EP2703719A1 - Combustion chamber for a gas turbine, gas turbine and method - Google Patents

Combustion chamber for a gas turbine, gas turbine and method Download PDF

Info

Publication number
EP2703719A1
EP2703719A1 EP12182013.8A EP12182013A EP2703719A1 EP 2703719 A1 EP2703719 A1 EP 2703719A1 EP 12182013 A EP12182013 A EP 12182013A EP 2703719 A1 EP2703719 A1 EP 2703719A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
combustion
bulge
working gas
fuel
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP12182013.8A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Christian Beck
Olga Deiss
Werner Krebs
Bernhard Wegner
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP12182013.8A priority Critical patent/EP2703719A1/en
Publication of EP2703719A1 publication Critical patent/EP2703719A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R2900/03341—Sequential combustion chambers or burners

Abstract

The combustion chamber (410) has two combustion zones (420,421), a housing (412) surrounding the combustion zones, and two burner assemblies. The housing has a curvature (430) in a radial direction, where the curvature forms a cavity (435). A feeding passage (425) of the latter burner assembly opens into the curvature. The ignition of the air-fuel mixture introduced into the curvature takes place within the curvature. The curvature is circumferential and has an annular gap. An independent claim is included for a method for combusting a fuel-air mixture in a gas turbine combustion chamber.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Brennkammer für eine Gasturbine, mit

  • mindestens einer die Brennkammer in Abschnitte unterteilenden ersten und zweiten Verbrennungszone, wobei die zweite Verbrennungszone in Hauptströmungsrichtung auf die erste Verbrennungszone folgt,
  • einem die Verbrennungszonen umgebenden Gehäuse,
  • mindestens einer ersten und zweiten Brenneranordnung, wobei die erste Brenneranordnung zur Verbrennung eines ersten in der ersten Verbrennungszone zu zündenden Arbeitsgasstromes ausgebildet ist, und
    die zweite Brenneranordnung zur Verbrennung eines in der zweiten Verbrennungszone zu zündenden zweiten Arbeitsgasstroms ausgebildet ist,
    wobei der zweite Arbeitsgasstrom mit dem ersten Arbeitsgasstrom vermischbar ist und an einem Ausgang der Brennkammer ein überlagertes Turbineneintrittsprofil erzeugt.
The invention relates to a combustion chamber for a gas turbine, with
  • at least one first and second combustion zones dividing the combustion chamber, the second combustion zone following the first combustion zone in the main flow direction,
  • a housing surrounding the combustion zones,
  • at least one first and second burner assembly, wherein the first burner assembly is formed for combustion of a first to be ignited in the first combustion zone working gas stream, and
    the second burner arrangement is designed for combustion of a second working gas flow to be ignited in the second combustion zone,
    wherein the second working gas stream is mixable with the first working gas stream and generates an overlaid turbine inlet profile at an exit of the combustion chamber.

Die Erfindung bezieht sich auch auf eine Gasturbine mit einer derartigen Brennkammer und auf ein Verfahren zum Verbrennen eines Brennstoff/Luft-Gemisches in einer derartigen Brennkammer.The invention also relates to a gas turbine with such a combustion chamber and to a method for combusting a fuel / air mixture in such a combustion chamber.

Bekannte Gasturbinen umfassen neben einer eingangs genannten Brennkammer einen Verdichter und eine Turbine. Der Verdichter verdichtet der Gasturbine zugeführte Luft, wobei ein Teil dieser Luft der Verbrennung von Brennstoff in der Brennkammer dient und ein Teil zur Kühlung der Gasturbine und/oder der Verbrennungsgase verwendet wird. Die durch den Verbrennungsvorgang in der Brennkammer bereitgestellten heißen Gase werden aus der Brennkammer in die Turbine eingeleitet, wobei sie in dieser entspannen und abkühlen und hierbei unter Leistung von Arbeit Turbinenschaufeln in Rotation versetzen. Mittels dieser Rotationsenergie treibt die Gasturbine eine Arbeitsmaschine an. Bei der Arbeitsmaschine kann es sich beispielsweise um einen Generator handeln.Known gas turbines comprise, in addition to an initially mentioned combustion chamber, a compressor and a turbine. The compressor compresses air supplied to the gas turbine, a portion of which air is used to combust fuel in the combustion chamber and a portion is used to cool the gas turbine and / or the combustion gases. The hot gases provided by the combustion process in the combustion chamber are introduced into the turbine from the combustion chamber, where they relax and cool, causing turbine blades to rotate under the action of work. By means of this rotational energy, the gas turbine drives a working machine at. The work machine may be, for example, a generator.

Moderne Gasturbinen sollen in einem weiten Betriebsbereich den Anforderungen bezüglich Schadstoffemissionen und Umweltfreundlichkeit genügen. Die Erfüllung dieser Anforderungen hängt wesentlich von dem in der Gasturbine eingesetzten Verbrennungssystem ab. Zur Reduktion der Emissionen von Stickoxiden (NOx) können beispielsweise magere Vormischungen des Brennstoffs verwendet werden. Zur Erzielung eines hohen Wirkungsgrades der Gasturbine werden hohe Turbineneintrittstemperaturen angestrebt, die mit hohen Flammentemperaturen in der Brennkammer einhergehen. Hier sind die erwähnten Vormischflammen aufgrund der hohen thermischen Leistungsdichte anfällig für thermoakustische Instabilitäten und die NOx-Emissionen nehmen mit steigender Flammentemperatur exponentiell zu. Auf der anderen Seite ist ein Betrieb der Gasturbine bei möglichst niedrigen Lasten und Flammentemperaturen notwendig, um den Anforderungen der Kraftwerksbetreiber gerecht zu werden. Hier wird der Betriebsbereich nach unten hin durch die bei unvollständigem Ausbrand entstehenden Kohlenmonoxidemissionen (CO) begrenzt. Daher ist es wünschenswert, den Betriebsbereich der Gasturbine in beide Richtungen zu erweitern.Modern gas turbines should meet the requirements in terms of pollutant emissions and environmental friendliness in a wide operating range. The fulfillment of these requirements depends essentially on the combustion system used in the gas turbine. For example, lean premixes of the fuel may be used to reduce emissions of nitrogen oxides (NOx). To achieve a high efficiency of the gas turbine high turbine inlet temperatures are sought, which are associated with high flame temperatures in the combustion chamber. Here, the aforementioned premixed flames are susceptible to thermoacoustic instabilities due to the high thermal power density and the NOx emissions increase exponentially with increasing flame temperature. On the other hand, operation of the gas turbine at the lowest possible loads and flame temperatures is necessary to meet the requirements of power plant operators. Here, the operating range is limited at the bottom by the resulting incomplete burnout carbon monoxide (CO) emissions. Therefore, it is desirable to expand the operating range of the gas turbine in both directions.

Die Emission von Stickoxiden lässt sich auch durch eine Reduzierung der Verweilzeit der Gase in der Brennkammer positiv beeinflussen.The emission of nitrogen oxides can also be positively influenced by reducing the residence time of the gases in the combustion chamber.

Deshalb erfolgt zur weiteren Reduzierung von Stickoxiden bei bekannten Gasturbinen eine nachfolgende Eindüsung eines Brennstoff/Luft-Gemisches in einer zweiten axialen Stufe der Brennkammer, um einem ersten Arbeitsgasstrom einen zweiten Arbeitsgasstrom mit verringerter Verweilzeit in der Brennkammer zu überlagern, so dass mittels einer derartigen zweiten axialen Stufe eine Verringerung der Stickoxidemissionen erreicht werden kann. Durch eine geeignete Fahrweise kann die Beaufschlagung der Axialstufe mit Brennstoff erst bei relativ hohen Lasten erfolgen. Bei niedrigeren Lasten kann die Brennstoffzufuhr zur axialen Stufe komplett abgeschaltet werden und dann wie ein Luftbypass verwendet werden. Dadurch kann die erste Verbrennungszone selbst bei sehr tiefen Lasten mit einer hohen lokalen Flammentemperatur betrieben werden, welche für einen guten Ausbrand und entsprechend niedrige CO-Emissionen sorgt.Therefore, to further reduce nitrogen oxides in known gas turbines, a subsequent injection of a fuel / air mixture in a second axial stage of the combustion chamber to superimpose a second working gas stream with reduced residence time in the combustion chamber to a first working gas flow, so that by means of such a second axial Stage a reduction in nitrogen oxide emissions can be achieved. By suitable driving, the admission of the axial stage with fuel can only take place at relatively high loads. At lower loads, the fuel supply can be switched off completely to the axial stage and then used as an air bypass. This allows the first combustion zone to be operated even at very low loads with a high local flame temperature, which ensures good burnout and correspondingly low CO emissions.

Die zweite Axialstufe dient daher gleichermaßen einer Erweiterung des Betriebsbereiches des Verbrennungssystems zu niedrigeren und höheren Lasten.The second axial stage therefore equally serves to expand the operating range of the combustion system to lower and higher loads.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Brennkammer der eingangs genannten Art, eine Gasturbine mit einer derartigen Brennkammer und ein Verfahren zum Verbrennen eines Brennstoff/Luft-Gemisches in einer derartigen Brennkammer anzugeben, welches besonders schadstoffarm betrieben werden kann.The invention has for its object to provide a combustion chamber of the type mentioned above, a gas turbine with such a combustion chamber and a method for burning a fuel / air mixture in such a combustion chamber, which can be operated with very low emissions.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß bei einer Brennkammer der eingangs genannten Art dadurch gelöst, dass das Gehäuse wenigstens eine eine Kavität ausbildende Auswölbung in radialer Richtung aufweist, wobei wenigstens eine Einleitpassage der zweiten Brenneranordnung zur Einleitung eines Luft/Brennstoff-Gemisches in die Auswölbung mündet, wobei eine Zündung des in die Auswölbung eingeleiteten Brennstoff/Luft-Gemisch innerhalb der Auswölbung erfolgt.The object is achieved in a combustion chamber of the type mentioned above in that the housing has at least one cavity forming a bulge in the radial direction, wherein at least one Einleitpassage the second burner assembly for introducing an air / fuel mixture opens into the bulge, wherein a Ignition of the initiated in the bulge fuel / air mixture within the bulge takes place.

Die Brennkammer ist derart ausgebildet, dass eine Zündung des in die Auswölbung eingeleiteten Brennstoff/Luft-Gemisch innerhalb der Auswölbung erfolgt. Die Erfindung ermöglicht eine Verbrennung brennstoffreicher oder beispielsweise hoch reaktiver Gemische mit hohem Wasserstoffanteil unter Vermeidung hoher Stickoxid- und Kohlenmonoxidemissionen (CO). Mit anderen Worten lässt sich durch die Zündung des in der zweiten axialen Stufe eingedüsten Brennstoff/Luft-Gemisches innerhalb der Auswölbung eine vollständige Umsetzung der Reaktionsteilnehmer an der Verbrennung innerhalb der Kavität vermeiden, welche mit hohen Temperaturen und damit auch hohen Stickoxidemissionen einhergehen würde.The combustion chamber is designed such that ignition of the fuel / air mixture introduced into the bulge occurs within the bulge. The invention enables combustion of fuel-rich or, for example, highly reactive mixtures with a high hydrogen content while avoiding high emissions of nitrogen oxides and carbon monoxide (CO). In other words, can be avoided by the ignition of the injected in the second axial stage fuel / air mixture within the bulge complete conversion of the reactants to the combustion within the cavity, which would be associated with high temperatures and thus high nitrogen oxide emissions.

Dieser Vorteil bleibt erhalten, selbst wenn das in der Auswölbung erzeugte heiße Arbeitsgas im Anschluss an die in der Auswölbung stattfindende Reaktion der Hauptströmung in der Brennkammer beiströmt.This advantage is maintained even if the hot working gas produced in the bulge flows after the reaction taking place in the bulge of the main flow in the combustion chamber.

Die die Brennkammer unterteilende erste und zweite Verbrennungszone kann auch mit erster und zweiter Brennkammerabschnitt bezeichnet werden. Die Brennkammer kann weitere Brennkammerabschnitte umfassen.The first and second combustion zones dividing the combustion chamber may also be designated by first and second combustion chamber sections. The combustion chamber may comprise further combustion chamber sections.

Die erste Brenneranordnung zur Verbrennung eines ersten in der ersten Verbrennungszone zu zündenden Arbeitsgasstromes ist mit mindestens einer Brennstoffzufuhrleitung verbindbar und weist mindestens einen Luftzufuhranschluss auf. Die erste Brenneranordnung kann an dem dem Verdichter zugewandten Ende der Brennkammer angeordnet sein. Die erste Brenneranordnung kann eine Vielzahl an Brennern umfassen, die beispielsweise in axial zueinander versetzt angeordneten Gruppen am stromauf gelegenen Beginn der ersten Verbrennungszone angeordnet sein können.The first burner arrangement for combustion of a first working gas stream to be ignited in the first combustion zone can be connected to at least one fuel supply line and has at least one air supply connection. The first burner arrangement can be arranged at the end of the combustion chamber facing the compressor. The first burner assembly may comprise a plurality of burners, which may be arranged, for example, in axially offset groups at the upstream beginning of the first combustion zone.

Die zweite Brenneranordnung kann bei Bedarf der ersten Brenneranordnung zuschaltbar sein. Die zweite Brenneranordnung ist im Bereich der zweiten Verbrennungszone angeordnet. Beispielsweise kann die zweite Brenneranordnung außerhalb des Gehäuses angeordnet sein und mit mindestens einer Einleitpassage in das Innere der Brennkammer einmünden. Die zweite Brenneranordnung ist mit mindestens einer Brennstoffzufuhrleitung verbindbar und umfasst wenigstens eine Luftzufuhr. Beispielsweise kann die zweite Brenneranordnung einen außen um das Gehäuse herum verlaufenden Brennstoffverteilerring umfassen. Der Brennstoffverteilerring kann auch mit fuel manifold bezeichnet werden. An den Brennstoffverteilerring können eine Vielzahl an um den Umfang des Gehäuses verteilt angeordnete Brennstoffdüsen angeschlossen sein, welche den Brennstoff in eine an eine Luftzufuhr angeschlossene Einleitpassage eindüsen, so dass ein Brennstoff/Luft-Gemisch zu einem Austritt der Einleitpassage strömt. Die Einleitpassagen münden in das Innere der Brennkammer im Bereich der zweiten Verbrennungszone, wobei erfindungsgemäß wenigstens eine der Einleitpassagen in eine Auswölbung des Gehäuses im Bereich der zweiten Verbrennungszone gemäß Anspruch 1 einmündet. Die Einleitpassage kann mit dem die Verbrennungszonen umfassenden Gehäuse einstückig ausgebildet sein.If necessary, the second burner arrangement can be connectable to the first burner arrangement. The second burner arrangement is arranged in the region of the second combustion zone. For example, the second burner arrangement may be arranged outside the housing and open into the interior of the combustion chamber with at least one inlet passage. The second burner arrangement can be connected to at least one fuel supply line and comprises at least one air supply. For example, the second burner arrangement may comprise a fuel distributor ring running around the outside of the housing. The fuel distributor ring may also be referred to as fuel manifold. A plurality of fuel nozzles distributed around the circumference of the housing may be connected to the fuel distributor ring, which inject the fuel into an introduction passage connected to an air supply, so that a fuel / air mixture flows to an outlet of the introduction passage. The inlet passages open into the interior of the combustion chamber in the region of the second Combustion zone, wherein according to the invention at least one of the inlet passages opens into a bulge of the housing in the region of the second combustion zone according to claim 1. The introduction passage may be integrally formed with the housing comprising the combustion zones.

Zur Reduzierung der Stickoxidemissionen kann - wie auch im Stand der Technik üblich - die zweite axiale Stufe ausreichend weit vom stromauf liegenden Anfang der Brennkammer entfernt angeordnet. Die zweite axiale Stufe kann sich mindestens im zweiten Drittel der Brennkammer befinden und kann vorteilhafter Weise näher am stromab gelegenen Ausgang der Brennkammer angeordnet sein.To reduce the nitrogen oxide emissions can - as well as common in the art - the second axial stage sufficiently far away from the upstream start of the combustion chamber away. The second axial stage may be located at least in the second third of the combustion chamber and may advantageously be arranged closer to the downstream exit of the combustion chamber.

Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass zumindest ein Teil des ersten Arbeitsgasstromes mit dem durch die Einleitpassage der zweiten Brenneranordnung eingeleiteten Brennstoff/Luft-Gemisches im Bereich der Auswölbung verwirbelbar ist.It can also be considered advantageous that at least part of the first working gas flow can be fluidized in the region of the bulge with the fuel / air mixture introduced through the inlet passage of the second burner arrangement.

Die Ausgestaltung kann beispielsweise dadurch realisiert werden, dass das Gehäuse derart ausgebildet ist, dass ein Teil des ersten Arbeitsgasstromes in die Kavität umgelenkt wird und zur Zündung des durch die Einleitpassage der zweiten Brenneranordnung in die Auswölbung eingeleiteten Brennstoff/Luft-Gemisches mit diesem eine Wirbelströmung ausbildet. Das durch die zweite Brenneranordnung bereitgestellte Brennstoff/Luft-Gemisch wird mittels des von der ersten Verbrennungszone kommenden ersten Arbeitsgasstroms gezündet und vermischt sich mit diesem, um am Ausgang der Brennkammer ein überlagertes - also gemeinsames - Turbineneintrittsprofil zu erzeugen. Das Turbineneintrittsprofil ist durch das Geschwindigkeits- und das Temperaturprofil des Arbeitsgasstroms bestimmt.The embodiment can be realized, for example, in that the housing is designed in such a way that a part of the first working gas flow is deflected into the cavity and forms a vortex flow with the fuel / air mixture introduced into the bulge through the inlet passage of the second burner arrangement , The fuel / air mixture provided by the second burner arrangement is ignited by means of the first working gas flow coming from the first combustion zone and mixes therewith to produce at the outlet of the combustion chamber a superimposed - ie common - turbine inlet profile. The turbine inlet profile is determined by the velocity and temperature profile of the working gas stream.

Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass die Auswölbung umlaufend ist.It can also be considered advantageous that the bulge is circumferential.

Die Auswölbung kann beispielsweise wulstförmig um das Gehäuse der Brennkammer herum verlaufen.The bulge may, for example, run bead-shaped around the housing of the combustion chamber.

Vorteilhafterweise kann weiter vorgesehen sein, dass die Auswölbung einen Ringspalt aufweist, in welchen eine umlaufende oder mehrere Einleitpassagen der zweiten Brenneranordnung münden.Advantageously, it can further be provided that the bulge has an annular gap into which one or more inlet passages of the second burner assembly open.

Diese Ausgestaltung der Erfindung weist einen besonders einfachen Aufbau auf, wodurch die Herstellungskosten einer die Brennkammer umfassenden Gasturbine gesenkt werden können.This embodiment of the invention has a particularly simple structure, whereby the manufacturing cost of a gas turbine comprising the combustion chamber can be reduced.

Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass die Auswölbung eine axiale Länge L und die Einleitpassage eine Höhe H aufweist und die Länge L das zwei- bis achtfache der Höhe H beträgt.It can also be considered advantageous that the bulge has an axial length L and the inlet passage has a height H and the length L is two to eight times the height H.

Durch dieses Verhältnis zwischen der Länge L und der Höhe H wird eine zum Ausbrand zur Verfügung stehende Aufenthaltszeit des in die Auswölbung einströmenden und zirkulierenden Frischgases eingestellt bzw. das Verhältnis zwischen Volumen der Kavität zu Massenstrom. Der angegebene Bereich gewährleistet hinsichtlich der Reduktion von Stickoxiden einen günstigen Ausbrand.By means of this ratio between the length L and the height H, a residence time of the fresh gas flowing into and circulating in the bulge, which is available for burnout, is set, or the ratio between the volume of the cavity and the mass flow. The specified range ensures a favorable burn-out with regard to the reduction of nitrogen oxides.

Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass das Gehäuse im Bereich der ersten Verbrennungszone ausgehend von einem ersten Durchmesser zur zweiten Verbrennungszone hin konisch erweitert ist.It may also be considered advantageous that the housing is flared in the region of the first combustion zone, starting from a first diameter to the second combustion zone.

Die vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung ermöglicht eine Verzögerung des aus der ersten Verbrennungszone kommenden Arbeitsgasstromes, wobei die konische Aufweitung des Gehäuses wie ein Diffusor wirkt, über dessen Winkel die Zuführung des Arbeitsgasstromes zur Kavität bzw. Auswölbung eingestellt werden kann.The advantageous development of the invention makes it possible to delay the working gas flow coming from the first combustion zone, wherein the conical widening of the housing acts like a diffuser, via whose angle the supply of the working gas flow to the cavity or bulge can be adjusted.

Es kann auch als vorteilhaft angesehen werden, dass der Öffnungswinkel des Konus weniger als 20 Grad beträgt.It can also be considered advantageous that the cone opening angle is less than 20 degrees.

Die Begrenzung des Winkels schränkt den in die Kavität abgelenkten Bruchteil des ersten Arbeitsgasstroms auf zur Verbrennung sinnvolle Werte ein.The limitation of the angle restricts the fraction of the first working gas flow deflected into the cavity to values which are meaningful for combustion.

Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung kann vorsehen, dass
das Gehäuse stromab hinter der Auswölbung einen zweiten Durchmesser aufweist, wobei der zweite Durchmesser größer als der erste Durchmesser ist, so dass die Hauptströmungsgeschwindigkeit vor und nach der Auswölbung in der Brennkammer im Wesentlichen gleich ist.A further advantageous embodiment of the invention can provide that
the housing has a second diameter downstream of the protrusion, wherein the second diameter is greater than the first diameter, so that the main flow velocity before and after the bulge in the combustion chamber is substantially equal.

Das Verhältnis der Durchmesser berücksichtigt den durch die zweite axiale Stufe hervorgerufenen Zuwachs an Massenstrom in der Brennkammer. Üblicherweise beträgt dieser Zuwachs 10 bis 40 % des aus der ersten Verbrennungszone kommenden ersten Arbeitsgasstromes. Die vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung ermöglicht eine im Wesentlichen konstante Hauptströmungsgeschwindigkeit in der Brennkammer, indem der zweite Durchmesser entsprechend größer gewählt ist als der erste Durchmesser.The ratio of the diameters takes into account the increase in mass flow in the combustion chamber caused by the second axial stage. Usually, this increase is 10 to 40% of the first working gas flow coming from the first combustion zone. The advantageous development of the invention allows a substantially constant main flow velocity in the combustion chamber by the second diameter is chosen to be correspondingly larger than the first diameter.

Vorteilhafter Weise kann vorgesehen sein, dass der zweite Durchmesser dem 1- bis 1,2-fachen des ersten Durchmessers entspricht.Advantageously, it can be provided that the second diameter corresponds to 1 to 1.2 times the first diameter.

Bei einem Massenstromzuwachs von 10 bis 40 % in der zweiten axialen Stufen ergibt sich bei dem Verhältnis der Durchmesser gemäß der vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung eine nahezu konstante Hauptströmungsgeschwindigkeit in der Brennkammer.With a mass flow increase of 10 to 40% in the second axial stages results in the ratio of the diameter according to the advantageous development of the invention, a nearly constant main flow velocity in the combustion chamber.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, eine Gasturbine mit einer eingangs genannten Brennkammer anzugeben, welche besonders schadstoffarm betrieben werden kann.Another object of the invention is to provide a gas turbine with a combustion chamber mentioned above, which can be operated with particularly low emissions.

Hierzu weist die Gasturbine eine Brennkammer nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 8 auf.For this purpose, the gas turbine has a combustion chamber according to at least one of claims 1 to 8.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zum Verbrennen eines Brennstoff/Luft-Gemisches in einer Gasturbinenbrennkammer anzugeben, welches besonders schadstoffarm ist.Another object of the invention is to provide a method for burning a fuel / air mixture in a gas turbine combustor, which is particularly low in pollutants.

Das erfindungsgemäße Verfahren zum Verbrennen eines Brennstoff/Luft-Gemisches in einer Gasturbinenbrennkammer umfasst einen ersten Verfahrensschritt, bei welchem ein Brennstoff/Luft-Gemisch in einer ersten Verbrennungszone verbrannt wird und einen ersten heißen Arbeitsgasstrom ausbildet, und einen zweiten Verfahrensschritt, in welchem zur Zündung eines dem ersten Arbeitsgasstrom beizumischenden zweiten Arbeitsgasstroms ein Teil des ersten Arbeitsgasstromes in eine Kavität geleitet wird und hier mit einem zweiten Brennstoff/LuftGemisch in einer Wirbelströmung zur Reaktion gebracht wird, um anschließend in einem dritten Verfahrensschritt der Hauptströmung beigemischt zu werden.The inventive method for combusting a fuel / air mixture in a gas turbine combustor comprises a first process step in which a fuel / air mixture is burned in a first combustion zone and forms a first hot working gas flow, and a second process step in which to ignite a A portion of the first working gas stream is passed into a cavity and is here reacted with a second fuel / air mixture in a turbulent flow to be added to the second working gas stream to be admixed to the first working gas flow, and then to be admixed to the main flow in a third process step.

Die Verfahrensschritte erfolgen in Bezug auf eine konkrete Gasmenge in zeitlicher Abfolge, allerdings kontinuierlich und zeitlich parallel in Bezug auf unterschiedliche, nachströmende Gasmengen. Das erfindungsgemäße Verfahren ermöglicht eine vollständige Umsetzung der Reaktionsteilnehmer an der Verbrennung innerhalb der Kavität zu vermeiden, welche mit hohen Temperaturen und damit auch hohen Stickoxidemissionen einhergehen würde.The process steps take place in relation to a specific amount of gas in chronological order, but continuously and temporally parallel with respect to different, inflowing gas quantities. The process according to the invention makes it possible to avoid a complete conversion of the reactants to the combustion within the cavity, which would be accompanied by high temperatures and thus also high nitrogen oxide emissions.

Dieser Vorteil bleibt erhalten, wenn das in der Kavität erzeugte heiße Arbeitsgas im Anschluss an die in der Kavität stattfindende Reaktion der Hauptströmung beigemischt wird.This advantage is maintained when the hot working gas generated in the cavity is added to the mainstream following the reaction taking place in the cavity.

Weitere zweckmäßige Ausgestaltungen und Vorteile der Erfindung sind Gegenstand der Beschreibung von Ausführungsbeispielen der Erfindung unter Bezug auf die Figur der Zeichnung. Die Bezugszeichen verweisen mit ihrer ersten Stelle auf die Zahl der Abbildung. Die zweite und dritte Stelle des Bezugszeichens ist dann für Figuren gleich gewählt, wenn das in dem dargestellten Ausführungsbeispiel bezeichnete Teil eine gleiche Funktion oder eine im Wesentlichen gleiche Funktion aufweist.Further expedient embodiments and advantages of the invention are the subject of the description of embodiments of the invention with reference to the figure of the drawing. The reference numbers refer to the first place on the Number of picture. The second and third digits of the reference character are then selected the same for figures if the part designated in the illustrated embodiment has an identical function or an essentially identical function.

Dabei zeigt die

Fig.1
eine Gasturbine nach dem Stand der Technik in einer schematischen Schnittansicht,
Fig.2
einen Ausschnitt einer Brennkammer mit zweiter axialer Stufe nach dem Stand der Technik in schematischer Schnittansicht,
Fig.3
einen Ausschnitt eines Ausführungsbeispiels einer erfindungsgemäßen Brennkammer in Seitenansicht, und
Fig.4
einen Ausschnitt des in Figur 3 dargestellten Ausführungsbeispiel in einer schematischen Schnittansicht.
It shows the
Fig.1
a gas turbine according to the prior art in a schematic sectional view,
Fig.2
a detail of a combustion chamber with second axial stage according to the prior art in a schematic sectional view,
Figure 3
a section of an embodiment of a combustion chamber according to the invention in side view, and
Figure 4
a section of the in FIG. 3 illustrated embodiment in a schematic sectional view.

Die Figur 1 zeigt eine schematische Schnittansicht einer Gasturbine 101 nach dem Stand der Technik. Die Gasturbine 101 weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 102 drehgelagerten Rotor 103 mit einer Welle 104 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 106, ein Verdichter 108, ein Verbrennungssystem 109 mit einer Anzahl an Brennkammern 110, die jeweils eine Brenneranordnung 111 und ein Gehäuse 112 umfassen, eine Turbine 114 und ein Abgasgehäuse 115.The FIG. 1 shows a schematic sectional view of a gas turbine 101 according to the prior art. The gas turbine 101 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103 with a shaft 104, which is also referred to as a turbine runner. Along the rotor 103 follow one another an intake housing 106, a compressor 108, a combustion system 109 with a number of combustion chambers 110, each comprising a burner assembly 111 and a housing 112, a turbine 114 and an exhaust housing 115.

Das Verbrennungssystem 109 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal. Dort bilden mehrere hintereinander geschaltete Turbinenstufen die Turbine 114. Jede Turbinenstufe ist aus Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums gesehen folgt im Heißkanal einer aus Leitschaufeln 117 gebildeten Reihe eine aus Laufschaufeln 118 gebildete Reihe. Die Leitschaufeln 117 sind dabei an einem Innengehäuse eines Stators 119 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 118 einer Reihe beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe am Rotor 103 angebracht sind. An dem Rotor 103 ist beispielsweise ein Generator (nicht dargestellt) oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt) angekoppelt.The combustion system 109 communicates with a, for example, annular hot gas channel. There, several turbine stages connected in series form the turbine 114. Each turbine stage is formed of blade rings. As seen in the direction of flow of a working medium follows in the hot runner formed by a vanes 117 series one of blades 118 series formed. The guide vanes 117 are fastened to an inner housing of a stator 119, whereas the moving blades 118 of a row are attached to the rotor 103, for example by means of a turbine disk. On the rotor 103, for example, a generator (not shown) or a working machine (not shown) is coupled.

Während des Betriebes der Gasturbine wird vom Verdichter 108 durch das Ansauggehäuse 106 Luft angesaugt und verdichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 108 bereitgestellte verdichtete Luft wird zu dem Verbrennungssystem 109 geführt und dort im Bereich der Brenneranordnung 111 mit einem Brennstoff vermischt. Das Gemisch wird dann mit Hilfe der Brenneranordnung 111 unter Bildung eines Arbeitsgasstromes im Verbrennungssystem 109 verbrannt. Von dort strömt der Arbeitsgasstrom entlang des Heißgaskanals an den Leitschaufeln 117 und den Laufschaufeln 118 vorbei. An den Laufschaufeln 118 entspannt sich der Arbeitsgasstrom impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 118 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine beziehungsweise einen Generator (nicht dargestellt).During operation of the gas turbine, air is sucked in and compressed by the compressor 108 through the intake housing 106. The compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 108 is fed to the combustion system 109 and mixed there with a fuel in the region of the burner assembly 111. The mixture is then burned by the burner assembly 111 to form a working gas stream in the combustion system 109. From there, the working gas stream flows along the hot gas channel past the vanes 117 and blades 118. At the rotor blades 118, the working gas stream relaxes in a pulse-transmitting manner, so that the rotor blades 118 drive the rotor 103 and drive the rotor 103, which is coupled thereto, or a generator (not shown).

Die Figur 2 zeigt eine schematische Schnittansicht einer Brennkammer 210 mit einer zweiten axialen Stufe gemäß dem Stand der Technik. Die Brennkammer 210 umfasst ein um eine Rotationsachse 202 symmetrisch ausgebildetes Gehäuse 212, welches eine erste Verbrennungszone 220 und eine zweite Verbrennungszone 221 umgibt. Die erste Verbrennungszone 220 und die zweite Verbrennungszone 221 unterteilen die Brennkammer 210 in Abschnitte, wobei die zweite Verbrennungszone 221 in Hauptströmungsrichtung unmittelbar auf die erste Verbrennungszone 220 folgt. Die Brennkammer 210 umfasst mindestens eine erste Brenneranordnung (nicht dargestellt) und eine zweite Brenneranordnung 211, wobei die erste Brenneranordnung (nicht dargestellt) zur Verbrennung eines ersten in der ersten Verbrennungszone 220 zu zündenden Arbeitsgasstromes 222 ausgebildet ist, und die zweite Brenneranordnung 211 zur Verbrennung eines in der zweiten Verbrennungszone 221 zu zündenden zweiten Arbeitsgasstroms 223 ausgebildet ist, wobei der zweite Arbeitsgasstrom 223 mit dem ersten Arbeitsgasstrom 222 vermischbar ist und an einem Ausgang 224 der Brennkammer 210 ein überlagertes Turbineneintrittsprofil erzeugt. Die zweite Brenneranordnung 211 umfasst eine Reihe von Einleitpassagen 225, welche zur Einleitung eines Luft/Brennstoff-Gemisches in die zweite Verbrennungszone 221 münden. Hierzu wird einem Luftstrom 226 aus einem Brennstoffverteiler 227 über Brennstoffdüsen 228 Brennstoff beigemischt, wobei das Luft/Brennstoff-Gemisch durch die Einleitpassagen 225 in die zweite Verbrennungszone 221 eingeleitet und durch den heißen ersten Arbeitsgasstrom 222 in der zweiten Verbrennungszone 221 gezündet wird und sich der Hauptströmung beimischt. In diesem Sinne wird der zweite Arbeitsgasstrom der Hauptströmung beigemischt. Die Hauptströmung in dem Gehäuse 212 besteht im Bereich der zweiten Verbrennungszone 221 aus dem ersten Arbeitsgasstrom 222 und dem durch die zweite axiale Stufe zusätzlich zugeführten Gasen in das Gehäuse 212.The FIG. 2 shows a schematic sectional view of a combustion chamber 210 with a second axial stage according to the prior art. The combustion chamber 210 comprises a housing 212 which is symmetrical about an axis of rotation 202 and which surrounds a first combustion zone 220 and a second combustion zone 221. The first combustion zone 220 and the second combustion zone 221 divide the combustion chamber 210 into sections, with the second combustion zone 221 directly following the first combustion zone 220 in the main flow direction. The combustion chamber 210 includes at least a first burner assembly (not shown) and a second burner assembly 211, wherein the first burner assembly (not shown) is configured to combust a first working gas stream 222 to be ignited in the first combustion zone 220 and the second burner assembly 211 to Combustion of a second working gas stream 223 to be ignited in the second combustion zone 221 is formed, wherein the second working gas stream 223 can be mixed with the first working gas stream 222 and generates an overlaid turbine inlet profile at an exit 224 of the combustion chamber 210. The second burner arrangement 211 comprises a series of introduction passages 225, which open into the second combustion zone 221 for introducing an air / fuel mixture. For this purpose, fuel is mixed with an air stream 226 from a fuel distributor 227 via fuel nozzles 228, wherein the air / fuel mixture is introduced through the introduction passages 225 into the second combustion zone 221 and ignited by the hot first working gas stream 222 in the second combustion zone 221 and the main flow is admixed. In this sense, the second working gas flow of the main flow is added. The main flow in the housing 212, in the region of the second combustion zone 221, consists of the first working gas stream 222 and the additional gas supplied through the second axial stage into the housing 212.

Die Figur 3 zeigt einen Ausschnitt einer erfindungsgemäßen Brennkammer 310 gemäß einem Ausführungsbeispiel in schematischer Darstellung und Seitenansicht. Die erfindungsgemäße Brennkammer 310 umfasst ein Gehäuse 312, welches eine Auswölbung 330 in radialer Richtung aufweist, so dass in der Brennkammer 310 eine Kavität ausgebildet ist. Die Auswölbung 330 ist im Übergangsbereich zwischen einem ersten Gehäuseteil 312a und einem zweiten Gehäuseteil 312b angeordnet, wobei der erste Gehäuseteil 312a eine erste Verbrennungszone (in der Figur nicht sichtbar) umgibt und der zweite Gehäuseteil 312b eine zweite Verbrennungszone (in der Figur nicht sichtbar) umgibt. Die Auswölbung 330 ist somit auch im Übergangsbereich zwischen der ersten und der zweiten Verbrennungszone angeordnet. Eine Brennstoffverteileranordnung 331 umfasst einen Brennstoffverteilerring 332, von welchem eine Vielzahl an in eine Einleitpassage (in der Figur nicht sichtbar) mündenden Brennstoffdüsen 328 abzweigen. Die Einleitpassage (in der Figur nicht sichtbar) mündet über einen Ringspalt (in der Figur nicht sichtbar) in die Auswölbung 330 ein. Die Einleitpassagen (in der Figur nicht sichtbar) dienen der Einleitung eines Luft/Brennstoff-Gemisches in die Auswölbung 330. Die Auswölbung 330 ist umlaufend ausgebildet.The FIG. 3 shows a section of a combustion chamber 310 according to the invention in an embodiment in a schematic representation and side view. The combustion chamber 310 according to the invention comprises a housing 312, which has a bulge 330 in the radial direction, so that a cavity is formed in the combustion chamber 310. The bulge 330 is arranged in the transition region between a first housing part 312a and a second housing part 312b, the first housing part 312a surrounding a first combustion zone (not visible in the figure) and the second housing part 312b surrounding a second combustion zone (not visible in the figure) , The bulge 330 is therefore also arranged in the transition region between the first and the second combustion zone. A fuel rail assembly 331 includes a fuel distributor ring 332 from which a plurality of fuel nozzles 328 opening into an inlet passage (not visible in the figure) branch off. The inlet passage (in the figure not visible) flows into the bulge 330 via an annular gap (not visible in the figure). The inlet passages (not visible in the figure) serve to introduce an air / fuel mixture into the bulge 330. The bulge 330 is formed circumferentially.

Die Figur 4 zeigt eine schematische Schnittansicht der in Figur 3 dargestellten erfindungsgemäßen Brennkammer im Bereich der Auswölbung 430. Die Brennkammer 410 umfasst ein um eine Rotationsachse 402 symmetrisch ausgebildetes Gehäuse 412, welches eine erste Verbrennungszone 420 und eine zweite Verbrennungszone 421 umgibt, wobei die zweite Verbrennungszone 421 in einer Hauptströmungsrichtung 437 unmittelbar auf die erste Verbrennungszone 420 folgt. Der die erste Verbrennungszone 420 umgebende Gehäuseteil ist hierbei mit dem Bezugszeichen 412a gekennzeichnet und der die zweite Verbrennungszone umgebende Gehäuseteil mit dem Bezugszeichen 412b.The FIG. 4 shows a schematic sectional view of the in FIG. 3 The combustion chamber 410 comprises a housing 412 symmetrically formed about an axis of rotation 402, which surrounds a first combustion zone 420 and a second combustion zone 421, the second combustion zone 421 being directly adjacent to the first combustion zone 420 in a main flow direction 437 follows. The housing part surrounding the first combustion zone 420 is identified here by the reference numeral 412a and the housing part surrounding the second combustion zone by the reference numeral 412b.

Das Gehäuse 412 weist im Übergangsbereich zwischen der ersten Verbrennungszone 420 und der zweiten Verbrennungszone 421 eine Auswölbung 430 in radialer Richtung auf, so dass in der Brennkammer 410 eine Kavität 435 ausgebildet ist. In diese Kavität 435 mündet über einen Ringspalt eine von einer Brennstoffverteileranordnung 431 umfasste umlaufende Einleitpassage 425, welche mit dem Gehäuse 412 einstückig ausgebildet ist. Die Brennstoffverteileranordnung 431 umfasst zudem einen Brennstoffverteilerring 432, von welchem in die umlaufende Einleitpassage 425 hineinragende Brennstoffdüsen 428 abzweigen. Die Einleitpassage weist eine Höhe H und die Auswölbung eine axiale Länge L auf.The housing 412 has a bulge 430 in the radial direction in the transition region between the first combustion zone 420 and the second combustion zone 421, so that a cavity 435 is formed in the combustion chamber 410. An encircling introduction passage 425 encompassed by a fuel distributor arrangement 431, which is integrally formed with the housing 412, opens into this cavity 435 via an annular gap. The fuel distributor assembly 431 also includes a fuel distributor ring 432 from which fuel nozzles 428 projecting into the circumferential introduction passage 425 branch off. The introduction passage has a height H and the bulge has an axial length L.

Das Gehäuse 412 ist im Bereich der ersten Verbrennungszone ausgehend von einem ersten Durchmesser D1 zur zweiten Verbrennungszone hin konisch erweitert ist, wobei der Öffnungswinkel des Konus mit α bezeichnet ist. Das Gehäuse 412 stromab hinter der Auswölbung 430 weist einen zweiten Durchmesser D2 auf, wobei der zweite Durchmesser D2 größer ist als der erste Durchmesser D1.The housing 412 is flared in the region of the first combustion zone, starting from a first diameter D 1 to the second combustion zone, wherein the opening angle of the cone is denoted by α. The housing 412 downstream of the bulge 430 has a second diameter D 2 , wherein the second diameter D 2 is greater than the first diameter D 1 .

Die Brennstoffverteileranordnung 431 ist Teil einer zweiten Brenneranordnung zur Verbrennung eines in der zweiten Verbrennungszone 421 zu zündenden zweiten Arbeitsgasstroms. Hierzu ist die Brenneranordnung mit mindestens einer Brennstoffleitung (nicht dargestellt) verbunden zur Versorgung des Brennstoffverteilerringes 432 mit Brennstoff. Der mittels des Brennstoffverteilerrings 432 an die Brennstoffdüsen 428 verteilte Brennstoff wird in die mindestens eine Einleitpassage 425 eingedüst, wo er sich mit einem Luftstrom 426 vermischt. Das Brennstoff/Luft-Gemisch 438 wird über die Einleitpassage 425 in die Auswölbung 430 eingeleitet und verwirbelt im Bereich der Auswölbung 430 mit einem Teil eines ersten Arbeitsgasstromes 439. Das in die Auswölbung 430 eingeleitete Brennstoff/Luft-Gemisch 438 kann auch mit zweitem Brennstoff/LuftGemisch bezeichnet werden. Aufgrund der hohen Temperaturen des Teils des ersten Arbeitsgasstromes 439 wird das zweite Brennstoff/Luft-Gemisch 438 in der Wirbelströmung zur Reaktion gebracht und anschließend der Hauptströmung 442 beigemischt.The fuel distributor assembly 431 is part of a second burner assembly for combustion of a second working gas stream to be ignited in the second combustion zone 421. For this purpose, the burner arrangement is connected to at least one fuel line (not shown) for supplying the fuel distributor ring 432 with fuel. The fuel distributed to the fuel nozzles 428 by means of the fuel distributor ring 432 is injected into the at least one introduction passage 425 where it mixes with an air flow 426. The fuel / air mixture 438 is introduced into the bulge 430 via the introduction passage 425 and swirled in the region of the bulge 430 with part of a first working gas flow 439. The fuel / air mixture 438 introduced into the bulge 430 can also be mixed with second fuel / Be called air mixture. Due to the high temperatures of the portion of the first working gas flow 439, the second fuel / air mixture 438 is reacted in the turbulent flow and then admixed with the main flow 442.

Somit ermöglicht die erfindungsgemäße Brennkammer die Verbrennung eines Brennstoff/Luft-Gemisches, indem mittels einer ersten Brenneranordnung (nicht dargestellt) ein erstes Brennstoff/Luft-Gemisch (nicht dargestellt) in der ersten Verbrennungszone 420 verbrannt wird und einen ersten heißen Arbeitsgasstrom ausbildet und zur Zündung eines dem ersten Arbeitsgasstrom beizumischenden zweiten Arbeitsgasstroms ein Teil des ersten Arbeitsgasstromes 439 in eine Kavität 435 geleitet wird und hier mit einem zweiten Brennstoff/LuftGemisch 438 in einer Wirbelströmung zur Reaktion gebracht wird, und anschließend der Hauptströmung 442 beigemischt wird. Die Hauptströmung 442 wird somit in der ersten Verbrennungszone 420 durch den ersten Arbeitsgasstrom gebildet, von dem ein Teil des ersten Arbeitsgasstromes 439 abgetrennt wird und in der zweiten Verbrennungszone 421 durch den verbleibenden ersten Arbeitsgasstrom, dem das gezündete zweite Brennstoff/Luft-Gemisch 438 in Form eines zweiten Arbeitsgasstromes und der abgetrennte Teil des ersten Arbeitsgasstromes 439 beigemischt wird. Damit die Hauptströmungsgeschwindigkeit der Hauptströmung 442 vor und nach der Auswölbung 430 in der Brennkammer 410 im Wesentlichen konstant ist, ist der Durchmesser D2 entsprechend dem Massenstromzuwachs der Hauptströmung durch die Beimischung des zweiten Arbeitsgasstromes größer zu wählen als der Durchmesser D1. Bei einem Massenstromzuwachs von 10 bis 40 % kann D2 beispielsweise als das 1-bis 1,2-fache von D1 gewählt werden.Thus, the combustor of the present invention facilitates the combustion of a fuel / air mixture by combusting a first fuel / air mixture (not shown) in the first combustion zone 420 by means of a first burner assembly (not shown) and forming a first hot working gas stream and for ignition a portion of the first working gas stream 439 is passed into a cavity 435 and here reacted with a second fuel / air mixture 438 in a turbulent flow, and then the main flow 442 is mixed. The main flow 442 is thus formed in the first combustion zone 420 by the first working gas flow, from which a portion of the first working gas flow 439 is separated and in the second combustion zone 421 by the remaining first working gas flow, the ignited second fuel / air mixture 438 in the form a second working gas stream and the separated part of the first working gas stream 439th is added. So that the main flow velocity of the main flow 442 before and after the bulge 430 in the combustion chamber 410 is substantially constant, the diameter D 2 is to be selected larger than the diameter D 1 in accordance with the mass flow increase of the main flow through the admixture of the second working gas flow. For example, with a mass flow increase of 10 to 40%, D 2 can be chosen to be 1 to 1.2 times D 1 .

Die erfindungsgemäße Brennkammer 410 ermöglicht es, eine vollständige Umsetzung der Reaktionsteilnehmer an der Verbrennung innerhalb der Kavität 435 zu vermeiden, wodurch geringe Stickoxidemissionen bei der Verbrennung ermöglicht werden. Hierzu kann über das Verhältnis von axialer Länge L der Auswölbung 430 und der Höhe H der Einleitpassage eine zum Ausbrand zur Verfügung stehende Aufenthaltszeit des in die Auswölbung einströmenden und zirkulierenden Frischgases eingestellt werden bzw. das Verhältnis zwischen Volumen der Kavität zu Massenstrom. Beispielsweise kann die axiale Länge L das zwei- bis achtfache der Höhe H betragen. Durch den Öffnungswinkel des Konus α kann der in die Kavität abgelenkte Bruchteil des ersten Arbeitsgasstroms 439 auf zur Verbrennung günstige Werte eingestellt werden. Vorteilhafter Weise ist der Winkel kleiner als 20 Grad gewählt.The combustion chamber 410 according to the invention makes it possible to avoid complete conversion of the reactants to the combustion within the cavity 435, thereby allowing low nitrogen oxide emissions during combustion. For this purpose, a residence time of the fresh gas flowing into and circulating in the bulge can be set via the ratio of the axial length L of the bulge 430 and the height H of the introduction passage, or the ratio between the volume of the cavity and the mass flow. For example, the axial length L may be two to eight times the height H. Due to the opening angle of the cone α, the fraction of the first working gas flow 439 deflected into the cavity can be adjusted to values which are favorable for combustion. Advantageously, the angle is chosen smaller than 20 degrees.

Claims (11)

Brennkammer (310,410) für eine Gasturbine (101), mit - mindestens einer die Brennkammer (310,410) in Abschnitte unterteilenden ersten (420) und zweiten Verbrennungszone (421), wobei die zweite Verbrennungszone (421) in Hauptströmungsrichtung (437) auf die erste Verbrennungszone (420) folgt, - einem die Verbrennungszonen umgebenden Gehäuse (412), - mindestens einer ersten und zweiten Brenneranordnung (111,211), - wobei die erste Brenneranordnung (111) zur Verbrennung eines ersten in der ersten Verbrennungszone zu zündenden Arbeitsgasstromes (222) ausgebildet ist, und - die zweite Brenneranordnung (211) zur Verbrennung eines in der zweiten Verbrennungszone (221, 421) zu zündenden zweiten Arbeitsgasstroms (223) ausgebildet ist, - wobei der zweite Arbeitsgasstrom (223) mit dem ersten Arbeitsgasstrom (222) vermischbar ist und an einem Ausgang der Brennkammer (224) ein überlagertes Turbineneintrittsprofil erzeugt,
dadurch gekennzeichnet, dass - das Gehäuse (412) eine eine Kavität (435) ausbildende Auswölbung (330, 430)in radialer Richtung aufweist, wobei wenigstens eine Einleitpassage (425) der zweiten Brenneranordnung in die Auswölbung (330,430) mündet, - und eine Zündung des in die Auswölbung eingeleiteten Brennstoff/Luft-Gemisches innerhalb der Auswölbung erfolgt. Combustion chamber (310, 410) for a gas turbine (101), with at least one first (420) and second combustion zone (421) dividing the combustion chamber (310, 410), wherein the second combustion zone (421) follows the first combustion zone (420) in the main flow direction (437), a housing (412) surrounding the combustion zones, at least one first and second burner arrangement (111, 211), - wherein the first burner assembly (111) for combustion of a first to be ignited in the first combustion zone working gas stream (222) is formed, and the second burner arrangement (211) is designed to burn a second working gas stream (223) to be ignited in the second combustion zone (221, 421), - wherein the second working gas stream (223) is mixable with the first working gas stream (222) and at an output of the combustion chamber (224) generates a superimposed turbine inlet profile,
characterized in that - The housing (412) has a cavity (435) forming bulge (330, 430) in the radial direction, wherein at least one inlet passage (425) of the second burner assembly in the bulge (330,430) opens, - And ignition of the introduced into the bulge fuel / air mixture within the bulge takes place. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Teil des ersten Arbeitsgasstromes (439) mit dem durch die Einleitpassage (425) der zweiten Brenneranordnung eingeleiteten Brennstoff/Luft-Gemisches (438) im Bereich der Auswölbung (330,430) verwirbelbar ist.Combustion chamber according to claim 1,
characterized in that at least part of the first working gas flow (439) can be swirled in the region of the bulge (330, 430) with the fuel / air mixture (438) introduced through the inlet passage (425) of the second burner arrangement. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass die Auswölbung (330,430) umlaufend ist.Combustion chamber according to one of claims 1 or 2,
characterized in that the bulge (330,430) is circumferential. Brennkammer nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, dass die Auswölbung (330, 430) einen Ringspalt aufweist, in welchen eine umlaufende oder mehrere Einleitpassagen (425) der zweiten Brenneranordnung münden.Combustion chamber according to claim 3,
characterized in that the bulge (330, 430) has an annular gap, in which open one or more inlet passages (425) of the second burner assembly. Brennkammer nach einem der vorangehenden Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass die Auswölbung (330,430) eine axiale Länge (L) und die Einleitpassage (425) eine Höhe (H) aufweist, und die axiale Länge (L) das zwei- bis achtfache der Höhe (H) beträgt.Combustion chamber according to one of the preceding claims 1 to 4,
characterized in that the bulge (330, 430) has an axial length (L) and the introduction passage (425) has a height (H), and the axial length (L) is two to eight times the height (H). Brennkammer nach einem der vorangehenden Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse (312,412) im Bereich der ersten Verbrennungszone (420) ausgehend von einem ersten Durchmesser (D1) zur zweiten Verbrennungszone (421) hin konisch erweitert ist.Combustion chamber according to one of the preceding claims 1 to 5,
characterized in that the housing (312.412) in the region of the first combustion zone (420) is flared starting from a first diameter (D 1 ) to the second combustion zone (421). Brennkammer (310,410) nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass der Öffnungswinkel des Konus (α) weniger als 20 Grad beträgt.Combustion chamber (310, 410) according to claim 6,
characterized in that the opening angle of the cone (α) is less than 20 degrees. Brennkammer (310,410) nach Anspruch 6 oder 7,
dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse (412) stromab hinter der Auswölbung (430) einen zweiten Durchmesser (D2) aufweist, wobei der zweite Durchmesser (D2) größer als der erste Durchmesser (D1) ist, so dass die Hauptströmungsgeschwindigkeit vor und nach der Auswölbung (430) in der Brennkammer (410) im Wesentlichen gleich ist.Combustion chamber (310, 410) according to claim 6 or 7,
characterized in that the housing (412) downstream of the bulge (430) has a second diameter (D 2 ), wherein the second diameter (D 2 ) is greater than the first diameter (D 1 ), so that the main flow velocity before and after the bulge (430) in the combustion chamber (410) is substantially equal. Brennkammer (410) nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Durchmesser (D2) dem 1- bis 1,2-fachen des ersten Durchmessers (D1) entspricht.Combustion chamber (410) according to claim 8,
characterized in that the second diameter (D 2 ) corresponds to 1 to 1.2 times the first diameter (D 1 ). Gasturbine (101) mit einer Brennkammer (110,210,310,410),
dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (410) nach wenigstens einem der vorangehenden Ansprüche 1 bis 9 ausgebildet ist.Gas turbine (101) with a combustion chamber (110, 210, 310, 410),
characterized in that the combustion chamber (410) according to at least one of the preceding claims 1 to 9 is formed. Verfahren zum Verbrennen eines Brennstoff/Luft-Gemisches in einer Gasturbinenbrennkammer (410), bei welchem ein Brennstoff/Luft-Gemisch in einer ersten Verbrennungszone (220,420) verbrannt wird und einen ersten heißen Arbeitsgasstrom (222) ausbildet und
zur Zündung eines dem ersten Arbeitsgasstrom (222) beizumischenden zweiten Arbeitsgasstroms (223) ein Teil des ersten Arbeitsgasstromes (439) in eine Kavität (435) geleitet wird und hier mit einem zweiten Brennstoff/Luft-Gemisch (438) in einer Wirbelströmung zur Reaktion gebracht wird, und anschließend der Hauptströmung (442) beigemischt wird.A method of combusting a fuel / air mixture in a gas turbine combustor (410) wherein a fuel / air mixture is combusted in a first combustion zone (220, 420) and forms a first hot working gas stream (222) and
to ignite a second working gas stream (223) to be mixed with the first working gas stream (222), a portion of the first working gas stream (439) is passed into a cavity (435) and reacted here with a second fuel / air mixture (438) in a turbulent flow is added, and then the main flow (442) is added.
EP12182013.8A 2012-08-28 2012-08-28 Combustion chamber for a gas turbine, gas turbine and method Withdrawn EP2703719A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12182013.8A EP2703719A1 (en) 2012-08-28 2012-08-28 Combustion chamber for a gas turbine, gas turbine and method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12182013.8A EP2703719A1 (en) 2012-08-28 2012-08-28 Combustion chamber for a gas turbine, gas turbine and method

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2703719A1 true EP2703719A1 (en) 2014-03-05

Family

ID=46727131

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP12182013.8A Withdrawn EP2703719A1 (en) 2012-08-28 2012-08-28 Combustion chamber for a gas turbine, gas turbine and method

Country Status (1)

Country Link
EP (1) EP2703719A1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2937631A1 (en) * 1979-09-18 1981-04-02 Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart COMBUSTION CHAMBER FOR GAS TURBINES
US5319935A (en) * 1990-10-23 1994-06-14 Rolls-Royce Plc Staged gas turbine combustion chamber with counter swirling arrays of radial vanes having interjacent fuel injection
EP0687864A2 (en) * 1994-05-21 1995-12-20 ROLLS-ROYCE plc A gas turbine engine combustion chamber
EP1108957A1 (en) * 1999-12-16 2001-06-20 Rolls-Royce Plc A combustion chamber

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2937631A1 (en) * 1979-09-18 1981-04-02 Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart COMBUSTION CHAMBER FOR GAS TURBINES
US5319935A (en) * 1990-10-23 1994-06-14 Rolls-Royce Plc Staged gas turbine combustion chamber with counter swirling arrays of radial vanes having interjacent fuel injection
EP0687864A2 (en) * 1994-05-21 1995-12-20 ROLLS-ROYCE plc A gas turbine engine combustion chamber
EP1108957A1 (en) * 1999-12-16 2001-06-20 Rolls-Royce Plc A combustion chamber

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1812756B1 (en) Burner starting method
DE102007004864C5 (en) Combustion chamber of a gas turbine and combustion control method for a gas turbine
DE112010004467B4 (en) INTERMEDIATE OVERHEATING BURNER FOR A GAS TURBINE ENGINE
CH710573A2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine combustor.
CH708992A2 (en) Fuel injector with premixed pilot nozzle.
DE102015122927A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
CH697790B1 (en) Nozzle for directing a fluid into a combustion chamber assembly.
CH704829A2 (en) Gas turbine group and associated operating method.
DE102009025812A1 (en) Coanda injection system for axially stepped low-emission combustion chambers
DE102008003300A1 (en) Fuel flexible triple counter-rotating swirler and method of use
WO2014191495A1 (en) Annular combustion chamber for a gas turbine, with tangential injection for late lean injection
CH707751A2 (en) Method for configuring a downstream fuel and air injection system of a gas turbine.
DE102015122924A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
DE112017001173B4 (en) BURNER ARRANGEMENT, COMBUSTION CHAMBER AND GAS TURBINE
CH702737A2 (en) Combustion chamber with two combustion chambers.
CH707760A2 (en) Gas turbine with a downstream fuel and air injection.
CH701996A2 (en) Injection system for low calorific fuel.
EP2808611B1 (en) Injector for introducing a fuel-air mixture into a combustion chamber
EP1614967B1 (en) Method and premixed combustion system
EP2703720A2 (en) Method for operating a lean burn pre-mix burner of a flue gas turbine and device for carrying out the method
EP2587158A1 (en) Combustion chamber for a gas turbine and burner assembly
EP2236932A1 (en) Burner and method for operating a burner, in particular for a gas turbine
CH708451A2 (en) System for injecting a liquid fuel into a combustion gas flow field.
EP1662202B1 (en) Burner for a gas turbine
EP2808610A1 (en) Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20140903

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

18W Application withdrawn

Effective date: 20161028