbeigeführt und der Brennkammer über einen Drallkörper zugeführt. Die Vermischung der Verbrennungsluft mit einem gasförmigen Brennstoff erfolgt wiederum im Bereich des Drallkörpers. Ein Teil der Verbrennungsluft ist am Drallkörper vorbei direkt in das Flammrohr eindringbar. DE 10 2020 116 245 A1 discloses another gas turbine burner with a combustion chamber comprising a flame tube and a prechamber. Combustion air is guided past the outside of the flame tube and supplied to the combustion chamber via a swirl body. The mixing of the combustion air with a gaseous fuel takes place in the area of the swirl body. Part of the combustion air can penetrate past the swirl body directly into the flame tube.

DE 10 2021 123 513 A1 umfasst einen Gasturbinenbrenner, der als Drallbrenner ausgeführt ist. Der Drallbrenner verfügt über mehrere wendelartig oder helixartig um eine Mittelachse gewundene Drallrohre, wobei gasförmiger Brennstoff und Verbrennungsluft im Eintrittsbereich der Drallrohre gemischt werden kann. Austrittsbereiche der Drallrohre münden in einen Brennraum. DE 197 37 997 A1 und DE 195 10 743 A1 offenbaren als Konusbrenner oder Kegelbrenner ausgebildete Gasturbinenbrenner. Im Bereich des Konusbrenners, der auch als Kegelbrenner bezeichnet wird, kann Gas mit Verbrennungsluft gemischt werden, um der eigentlichen Brennkammer ein Gemisch aus Gas und Verbrennungsluft bereitzustellen. DE 10 2021 123 513 A1 covers a gas turbine burner designed as a swirl burner. The swirl burner has several swirl tubes wound in a spiral or helix-like manner around a central axis, allowing gaseous fuel and combustion air to be mixed in the inlet area of the swirl tubes. The outlet areas of the swirl tubes open into a combustion chamber. DE 197 37 997 A1 and DE 195 10 743 A1 disclose gas turbine burners designed as conical burners. In the area of the conical burner, also referred to as a conical burner, gas can be mixed with combustion air to provide the actual combustion chamber with a mixture of gas and combustion air.

Es besteht Bedarf an einem Gasturbinenbrenner, mithilfe dessen als gasförmiger Brennstoff sowohl Erdgas als auch Wasserstoff stabil bei geringen Emissionen verbrannt werden kann. Dies ist mit den bekannten Konzepten von Gasturbinenbrennern bislang nur in eingeschränktem Umfang möglich. Aufgabe der Erfindung ist es daher, einen Gasturbinenbrenner bereitzustellen, mithilfe dessen sowohl Erdgas als auch Wasserstoff stabil und emissionsarm verbrannt werden kann. Diese Aufgabe wird durch eine Gasturbinenbrenner nach Anspruch 1 gelöst. There is a need for a gas turbine burner that can stably combust both natural gas and hydrogen as gaseous fuels with low emissions. This has so far only been possible to a limited extent with the known gas turbine burner concepts. The object of the invention is therefore to provide a gas turbine burner that can stably combust both natural gas and hydrogen with low emissions. This object is achieved by a gas turbine burner according to claim 1.

Der erfindungsgemäße Gasturbinenbrenner weist eine Brennkammer auf, die ein Flammrohr aufweist, wobei das Flammrohr eine Verbrennungszone des Gasturbinenbrenners zur Verbrennung eines Brennstoffs unter Anwesenheit von Verbrennungsluft definiert. The gas turbine burner according to the invention has a combustion chamber which has a flame tube, wherein the flame tube defines a combustion zone of the gas turbine burner for burning a fuel in the presence of combustion air.

Der erfindungsgemäße Gasturbinenbrenner weist einen Hauptbrenner und einen Pilotbrenner auf, wobei der Hauptbrenner den Pilotbrenner radial außen umschließt. The gas turbine burner according to the invention has a main burner and a pilot burner, wherein the main burner encloses the pilot burner radially outwardly.

Der Hauptbrenner des erfindungsgemäßen Gasturbinenbrenners ist als Strahlbrenner mit vorzugsweise zwischen 40 und 120 geradlinig verlaufenden Strahlrohren ausgebildet und ist eingerichtet, in einer geraden Strömung ein Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in einen radial äußeren Abschnitt der Verbrennungszone einzubringen. Der Pilotbrenner des erfindungsgemäßen Gasturbinenbrenners ist entweder als Drallbrenner mit einer definierten Anzahl an wendelartig oder helixartig verlaufenden Drallrohren oder als Konusbrenner oder Kegelbrenner ausgebildet und eingerichtet, in einer verdrahten Strömung ein Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in einen radial inneren Abschnitt der Verbrennungszone einzubringen. The main burner of the gas turbine burner according to the invention is designed as a jet burner with preferably between 40 and 120 straight jet tubes and is designed to introduce a mixture of fuel and combustion air into a radially outer section of the combustion zone in a straight flow. The pilot burner of the gas turbine burner according to the invention is designed either as a swirl burner with a defined number of spiral or helical swirl tubes or as a conical burner or cone burner and is configured to introduce a mixture of fuel and combustion air into a radially inner section of the combustion zone in a wired flow.

Beim erfindungsgemäßen Gasturbinenbrenner beträgt ein Verhältnis FH/FP zwischen der verbrennungsluftdurchströmten Fläche FH des Hauptbrenners und der verbrennungsluftdurchströmten Fläche FP des Pilotbrenners zwischen 3 und 6. In the gas turbine burner according to the invention, a ratio FH/FP between the combustion air flow area FH of the main burner and the combustion air flow area FP of the pilot burner is between 3 and 6.

Die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FH des Hauptbrenners ergibt sich aus der Summe der kleinsten Querschnittsflächen aller Strahlrohre des Hauptbrenners entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. Unter der Annahme, dass alle Strahlrohre gleich ausgeführt sind, ergibt sich die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FH des Hauptbrenners aus der kleinsten Querschnittsfläche eines der Strahlrohre multipliziert mit der Anzahl der Strahlrohre. The combustion air flow area FH of the main burner is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all jet pipes of the main burner along their length or axial extent. Assuming that all jet pipes are identical, the combustion air flow area FH of the main burner is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the jet pipes multiplied by the number of jet pipes.

Die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FP des Pilotbrenners ergibt sich dann, wenn derselbe als Drallbrenner ausgeführt ist, aus der Summe der kleinsten Querschnittsflächen aller Drallrohre entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. Unter der Annahme, dass alle Drallrohre gleich ausgeführt sind, ergibt sich die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FP des als Drallbrenner ausgebildeten Pilotbrenners aus der kleinsten Querschnittsfläche eines der Drallrohre multipliziert mit der Anzahl der Drallrohre. The combustion air flow area FP of the pilot burner, if the burner is designed as a swirl burner, is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all swirl tubes along their length or axial extent. Assuming that all swirl tubes are of the same design, the combustion air flow area FP of the pilot burner designed as a swirl burner is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the swirl tubes multiplied by the number of swirl tubes.

Die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FP des Pilotbrenners ergibt sich dann, wenn derselbe als Konusbrenner oder Kegelbrenner ausgeführt ist, aus der kleinsten Querschnittsfläche eines Hohlraums des Konusbrenners oder Kegelbrenners, den Körper des Konusbrenners oder Kegelbrenners, die Segmente eines Konus oder Kegels des Konusbrenners oder Kegelbrenners ausbilden, radial innen begrenzen. Der erfindungsgemäße Gasturbinenbrenner verfügt über den Hauptbrenner sowie den Pilotbrenner. Der Hauptbrenner ist als Strahlbrenner ausgeführt und umgibt den Pilotbrenner radial außen. Der Pilotbrenner ist entweder ein Drallbrenner mit Drallrohren oder ein Konusbrenner bzw. Kegelbrenner. Es kann sowohl Wasserstoff als auch Erdgas stabil mit geringen Emissionen verbrannt werden. The combustion air flow area FP of the pilot burner results, if the same is designed as a conical burner or conical burner, from the smallest cross-sectional area of a cavity of the conical burner or conical burner, the body of the conical burner or conical burner, the segments of a cone or cone of the conical burner or conical burner, limit radially inward. The gas turbine burner according to the invention comprises a main burner and a pilot burner. The main burner is designed as a jet burner and radially surrounds the pilot burner. The pilot burner is either a swirl burner with swirl tubes or a conical burner. Both hydrogen and natural gas can be burned stably with low emissions.

Vorzugsweise ist der Hauptbrenner eingerichtet, Brennstoff und Verbrennungsluft im Bereich der geradlinig verlaufenden Strahlrohre im Eintrittsbereich der Strahlrohre zu mischen, wobei ein Verhältnis l/d zwischen einer Mischstrecke I der Strahlrohre und einem Durchmesser d der Strahlrohre größer als 5, vorzugsweise größer als 10 ist. Bei diesem Durchmesser d der Strahlrohre handelt es sich um den kleinsten Durchmesser derselben entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. Preferably, the main burner is configured to mix fuel and combustion air in the region of the straight jet pipes in the inlet region of the jet pipes, wherein a ratio l/d between a mixing section l of the jet pipes and a diameter d of the jet pipes is greater than 5, preferably greater than 10. This diameter d of the jet pipes is the smallest diameter of the same along their length or axial extent.

Dann, wenn der Pilotbrenner als Drallbrenner ausgebildet ist, ist der Drallbrenner eingerichtet, Brennstoff und Verbrennungsluft im Bereich der Drallrohre im Eintrittsbereich derselben zu mischen, wobei ein Verhältnis l/d zwischen einer Mischstrecke I der Drallrohre und einem Durchmesser d der Drallrohre größer als 5, vorzugsweise größer als 10 ist. Bei diesem Durchmesser d der Drallrohre handelt es sich um den kleinsten Durchmesser derselben entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. If the pilot burner is designed as a swirl burner, the swirl burner is designed to mix fuel and combustion air in the region of the swirl tubes in the inlet region thereof, wherein a ratio l/d between a mixing section l of the swirl tubes and a diameter d of the swirl tubes is greater than 5, preferably greater than 10. This diameter d of the swirl tubes is the smallest diameter of the same along their length or axial extent.

Dann, wenn der Pilotbrenner als Konusbrenner bzw. Kegelbrenner ausgebildet ist, ist derselbe eingerichtet ist, einen ersten Teil des Gases mit Verbrennungsluft unmittelbar stromaufwärts des Flammrohrs und einen zweiten, kleineren Teil des Gases mit Verbrennungsluft weiter stromaufwärts des Flammrohrs zu mischen. Dies ist bevorzugt, um sowohl Erdgas als auch Wasserstoff stabil bei geringen Emissionen zu verbrennen. Vorzugsweise beträgt das Verhältnis FH/FP zwischen der verbrennungsluftdurch- strömten Fläche FH des Hauptbrenners und der verbrennungsluftdurchströmten Fläche FP des Pilotbrenners zwischen 3 und 5, vorzugsweise zwischen 3,5 und 4,5, oder zwischen 4 und 6, vorzugsweise zwischen 4,5 und 5,5. Diese Verhältnisse zwischen der verbrennungsluftdurchströmten Fläche des Hauptbrenners und der verbrennungsluftdurchströmten Fläche des Pilotbrenners sind besonders geeignet, um sowohl Erdgas als auch Wasserstoff stabil bei geringen Emissionen zu verbrennen. If the pilot burner is designed as a conical burner, it is configured to mix a first portion of the gas with combustion air immediately upstream of the flame tube and a second, smaller portion of the gas with combustion air further upstream of the flame tube. This is preferred for stably combusting both natural gas and hydrogen with low emissions. Preferably, the ratio FH/FP between the combustion air flow area FH of the main burner and the combustion air flow area FP of the pilot burner is between 3 and 5, preferably between 3.5 and 4.5, or between 4 and 6, preferably between 4.5 and 5.5. These ratios between the combustion air flow area of the main burner and the combustion air flow area of the pilot burner are particularly suitable for stably combusting both natural gas and hydrogen with low emissions.

Vorzugsweise weist der Hauptbrenner zwischen 40 und 100, vorzugsweise zwischen 60 und 80, geradlinig verlaufende Strahlrohre auf. Auch dies ist bevorzugt, um sowohl Erdgas als auch Wasserstoff stabil bei geringen Emissionen zu verbrennen. The main burner preferably has between 40 and 100, preferably between 60 and 80, straight jet tubes. This is also preferred for stable combustion of both natural gas and hydrogen with low emissions.

Vorzugsweise ist zwischen dem Hauptbrenner und dem Pilotbrenner eine Resonatorkammer ausgebildet, die in die von dem Flammrohr definierte Verbrennungszone des Gasturbinenbrenners mündet. Hiermit können selbsterregte akustische Instabilitäten im Betrieb vermieden werden. Die Resonatorkammer, die zwischen dem Hauptbrenner und dem Pilotbrenner ausgebildet ist, stabilisiert den Gasturbinenbrenner akustisch und reduziert eine Beschädigungsgefahr für denselben. Preferably, a resonator chamber is formed between the main burner and the pilot burner, which opens into the combustion zone of the gas turbine burner defined by the flame tube. This prevents self-excited acoustic instabilities during operation. The resonator chamber, which is formed between the main burner and the pilot burner, acoustically stabilizes the gas turbine burner and reduces the risk of damage to it.

Vorzugsweise weist der Gasturbinenbrenner eine Brennstoffgalerie auf, die eingerichtet ist, dem Hauptbrenner und dem Pilotbrenner Brennstoff zuzuführen, wobei die Brennstoffgalerie an einem dem Hauptbrenner und dem Pilotbrenner zugewandten Abschnitt plattenartig und an von dem Hauptbrenner und dem Pilotbrenner abgewandten Abschnitt dachartig oder gewölbt ausgebildet ist. Hierdurch ist es möglich, thermische Spannungen in der Brennstoffgalerie zu reduzieren und so eine Beschädigungsgefahr für die Brennstoffgalerie infolge einer Werkstoffversprödung und/oder plastischen Verformung derselben zu reduzieren. Die die Brennstoffgalerie betreffenden Merkmale und die die Resonatorkammer betreffenden Merkmale können auch unabhängig von den das Verhältnis FH/FP und die die Verhältnisse l/d betreffenden Merkmalen an einem Gasturbinenbrenner vorteilhaft zum Einsatz kommen. Preferably, the gas turbine burner comprises a fuel gallery configured to supply fuel to the main burner and the pilot burner. The fuel gallery is plate-shaped at a portion facing the main burner and the pilot burner, and roof-shaped or curved at a portion facing away from the main burner and the pilot burner. This makes it possible to reduce thermal stresses in the fuel gallery and thus reduce the risk of damage to the fuel gallery due to material embrittlement and/or plastic deformation. The features relating to the fuel gallery and the features relating to the resonator chamber can also be used advantageously in a gas turbine combustor independently of the features relating to the FH/FP ratio and the l/d ratios.

Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt: Preferred developments of the invention will become apparent from the dependent claims and the following description. Exemplary embodiments of the invention are explained in more detail, without being limited thereto, with reference to the drawings. Herein:

Fig. 1 einen ausschnittsweisen Querschnitt durch einen ersten erfindungsgemäßen Gasturbinenbrenner, Fig. 1 shows a partial cross-section through a first gas turbine burner according to the invention,

Fig. 2 einen ausschnittsweisen Querschnitt durch einen zweitem erfin- dungs-gemäßen Gasturbinenbrenner. Fig. 2 shows a partial cross-section through a second gas turbine burner according to the invention.

Fig. 1 zeigt einen ausschnittsweisen Querschnitt aus einem ersten erfindungsgemäßen Gasturbinenbrenner 10. Der Gasturbinenbrenner 10 weist eine Brennkammer 11 auf, die ein Flammrohr 12 umfasst. Das Flammrohr 12 definiert eine Verbrennungszone 13 des Gasturbinenbrenners 10, innerhalb derer Brennstoff unter Anwesenheit von Verbrennungsluft verbrannt wird. Fig. 1 shows a partial cross-section of a first gas turbine burner 10 according to the invention. The gas turbine burner 10 has a combustion chamber 11 comprising a flame tube 12. The flame tube 12 defines a combustion zone 13 of the gas turbine burner 10, within which fuel is combusted in the presence of combustion air.

Der Gasturbinenbrenner 10 verfügt über einen Hauptbrenner 14 und einen Pilotbrenner 15, wobei der Hauptbrenner 14 den Pilotbrenner 15 radial außen umschließt. Über den Hauptbrenner 14 kann ein Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in einen radial äußeren Abschnitt der Verbrennungszone 13, die vom Flammrohr 12 definiert ist, eingebracht werden. Über den Pilotbrenner 15 kann ein Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in einen radial inneren Abschnitt der Verbrennungszone 13 eingebracht werden. Der in Fig. 1 gezeigte Hauptbrenner 14 ist als Strahlbrenner mit geradlinig verlaufenden Strahlrohren 16 ausgebildet, wobei der Hauptbrenner 14 bzw. die geradlinig verlaufenden Strahlrohre 16 ausgebildet und eingerichtet sind, in einer geraden Strömung das Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in den radial äußeren Abschnitt der vom Flammrohr 12 definierten Verbrennungszone 13 einzubringen. Alle Strahlrohre 16 des Hauptbrenners 14 können gleich und damit identisch ausgeführt sein. The gas turbine burner 10 has a main burner 14 and a pilot burner 15, with the main burner 14 radially surrounding the pilot burner 15. A mixture of fuel and combustion air can be introduced into a radially outer portion of the combustion zone 13, which is defined by the flame tube 12, via the main burner 14. A mixture of fuel and combustion air can be introduced into a radially inner portion of the combustion zone 13 via the pilot burner 15. The main burner 14 shown in Fig. 1 is designed as a jet burner with rectilinear jet tubes 16, wherein the main burner 14 or the rectilinear jet tubes 16 are designed and configured to introduce the mixture of fuel and combustion air into the radially outer portion of the combustion zone 13 defined by the flame tube 12 in a rectilinear flow. All jet tubes 16 of the main burner 14 can be of the same and thus identical design.

Der radial innerhalb des Hauptbrenners 14 positionierte Pilotbrenner 15 ist im Ausführungsbeispiel der Fig. 1 als Drallbrenner mit wendeiartig oder helixartig verlaufenden Drallrohren 17 ausgebildet, wobei der Drallbrenner eingerichtet ist, in einer verdrahten Strömung ein Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in den radial inneren Abschnitt der Verbrennungszone 13 einzubringen. Alle Drallrohre 17 des Pilotbrenners 15 können gleich und damit identisch ausgeführt sein. The pilot burner 15, positioned radially inside the main burner 14, is designed in the embodiment of Fig. 1 as a swirl burner with spiral or helical swirl tubes 17, wherein the swirl burner is configured to introduce a mixture of fuel and combustion air into the radially inner section of the combustion zone 13 in a continuous flow. All swirl tubes 17 of the pilot burner 15 can be of the same and thus identical design.

Fig. 1 zeigt in Durchströmungsrichtung der Strahlrohre 16 sowie der Drallrohre 17 gesehen, stromaufwärts derselben Brennstoffdüsen 18, wobei mit jedem Strahlrohr 16 und jedem Drallrohr 17 jeweils eine Brennstoffdüse 18 zusammenwirkt, um Brennstoff in das jeweilige Strahlrohr 16 bzw. jeweilige Drallrohr 17 an einer Eintrittsseite desselben einzubringen. Fig. 1 shows, viewed in the direction of flow through the jet pipes 16 and the swirl pipes 17, upstream of the same fuel nozzles 18, wherein a fuel nozzle 18 cooperates with each jet pipe 16 and each swirl pipe 17 in order to introduce fuel into the respective jet pipe 16 or respective swirl pipe 17 on an inlet side thereof.

An dieser Eintrittsseite ist in die Strahlrohre 16 und Drallrohre 17 auch Verbrennungsluft einbringbar, wobei diese Verbrennungsluft gemäß der in Fig. 1 gezeigten Pfeile 19 zunächst außen am Flammrohr 12 vorbeiströmt und anschließend durch einen Strömungskonditionierer 20 in Richtung auf die Brennstoffdüsen 18 strömt, um die Brennstoffdüsen 18 zu umströmen und nach Umströmung der Brennstoffdüsen 18 im Eintrittsbereich der Strahlrohre 16 und Drallrohre 17 in dieselben einzutreten. Die Brennstoffdüsen 18 sind ausgehend von einer Brennstoffgalerie 21 mit dem Brennstoff versorgbar. Über den Strömungskonditionierer 20 kann die Verbrennungsluftströmung vergleichmäßigt werden. Ein Verhältnis FH/FP zwischen der verbrennungsluftdurchströmten Fläche FH des Hauptbrenners 14 und der verbrennungsluftdurchströmten Fläche FP des Pilotbrenners 15 beträgt zwischen 3 und 6, vorzugsweise zwischen 3 und 5, besonders bevorzugt zwischen 3,5 und 4,5, oder zwischen 4 und 6, vorzugsweise zwischen 4,5 und 5,5. Combustion air can also be introduced into the jet tubes 16 and swirl tubes 17 at this inlet side. This combustion air initially flows past the outside of the flame tube 12 according to the arrows 19 shown in Fig. 1 and then flows through a flow conditioner 20 toward the fuel nozzles 18 to flow around the fuel nozzles 18 and, after flowing around the fuel nozzles 18, enters the jet tubes 16 and swirl tubes 17 in the inlet area. The fuel nozzles 18 can be supplied with fuel from a fuel gallery 21. The combustion air flow can be uniformed via the flow conditioner 20. A ratio FH/FP between the combustion air flow area FH of the main burner 14 and the combustion air flow area FP of the pilot burner 15 is between 3 and 6, preferably between 3 and 5, particularly preferably between 3.5 and 4.5, or between 4 and 6, preferably between 4.5 and 5.5.

Die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FH des Hauptbrenners 14 ergibt sich aus der Summe der kleinsten Querschnittsflächen aller Strahlrohre 16 entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. Unter der Annahme, dass alle Strahlrohre 16 gleich ausgeführt sind, ergibt sich die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FH des Hauptbrenners 14 aus der kleinsten Querschnittsfläche eines der Strahlrohre 16 multipliziert mit der Anzahl der Strahlrohre 16. Die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FP des als Drallbrenner ausgebildeten Pilotbrenners 15 ergibt sich aus der Summe der kleinsten Querschnittsflächen aller Drallrohre17 entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. Unter der Annahme, dass alle Drallrohre 17 gleich ausgeführt sind, ergibt sich die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FP des als Drallbrenner ausgebildeten Pilotbrenners 15 aus der kleinsten Querschnittsfläche eines der Drallrohre 17 multipliziert mit der Anzahl der Drallrohre 17. The area FH of the main burner 14 through which combustion air flows is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all jet tubes 16 along their length or axial extent. Assuming that all jet tubes 16 are of identical design, the area FH of the main burner 14 through which combustion air flows is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the jet tubes 16 multiplied by the number of jet tubes 16. The area FP of the pilot burner 15 designed as a swirl burner through which combustion air flows is calculated from the sum of the smallest cross-sectional areas of all swirl tubes 17 along their length or axial extent. Assuming that all swirl tubes 17 are of identical design, the area FP of the pilot burner 15 designed as a swirl burner through which combustion air flows is calculated from the smallest cross-sectional area of one of the swirl tubes 17 multiplied by the number of swirl tubes 17.

Die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FH des Hauptbrenners 14 und die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FP des Pilotbrenners 15 sind von Verbrennungsluft und Brennstoff durchströmt. Da nur die Aufteilung der Verbrennungsluftströmung zwischen Hauptbrenner 14 und Pilotbrenner 15 von dem Verhältnis FH/FP abhängt, jedoch nicht die Menge des jeweils eingebrachten Brennstoffs, werden die Flächen FH und FP als verbrennungsluftdurchströmte Flächen bezeichnet. Combustion air and fuel flow through the combustion air flow area FH of the main burner 14 and the combustion air flow area FP of the pilot burner 15. Since only the distribution of the combustion air flow between the main burner 14 and the pilot burner 15 depends on the FH/FP ratio, but not the amount of fuel introduced, the areas FH and FP are referred to as combustion air flow areas.

Ein solcher Gasturbinenbrenner ist besonders bevorzugt, um sowohl Erdgas als auch Wasserstoff mit voller Flexibilität, also sowohl zu 100 % Erdgas als auch zu 100 % Wasserstoff sowie beliebige Gemische aus Erdgas und Wasserstoff, stabil mit geringen Emissionen zu verbrennen. Der als Strahlbrenner ausgebildete Hauptbrenner 14 verfügt vorzugsweise zwischen 40 und 120, insbesondere zwischen 60 und 100, besonders bevorzugt zwischen 60 und 80, geradlinig verlaufende Strahlrohre 16. Diese erstrecken sich geradlinig von der Eintrittsseite zur Austrittsseite derselben, wobei im Bereich der Eintrittsseite Gas und Verbrennungsluft in die Strahlrohre 16 eintritt und im Bereich der Austrittsseite derselben das Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft aus denselben austritt und in die Verbrennungszone 13 eintritt. Such a gas turbine burner is particularly preferred for burning both natural gas and hydrogen with full flexibility, i.e. both 100% natural gas and 100% hydrogen as well as any mixtures of natural gas and hydrogen, stably with low emissions. The main burner 14, designed as a jet burner, preferably has between 40 and 120, in particular between 60 and 100, particularly preferably between 60 and 80, straight jet pipes 16. These extend straight from the inlet side to the outlet side thereof, wherein in the region of the inlet side, gas and combustion air enters the jet pipes 16 and in the region of the outlet side thereof, the mixture of fuel and combustion air exits from the same and enters the combustion zone 13.

Der in Fig. 1 als Drallbrenner ausgebildete Pilotbrenner 15 weist insbesondere zwischen 10 und 35, vorzugsweise zwischen 15 und 30, besonders bevorzugt zwischen 15 und 25, wendeiartig oder helixartig verlaufenden Drallrohre 17 auf. The pilot burner 15, which is designed as a swirl burner in Fig. 1, has in particular between 10 and 35, preferably between 15 and 30, particularly preferably between 15 and 25, spiral or helical swirl tubes 17.

Die Wickelrichtung der wendeiartig oder helixartig verlaufenden Drallrohre 17 erstreckt sich um eine Längsmittelachse des Pilotbrenner 15, die mit einer Längsmit- telachse des Flammrohrs 12 vorzugsweise zusammenfällt. The winding direction of the spiral or helical swirl tubes 17 extends around a longitudinal center axis of the pilot burner 15, which preferably coincides with a longitudinal center axis of the flame tube 12.

Fig. 2 zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel eines Gasturbinenbrenners 10, der sich vom Ausführungsbeispiel der Fig. 1 lediglich dadurch unterscheidet, dass der Pilotbrenner 15, der radial außen vom Hauptbrenner 14 umgeben ist, nicht als Drallbrenner mit einer Vielzahl von Drallrohren 17 ausgebildet ist, sondern vielmehr als Konusbrenner bzw. Kegelbrenner. Fig. 2 shows a second embodiment of a gas turbine burner 10, which differs from the embodiment of Fig. 1 only in that the pilot burner 15, which is surrounded radially on the outside by the main burner 14, is not designed as a swirl burner with a plurality of swirl tubes 17, but rather as a conical burner.

Ebenso wie der in Fig. 1 gezeigte, als Drallbrenner ausgebildete Pilotbrenner 15 stellt ein als Konusbrenner bzw. Kegelbrenner ausgebildeter Pilotbrenner 15 eine verdrahte Strömung eines Gemischs aus Brennstoff und Verbrennungsluft bereit, die derselbe in den radial inneren Abschnitt der vom Flammrohr 12 definierten bzw. begrenzten Verbrennungszone 13 einbringt. So zeigt Fig. 2 Körper 22, die Segmente eines Konus bzw. Kegel ausbilden. Diese Körper 22 sind insbesondere als konusartige bzw. kegelartige Schalen mit einer Erstreckung von in etwa 90° ausgebildet, die parallel zu ihrer zentralen Achse unter Ausbildung von Schlitzen 23 zwischen denselben zueinander versetzt sind. Über die Schlitze 23 gelangt Verbrennungsluft in einen radial innen von den ko- nusartigen bzw. kegelartigen Körpern 22 begrenzten Hohlraum, wobei in diesen Hohlraum Brennstoff einerseits über eine Düse 24 und andererseits über Brennstofflöcher 25 eingebracht werden kann. So wird im Bereich des Konusbrenners bzw. Kegelbrenners Gas mit Verbrennungsluft einerseits unmittelbar stromaufwärts der Verbrennungszone 13 und damit unmittelbar stromaufwärts des Flammrohrs 12 dadurch gemischt, dass über die Brennstofföffnungen 25 Brennstoff nach radial innen in den von den Körpern 22 begrenzten Raum strömt und dort über die Schlitze 23 eintretende Verbrennungsluft mit derselben vermischt wird. Zusätzlich kann stromaufwärts Brennstoff über die Düse 24 in den von den konusartigen oder kegelartigen Körpern 22 begrenzten Hohlraum eingebracht werden. Just like the pilot burner 15 designed as a swirl burner shown in Fig. 1, a pilot burner 15 designed as a conical burner provides a wired flow of a mixture of fuel and combustion air, which it introduces into the radially inner section of the combustion zone 13 defined or delimited by the flame tube 12. Fig. 2 shows bodies 22 that form segments of a cone or cone. These bodies 22 are designed in particular as conical or cone-like shells with an extension of approximately 90°, which are offset from one another parallel to their central axis with the formation of slots 23 between them. Combustion air reaches a cavity defined radially inward by the conical or cone-like bodies 22 via the slots 23, wherein fuel can be introduced into this cavity via a nozzle 24 and via fuel holes 25. Thus, in the region of the conical or conical burner, gas is mixed with combustion air directly upstream of the combustion zone 13 and thus directly upstream of the flame tube 12 by fuel flowing radially inward via the fuel openings 25 into the space defined by the bodies 22, where combustion air entering via the slots 23 is mixed with the same. In addition, fuel can be introduced upstream via the nozzle 24 into the cavity delimited by the conical or cone-like bodies 22.

Bei einem als Konusbrenner oder Kegelbrenner ausgebildeten Pilotbrenner 15 entspricht die verbrennungsluftdurchströmte Fläche FP des Pilotbrenners 15 der kleinsten Querschnittsfläche des Hohlraums des Konusbrenners oder Kegelbrenners, den die Körper 22 des Konusbrenners oder Kegelbrenners, welche die Segmente des Konus oder Kegels des Konusbrenners oder Kegelbrenners ausbilden, radial innen begrenzen. In the case of a pilot burner 15 designed as a conical burner or conical burner, the area FP of the pilot burner 15 through which combustion air flows corresponds to the smallest cross-sectional area of the cavity of the conical burner or conical burner, which is delimited radially on the inside by the bodies 22 of the conical burner or conical burner, which form the segments of the cone or cone of the conical burner or conical burner.

Sowohl im Bereich des Hauptbrenners 14 als auch im Bereich des jeweiligen Pilotbrenners 15 erfolgt demnach eine Vormischung von Brennstoff und Verbrennungsluft. Im Bereich des Hauptbrenners 14 erfolgt diese Mischung eintrittsseitig im Bereich der Strahlrohre 16, wobei die Strahlrohre 16 dann eine Mischstrecke für den Brennstoff und die Verbrennungsluft bereitstellen. Ein Verhältnis l/d zwischen der Mischstrecke I der Strahlrohre 16 und einem Durchmesser d derselben ist vorzugsweise größer als 5, besonders bevorzugt größer als 10. Bei diesem Durchmesser d der Strahlrohre 16 des Verhältnisses l/d handelt es sich um den kleinsten Durchmesser derselben entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. Im Ausführungsbeispiel der Fig. 1 erfolgt auch im Bereich des als Drallbrenner ausgebildeten Pilotbrenners 15 eine Vormischung von Brennstoff und Verbrennungsluft in den Drallrohren 17, sodass dann die Drallrohre 17 eine Mischstrecke für Brennstoff und Verbrennungsluft bereitstellen, deren Verhältnis l/d zwischen der Mischstrecke I der Drallrohre und dem Durchmesser d der Drallrohre wiederum größer als 5, vorzugsweise größer als 10 ist. Bei diesem Durchmesser d der Drallrohre 17 des Verhältnisses l/d handelt es sich um den kleinsten Durchmesser derselben entlang ihrer Länge oder axialen Erstreckung. Accordingly, a premixing of fuel and combustion air takes place both in the area of the main burner 14 and in the area of the respective pilot burner 15. In the area of the main burner 14, this mixing takes place on the inlet side in the area of the jet pipes 16, with the jet pipes 16 then providing a mixing section for the fuel and the combustion air. A ratio l/d between the mixing section l of the jet pipes 16 and a diameter d thereof is preferably greater than 5, particularly preferably greater than 10. This diameter d of the jet pipes 16 of the ratio l/d is the smallest diameter of the jet pipes along their length or axial extent. In the embodiment of Fig. 1, a premixing of fuel and combustion air also takes place in the swirl tubes 17 in the area of the pilot burner 15 designed as a swirl burner, so that the swirl tubes 17 then provide a mixing section for fuel and combustion air, the ratio l/d of which between the mixing section l of the swirl tubes and the diameter d of the swirl tubes is again greater than 5, preferably greater than 10. This diameter d of the swirl tubes 17 of the ratio l/d is the smallest diameter of the same along their length or axial extent.

Im Bereich des in Fig. 2 gezeigten Pilotbrenners 15 erfolgt auch eine Vormischung von Brennstoff und Verbrennungsluft stromaufwärts der Verbrennungszone 13, nämlich einerseits unmittelbar stromaufwärts des Flammrohrs 12 im Bereich der Brennstofföffnungen 25 und andererseits stromaufwärts hierzu im Bereich der Düse 24. In the area of the pilot burner 15 shown in Fig. 2, a premixing of fuel and combustion air also takes place upstream of the combustion zone 13, namely on the one hand directly upstream of the flame tube 12 in the area of the fuel openings 25 and on the other hand upstream thereof in the area of the nozzle 24.

Sowohl in Fig. 1 als auch in Fig. 2 ist zwischen dem Hauptbrenner 14 und dem Pilotbrenner 15 eine Resonatorkammer 26 ausgebildet. Diese Resonatorkammer 26 ist durch eine Wandung 27 begrenzt und schließt ein Luftvolumen ein, welches über mindestens einen Resonatorhals 29 mit einer Öffnung 28 in die von dem Flammrohr 12 begrenzte Verbrennungszone 13 mündet. Die Resonatorkammer 26 wirkt als Helmholtz-Resonator und stellt eine akustische Dämpfung für den Gasturbinenbrenner 10 bereit. Die Resonatorfrequenz hängt insbesondere von der Länge des Resonatorhalses 29 und der Größe des Volumens der Resonatorkammer 26 ab. Der Gasturbinenbrenner 10 kann so akustisch stabilisiert werden, wodurch eine Beschädigungsgefahr desselben infolge von thermoakustischen Instabilitäten reduziert wird. Der mindestens eine Resonatorhals 29 stellt auch Kühlluft bereit, um die Brenneroberfläche zu kühlen. Die die Resonatorkammer 26 betreffenden Merkmale können auch unabhängig von den das Verhältnis FH/FP und die die Verhältnisse l/d betreffenden Merkmalen an einem Gasturbinenbrenner vorteilhaft zum Einsatz kommen. Wie bereits ausgeführt, kann sowohl dem Hauptbrenner 14 als auch dem Pilotbrenner 15 Brennstoff ausgehend von der Brennstoffgalerie 21 zugeführt werden. Die Brennstoffgalerie 21 weist dabei an einem dem Hauptbrenner 14 sowie Pilotbrenner 15 zugewandten Abschnitt 21 a eine plattenartige Kontur auf, an einem vom Hauptbrenner 14 und Pilotbrenner 15 abgewandten Abschnitt 21 b ist die Brennstoffgalerie 21 hingegen dachartig oder gewölbt ausgebildet. Damit können durch thermische Temperaturzyklen verursachte Formänderungen im Bereich der Brennstoffgalerie kompensiert werden. In both Fig. 1 and Fig. 2, a resonator chamber 26 is formed between the main burner 14 and the pilot burner 15. This resonator chamber 26 is delimited by a wall 27 and encloses an air volume, which opens into the combustion zone 13 delimited by the flame tube 12 via at least one resonator neck 29 with an opening 28. The resonator chamber 26 acts as a Helmholtz resonator and provides acoustic damping for the gas turbine burner 10. The resonator frequency depends in particular on the length of the resonator neck 29 and the volume of the resonator chamber 26. The gas turbine burner 10 can thus be acoustically stabilized, thereby reducing the risk of damage to the same due to thermoacoustic instabilities. The at least one resonator neck 29 also provides cooling air to cool the burner surface. The features relating to the resonator chamber 26 can also be used advantageously in a gas turbine burner independently of the features relating to the FH/FP ratio and the l/d ratios. As already explained, fuel can be supplied to both the main burner 14 and the pilot burner 15 from the fuel gallery 21. The fuel gallery 21 has a plate-like contour on a section 21a facing the main burner 14 and pilot burner 15, while the fuel gallery 21 has a roof-like or curved shape on a section 21b facing away from the main burner 14 and pilot burner 15. This allows for the compensation of deformations in the area of the fuel gallery caused by thermal temperature cycles.

Es kann die Gefahr von unzulässig hohen thermischen Spannungen in der Brennstoffgalerie 21 reduziert werden, wodurch einer Werkstoffversprödung oder plastischen Verformung der Brennstoffgalerie 21 entgegengewirkt werden kann. The risk of excessively high thermal stresses in the fuel gallery 21 can be reduced, thereby counteracting material embrittlement or plastic deformation of the fuel gallery 21.

Die die Brennstoffgalerie 21 betreffenden Merkmale können auch unabhängig von den das Verhältnis FH/FP und die die Verhältnisse l/d betreffenden Merkmalen an einem Gasturbinenbrenner vorteilhaft zum Einsatz kommen. The features relating to the fuel gallery 21 can also be used advantageously in a gas turbine burner independently of the features relating to the FH/FP ratio and the l/d ratios.

Sowohl der Hauptbrenner 14 mit seinen Strahlrohren 16 als auch der Pilotbrenner 15 und die Brennstoffgalerie 21 können durch 3D-Drucken hergestellt werden. Dies gilt auch für den als Konusbrenner oder Kegelbrenner ausgebildeten Pilotbrenner 15 der Fig. 2 und den als Drallbrenner ausgebildeten Pilotbrenner 15 der Fig. 1. Both the main burner 14 with its jet tubes 16 and the pilot burner 15 and the fuel gallery 21 can be manufactured by 3D printing. This also applies to the pilot burner 15 in Fig. 2, which is designed as a conical burner, and the pilot burner 15 in Fig. 1, which is designed as a swirl burner.

Es ist möglich, den Strahlrohren 16 des Strahlbrenners 14 als auch den Drallrohren 17 des als Drallbrenner ausgebildeten Pilotbrenners 15 der Fig. 1 Thermoelemente zuzuordnen, um mithilfe dieser Thermoelemente einen möglichen Flammenrückschlag in die Rohre hinein zu erkennen. Der erfindungsgemäße Gasturbinenbrenner 10 der Fig. 1 und 2 kombiniert demnach einen als Strahlbrenner ausgebildeten Hauptbrenner 14 mit einem Pilotbrenner 15, der im Gegensatz zum Strahlbrenner 14 das Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft nicht über eine geradlinige Strömung, sondern vielmehr über eine verdrahte Strömung, in die Verbrennungszone 13 des Flammrohrs 12 einbringt, und zwar derart, dass die verdrahte Strömung aus Brennstoff und Verbrennungsluft in einen radial inneren Bereich der Verbrennungszone 13 eintritt, wohingegen die geradlinige Strömung aus Verbrennungsluft und Brennstoff, die der Hauptbrenner 14 bereitsteht, in einen radial äußeren Abschnitt der Verbrennungszone 13 eintritt. It is possible to assign thermocouples to the jet pipes 16 of the jet burner 14 as well as to the swirl pipes 17 of the pilot burner 15 in Fig. 1, which is designed as a swirl burner, in order to detect a possible flashback into the pipes with the aid of these thermocouples. The gas turbine burner 10 according to the invention in Figures 1 and 2 accordingly combines a main burner 14 designed as a jet burner with a pilot burner 15 which, in contrast to the jet burner 14, introduces the mixture of fuel and combustion air into the combustion zone 13 of the flame tube 12 not via a straight-line flow, but rather via a wired flow, in such a way that the wired flow of fuel and combustion air enters a radially inner region of the combustion zone 13, whereas the straight-line flow of combustion air and fuel, which is available to the main burner 14, enters a radially outer section of the combustion zone 13.

Es kann sowohl Erdgas als auch Wasserstoff mit einer hohen Stabilität und geringen Emissionen verbrannt werden, und zwar mit einem flexiblen Mischungsverhältnis aus Erdgas und Wasserstoff zwischen 100% Wasserstoff und 100% Erdgas. Both natural gas and hydrogen can be burned with high stability and low emissions, with a flexible natural gas and hydrogen blend ratio between 100% hydrogen and 100% natural gas.

Die Brennstoffverteilung zwischen dem Hauptbrenner 14 und dem Pilotbrenner 15 ist flexibel einstellbar, insbesondere zwischen einem Teillastbetrieb und einem Volllastbetrieb. The fuel distribution between the main burner 14 and the pilot burner 15 can be flexibly adjusted, in particular between partial load operation and full load operation.

In die Gasturbinenbrenner 10 kann eine Resonatorkammer 27 integriert sein, um den Gasturbinenbrenner 10 akustisch zu stabilisieren. A resonator chamber 27 can be integrated into the gas turbine burner 10 in order to acoustically stabilize the gas turbine burner 10.

Die Brennstoffgalerie 21 des Gasturbinenbrenners 10 ist vorzugsweise so gestaltet, dass thermische Spannungen vermieden werden, ebenso eine Werkstoffversprödung und plastische Verformung derselben. The fuel gallery 21 of the gas turbine burner 10 is preferably designed to avoid thermal stresses, as well as material embrittlement and plastic deformation thereof.

Über eine am Hauptbrenner 14 und/oder Pilotbrenner 15 integrierte Geometrie kann eine Aufnahme für Thermoelemente bereitgesteht werden, um eine Flammenrückschlagerkennung bereitzustehen. Bezugszeichenliste A geometry integrated on the main burner 14 and/or pilot burner 15 can provide a holder for thermocouples in order to provide flashback detection. List of reference symbols

10 Gasturbinenbrenner 10 gas turbine burners

11 Brennkammer 11 Combustion chamber

12 Flammrohr 12 Flame tube

13 Verbrennungszone 13 Combustion zone

14 Hauptbrenner 14 main burners

15 Pilotbrenner 15 pilot burners

16 Strahlrohr 16 jet pipe

17 Drallrohr 17 Swirl tube

18 Brennstoffdüse 18 Fuel nozzle

19 Luftströmung 19 Air flow

20 Strömungskonditionierer 20 flow conditioners

21 Brennstoffgalerie 21 Fuel Gallery

22 Körper 22 bodies

23 Schlitz 23 slot

24 Düse 24 nozzle

25 Brennstofflöcher 25 fuel holes

26 Resonatorkammer 26 Resonator chamber

27 Wandung 27 wall

28 Öffnung 28 Opening

29 Resonatorhals 29 Resonator neck

Claims

Ansprüche Claims 1 . Gasturbinenbrenner (10), mit einer Brennkammer (11 ), die ein Flammrohr (12) aufweist, wobei das Flammrohr (12) eine Verbrennungszone (13) des Gasturbinenbrenners zur Verbrennung eines Brennstoffs unter Anwesenheit von Verbrennungsluft definiert, mit einem Hauptbrenner (14) und mit einem Pilotbrenner (15), wobei der Hauptbrenner (14) den Pilotbrenner (15) radial außen umschließt, wobei der Hauptbrenner (14) als Strahlbrenner mit geradlinig verlaufenden Strahlrohren (16) ausgebildet und eingerichtet ist, in einer geraden Strömung ein Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in einen radial äußeren Abschnitt der Verbrennungszone (13) einzubringen, wobei der Pilotbrenner (15) entweder als Drallbrenner mit einer definierten Anzahl an wendelartig oder helixartig verlaufenden Drallrohren (17) oder als Konusbrenner oder Kegelbrenner ausgebildet und eingerichtet ist, in einer verdrahten Strömung ein Gemisch aus Brennstoff und Verbrennungsluft in einen radial inneren Abschnitt der Verbrennungszone (13) einzubringen, wobei ein Verhältnis FH/FP zwischen der verbrennungsluftdurchström- ten Fläche FH des Hauptbrenners (14) und der verbrennungsluftdurchström- ten Fläche FP des Pilotbrenners (15) zwischen 3 und 6 beträgt. 1 . Gas turbine burner (10), with a combustion chamber (11) having a flame tube (12), wherein the flame tube (12) defines a combustion zone (13) of the gas turbine burner for the combustion of a fuel in the presence of combustion air, with a main burner (14) and with a pilot burner (15), wherein the main burner (14) encloses the pilot burner (15) radially on the outside, wherein the main burner (14) is designed as a jet burner with rectilinear jet tubes (16) and is configured to introduce a mixture of fuel and combustion air into a radially outer section of the combustion zone (13) in a straight flow, wherein the pilot burner (15) is designed either as a swirl burner with a defined number of spiral or helical swirl tubes (17) or as a conical burner or cone burner and is configured to introduce a mixture of fuel and combustion air into a radially inner section of the combustion zone (13), wherein a ratio FH/FP between the combustion air flow area FH of the main burner (14) and the combustion air flow area FP of the pilot burner (15) is between 3 and 6. 2. Gasturbinenbrenner nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis FH/FP zwischen der verbrennungsluftdurchströmten Fläche FH des Hauptbrenners (14) und der verbrennungsluftdurchströmten Fläche FP des Pilotbrenners (15) zwischen 3 und 5, vorzugsweise zwischen 3,5 und 4,5, oder zwischen 4 und 6, vorzugsweise zwischen 4,5 und 5,5, beträgt. 2. Gas turbine burner according to claim 1, characterized in that the ratio FH/FP between the area through which combustion air flows FH of the main burner (14) and the area through which combustion air flows FP of the pilot burner (15) is between 3 and 5, preferably between 3.5 and 4.5, or between 4 and 6, preferably between 4.5 and 5.5. 3. Gasturbinenbrenner nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Hauptbrenner (14) zwischen 40 und 120, vorzugsweise zwischen 40 und 100, besonders bevorzugt zwischen 60 und 80, geradlinig verlaufende Strahlrohre (16) aufweist. 3. Gas turbine burner according to claim 1 or 2, characterized in that the main burner (14) has between 40 and 120, preferably between 40 and 100, particularly preferably between 60 and 80, straight jet pipes (16). 4. Gasturbinenbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Hauptbrenner (14) eingerichtet ist, Brennstoff und Verbrennungsluft im Bereich der geradlinig verlaufenden Strahlrohre (16) im Eintrittsbereich der Strahlrohre (16) zu mischen, ein Verhältnis l/d zwischen einer Mischstrecke I der Strahlrohre (16) und einem Durchmesser d der Strahlrohre (16) größer als 5, vorzugsweise größer als 10 ist. 4. Gas turbine burner according to one of claims 1 to 3, characterized in that the main burner (14) is designed to mix fuel and combustion air in the region of the rectilinear jet pipes (16) in the inlet region of the jet pipes (16), a ratio l/d between a mixing section l of the jet pipes (16) and a diameter d of the jet pipes (16) is greater than 5, preferably greater than 10. 5. Gasturbinenbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass dann, wenn der Pilotbrenner (15) als Drallbrenner ausgebildet ist, derselbe mit zwischen 10 und 35, vorzugsweise zwischen 15 und 30, besonders bevorzugt zwischen 15 und 25, wendeiartig oder helixartig verlaufenden Drallrohre (17) aufweist. 5. Gas turbine burner according to one of claims 1 to 4, characterized in that when the pilot burner (15) is designed as a swirl burner, it has between 10 and 35, preferably between 15 and 30, particularly preferably between 15 and 25, spiral or helical swirl tubes (17). 6. Gasturbinenbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass dann, wenn der Pilotbrenner (15) als Drallbrenner ausgebildet ist, der Drallbrenner eingerichtet ist, Brennstoff und Verbrennungsluft im Bereich der Drallrohre (17) im Eintrittsbereich derselben zu mischen, wobei ein Verhältnis l/d zwischen einer Mischstrecke I der Drallrohre (17) und einem Durchmesser d der Drallrohre (17) größer als 5, vorzugsweise größer als 10 ist. 6. Gas turbine burner according to one of claims 1 to 5, characterized in that when the pilot burner (15) is designed as a swirl burner, the swirl burner is set up to mix fuel and combustion air in the region of the swirl tubes (17) in the inlet region thereof, wherein a ratio l/d between a mixing section l of the swirl tubes (17) and a diameter d of the swirl tubes (17) is greater than 5, preferably greater than 10. 7. Gasturbinenbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass dann, wenn der Pilotbrenner (15) als Konusbrenner oder Kegelbrenner ausgebildet ist, der Konusbrenner oder Kegelbrenner eingerichtet ist, einen ersten Teil des Gases mit Verbrennungsluft unmittelbar stromaufwärts des Flammrohrs (12) und einen zweiten, kleineren Teil des Gases mit Verbrennungsluft weiter stromaufwärts des Flammrohrs (12) zu mischen. 7. Gas turbine burner according to one of claims 1 to 6, characterized in that when the pilot burner (15) is designed as a conical burner or conical burner, the conical burner or conical burner is arranged to mix a first part of the gas with combustion air immediately upstream of the flame tube (12) and a second, smaller part of the gas with combustion air further upstream of the flame tube (12). 8. Gasturbinenbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen dem Hauptbrenner (14) und dem Pilotbrenner (15) eine Resonatorkammer (26) ausgebildet ist, die in die von dem Flammrohr8. Gas turbine burner according to one of claims 1 to 7, characterized in that a resonator chamber (26) is formed between the main burner (14) and the pilot burner (15), which resonator chamber (26) is inserted into the combustion chamber formed by the flame tube (13) definierte Verbrennungszone (13) des Gasturbinenbrenners mündet. (13) defined combustion zone (13) of the gas turbine burner. 9. Gasturbinenbrenner nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Resonatorkammer (26) in die von dem Flammrohr (12) definierte Verbrennungszone (13) des radial zwischen dem Hauptbrenner (14) und dem Pilotbrenner (15) mündet. 9. Gas turbine burner according to claim 8, characterized in that the resonator chamber (26) opens into the combustion zone (13) defined by the flame tube (12) radially between the main burner (14) and the pilot burner (15). 10. Gasturbinenbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 9, gekennzeichnet, durch eine Brennstoffgalerie (21 ), die eingerichtet ist, dem Hauptbrenner10. Gas turbine burner according to one of claims 1 to 9, characterized by a fuel gallery (21) which is arranged to supply the main burner (14) und dem Pilotbrenner (15) Brennstoff zuzuführen, wobei die Brennstoffgalerie (21 ) an einem dem Hauptbrenner (14) und dem Pilotbrenner (15) zugewandten Abschnitt plattenartig und an von dem Hauptbrenner (14) und dem Pilotbrenner (15) abgewandten Abschnitt dachartig oder gewölbt ausgebildet ist. (14) and to supply fuel to the pilot burner (15), wherein the fuel gallery (21) is plate-like in a section facing the main burner (14) and the pilot burner (15) and is roof-like or arched in a section facing away from the main burner (14) and the pilot burner (15).
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