BESCHREIBUNG
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Brennkammer nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Bei Brennkammern für Gasturbinen und Dampfkessel mit Überdruckfeuerung wird in die aus einem Verdichter kommende, durch die Kompression erwärmte Verbrennungsluft kalter Brennstoff eingespritzt, der im Flammrohr der Brennkammer verbrennt. Die Brennstoffzufuhr erfolgt dabei axial oder achsparallel zur Längserstreckung der Brennkammer oder quer dazu von ausserhalb des Brennkammermantels durch eine oder mehrere Brennstoffleitungen, die gewöhnlich radial in die Brennkammer einmünden und dort parallel zu und in oder entgegen der Strömungsrichtung der Luft in einer Düse enden, aus der der Brennstoff in das Flammrohr eintritt und verbrennt.
Bei Verwendung einfacher Rohre als Leitungen für die Brennstoffzufuhr besteht die Gefahr, dass Lecköl aus dem Brennstoffsystem in den Verdichterluftstrom gelangt. Dies zu verhindern ist eine Teilaufgabe der vorliegenden Erfindung. Ein weiterer Nachteil einer solchen einfachen Leitung besteht darin, dass sich an der Aussenseite der brennstoffgekühlten Leitung Kondenswasser aus der Verdichterluft niederschlagen kann. Die dadurch bedingten grossen Temperaturunterschiede zwischen der Luft und dem Material der Brennstoffleitung führen in dieser zu starken Wärmespannungen, deren Vermeidung eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist.
Diese Aufgaben werden durch eine Abschirmung gelöst, die die Brennstoffleitung gegen die hohe Lufttemperatur schützt und damit die erwähnten Gefahren vermeidet. Der Erfindungsgegenstand wird im folgenden anhand zweier in der Zeichnung dargestellter Ausführungsbeispiele näher erläutert. Gleichen Elementen sind in der Figur gleiche Bezugszahlen zugeordnet.
Die einzige Figur der Zeichnung stellt einen Axialschnitt durch die Brennkammer einer Gasturbine mit den angrenzenden Hochdruckstufen von Verdichter und Turbine dar.
Dargestellt und im folgenden beschrieben sind nur die erfindungswesentlichen Teile.
Zwischen dem Verdichter 1 und der Turbine 2 ist um ihre gemeinsame Welle 3 herum eine Ringbrennkammer 4 angeordnet. Aus dem Verdichterausgang strömt die verdichtete Luft durch einen Diffusorring 5 in die Einspritzzone der Brennkammer, in die eine Anzal radial gerichteter, gleichmässig über den Umfang verteilter Brennstoffleitungen 6 von ausserhalb der Brennkammer hineinführt. Diese Leitungen 6 sind mit einer nicht dargestellten Brennstoffeinspritzeinrichtung leitend verbunden und enden in einem ringförmigen Flammrohr 7 in einer zur Achse der Welle parallelen Brennerdüse 8, durch die der Brennstoff im Gleichstrom mit der Verdichterluft eingespritzt und im anschliessenden Teil des Flammrohres 7 zu Treibgas für die Turbine 2 verbrannt wird.
Ein Flammrohrinnenmantel 9 und ein Flammrohraussenmantel 10 weisen Sekundärluftschlitze 11 auf, durch die in bekannter Weise ein kühlender Luftfilm in das Innere des Flammrohres geleitet wird, der am Ende des Diffusorrings 5 aus dem aus dem Verdichter austretenden Luftstrom abgezweigt wird.
Um die Brennstoffleitungen 6 gegen den heissen Verdichterluftstrom zu isolieren und eventuelle Leckagen, beispielsweise verursacht durch Schwingungsbrüche, aufzufangen, sind gerade Mantelrohre 12 vorgesehen, die von ausserhalb der Brennkammer bis zur Düse 8 hinunterreichen, wo sie gegen den Aussenumfang der Düse abgedichtet sind.
Der Raum zwischen der Leitung 6 und dem Mantelrohr 12 steht mit der Atmosphäre in Verbindung, wozu am Ende des Mantelrohres ausserhalb der Brennkammer ein Rohrstutzen 13 vorgesehen ist, der direkt oder indirekt, beispielsweise über einen Schlauch, in die Atmosphäre mündet. Dieser Schlauch kann z.B. mit einer Anzeige- oder Überwachungsund Alarmeinrichtung für Brennstofflecks in dem vom Mantelrohr 12 umhüllten Teil der Brennstoffleitung verbunden sein. Die Luft im Raum zwischen der Leitung 6 und dem Mantelrohr 12 wirkt wärmeisolierend, schirmt also die Leitung 6 gegen die verhältnismässig hohe Temperatur, die im Bereich der Brennkammer herrscht, ab.
Im unteren Teil der Figur ist eine Ausführung gezeigt, bei der zwecks einfacherer Montage die Brennstoffleitung 14 und das Mantelrohr 15 innerhalb des Sekundärluftkanals 16 der Brennkammer durch Flanschverbindungen 17 bzw. 18 in einen inneren Abschnitt 14' bzw. 15' und einen äusseren Abschnitt 14" bzw. 15" unterteilt sind. Diese Bauweise erlaubt es, die inneren Abschnitte 14' und 15' der Leitung 14 bzw. des Mantelrohres 15 vor dem Zusammenbau der Brennkammer am Flammrohr 7 zu befestigen. Die äusseren Abschnitte 14" und 15" lassen sich dann bequemer gemeinsam mit dem Brennkammeraussenmantel 19 einbauen und durch die Flanschverbindungen 17 und 18 mit den entsprechenden inneren Abschnitten 14' bzw. 15' verbinden.
Die erfindungswesentlichen Elemente sind hier in ihrer Anwendung bei einer Ringbrennkammer beschrieben. Sie sind aber sinngemäss ebenfalls für einzelne Rohrbrennkammern verwendbar, insbesondere natürlich auch bei solchen Brennkammern, die eine Anzahl ringförmig angeordneter Rohrbrennkammern aufweisen, deren Treibgase vor dem Eintrittsquerschnitt der Turbine in einem gemeinsamen Ringkanal gesammelt werden. Auch bei Brennkammern mit Gegenstromeinspritzung ist die Erfindung in analoger Weise anwendbar.
DESCRIPTION
The present invention relates to a combustion chamber according to the preamble of patent claim 1.
In combustion chambers for gas turbines and steam boilers with overpressure firing, cold fuel, which burns in the flame tube of the combustion chamber, is injected into the combustion air coming from a compressor and heated by the compression. The fuel is supplied axially or axially parallel to the longitudinal extent of the combustion chamber or transversely to it from outside the combustion chamber jacket through one or more fuel lines, which usually open radially into the combustion chamber and end there parallel to and in or against the flow direction of the air in a nozzle from which the fuel enters the flame tube and burns.
When using simple pipes as lines for the fuel supply, there is a risk that leakage oil from the fuel system gets into the compressor air flow. Preventing this is a subtask of the present invention. Another disadvantage of such a simple line is that condensation water from the compressor air can condense on the outside of the fuel-cooled line. The resulting large temperature differences between the air and the material of the fuel line lead to strong thermal stresses in the fuel line, the avoidance of which is a further object of the present invention.
These tasks are solved by a shield that protects the fuel line against the high air temperature and thus avoids the dangers mentioned. The subject of the invention is explained in more detail below with reference to two exemplary embodiments shown in the drawing. The same elements are assigned the same reference numbers in the figure.
The only figure in the drawing represents an axial section through the combustion chamber of a gas turbine with the adjacent high-pressure stages of the compressor and turbine.
Only the parts essential to the invention are shown and described below.
An annular combustion chamber 4 is arranged around the common shaft 3 between the compressor 1 and the turbine 2. From the compressor outlet, the compressed air flows through a diffuser ring 5 into the injection zone of the combustion chamber, into which a number of radially directed fuel lines 6, distributed uniformly over the circumference, lead from outside the combustion chamber. These lines 6 are conductively connected to a fuel injection device (not shown) and end in an annular flame tube 7 in a burner nozzle 8 parallel to the axis of the shaft, through which the fuel is injected in cocurrent with the compressor air and in the subsequent part of the flame tube 7 to propellant gas for the turbine 2 is burned.
A flame tube inner jacket 9 and a flame tube outer jacket 10 have secondary air slots 11, through which a cooling air film is passed in a known manner into the interior of the flame tube, which is branched off at the end of the diffuser ring 5 from the air stream emerging from the compressor.
In order to isolate the fuel lines 6 from the hot compressor air flow and to collect any leaks, for example caused by vibrational breaks, straight jacket pipes 12 are provided, which extend from outside the combustion chamber to the nozzle 8, where they are sealed against the outer circumference of the nozzle.
The space between the line 6 and the casing pipe 12 is in communication with the atmosphere, for which purpose a pipe socket 13 is provided at the end of the casing pipe outside the combustion chamber and opens directly or indirectly, for example via a hose, into the atmosphere. This hose can e.g. be connected to a display or monitoring and alarm device for fuel leaks in the part of the fuel line covered by the casing tube 12. The air in the space between the line 6 and the casing tube 12 has a heat-insulating effect, thus shielding the line 6 from the relatively high temperature prevailing in the area of the combustion chamber.
In the lower part of the figure, an embodiment is shown in which, for the purpose of simpler assembly, the fuel line 14 and the casing tube 15 within the secondary air duct 16 of the combustion chamber through flange connections 17 or 18 into an inner section 14 'or 15' and an outer section 14 " or 15 "are divided. This design allows the inner sections 14 'and 15' of the line 14 and the casing tube 15 to be attached to the flame tube 7 before the combustion chamber is assembled. The outer sections 14 ″ and 15 ″ can then be installed more conveniently together with the combustion chamber outer jacket 19 and connected to the corresponding inner sections 14 ′ and 15 ′ by means of the flange connections 17 and 18.
The elements essential to the invention are described here in their application in an annular combustion chamber. However, they can also be used analogously for individual tube combustion chambers, in particular, of course, also for those combustion chambers which have a number of annularly arranged tube combustion chambers, the propellant gases of which are collected in a common annular channel before the inlet cross section of the turbine. The invention can also be used in an analogous manner in combustion chambers with countercurrent injection.