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EP2442030A1 - Axial stage for a burner with a stabilised jet - Google Patents

Axial stage for a burner with a stabilised jet Download PDF

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Publication number
EP2442030A1
EP2442030A1 EP10187400A EP10187400A EP2442030A1 EP 2442030 A1 EP2442030 A1 EP 2442030A1 EP 10187400 A EP10187400 A EP 10187400A EP 10187400 A EP10187400 A EP 10187400A EP 2442030 A1 EP2442030 A1 EP 2442030A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion
combustion system
jet
nozzles
axial stage
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Withdrawn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
EP10187400A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Matthias Hase
Werner Krebs
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
Siemens Corp
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, Siemens Corp filed Critical Siemens AG
Priority to EP10187400A priority Critical patent/EP2442030A1/en
Publication of EP2442030A1 publication Critical patent/EP2442030A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03282—High speed injection of air and/or fuel inducing internal recirculation

Definitions

  • the invention relates to a combustion system, in particular a jet-stabilized burner, and a gas turbine.
  • the jet flames are stabilized by mixing in hot recirculating gases.
  • the recirculation of the hot gases is also dependent on the geometric dimensions of the combustion chamber and the jet nozzles.
  • the object of the invention is to provide a combustion system which on the one hand has a geometry advantageous for the combustion and on the other hand requires no adaptation of the combustion system passages in the gas turbine.
  • Another object of the invention is to provide an advantageous gas turbine.
  • the first object is achieved by a combustion system according to claim 1.
  • the second object is achieved by a gas turbine according to claim 14.
  • Advantageous developments of the invention are defined in the dependent claims.
  • a combustion system having a first axial stage comprising a combustion chamber having a combustion chamber cross-sectional area and a plurality of jet nozzles arranged in the combustion chamber having a total jet nozzle exit area
  • a second axial stage is connected to first axial stage air nozzles in the direction of flow of a combustion gas and the jet nozzles are formed are that a ratio of combustor cross-sectional area to total jet exit area area is at least 6, the following is achieved:
  • the ratio of the combustion chamber cross-sectional area to the total area of the jet nozzle outlets is at least 6.
  • the factor 6 is advantageous for the prevention of combustion-induced instabilities.
  • the invention solves the problem by using a second axial stage through which a portion of the burner air flows. Further stages are conceivable.
  • the main stage of the burner can be made smaller in accordance with the proportion of burner air through the axial stage, without the advantageous size ratios between the nozzle outlet surface and the combustion chamber diameter must be abandoned or the diameter of the burner feedthrough must be changed.
  • the ratio of combustion chamber cross-sectional area to total jet exit area of the cross-section is at least 8, since combustion-induced instabilities are even more reliably suppressed.
  • the ratio of the combustion chamber cross-sectional area to the total jet nozzle exit area is at least 10.
  • fuel nozzles are arranged in view of low NOx levels in the second axial stage, so that not all of the fuel must be supplied via the first axial stage of the combustion chamber.
  • the second axial stage between 10 and 50% of the burner air can be supplied.
  • the second axial stage between 20 and 30% of the burner air can be supplied.
  • a ratio of the distance between the jet nozzle outlet of the first axial stage and the air nozzle outlet of the second axial stage and the diameter of a jet nozzle of the first axial stage is between 6 and 25. It is particularly advantageous if this ratio is between 8 and 15 .
  • the air nozzles of the second axial stage are inclined in the flow direction of a combustion gas.
  • the fuel nozzles are inclined in the flow direction of a combustion gas.
  • the jet nozzles are arranged in a ring shape, in particular if they are arranged annularly around a central axis of the combustion chamber.
  • the axial stage may be carried out as a premixed, partially premixed or non-premixed stage, with some premixing being advantageous for reducing NOx emissions.
  • more than one axial stage can also be used.
  • the different stages differ in their axial positions.
  • the gas turbine according to the invention comprises at least one combustion system according to the invention.
  • the gas turbine according to the invention has the same advantages as the combustion system according to the invention.
  • FIG. 1 shows schematically and by way of example a section through a part of a combustion system 1.
  • the central axis is indicated by the reference numeral 2.
  • the combustion chamber 3 of the combustion system 1 comprises a rear wall 4, a cylindrical wall region 5 and an outlet 6.
  • a turbine can be connected to the outlet 6.
  • At least one pilot fuel nozzle 7 is arranged near the central axis 2 on the rear wall 4.
  • a number of jet nozzles 8 are arranged in a ring around this center axis 2 on the rear wall 4. These form a jet nozzle ring 9.
  • a premixed or non-premixed air-fuel mixture is injected into the combustion chamber 3.
  • the flow direction of the air-fuel mixture is indicated by the reference numeral 10.
  • the combustion of the air-fuel mixture inside the combustion chamber 3 is characterized as a flame 11.
  • the resulting during combustion hot gas is passed in the flow direction to the output 6 of the combustion chamber 3.
  • a portion of the hot gas recirculates in the combustion chamber 3.
  • the flow direction of the recirculation flow is indicated by the reference numeral 12.
  • FIG. 2 schematically shows a section through an upstream of the in FIG. 1 described portion of a combustion system 1 according to the invention in the longitudinal direction, ie along the central axis 2 of the combustion system. 1
  • the jet nozzle 8 is fluidically connected to a compressor. Coming from the compressor compressed air 13 is passed through an annular gap 14 to the jet nozzle 8. In the event that the compressed air 13 is supplied through the annular gap 14 of the jet nozzle 8, the compressed air flows through the annular gap 14 parallel to the jet nozzle 8. The air 13 is then deflected at the rear wall 15 of the combustion system 1 by 180 ° and then flows through the jet nozzle 8 in the combustion chamber 3. The flow direction of the air within the jet nozzle 8 is indicated by an arrow 16.
  • the compressed air coming from the compressor can also be supplied through an opening 17 which is arranged in the housing 18 of the combustion system 1 radially with respect to the central axis 2.
  • the flow direction of the compressed air flowing through the opening 17 is indicated by an arrow 19.
  • the compressed air is then deflected by 90 ° and then flows through the jet nozzle 8 in the combustion chamber.
  • the combustion system 1 according to the invention can in principle also be designed without an outer housing 18.
  • the compressed air can flow directly into the "plenum", ie the area between the rear wall 15 and an inlet of the jet nozzle 8.
  • the combustion system 1 according to the invention can furthermore be designed without the rear wall 15.
  • Fuel can, for example, in the FIG. 2 not shown fuel nozzles / lances, which are arranged upstream of the jet nozzles 8, are injected into the jet nozzles. Inside the jet nozzle 8, by injecting the fuel into the compressed air 16 flowing through the jet nozzle 8, a fuel-air mixture is formed, which leaves the jet nozzle 8 in the direction of the combustion chamber 3.
  • FIG. 3 schematically shows a section through a combustion system 1 perpendicular to a central axis 2.
  • jet nozzles 8 are arranged substantially annularly and form a jet nozzle ring 9.
  • Each jet nozzle 8 in this case has a circular cross-section.
  • the combustion system 1 may comprise a pilot burner.
  • the FIG. 4 shows an alternative jet nozzle assembly.
  • the jet nozzles 8 each have a circular cross-section, the outer jet nozzles 8 'having an equal or larger cross-sectional area than the inner jet nozzles 8 ".
  • the outer jet nozzles 8' are substantially annular and form an outer ring "are also arranged in a ring.
  • the inner jet nozzles 8 "form an inner ring that is concentric with the outer jet nozzle ring.
  • FIGS. 3 and 4 only examples of the arrangement of jet nozzles 8, 8 ', 8 "within a combustion system 1. Of course, alternative arrangements, as well as the use of a different number of jet nozzles 8, 8', 8" possible.
  • FIG. 5 shows the inventive combustion system 1 with first and second axial stages 20, 21.
  • the first axial stage 20 corresponds in construction to the devices described in the preceding figures.
  • the combustion system 1 comprises a second axial stage 21 with air nozzles 22 and fuel nozzles 23 arranged downstream in the flow direction of the combustion gases.
  • the amount of air flow can be reduced.
  • the jet nozzle now has a smaller jet nozzle exit cross-sectional area, so that the ratio of the combustion chamber cross-sectional area to total nozzle jet exit area increases and approaches an advantageous value of at least 6 or greater, ie 8 or 10, for example.
  • Air nozzles 22 and fuel nozzles 23 may be inclined perpendicular to the flow direction of the combustion gases from the first axial step 20 or slightly in the direction of flow of the combustion gases, so that an injection takes place with the flow.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verbrennungssystem (1) mit einer ersten axialen Stufe (20), umfassend eine Brennkammer (3) mit einer Brennkammerquerschnittsfläche und eine Anzahl von in der Brennkammer angeordneten Strahldüsen (8, 8', 8") mit einer Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche, wobei eine zweite axiale Stufe (21) mit Luftdüsen (22) der ersten axialen Stufe (20) in Strömungsrichtung eines Verbrennungsgases nachgeschaltet ist und die Strahldüsen (8, 8', 8") so ausgebildet sind, dass ein Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche mindestens 6 beträgt. Die Erfindung betrifft ferner eine Gasturbine.

Figure imgaf001
The invention relates to a combustion system (1) having a first axial stage (20), comprising a combustion chamber (3) with a combustion chamber cross-sectional area and a number of jet nozzles (8, 8 ', 8 ") arranged in the combustion chamber, with a total jet exit area, wherein a second axial step (21) is connected downstream with air nozzles (22) of the first axial step (20) in the direction of flow of a combustion gas and the jet nozzles (8, 8 ', 8 ") are formed such that a ratio of the combustor cross-sectional area to total jet nozzle exit area is at least 6 , The invention further relates to a gas turbine.
Figure imgaf001

Description

Die Erfindung betrifft ein Verbrennungssystem, insbesondere einen strahlstabilisierten Brenner, und eine Gasturbine.The invention relates to a combustion system, in particular a jet-stabilized burner, and a gas turbine.

Auf vorgemischten Strahlflammen basierende Verbrennungssysteme bieten gegenüber drallstabilisierten Systemen aufgrund der verteilten Wärmefreisetzungszonen und der fehlenden drallinduzierten Wirbel insbesondere aus thermoakustischer Sicht Vorteile. Durch geeignete Wahl des Strahlimpulses lassen sich kleinskalige Strömungsstrukturen erzeugen, die akustisch induzierte Wärmefreisetzungsfluktuationen dissipieren und somit Druckpulsationen, die typisch für drallstabilisierte Flammen sind, unterdrücken.On premixed jet flame based combustion systems offer over spin-stabilized systems due to the distributed heat release zones and the lack of spin-induced vortex advantages, especially from a thermoacoustic point of view. By a suitable choice of the jet pulse, small-scale flow structures can be generated which dissipate acoustically induced heat release fluctuations and thus suppress pressure pulsations which are typical for spin-stabilized flames.

Die Strahlflammen werden durch Einmischen heißer rezirkulierender Gase stabilisiert. Die Rezirkulation der Heißgase ist dabei auch von den geometrischen Abmessungen der Brennkammer und der Strahldüsen abhängig.The jet flames are stabilized by mixing in hot recirculating gases. The recirculation of the hot gases is also dependent on the geometric dimensions of the combustion chamber and the jet nozzles.

Bei der Untersuchung von strahlbasierten Verbrennungssystemen haben sich verschiedene Geometrien als vorteilhaft herausgestellt, die jedoch Auswirkungen auf den Einbau der Verbrennungssysteme in die Gasturbine haben können.In the investigation of jet-based combustion systems, various geometries have been found to be advantageous, which, however, may affect the installation of the combustion systems in the gas turbine.

Beispielsweise würde eine Vergrößerung der Brennkammer des Verbrennungssystems dazu führen, dass die Erfahrungsbereiche für die Brennerkammerdurchführungen im Gehäuse der Gasturbine verlassen werden. Durch eine größere Durchführung für das Verbrennungssystem muss das Gehäuse der Gasturbine unter Umständen deutlich verändert werden, da eine größere Durchführung nur auf einem größeren Radius möglich ist. Dies würde zu einer größeren axialen Baulänge des Brennersystems führen, welche sich, aufgrund der gestiegenen Verweilzeit, wiederum negativ auf die NOx Emissionen auswirken wird.For example, increasing the size of the combustion chamber of the combustion system would result in relinquishing the experience of combustor duct passages in the gas turbine housing. By having a larger bore for the combustion system, the gas turbine housing may need to be changed significantly, as greater coverage is possible only over a larger radius. This would lead to a greater axial length of the burner system, which, due to the increased residence time, in turn, will have a negative effect on the NOx emissions.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verbrennungssystem anzugeben, das einerseits eine für die Verbrennung vorteilhafte Geometrie aufweist und andererseits keine Anpassung der Verbrennungssystem-Durchführungen in der Gasturbine erfordert. Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine vorteilhafte Gasturbine zur Verfügung zu stellen.The object of the invention is to provide a combustion system which on the one hand has a geometry advantageous for the combustion and on the other hand requires no adaptation of the combustion system passages in the gas turbine. Another object of the invention is to provide an advantageous gas turbine.

Die erste Aufgabe wird durch ein Verbrennungssystem nach Anspruch 1 gelöst. Die zweite Aufgabe wird durch eine Gasturbine nach Anspruch 14 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen definiert. Indem bei einem Verbrennungssystem mit einer ersten axialen Stufe, umfassend eine Brennkammer mit einer Brennkammerquerschnittsfläche und eine Anzahl von in der Brennkammer angeordneten Strahldüsen mit einer Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche, eine zweite axiale Stufe mit Luftdüsen der ersten axialen Stufe in Strömungsrichtung eines Verbrennungsgases nachgeschaltet ist und die Strahldüsen so ausgebildet sind, dass ein Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche mindestens 6 beträgt, wird folgendes erreicht:The first object is achieved by a combustion system according to claim 1. The second object is achieved by a gas turbine according to claim 14. Advantageous developments of the invention are defined in the dependent claims. In a combustion system having a first axial stage comprising a combustion chamber having a combustion chamber cross-sectional area and a plurality of jet nozzles arranged in the combustion chamber having a total jet nozzle exit area, a second axial stage is connected to first axial stage air nozzles in the direction of flow of a combustion gas and the jet nozzles are formed are that a ratio of combustor cross-sectional area to total jet exit area area is at least 6, the following is achieved:

Bei der Untersuchung von strahlbasierten Verbrennungssystemen hat es sich als vorteilhaft herausgestellt, dass das Verhältnis der Brennkammerquerschnittsfläche zur Gesamtfläche der Strahldüsenaustritte mindestens 6 beträgt. Insbesondere ist der Faktor 6 vorteilhaft für die Vermeidung von verbrennungsinduzierten Instabilitäten.In the investigation of jet-based combustion systems, it has proved to be advantageous that the ratio of the combustion chamber cross-sectional area to the total area of the jet nozzle outlets is at least 6. In particular, the factor 6 is advantageous for the prevention of combustion-induced instabilities.

Für momentan eingesetzte Verbrennungssysteme ist dieser Faktor zum Teil deutlich kleiner. Um den Druckverlust über die Strahldüsen nicht zu verändern, müsste daher die Brennkammerquerschnittsfläche vergrößert werden, was größere Durchführung für das Verbrennungssystem im Gehäuse der Gasturbine erfordern würde.For currently used combustion systems, this factor is sometimes much smaller. Therefore, in order not to change the pressure loss across the jet nozzles, the combustion chamber cross-sectional area would have to be increased, which would require greater passage for the combustion system in the housing of the gas turbine.

Die Erfindung löst das Problem durch den Einsatz einer zweiten axialen Stufe, durch die ein Anteil der Brennerluft strömt. Weitere Stufen sind denkbar.The invention solves the problem by using a second axial stage through which a portion of the burner air flows. Further stages are conceivable.

Die Hauptstufe des Brenners kann entsprechend dem Anteil der Brennerluft durch die axiale Stufe kleiner gestaltet werden, ohne dass die vorteilhaften Größenverhältnisse zwischen Düsenaustrittfläche und Brennkammerdurchmesser aufgegeben werden müssen oder der Durchmesser der Brennerdurchführung geändert werden muss.The main stage of the burner can be made smaller in accordance with the proportion of burner air through the axial stage, without the advantageous size ratios between the nozzle outlet surface and the combustion chamber diameter must be abandoned or the diameter of the burner feedthrough must be changed.

Es ist vorteilhaft, wenn das Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche mindestens 8 beträgt, da verbrennungsinduzierte Instabilitäten noch sicherer unterdrückt werden.It is advantageous if the ratio of combustion chamber cross-sectional area to total jet exit area of the cross-section is at least 8, since combustion-induced instabilities are even more reliably suppressed.

Ganz besonders vorteilhaft ist es, wenn das Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche mindestens 10 beträgt.It is particularly advantageous if the ratio of the combustion chamber cross-sectional area to the total jet nozzle exit area is at least 10.

Vorteilhafter Weise sind im Hinblick auf niedrige NOx-Werte in der zweiten axialen Stufe Brennstoffdüsen angeordnet, damit nicht die gesamte Brennstoffmenge über die erste axiale Stufe der Brennkammer zugeführt werden muss.Advantageously, fuel nozzles are arranged in view of low NOx levels in the second axial stage, so that not all of the fuel must be supplied via the first axial stage of the combustion chamber.

In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung sind der zweiten axialen Stufe zwischen 10 und 50 % der Brennerluft zuführbar.In an advantageous embodiment of the invention, the second axial stage between 10 and 50% of the burner air can be supplied.

Insbesondere ist es vorteilhaft, wenn der zweiten axialen Stufe zwischen 20 und 30 % der Brennerluft zuführbar sind.In particular, it is advantageous if the second axial stage between 20 and 30% of the burner air can be supplied.

In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform liegt ein Verhältnis aus dem Abstand zwischen Strahldüsenaustritt der ersten axialen Stufe und Luftdüsenaustritt der zweiten axialen Stufe und dem Durchmesser einer Strahldüse der ersten axialen Stufe zwischen 6 und 25. Es ist besonders vorteilhaft, wenn dieses Verhältnis zwischen 8 und 15 liegt. Zweckmäßiger Weise sind die Luftdüsen der zweiten axialen Stufe in Strömungsrichtung eines Verbrennungsgases geneigt. Weiterhin ist es zweckmäßig, wenn auch die Brennstoffdüsen in Strömungsrichtung eines Verbrennungsgases geneigt sind. Somit wird ein Blockieren der Strömung der Verbrennungsgase aus der ersten axialen Stufe am Ort der Eindüsung von Luft und Brennstoff in der zweiten axialen Stufe vermieden.In a further advantageous embodiment, a ratio of the distance between the jet nozzle outlet of the first axial stage and the air nozzle outlet of the second axial stage and the diameter of a jet nozzle of the first axial stage is between 6 and 25. It is particularly advantageous if this ratio is between 8 and 15 , Conveniently, the air nozzles of the second axial stage are inclined in the flow direction of a combustion gas. Furthermore, it is expedient if the fuel nozzles are inclined in the flow direction of a combustion gas. Thus, blocking the flow of the combustion gases from the first axial stage at the location of the injection of air and fuel in the second axial stage is avoided.

Es ist zweckmäßig, wenn Brennstofflanzen am stromaufwärtigen Ende der Strahldüsen angeordnet sind.It is expedient if fuel lances are arranged at the upstream end of the jet nozzles.

Um eine homogene Verbrennung zu erzielen, ist es zweckmäßig, wenn die Strahldüsen ringförmig angeordnet sind, insbesondere, wenn sie ringförmig um eine Mittelachse der Brennkammer angeordnet sind.In order to achieve a homogeneous combustion, it is expedient if the jet nozzles are arranged in a ring shape, in particular if they are arranged annularly around a central axis of the combustion chamber.

Die axiale Stufe kann als vorgemischte, teilvorgemischte oder nicht-vorgemischte Stufe ausgeführt werden, wobei eine gewisse Vormischung zur Verringerung der NOx Emissionen vorteilhaft ist. Es können in Kombination mit der strahlbasierten Hauptstufe auch mehr als eine axiale Stufe zum Einsatz kommen. Dabei unterscheiden sich die unterschiedlichen Stufen in ihren axialen Positionen.The axial stage may be carried out as a premixed, partially premixed or non-premixed stage, with some premixing being advantageous for reducing NOx emissions. In combination with the beam-based main stage, more than one axial stage can also be used. The different stages differ in their axial positions.

Die erfindungsgemäße Gasturbine umfasst wenigstens ein Verbrennungssystem nach der Erfindung. Die erfindungsgemäße Gasturbine hat dieselben Vorteile wie das erfindungsgemäße Verbrennungssystem.The gas turbine according to the invention comprises at least one combustion system according to the invention. The gas turbine according to the invention has the same advantages as the combustion system according to the invention.

Die Erfindung wird beispielhaft anhand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen schematisch und nicht maßstäblich:

Figur 1
einen Längsschnitt durch eine erste axiale Stufe einer zylindrischen Brennkammer des Verbrennungssystems,
Figur 2
einen Längsschnitt durch den stromaufwärtigen Teil der ersten axialen Stufe,
Figur 3
einen Schnitt durch ein Verbrennungssystem senkrecht zu einer Mittelachse auf Höhe der ersten axialen Stufe,
Figur 4
einen Schnitt durch ein alternatives Verbrennungssystem senkrecht zu einer Mittelachse auf Höhe der ersten axialen Stufe und
Figur 5
ein Verbrennungssystem mit erster und zweiter axialer Stufe.
The invention will be explained in more detail by way of example with reference to the drawings. Shown schematically and not to scale:
FIG. 1
a longitudinal section through a first axial stage of a cylindrical combustion chamber of the combustion system,
FIG. 2
a longitudinal section through the upstream part of the first axial stage,
FIG. 3
a section through a combustion system perpendicular to a central axis at the level of the first axial stage,
FIG. 4
a section through an alternative combustion system perpendicular to a central axis at the level of the first axial stage and
FIG. 5
a combustion system with first and second axial stages.

Die Figur 1 zeigt schematisch und beispielhaft einen Schnitt durch einen Teil eines Verbrennungssystems 1. Die Mittelachse ist durch die Bezugsziffer 2 gekennzeichnet. Die Brennkammer 3 des Verbrennungssystems 1 umfasst eine Rückwand 4, einen zylindrischen Wandbereich 5 und einen Ausgang 6. An den Ausgang 6 kann beispielsweise eine Turbine angeschlossen sein. An der Rückwand 4 ist mindestens eine Pilotbrennstoffdüse 7 nahe der Mittelachse 2 angeordnet. Weiterhin ist an der Rückwand 4 eine Anzahl von Strahldüsen 8 ringförmig um diese Mittelachse 2 herum angeordnet. Diese bilden einen Strahldüsenring 9.The FIG. 1 shows schematically and by way of example a section through a part of a combustion system 1. The central axis is indicated by the reference numeral 2. The combustion chamber 3 of the combustion system 1 comprises a rear wall 4, a cylindrical wall region 5 and an outlet 6. For example, a turbine can be connected to the outlet 6. At least one pilot fuel nozzle 7 is arranged near the central axis 2 on the rear wall 4. Furthermore, a number of jet nozzles 8 are arranged in a ring around this center axis 2 on the rear wall 4. These form a jet nozzle ring 9.

Durch die Strahldüsen 8 wird ein vorgemischtes oder nicht vorgemischtes Luft-Brennstoff-Gemisch in die Brennkammer 3 eingedüst. Die Strömungsrichtung des Luft-Brennstoff-Gemisches ist durch die Bezugsziffer 10 gekennzeichnet. Die Verbrennung des Luft-Brennstoff-Gemisches im Inneren der Brennkammer 3 ist als Flamme 11 gekennzeichnet. Das bei der Verbrennung entstehende Heißgas wird in Strömungsrichtung zum Ausgang 6 der Brennkammer 3 geleitet. Ein Teil des Heißgases rezirkuliert in der Brennkammer 3. Die Strömungsrichtung des Rezirkulationsstromes ist durch die Bezugsziffer 12 gekennzeichnet.Through the jet nozzles 8, a premixed or non-premixed air-fuel mixture is injected into the combustion chamber 3. The flow direction of the air-fuel mixture is indicated by the reference numeral 10. The combustion of the air-fuel mixture inside the combustion chamber 3 is characterized as a flame 11. The resulting during combustion hot gas is passed in the flow direction to the output 6 of the combustion chamber 3. A portion of the hot gas recirculates in the combustion chamber 3. The flow direction of the recirculation flow is indicated by the reference numeral 12.

Die Figur 2 zeigt schematisch einen Schnitt durch einen stromaufwärts des in Figur 1 beschriebenen Ausschnitts gelegenen Teils eines erfindungsgemäßen Verbrennungssystems 1 in Längsrichtung, also entlang der Mittelachse 2 des Verbrennungssystems 1.The FIG. 2 schematically shows a section through an upstream of the in FIG. 1 described portion of a combustion system 1 according to the invention in the longitudinal direction, ie along the central axis 2 of the combustion system. 1

Die Strahldüse 8 ist strömungstechnisch mit einem Kompressor verbunden. Die von dem Kompressor kommende Druckluft 13 wird über einen Ringspalt 14 zur Strahldüse 8 geleitet. In dem Fall, dass die Druckluft 13 durch den Ringspalt 14 der Strahldüse 8 zugeführt wird, strömt die komprimierte Luft durch den Ringspalt 14 parallel zur Strahldüse 8. Die Luft 13 wird dann an der Rückwand 15 des Verbrennungssystems 1 um 180° umgelenkt und strömt anschließend durch die Strahldüse 8 in die Brennkammer 3. Die Strömungsrichtung der Luft innerhalb der Strahldüse 8 ist durch einen Pfeil 16 gekennzeichnet.The jet nozzle 8 is fluidically connected to a compressor. Coming from the compressor compressed air 13 is passed through an annular gap 14 to the jet nozzle 8. In the event that the compressed air 13 is supplied through the annular gap 14 of the jet nozzle 8, the compressed air flows through the annular gap 14 parallel to the jet nozzle 8. The air 13 is then deflected at the rear wall 15 of the combustion system 1 by 180 ° and then flows through the jet nozzle 8 in the combustion chamber 3. The flow direction of the air within the jet nozzle 8 is indicated by an arrow 16.

Zusätzlich oder alternativ zu einer Zufuhr der Druckluft durch den Ringspalt 14 kann die von dem Kompressor kommende Druckluft auch durch eine Öffnung 17, die in dem Gehäuse 18 des Verbrennungssystems 1 radial in Bezug auf die Mittelachse 2 angeordnet ist, zugeleitet werden. Die Strömungsrichtung der durch die Öffnung 17 strömenden Druckluft ist durch einen Pfeil 19 gekennzeichnet. In diesem Fall wird die Druckluft anschließend um 90° umgelenkt und strömt dann durch die Strahldüse 8 in die Brennkammer 3.Additionally or alternatively to a supply of compressed air through the annular gap 14, the compressed air coming from the compressor can also be supplied through an opening 17 which is arranged in the housing 18 of the combustion system 1 radially with respect to the central axis 2. The flow direction of the compressed air flowing through the opening 17 is indicated by an arrow 19. In this case, the compressed air is then deflected by 90 ° and then flows through the jet nozzle 8 in the combustion chamber. 3

Das erfindungsgemäße Verbrennungssystem 1 kann grundsätzlich auch ohne äußeres Gehäuse 18 ausgestaltet sein. In diesem Fall kann die Druckluft direkt in das "Plenum", also den Bereich zwischen der Rückwand 15 und einem Einlass der Strahldüse 8, strömen. Das erfindungsgemäße Verbrennungssystem 1 kann weiterhin auch ohne die Rückwand 15 ausgestaltet sein.The combustion system 1 according to the invention can in principle also be designed without an outer housing 18. In this case, the compressed air can flow directly into the "plenum", ie the area between the rear wall 15 and an inlet of the jet nozzle 8. The combustion system 1 according to the invention can furthermore be designed without the rear wall 15.

Brennstoff kann beispielsweise durch in der Figur 2 nicht gezeigte Brennstoffdüsen/Lanzen, die stromauf der Strahldüsen 8 angeordnet sind, in die Strahldüsen eingedüst werden. Im Inneren der Strahldüse 8 bildet sich durch das Eindüsen des Brennstoffes in die durch die Strahldüse 8 strömende Druckluft 16 ein Brennstoff-Luft-Gemisch aus, welches die Strahldüse 8 in Richtung der Brennkammer 3 verlässt.Fuel can, for example, in the FIG. 2 not shown fuel nozzles / lances, which are arranged upstream of the jet nozzles 8, are injected into the jet nozzles. Inside the jet nozzle 8, by injecting the fuel into the compressed air 16 flowing through the jet nozzle 8, a fuel-air mixture is formed, which leaves the jet nozzle 8 in the direction of the combustion chamber 3.

Die Figur 3 zeigt schematisch einen Schnitt durch ein Verbrennungssystem 1 senkrecht zu einer Mittelachse 2. Strahldüsen 8 sind im Wesentlichen ringförmig angeordnet und bilden einen Strahldüsenring 9. Jede Strahldüse 8 weist dabei einen kreisförmigen Querschnitt auf. Außerdem kann das Verbrennungssystem 1 einen Pilotbrenner umfassen.The FIG. 3 schematically shows a section through a combustion system 1 perpendicular to a central axis 2. jet nozzles 8 are arranged substantially annularly and form a jet nozzle ring 9. Each jet nozzle 8 in this case has a circular cross-section. In addition, the combustion system 1 may comprise a pilot burner.

Die Figur 4 zeigt eine alternative Strahldüsenanordnung. Die Strahldüsen 8 weisen jeweils einen kreisförmigen Querschnitt auf, wobei die äußeren Strahldüsen 8' eine gleich große oder größere Querschnittsfläche besitzen als die inneren Strahldüsen 8". Die äußeren Strahldüsen 8' sind im Wesentlichen ringförmig angeordnet und bilden einen äußeren Ring. Die inneren Strahldüsen 8" sind ebenfalls ringförmig angeordnet. Die inneren Strahldüsen 8" bilden einen inneren Ring, der konzentrisch zu dem äußeren Strahldüsenring angeordnet ist.The FIG. 4 shows an alternative jet nozzle assembly. The jet nozzles 8 each have a circular cross-section, the outer jet nozzles 8 'having an equal or larger cross-sectional area than the inner jet nozzles 8 ".The outer jet nozzles 8' are substantially annular and form an outer ring "are also arranged in a ring. The inner jet nozzles 8 "form an inner ring that is concentric with the outer jet nozzle ring.

Die Figuren 3 und 4 zeigen lediglich Beispiele für die Anordnung von Strahldüsen 8, 8', 8" innerhalb eines Verbrennungssystems 1. Selbstverständlich sind alternative Anordnungen, ebenso wie die Verwendung einer anderen Anzahl an Strahldüsen 8, 8', 8" möglich.The FIGS. 3 and 4 only examples of the arrangement of jet nozzles 8, 8 ', 8 "within a combustion system 1. Of course, alternative arrangements, as well as the use of a different number of jet nozzles 8, 8', 8" possible.

Figur 5 zeigt das erfinderische Verbrennungssystem 1 mit erster und zweiter axialer Stufe 20, 21. Die erste axiale Stufe 20 entspricht im Aufbau den in den vorhergehenden Figuren beschriebenen Vorrichtungen. Zusätzlich zur ersten Stufe 20 umfasst das Verbrennungssystem 1 eine in Strömungsrichtung der Verbrennungsgase stromabwärts angeordnete zweite axiale Stufe 21 mit Luftdüsen 22 und Brennstoffdüsen 23. Dadurch kann in der ersten axialen Stufe 20 die Menge des Luftstroms reduziert werden. Dies führt dazu, dass bei gleich bleibendem Druckverlust in der Strahldüse 8, diese nun eine kleinere Strahldüsenaustrittsquerschnittsfläche aufweist, so dass auch das Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche sich vergrößert und einem vorteilhaften Wert von mindestens 6 oder größer, d.h. beispielsweise 8 oder 10, annähert. Luftdüsen 22 und Brennstoffdüsen 23 können senkrecht zur Strömungsrichtung der Verbrennungsgase aus der ersten axialen Stufe 20 oder etwas in Richtung der Strömungsrichtung der Verbrennungsgase geneigt sein, so dass eine Eindüsung mit der Strömung erfolgt. FIG. 5 shows the inventive combustion system 1 with first and second axial stages 20, 21. The first axial stage 20 corresponds in construction to the devices described in the preceding figures. In addition to the first stage 20, the combustion system 1 comprises a second axial stage 21 with air nozzles 22 and fuel nozzles 23 arranged downstream in the flow direction of the combustion gases. As a result, in the first axial stage 20, the amount of air flow can be reduced. As a result, with a constant pressure loss in the jet nozzle 8, the jet nozzle now has a smaller jet nozzle exit cross-sectional area, so that the ratio of the combustion chamber cross-sectional area to total nozzle jet exit area increases and approaches an advantageous value of at least 6 or greater, ie 8 or 10, for example. Air nozzles 22 and fuel nozzles 23 may be inclined perpendicular to the flow direction of the combustion gases from the first axial step 20 or slightly in the direction of flow of the combustion gases, so that an injection takes place with the flow.

Claims (14)

Verbrennungssystem (1) mit einer ersten axialen Stufe (20), umfassend eine Brennkammer (3) mit einer Brennkammerquerschnittsfläche und eine Anzahl von in der Brennkammer angeordneten Strahldüsen (8, 8', 8") mit einer Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche, dadurch gekennzeichnet, dass eine zweite axiale Stufe (21) mit Luftdüsen (22) der ersten axialen Stufe (20) in Strömungsrichtung eines Verbrennungsgases nachgeschaltet ist und die Strahldüsen (8, 8', 8") so ausgebildet sind, dass ein Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche mindestens 6 beträgt.A combustion system (1) having a first axial stage (20) comprising a combustion chamber (3) having a combustor cross-sectional area and a plurality of jet nozzles (8, 8 ', 8 ") disposed in the combustor having a total jet exit area, characterized in that a second axial stage (21) with air nozzles (22) of the first axial stage (20) in the flow direction of a combustion gas downstream and the jet nozzles (8, 8 ', 8 ") are formed so that a ratio of the combustion chamber cross-sectional area to Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche at least 6. Verbrennungssystem (1) nach Anspruch 1, wobei das Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche mindestens 8 beträgt.The combustion system (1) of claim 1, wherein the ratio of combustor cross-sectional area to total jet exit area area is at least 8. Verbrennungssystem (1) nach einem der Ansprüche 1 oder 2, wobei das Verhältnis von Brennkammerquerschnittsfläche zu Strahldüsengesamtaustrittsquerschnittsfläche mindestens 10 beträgt.The combustion system (1) according to any of claims 1 or 2, wherein the ratio of combustor cross-sectional area to total jet exit area is at least 10. Verbrennungssystem (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei in der zweiten axialen Stufe (21) (23) Brennstoffdüsen angeordnet sind.Combustion system (1) according to one of the preceding claims, wherein in the second axial stage (21) (23) fuel nozzles are arranged. Verbrennungssystem (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der zweiten axialen Stufe (21) zwischen 10 und 50 % der Brennerluft zuführbar sind.Combustion system (1) according to one of the preceding claims, wherein the second axial stage (21) between 10 and 50% of the burner air can be fed. Verbrennungssystem (1) nach Anspruch 5, wobei der zweiten axialen Stufe (21) zwischen 20 und 30 % der Brennerluft zuführbar sind.Combustion system (1) according to claim 5, wherein the second axial stage (21) between 20 and 30% of the burner air can be fed. Verbrennungssystem (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei ein Verhältnis aus dem Abstand zwischen Strahldüsenaustritt der ersten axialen Stufe (20) und Luftdüsenaustritt (22) der zweiten axialen Stufe (21) und dem Durchmesser einer Strahldüse (8, 8', 8") zwischen 6 und 25 ist.A combustion system (1) according to any one of the preceding claims, wherein a ratio of the distance between Blasting nozzle exit of the first axial stage (20) and air nozzle outlet (22) of the second axial stage (21) and the diameter of a jet nozzle (8, 8 ', 8 ") is between 6 and 25. Verbrennungssystem (1) nach Anspruch 7, wobei das Verhältnis zwischen 8 und 15 liegt.A combustion system (1) according to claim 7, wherein the ratio is between 8 and 15. Verbrennungssystem (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Luftdüsen (22) in Strömungsrichtung eines Verbrennungsgases geneigt sind.Combustion system (1) according to one of the preceding claims, wherein the air nozzles (22) are inclined in the flow direction of a combustion gas. Verbrennungssystem (1) nach Anspruch 4, wobei die Brennstoffdüsen (23) in Strömungsrichtung eines Verbrennungsgases geneigt sind.A combustion system (1) according to claim 4, wherein the fuel nozzles (23) are inclined in the flow direction of a combustion gas. Verbrennungssystem (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei Brennstofflanzen am stromaufwärtigen Ende der Strahldüsen (8,8', 8") angeordnet sind.A combustion system (1) according to any one of the preceding claims, wherein fuel lances are disposed at the upstream end of the jet nozzles (8, 8 ', 8 "). Verbrennungssystem (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Strahldüsen (8, 8',8") ringförmig angeordnet sind.Combustion system (1) according to one of the preceding claims, wherein the jet nozzles (8, 8 ', 8 ") are arranged in a ring shape. Verbrennungssystem (1) nach Anspruch 12, wobei die Strahldüsen (8, 8',8") ringförmig um eine Mittelachse (2) der Brennkammer (3) angeordnet sind.A combustion system (1) according to claim 12, wherein the jet nozzles (8, 8 ', 8 ") are arranged annularly about a central axis (2) of the combustion chamber (3). Gasturbine, die wenigstens ein Verbrennungssystem (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche umfasst.Gas turbine comprising at least one combustion system (1) according to one of the preceding claims.
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