EP1284392A1 - Combustion chamber - Google Patents
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- EP1284392A1 EP1284392A1 EP01119561A EP01119561A EP1284392A1 EP 1284392 A1 EP1284392 A1 EP 1284392A1 EP 01119561 A EP01119561 A EP 01119561A EP 01119561 A EP01119561 A EP 01119561A EP 1284392 A1 EP1284392 A1 EP 1284392A1
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- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
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- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
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- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
Definitions
- the invention relates to a combustion chamber arrangement for gas turbines with a variety of in one, in one Turbine space crossing annular gap opening an input section and individual combustion chambers having a transition area, the input section of the individual combustion chambers burners are connected upstream.
- the invention relates also a gas turbine with an inventive structure Combustor assembly.
- combustion chamber assembly used for gas turbines.
- the individual combustion chambers are in two parts constructed, they have an entrance section and a transition area on.
- the entrance section which is directly the burner downstream is used to initiate combustion and is constructed from the point of view of combustion technology.
- the input section usually has one circular cylindrical shape.
- To the entrance section a transition area closes downstream in the flow direction in which the circular cylindrical shape of the Input section of the individual combustion chambers to a circular ring segment is faded out, which eventually turns into one Annular gap opens.
- the annular gap has a transition to one of the combustion chamber arrangements downstream turbine chamber, in which the expanding hot gases on an array from guide vanes and blades. Transfer there the hot gases have kinetic energy on the blades and carry the turbine shaft over it.
- Such a structure of the combustion chamber arrangement has proven to be proven to be advantageous because it combusts the combustion of the Annulus decoupled segment by segment and thus controlled in a targeted manner can be. It can also be divided combustion into individual circular ring segments leads to noise noticeably reduce the turbine.
- the object of the invention is to create a combustion chamber arrangement in which a reduced need for open cooling and thus a lower loss of cold gas required for the combustion is possible.
- the invention proposes that input sections and transition areas of the individual combustion chambers form units which are firmly connected to one another and which are suspended in the gas turbine so as to be movable relative to the burner and / or the annular gap.
- an axial sliding sealing plate between the input section and Burner may be arranged. Because of an axial movement limited relative displacement between the input section and burner are the leaks from there the cold gas flow into the hot gas flow less, and part The cold gas passing through at this point can be due to close to the burner can still be used for combustion. The effective loss of cold gas, that of combustion is not supplied, is therefore significantly lower than in the Solutions known from the prior art.
- connection between entrance sections and transition areas can according to an advantageous development the invention can be created by a weld that Individual combustion chambers can, however, as a whole be made in one piece.
- connection between the entrance sections and the transition areas of the individual combustion chambers conceivable that the high thermal occurring in the combustion chamber arrangement Withstand loads.
- the individual combustion chambers are circular cylindrical, and the transition areas are shaped so that they are one Circle diameter continuously to an annulus sector crossfade. So the entrance section has one for an efficient one Combustion favorable form and in the transition areas the gas flow is essentially free of pressure loss a circular cross-sectional area in a circular ring segment crossfades, which ring segments finally in open an annular gap as a transition into the turbine space. So an even, circular ring enters the turbine chamber Gas flow and forms a good basis for an efficient Use of the kinetic contained in the hot gas stream Energy.
- the invention relates to the described combustion chamber arrangement also a gas turbine, which one described above Combustion chamber assembly contains.
- Figure 1 shows a section of a section from a gas turbine with one constructed according to the invention Combustion chamber arrangement 1.
- the combustion chamber arrangement 1 settles from a plurality of individual combustion chambers 2 (one shown) together.
- Each of the individual combustion chambers 2 is divided into an entrance section 3 and a transition area 4th entrance section 3 and transition area 4 are along a Connection area 5 firmly connected.
- a burner 6 is placed on the input section 3, which is fixed to an outer shell of the turbine housing is connected and the input section 3 of the single combustion chamber 2 axially movable on sliding surfaces 7.
- the input section 3 has in the end region on the burner side the individual combustion chamber 2 an axial sealing plate 8 on Sealing the burner 6 - inlet section 3 connection.
- a turbine chamber 9 Fluidically downstream of the transition area 4 a turbine chamber 9, in which the combustion in the Single combustion chamber 2 generated hot gas flow through an annular gap 10, in which the transition areas 4 of the individual combustion chambers 2 open, passes.
- the transition areas 4 of the individual combustion chambers 2 are via articulated connections 11 with a Guide vane carrier 12 of the turbine chamber 9 connected. about this connection can be angled to the axial direction of the Individual combustion chambers 2 occurring relative movements between the burner 6 fixed to the outer housing and the guide vane carrier 12, on which the transition area 4 is arranged is to be balanced.
- the articulated attachment 11 of the transition area 4 on the guide vane carrier 12 manages essentially without additional cooling, the axially displaceable fixing of the input section 3 on Burner 6 with the sliding surfaces 7 and the axial sealing plate 8 can be designed so that even with arrangement a suspension is in the cold gas flow and none or only a little additional (open) cooling at this point is required.
- there is the connection point between burner 6 and inlet section 3 so close to the combustion zone, that cold gas entering there also burned and thus to increase the combustion efficiency and used to reduce nitrogen oxide emissions can.
- FIG. 2 is a perspective view of a section from the combustion chamber arrangement 1 according to the invention.
- the individual combustion chambers 2 are also clearly visible here arranged in a ring and at an angle to the machine axis are. Entrance sections are also clearly visible 3 and transition areas 4 of the individual combustion chambers 2 as well as the connection areas 5. Particularly in this illustration The ring-shaped outlet openings are clearly visible 13 of the transition areas 4, from which the Hot gas flow into an annular gap leading to the turbine space transforms.
- the Input sections 3 of the individual combustion chambers 2 a cylindrical Shape with a circular base.
- the inventive fixed connection between the input section and transition area of the individual combustion chambers and the movable arrangement of the input section and / or Transition areas of the individual combustion chambers on the respective turbine elements is used to cool the state of the art known two-part designs of the individual combustion chambers in the connection area between the entrance section and Transition area required open cooling air flow saved and is therefore available for combustion. This leads to efficient combustion with reduced emissions of stick oxides.
- the individual combustion chambers according to the invention compared to those from the prior art known two-part embodiments manufactured cheaper what lowers the overall production cost.
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Abstract
Um eine Brennkammeranordnung (1) für Gasturbinen mit einer Vielzahl von in einen gemeinsamen, in einen Turbinenraum (9) überleitenden Ringspalt (10) mündenden, einen Eingangsabschnitt (3) und einen Übergangsbereich (4) aufweisenden Einzelbrennkammern (2), bei der den Eingangsabschnitten (3) der Brennkammeranordnung (2) jeweils Brenner (6) vorgeschaltet sind, dahingehend weiterzubilden, daß ein verringerter Bedarf an offener Kühlung und damit ein geringerer Verlust von für die Verbrennung erforderlichem Kaltgas möglich ist, wird mit der Erfindung vorgeschlagen, daß Eingangsabschnitte (3) und Übergangsbereiche (4) der Einzelbrennkammern (2) fest miteinander verbundene Einheiten bilden, die in der Gasturbine relativ beweglich zu dem Brenner (6) und/oder dem Ringspalt (10) aufgehängt sind. Eine neuartige Gasturbine mit einer erfindungsgemäß ausgebildeten Brennkammeranordnung ist ebenfalls Gegenstand der Erfindung. <IMAGE>Around a combustion chamber arrangement (1) for gas turbines with a plurality of individual combustion chambers (2) opening into a common annular gap (10) leading into a turbine space (9) and having an inlet section (3) and a transition area (4), in which the inlet sections (3) the combustion chamber arrangement (2) each have burners (6) connected up to the extent that a reduced need for open cooling and thus less loss of cold gas required for combustion is possible, the invention proposes that inlet sections (3 ) and transition regions (4) of the individual combustion chambers (2) form units which are firmly connected to one another and which are suspended in the gas turbine so as to be movable relative to the burner (6) and / or the annular gap (10). A novel gas turbine with a combustion chamber arrangement designed according to the invention is also the subject of the invention. <IMAGE>
Description
Die Erfindung betrifft eine Brennkammeranordnung für Gasturbinen mit einer Vielzahl von in einem gemeinsamen, in einen Turbinenraum überleitenden Ringspalt mündenden, einen Eingangsabschnitt und einen Übergangsbereich aufweisenden Einzelbrennkammern, wobei dem Eingangsabschnitt der Einzelbrennkammern jeweils Brenner vorgeschaltet sind. Die Erfindung betrifft ferner eine Gasturbine mit einer erfindungsgemäß aufgebauten Brennkammeranordnung.The invention relates to a combustion chamber arrangement for gas turbines with a variety of in one, in one Turbine space crossing annular gap opening an input section and individual combustion chambers having a transition area, the input section of the individual combustion chambers burners are connected upstream. The invention relates also a gas turbine with an inventive structure Combustor assembly.
Unter den verschiedenen für Gasturbinen bekannten Brennkammerkonzepten wird derzeit vielfach eine aus mehreren Einzelbrennkammern aufgebaute Brennkammeranordnung verwendet. Hierbei findet die Verbrennung eines Luft-Treibstoff-Gemisches gezündet durch einen Brenner in jeder der Einzelbrennkammern getrennt statt. Die Einzelbrennkammern sind dazu zweiteilig aufgebaut, sie weisen einen Eingangsabschnitt und einen Übergangsbereich auf. Der Eingangsabschnitt, der direkt dem Brenner nachgeschaltet ist, dient zur Initiierung der Verbrennung und ist unter verbrennungstechnischen Gesichtspunkten konstruiert. Dabei weist der Eingangsabschnitt üblicherweise eine kreiszylindrische Form auf. An den Eingangsabschnitt schließt sich in Strömungsrichtung nachgeschaltet ein Übergangsbereich an, in welchem die kreiszylindrische Form des Eingangsabschnittes der Einzelbrennkammern zu einem Kreisringsegment überblendet wird, welches schließlich in einen Ringspalt mündet.Among the various combustion chamber concepts known for gas turbines is currently one of several individual combustion chambers built combustion chamber assembly used. in this connection finds the combustion of an air-fuel mixture ignited by a burner in each of the individual combustion chambers held separately. The individual combustion chambers are in two parts constructed, they have an entrance section and a transition area on. The entrance section, which is directly the burner downstream is used to initiate combustion and is constructed from the point of view of combustion technology. The input section usually has one circular cylindrical shape. To the entrance section a transition area closes downstream in the flow direction in which the circular cylindrical shape of the Input section of the individual combustion chambers to a circular ring segment is faded out, which eventually turns into one Annular gap opens.
Der Ringspalt besitzt einen Übergang zu einer der Brennkammeranordnung strömungstechnisch nachgeschalteten Turbinenkammer, in welcher die expandierenden Heißgase auf eine Anordnung aus Leitschaufeln und Laufschaufeln treffen. Dort übertragen die Heißgase kinetische Energie auf die Laufschaufeln und tragen über diese die Turbinenwelle an. The annular gap has a transition to one of the combustion chamber arrangements downstream turbine chamber, in which the expanding hot gases on an array from guide vanes and blades. Transfer there the hot gases have kinetic energy on the blades and carry the turbine shaft over it.
Ein derartiger Aufbau der Brennkammeranordnung hat sich als vorteilhaft erwiesen, da damit die Verbrennung bezüglich des Ringraumes segmentweise entkoppelt und so gezielt gesteuert werden kann. Darüber hinaus läßt sich über eine Aufteilung der Verbrennung in einzelne Kreisringsegmente die Lärmentwicklung der Turbine merklich reduzieren.Such a structure of the combustion chamber arrangement has proven to be proven to be advantageous because it combusts the combustion of the Annulus decoupled segment by segment and thus controlled in a targeted manner can be. It can also be divided combustion into individual circular ring segments leads to noise noticeably reduce the turbine.
Bei bekannten Brennkammeranordnungen der eingangs genannten Art ist der Eingangsabschnitt der Einzelbrennkammern jeweils an einer äußeren Gehäuseschale bzw. am Brenner, der Übergangsbereich am Leitschaufelträger des Turbinenraums festgelegt. Da aufgrund von unterschiedlicher Materialien bzw. unterschiedlicher Aufheizung die äußere Gehäuseschale, an der der Eingangsabschnitt festgelegt ist, und der Leitschaufelträger unterschiedliche thermische Ausdehnungen erfahren, ergeben sich dadurch bedingte Relativbewegungen zwischen den genannten Teilen und damit auch zwischen den an ihnen festgelegten Eingangsabschnitten und Übergangsbereichen der Einzelbrennkammern. Um diese abzufangen, wird bei bekannten Brennkammeranordnungen die Einzelbrennkammer zweiteilig aufgebaut, mit separaten Eingangsabschnitten und Übergangsbereichen. Zum Ausgleich der Relativbewegungen sind zwischen den genannten Bauteilen sogenannte Springclip-Verbindungen angeordnet, die eine Relativverschiebung zwischen den Bauteilen ermöglichen und durch Anordnung einer Feder die genannten Elemente in eine Normalstellung relativ zueinander zurückzwingen. Das Vorsehen einer derartigen Federung im Heißbereich der Verbindung zwischen Eingangsabschnitt und Übergangsbereich erfordert eine zusätzliche Kühlung, die aufgrund des zwischen den Bauteilen verbleibenden Spalt als offene Kühlung ausgebildet sein muß.In known combustion chamber arrangements of the aforementioned Kind is the entrance section of each combustion chamber on an outer housing shell or on the burner, the transition area fixed to the guide vane carrier of the turbine space. Because of different materials or different Heating up the outer shell on the the entrance section is fixed and the vane support experience different thermal expansions resulting relative movements between the mentioned parts and thus also between the specified on them Entrance sections and transition areas of the individual combustion chambers. To intercept this, known combustion chamber arrangements the single combustion chamber is made up of two parts, with separate entrance sections and transition areas. To the Compensation of the relative movements are between the above Components arranged so-called spring clip connections that enable a relative displacement between the components and by arranging a spring said elements in one Force the normal position back relative to each other. The provision such a suspension in the hot area of the connection between the entrance section and transition area requires a additional cooling due to the between the components remaining gap be designed as an open cooling got to.
Dies bedeutet einen Verlust der zur Verbrennung verfügbaren Luft. Der Kühlbedarf für den Verbindungsbereich zwischen den Eingangsabschnitten und Übergangsbereichen der Einzelbrennkammern liegt dabei im Bereich von etwa 1 bis 2 % des Gesamtmassenstroms. Einerseits hinsichtlich einer allgemeinen effizienten Verbrennung und insbesondere im Hinblick auf die Verringerung des Stickoxyd-(NOX)Ausstoßes der Turbine fehlt dieser zur Kühlung der Verbindungsbereiche aufgewendete Anteil des Gasstroms. Zudem besteht ein negativer Einfluß auf den Gasturbinenwirkungsgrad.This means a loss of the available for combustion Air. The cooling requirement for the connection area between the Entrance sections and transition areas of the individual combustion chambers lies in the range of about 1 to 2% of the total mass flow. On the one hand with regard to a general efficient Incineration and especially in terms of reduction the nitrogen oxide (NOX) emissions of the turbine are missing portion used to cool the connection areas of the gas flow. There is also a negative impact on the Gas turbine efficiency.
Ausgehend von diesem Stand der Technik liegt der Erfindung somit die Aufgabe zugrunde, eine Brennkammeranordnung zu schaffen, bei der ein verringerter Bedarf an offener Kühlung und damit ein geringerer Verlust von für die Verbrennung erforderlichen Kaltgas möglich ist.Based on this prior art, the object of the invention is to create a combustion chamber arrangement in which a reduced need for open cooling and thus a lower loss of cold gas required for the combustion is possible.
Zur Lösung dieser Aufgabe wird mit der Erfindung vorgeschlagen, daß Eingangsabschnitte und Übergangsbereiche der Einzelbrennkammern fest miteinander verbundene Einheiten bilden, die in der Gasturbine relativ beweglich zu dem Brenner und/oder dem Ringspalt aufgehängt sind.To achieve this object, the invention proposes that input sections and transition areas of the individual combustion chambers form units which are firmly connected to one another and which are suspended in the gas turbine so as to be movable relative to the burner and / or the annular gap.
Dadurch, daß die Einzelbrennkammern mit fest miteinander verbundenen Eingangsabschnitten und Übergangsbereichen ausgeführt werden, entfällt der für Verbindungskonstruktionen aus dem Stand der Technik erforderliche Kühlbedarf im Verbindungsbereich zwischen den genannten Elementen, die eingesparte Kühlluft kann der Verbrennung zugeführt werden. Dies erhöht die Effizienz der Verbrennung und trägt insbesondere zur Reduzierung der bei unvollständiger Verbrennung entstehenden Stickoxyde (NOX) bei.Characterized in that the individual combustion chambers with firmly connected Entrance sections and transition areas executed are omitted for connecting structures state of the art required cooling in the connection area between the elements mentioned, the saved Cooling air can be supplied to the combustion. This increases the efficiency of combustion and in particular contributes to Reduction of the incomplete combustion Nitrogen oxides (NOX) at.
Die wegen der thermisch induzierten Relativbewegungen zwischen den Turbinenelementen, an denen die Eingangsabschnitte bzw. Übergangsbereiche festgelegt sind, erforderlichen beweglich ausgeführten Aufhängungen der Einzelbrennkammern können in Abschnitte mit geringeren Kühlanforderungen verlegt werden. Insbesondere können Relativbewegungen im Übergang zwischen Brenner und Eingangsabschnitt abgefangen werden. Hierzu sieht eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung zwischen Brenner und Eingangsabschnitt angeordnete Schiebeflächen zum axialen und radialen Bewegungsausgleich vor. Falls erforderlich, kann in diesem Bereich auch eine Federung zur Festlegung einer Normalposition zwischen Einzelbrennkammer und Brenner vorgesehen sein. Eine solche Federung befindet sich dann im Bereich des Kaltgasstroms und kann ohne Leckage in den Heißgasstrom gekühlt werden. Die zur Kühlung der Federung verwendete Kühlluft steht somit voll umfänglich für die Verbrennung zur Verfügung, ohne die im Stand der Technik vorherrschenden Leckageverluste. Zur Abdichtung des Übergangs zwischen Brenner und Eingangsabschnitt kann gemäß einer weiteren vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ein axial verschiebbares Dichtblech zwischen Eingangsabschnitt und Brenner angeordnet sein. Aufgrund der auf eine axiale Bewegung beschränkten Relativverschiebung zwischen Eingangsabschnitt und Brenner sind die dort entstehenden Leckagen aus dem Kaltgasstrom in den Heißgasstrom geringer, und ein Teil des an dieser Stelle durchtretenden Kaltgases kann aufgrund der Nähe zum Brenner noch für die Verbrennung genutzt werden. Der effektive Verlust von Kaltgas, der einer Verbrennung nicht zugeführt wird, ist somit deutlich geringer als bei den aus dem Stand der Technik bekannten Lösungen.The because of the thermally induced relative movements between the turbine elements on which the inlet sections or transition areas are defined, necessary movable executed suspensions of the individual combustion chambers be laid in sections with lower cooling requirements. In particular, relative movements in the transition between Burner and input section are intercepted. For this sees an advantageous development of the invention between Burner and input section arranged sliding surfaces for axial and radial movement compensation. If necessary suspension can also be used in this area a normal position between the single combustion chamber and Burner may be provided. There is such a suspension then in the area of the cold gas flow and can leak in without the hot gas stream are cooled. The one for cooling the suspension The cooling air used is therefore fully available for combustion available without those prevailing in the prior art Leakage losses. To seal the transition between burner and input section can according to another advantageous development of the invention an axial sliding sealing plate between the input section and Burner may be arranged. Because of an axial movement limited relative displacement between the input section and burner are the leaks from there the cold gas flow into the hot gas flow less, and part The cold gas passing through at this point can be due to close to the burner can still be used for combustion. The effective loss of cold gas, that of combustion is not supplied, is therefore significantly lower than in the Solutions known from the prior art.
Um neben rein axialen Relativbewegungen auch in Winkeln zu der Achse der Einzelbrennkammern auftretende Relativbewegungen auszugleichen, wird gemäß einer weiteren vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung vorgeschlagen, die Aufhängung des Übergangsbereiches an einem Turbinenelement, insbesondere an einem Leitschaufelträger, gelenkig verschiebbar auszubilden. Von der rein axialen Richtung der Brennkammer abweichende Relativbewegungen zwischen den äußeren und den inneren Turbinenelementen können somit an dieser Stelle ausgeglichen werden, ohne daß Spannungen auf die Einzelbrennkammern ausgeübt werden. Eine derartige gelenkige Aufhängung erfordert dabei allerdings keinen merklich höheren Kühlaufwand, so daß zusätzliche Kaltgasverluste an dieser Stelle im wesentlichen nicht entstehen. In addition to purely axial relative movements, also at angles Relative movements occurring on the axis of the individual combustion chambers to compensate is according to another advantageous Further development of the invention proposed the suspension of the Transition area on a turbine element, in particular on a vane carrier, articulated to move. Relative movements deviating from the purely axial direction of the combustion chamber between the outer and inner turbine elements can be compensated at this point without exerting tension on the individual combustion chambers become. Such an articulated suspension requires however, no noticeably higher cooling effort, so that additional Cold gas losses essentially at this point do not arise.
Die Verbindung zwischen Eingangsabschnitten und Übergangsbereichen kann dabei gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung durch eine Verschweißung geschaffen sein, die Einzelbrennkammern können jedoch auch als solche insgesamt einstückig gefertigt werden. Darüber hinaus sind weitere Formen fester Verbindungen zwischen den Eingangsabschnitten und den Übergangsbereichen der Einzelbrennkammern denkbar, die dem in der Brennkammeranordnung auftretenden hohen thermischen Belastungen Stand halten.The connection between entrance sections and transition areas can according to an advantageous development the invention can be created by a weld that Individual combustion chambers can, however, as a whole be made in one piece. In addition, there are other forms fixed connections between the entrance sections and the transition areas of the individual combustion chambers conceivable that the high thermal occurring in the combustion chamber arrangement Withstand loads.
Gemäß weiterer vorteilhafter Weiterbildungen der Erfindung sind die Einzelbrennkammern kreiszylindrisch ausgebildet, und die Übergangsbereiche sind so geformt, daß sie von einem Kreisdurchmesser kontinuierlich zu einem Kreisringsektor überblenden. So hat der Eingangsabschnitt eine für eine effiziente Verbrennung günstige Form und in den Übergangsbereichen wird der Gasstrom im wesentlichen druckverlustfrei aus einer kreisförmigen Querschnittsfläche in ein Kreisringsegment übergeblendet, welche Kreisringsegmente schließlich in einen Ringspalt als Übergang in den Turbinenraum münden. So tritt in den Turbinenraum ein gleichmäßiger, kreisringförmiger Gasstrom ein und bildet so eine gute Basis für eine effiziente Nutzung der in dem Heißgasstrom enthaltenen kinetischen Energie.According to further advantageous developments of the invention the individual combustion chambers are circular cylindrical, and the transition areas are shaped so that they are one Circle diameter continuously to an annulus sector crossfade. So the entrance section has one for an efficient one Combustion favorable form and in the transition areas the gas flow is essentially free of pressure loss a circular cross-sectional area in a circular ring segment crossfades, which ring segments finally in open an annular gap as a transition into the turbine space. So an even, circular ring enters the turbine chamber Gas flow and forms a good basis for an efficient Use of the kinetic contained in the hot gas stream Energy.
Gegenstand der Erfindung ist neben der geschilderten Brennkammeranordnung auch eine Gasturbine, welche eine oben geschilderte Brennkammeranordnung enthält.The invention relates to the described combustion chamber arrangement also a gas turbine, which one described above Combustion chamber assembly contains.
Weitere Vorteile und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Schilderung eines Ausführungsbeispiels anhand der beigefügten Zeichnungen. In den Zeichnungen zeigen:
Figur 1- eine geschnittene Ansicht eines Abschnittes einer Gasturbine mit einer erfindungsgemäßen Brennkammeranordnung und
Figur 2- in perspektivischer Darstellung einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Brennkammeranordnung.
- Figure 1
- a sectional view of a portion of a gas turbine with a combustion chamber arrangement according to the invention and
- Figure 2
- a perspective view of a section of a combustion chamber arrangement according to the invention.
In den Figuren sind gleiche Elemente mit gleichen Bezugszeichen versehen.In the figures, the same elements have the same reference symbols Mistake.
Figur 1 zeigt in geschnittener Darstellung einen Ausschnitt
aus einer Gasturbine mit einer erfindungsgemäß aufgebauten
Brennkammeranordnung 1. Die Brennkammeranordnung 1 setzt sich
aus einer Vielzahl von Einzelbrennkammern 2 (eine gezeigt)
zusammen. Jede der Einzelbrennkammern 2 untergliedert sich in
einen Eingangsabschnitt 3 und einen Übergangsbereich 4. Eingangsabschnitt
3 und Übergangsbereich 4 sind entlang eines
Verbindungsbereichs 5 fest miteinander verbunden. Eingangsseitig
des Eingangsabschnittes 3 ist ein Brenner 6 aufgesetzt,
welcher fest mit einer Außenschale des Turbinengehäuses
verbunden ist und den Eingangsabschnitt 3 der Einzelbrennkammer
2 über Schiebeflächen 7 axial beweglich aufnimmt.
Im brennerseitigen Endbereich weist der Eingangsabschnitt 3
der Einzelbrennkammer 2 ein axiales Dichtungsblech 8 auf zur
Abdichtung der Verbindung Brenner 6 - Eingangsabschnitt 3.Figure 1 shows a section of a section
from a gas turbine with one constructed according to the invention
Strömungstechnisch dem Übergangsbereich 4 nachgeschaltet ist
ein Turbinenraum 9, in den der durch die Verbrennung in der
Einzelbrennkammer 2 erzeugte Heißgasstrom über einen Ringspalt
10, in dem die Übergangsbereiche 4 der Einzelbrennkammern
2 münden, übergeht. Die Übergangsbereiche 4 der Einzelbrennkammern
2 sind über gelenkige Verbindungen 11 mit einem
Leitschaufelträger 12 des Turbinenraums 9 verbunden. Über
diese Verbindung können winklig zu der axialen Richtung der
Einzelbrennkammern 2 auftretende Relativbewegungen zwischen
den am Außengehäuse fest angeordneten Brenner 6 und dem Leitschaufelträger
12, an dem der Übergangsbereich 4 angeordnet
ist, ausgeglichen werden.Fluidically downstream of the transition area 4
a turbine chamber 9, in which the combustion in the
Durch die beispielsweise mittels einer Schweißung fest ausgeführte
Verbindung 5 zwischen Eingangsabschnitt 3 und Übergangsbereich
4 der Einzelbrennkammern 2 entfällt das Erfordernis,
die für Brennkammeranordnungen aus dem Stand der
Technik notwendige zusätzliche Kühlung in diesem Bereich vorzunehmen.
Der Ausgleich von zwischen der äußeren Gehäuseschale
und den Leitschaufelträger 12 auftretenden, thermisch induzierten
Relativbewegungen wird erfindungsgemäß nicht wie im
Stand der Technik vorgesehen in dem Verbindungsbereich 5 zwischen
Eingangsabschnitt 3 und Übergangsbereich 4 der Einzelbrennkammern
2 vorgenommen, sondern wird auf die Endaufhängungen
der Einzelbrennkammern 2 verlagert. Die gelenkige Befestigung
11 des Übergangsbereiches 4 am Leitschaufelträger
12 kommt im wesentlichen ohne zusätzliche Kühlung aus, die
axial verschiebbare Festlegung des Eingangsabschnittes 3 am
Brenner 6 mit den Schiebeflächen 7 und dem axialen Dichtungsblech
8 kann so ausgestaltet werden, daß auch bei Anordnung
einer Federung diese im Kaltgasstrom liegt und keine oder nur
eine geringe zusätzliche (offene) Kühlung an dieser Stelle
erforderlich ist. Darüber hinaus liegt die Verbindungsstelle
zwischen Brenner 6 und Eingangsabschnitt 3 so nah an der Verbrennungszone,
daß dort eintretendes Kaltgas noch mitverbrannt
wird und somit zur Erhöhung der Verbrennungseffizienz
und zur Reduzierung der Stickoxydemmission verwendet werden
kann.Due to the fixed execution, for example by means of
In Figur 2 ist in perspektivischer Darstellung ein Ausschnitt
aus der erfindungsgemäßen Brennkammeranordnung 1 dargestellt.
Gut zu erkennen sind auch hier die Einzelbrennkammern 2, welche
ringförmig und unter einem Winkel zur Maschinenachse angeordnet
sind. Ebenfalls gut zu erkennen sind Eingangsabschnitte
3 und Übergangsbereiche 4 der Einzelbrennkammern 2
sowie die Verbindungsbereiche 5. In dieser Darstellung besonders
gut zu erkennen sind die kreisringsegmentförmigen Austrittsöffnungen
13 der Übergangsbereiche 4, aus denen der
Heißgasstrom in einen zu dem Turbinenraum führenden Ringspalt
übergeht. Wie ebenfalls in Fig. 2 zu erkennen, weisen die
Eingangsabschnitte 3 der Einzelbrennkammern 2 eine zylindrische
Gestalt mit kreisförmiger Grundfläche auf. In Figure 2 is a perspective view of a section
from the
Durch die erfindungsgemäße feste Verbindung zwischen Eingangsabschnitt und Übergangsbereich der Einzelbrennkammern und die bewegbare Anordnung von Eingangsabschnitt und/oder Übergangsbereiche der Einzelbrennkammern an jeweiligen Turbinenelementen wird der zur Kühlung der aus dem Stand der Technik bekannten zweiteiligen Ausführungen der Einzelbrennkammern im Verbindungsbereich zwischen Eingangsabschnitt und Übergangsbereich erforderliche offene Kühlluftstrom eingespart und steht somit der Verbrennung zur Verfügung. Dies führt zu einer effizienten Verbrennung mit verringertem Ausstoß von Stickoxyden. Zudem können die erfindungsgemäßen Einzelbrennkammern verglichen mit den aus dem Stand der Technik bekannten zweiteiligen Ausführungsformen kostengünstiger gefertigt werden, was die Produktionskosten insgesamt senkt.The inventive fixed connection between the input section and transition area of the individual combustion chambers and the movable arrangement of the input section and / or Transition areas of the individual combustion chambers on the respective turbine elements is used to cool the state of the art known two-part designs of the individual combustion chambers in the connection area between the entrance section and Transition area required open cooling air flow saved and is therefore available for combustion. This leads to efficient combustion with reduced emissions of stick oxides. In addition, the individual combustion chambers according to the invention compared to those from the prior art known two-part embodiments manufactured cheaper what lowers the overall production cost.
Claims (11)
dadurch gekennzeichnet, dass die Einzelbrennkammern (2) im Bereich der Eingangsabschnitte (3) über Schiebeflächen (7) zum axialen Bewegungsausgleich beweglich an den Brennern (6) aufgehängt sind.Combustion chamber arrangement according to claim 1,
characterized in that the individual combustion chambers (2) in the area of the input sections (3) are suspended on the burners (6) via sliding surfaces (7) for axial movement compensation.
gekennzeichnet durch eine im Bereich der Verbindung zwischen Brenner (6) und Eingangsabschnitt (3) angeordnete Federung.Combustion chamber arrangement according to claim 2,
characterized by a suspension arranged in the area of the connection between the burner (6) and the inlet section (3).
gekennzeichnet durch ein axial verschiebbares Dichtblech (8) zur Abdichtung zwischen den Brennern (6) und den Eingangsabschnitten (3) der Einzelbrennkammern (2).Combustion chamber arrangement according to one of claims 2 or 3,
characterized by an axially displaceable sealing plate (8) for sealing between the burners (6) and the inlet sections (3) of the individual combustion chambers (2).
dadurch gekennzeichnet, dass die Übergangsbereiche (4) der Einzelbrennkammern (2) an einem Bauteil des Turbinenraumes (9) gelenkig aufgehängt sind.Combustion chamber arrangement according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the transition areas (4) of the individual combustion chambers (2) are articulated on a component of the turbine chamber (9).
dadurch gekennzeichnet, dass die Übergangsbereiche (4) der Einzelbrennkammern (2) am Leitschaufelträger (12) des Turbinenraumes (9) gelenkig aufgehängt sind.Combustion chamber arrangement according to claim 5,
characterized in that the transition regions (4) of the individual combustion chambers (2) are articulated on the guide vane carrier (12) of the turbine chamber (9).
dadurch gekennzeichnet, dass die Einzelbrennkammern (2) mit Eingangsabschnitten (3) und Übergangsbereichen (4) einstückig ausgebildet sind.Combustion chamber arrangement according to one of claims 1 to 6,
characterized in that the individual combustion chambers (2) are formed in one piece with input sections (3) and transition areas (4).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP01119561A EP1284392A1 (en) | 2001-08-14 | 2001-08-14 | Combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
| EP01119561A EP1284392A1 (en) | 2001-08-14 | 2001-08-14 | Combustion chamber |
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|---|---|
| EP1284392A1 true EP1284392A1 (en) | 2003-02-19 |
Family
ID=8178326
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| EP01119561A Withdrawn EP1284392A1 (en) | 2001-08-14 | 2001-08-14 | Combustion chamber |
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| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP1284392A1 (en) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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