EP0781967B1 - Gasturbinenringbrennkammer - Google Patents

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EP0781967B1
EP0781967B1 EP96810777A EP96810777A EP0781967B1 EP 0781967 B1 EP0781967 B1 EP 0781967B1 EP 96810777 A EP96810777 A EP 96810777A EP 96810777 A EP96810777 A EP 96810777A EP 0781967 B1 EP0781967 B1 EP 0781967B1
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EP
European Patent Office
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combustion chamber
gas
air
turbine
chamber according
Prior art date
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EP96810777A
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English (en)
French (fr)
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EP0781967A2 (de
EP0781967A3 (de
Inventor
Klaus Dr. Döbbeling
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General Electric Switzerland GmbH
Original Assignee
Alstom Schweiz AG
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Publication date
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Publication of EP0781967A3 publication Critical patent/EP0781967A3/de
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    • 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
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    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • 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
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the invention relates to the field of combustion technology. It relates to a gas turbine ring combustion chamber, which is operated with premix burners, and a method for Operation of this device.
  • Gas turbines essentially consist of the components compressor, Combustion chamber and turbine. For environmental reasons is increased instead of diffusion combustion worked with a low-pollutant premix combustion.
  • the air coming out of the compressor is very high Speed (approx. 200 m / s) and is to the contained in it Recover kinetic energy, as lossless as possible delayed in a deflection diffuser.
  • the speed in the combustion chamber strong at least locally downstream of the burner lowered. Usually a local recirculation zone with negative Speeds generated. In the combustion chamber the speed then about 50 m / s to a sufficient Preservation time and the heat transfer between hot gas and to keep the combustion chamber wall small. At the exit of the The combustion chamber accelerates again, so that on Entry of the turbine speeds up to close to the gas the speed of sound can be reached.
  • the invention tries to avoid all these disadvantages. you is based on the task of a gas turbine ring combustion chamber, which is equipped with special premix burners develop, which is characterized by a small size and simplified compared to the known prior art is, with improved premixing of fuel and Air occurs with a lower total pressure drop.
  • this is done in a gas turbine ring combustion chamber, which is arranged downstream of a compressor and on it Front plate with at least one arranged in a ring Premix burner row is equipped, achieved by direct downstream of the compressor outlet from the guide vanes of the last compressor series for each burner one as Diffuser-trained burner air duct leads to the latter downstream end there is at least one longitudinal vortex generator is located, at least in or downstream of the longitudinal vortex generator a fuel injection is provided and downstream the fuel injection ends in the combustion chamber Mixing channel of constant channel height and with a length that is approximately corresponds to twice the hydraulic duct height, is arranged.
  • the combustion air is released immediately after it leaves the compressor into individual air flows for the burners and for the Cooling of the combustion chamber and turbine split, after that the speed of the air for the burners to about that delayed half the value of the compressor outlet speed, then at least one longitudinal vortex per combustion air duct generated in the air, during or downstream of the Longitudinal vortex generation fuel is added to the mixture now flows along in a mixing channel and with a total swirl contaminated flows into the combustion chamber and there finally burns.
  • the advantages of the invention include that the combustion chamber compared to the prior art has smaller dimensions and the area to be cooled in the Combustion chamber is reduced. The pressure loss between the compressor outlet and turbine entry is smaller. Furthermore there is a very good and robust uniform distribution of the air on the burners and the premixing of fuel and combustion air will be improved.
  • the ratio of the number the blades of the last row of compressors to the number of premix burners is an integer, especially 1 or 2, because then a combustion air duct directly to one or two blade ducts the last row of compressors can be coupled.
  • the mixing channel is approximately rounded Cross-section, because then a good mixing of air and fuel is achieved. But also mixed channels with a rectangular cross section are conceivable. Likewise can if there is only one burner row, the mixing channel be designed as a segmented annular gap.
  • combustion air channels are spiral are arranged around the axis of the gas turbine. In this way axial length can be saved.
  • the axes of the mixing channels are advantageous (i.e. the direction of flow of the entering the combustion chamber Mixture), arranged so that it coincides with the axis of the Gas turbine an angle, preferably an angle of 45 °, form. This will allow the mixture and flame stabilization further improved.
  • FIG. 1 shows a partial longitudinal section of a gas turbine system with an annular combustion chamber according to the prior art.
  • an annular combustion chamber 4 Between a compressor 1 and a turbine 2, of which only one guide vane 3 of the first row of guide vanes is shown is an annular combustion chamber 4, which with premix burners 5 of the double cone design is equipped, arranged.
  • the supply of fuel 6 to each premix burner 5 is realized over fuel lances 7.
  • the annular combustion chamber 4 is cooled convectively or by means of impingement cooling.
  • the compressor 1 essentially consists of the blade carrier 8, in which the guide vanes 9 are hooked in and out of the rotor 10, which receives the blades 11. In Fig. 1 are each only the last compressor stages are shown.
  • a deflection diffuser 12 At the exit of the Compressor 1, a deflection diffuser 12 is arranged. It ends in a arranged between the compressor 1 and the annular combustion chamber 4 Plenary 13.
  • the air 14 emerging from the compressor 1 has a very high high speed. It is delayed in the deflection diffuser 12, to recover the kinetic energy it contains so that in the adjoining the deflection diffuser 12 Plenary 13 only very low air speeds to rule. This can result in a uniform distribution of the air 14 the burner 5 can be reached and there can be cooling air without any problems for the combustion chamber 4 and the turbine 2 are removed. There but on the other hand for the reliable design of the premixing process of air 14 and fuel 6 at the mixing point the fuel 6 the speed in order to avoid must be high from flashback, the air 14 in the premixing zone be accelerated again strongly before again downstream of the burner 5 in the combustion chamber 4 for reasons of flame stability the speed is reduced.
  • Air 14 is no longer delayed to plenary conditions, but instead the delay in the air 14 is only limited to that Speed level of the premix section. This allows the multiple redirection of the total air mass flow is eliminated and the size of the combustion chamber is significantly reduced become.
  • each burner 5 of the annular combustion chamber 4 each designed as a diffuser Burner air duct 15 leads.
  • At least one fuel injection 17 is provided and downstream of the fuel injection 17 is in the combustion chamber 4 ending mixing channel 19 of constant height H and with a length L, which is about twice the value of the hydraulic channel diameter D corresponds to arranged.
  • the deflection diffuser 12 and 12 is therefore omitted plenary session 13.
  • the air from the compressor 1 is immediately after the outlet from the compressor 1 into a large number of individual channels divided, namely into the combustion air channels 15 and in annular Channels 20 arranged on the hub side or housing side for the cooling air 21 of the combustion chamber 4 and the turbine 2, the is provided here at a high pressure level. Furthermore can air 22 from the channels 20 for flushing out the Mixing channel 19 forming boundary layer can be removed. This is only an example for the innermost mixing channel 19 shown.
  • the combustion air channels 15 are designed as diffusers and delay the air speed to about half the value the compressor outlet speed, with a maximum of 75% of the dynamic energy can be converted into pressure gain.
  • the longitudinal vortex generator 16 After the combustion air 14 to an appropriate speed level was delayed at the longitudinal vortex generator 16 generates one or more longitudinal vortices per combustion air duct 15.
  • the longitudinal vortex generator 16 is an integrated Fuel injection 17 fuel 6, which for example is supplied by fuel lances 7, mixed with the air 14.
  • the fuel injection 17 also downstream of the longitudinal vortex generator 16 may be arranged.
  • the longitudinal vortices generated guarantee a good mixture of fuel 6 and combustion air 14 in the subsequent mixing channels 19. These have a constant height H and are approximately double as long as two hydraulic channel diameters D.
  • the mixing channels 19 have a circular shape Cross section, are therefore a mixing tube.
  • the mixing tube axes 24 are arranged parallel to the axis 25 of the gas turbine.
  • the mixing channels 19 not shown here in the drawing can the mixing channels 19 a right or have polygonal cross-section or they can also be a segmented annular gap.
  • FIGS. 1 and 2 the reduction in the area of the combustion chamber wall to be cooled can be clearly seen according to the invention.
  • a gas turbine from the 170 MWel class, eg GT13E2 should serve as an example. While according to the prior art (FIG. 1) the outer diameter in the area of the combustion chamber is approximately 4.5 m, this value is only 3.5 m when using the invention, so that the size is reduced by approx. 20% is reached. Due to the greatly reduced area to be cooled in the new combustion chamber and the extremely low NOx emissions that can be achieved with good premix burner technology at relatively high flame temperatures (theoretically approx. 5 ppm NOx at 15% O 2 and 1850 K flame temperature), the combustion chamber can be cooled via film or effusion cooling.
  • FIG. 3 is a partial cross section of a two-row annular combustion chamber corresponding to a section in the plane III-III of the in Fig. 2 shown four-row combustion chamber.
  • the annular combustion chamber 4 according to FIG. 3 is thus with two rows Premix burners 5 equipped.
  • the arrows in Fig. 3 are intended an opposite angle of attack of the burner 5 in the side by side Clarify rows. By this opposite Angle of attack is achieved in the combustion chamber 4 no total swirl is generated.
  • the cross section of the mixing channels 19 is not round in this embodiment, but elliptical.
  • the mixing tube axes 24 are opposite the shaft in the circumferential direction, i.e. the mixing tube axis 24 forms an angle of ⁇ with the machine axis 25 approx. 45 °. This will allow the mixture and flame stabilization improved in the combustion chamber 4.
  • combustion air channels 15 spiral about the axis 25 of the Gas turbine arranged to the axial length of the machine to keep it as small as possible.
  • the invention is particularly suitable for the use of MBtu as fuel, i.e. fuel with a medium calorific value, for example in the gasification of heavy oil, coal and Tar arises.
  • the fuel admixture can be used in this case very easily into a higher speed range (> 100 m / s) to be relocated to these fuels, too are characterized by a high flame speed, to avoid backfire to the fuel injector.
  • the high-frequency generated by the last row of compressor runs (> 1000 Hz) pressure pulsations (wake of the blades) particularly support the fuel-air mixing process, because between the end of the compressor 1 and the fuel injection 17 only a short delay section, i.e. a short burner air duct 15 designed as a diffuser, is required

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  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Description

Technisches Gebiet
Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Verbrennungstechnik. Sie betrifft eine Gasturbinenringbrennkammer, welche mit Vormischbrennern betrieben wird, sowie ein Verfahren zum Betrieb dieser Vorrichtung.
Stand der Technik
Gasturbinen bestehen im wesentlichen aus den Bauteilen Verdichter, Brennkammer und Turbine. Aus Gründen des Umweltschutzes wird anstelle einer Diffusionsverbrennung vermehrt mit einer schadstoffarmen Vormischverbrennung gearbeitet.
Es ist bekannter Stand der Technik (vgl. H. Neuhoff und K. Thoren: "Die neuen Gasturbinen GT 24 und GT 26 - hohe Wirkungsgrade dank sequentieller Verbrennung", ABB Technik 2(1994), S. 4-7 und D. Viereck: "Die Gasturbine GT13E2 - ein richtungsweisendes Konzept für die Zukunft", ABB Technik 6(1993), S. 11-16), zwischen dem Verdichter und der mit mehreren Vormischbrennern ausgerüsteten Ringbrennkammer einer Gasturbine ein Plenum anzuordnen, in dem sehr geringe Luftgeschwindigkeiten herrschen. Durch das Plenum soll eine Gleichverteilung der Luft auf die Brenner erreicht werden. Zusätzlich wird damit eine Möglichkeit geschaffen, Kühlluft für die Brennkammer und die Turbine auf hohem Druckniveau zu entnehmen.
Die aus dem Verdichter austretende Luft hat eine sehr hohe Geschwindigkeit (ca. 200 m/s) und wird, um die in ihr enthaltene kinetische Energie zurückzugewinnen, möglichst verlustfrei in einem Umlenkdiffusor verzögert.
Um eine schadstoffarme Verbrennung zu erreichen, werden Brennstoff und Verbrennungsluft im Brenner vorgemischt. Zwecks betriebssicherer Gestaltung des Vormischvorgangs muss an der Einmischungsstelle, in deren Nähe sich eine Zone mit stöchiometrischem Gemisch befindet, die Geschwindigkeit aber sehr hoch sein, damit ein Rückschlagen der Flamme sicher vermieden werden kann. Die Luft, die im Plenum nur noch sehr geringe Geschwindigkeiten (ca. 10 m/s) aufweist, muss daher wieder auf hohe Geschwindigkeiten (ca. 80 bis 100 m/s) in der Vormischzone beschleunigt werden.
Um die Flamme stromab des Vormischbrenners an einem festen Ort zu stabilisieren, wird die Geschwindigkeit in der Brennkammer zumindestens lokal stromab des Brenners wieder stark abgesenkt. Meist wird eine lokale Rezirkulationszone mit negativen Geschwindigkeiten erzeugt. In der Brennkammer beträgt die Geschwindigkeit dann etwa 50 m/s, um eine hinreichende Verweilzeit zu erhalten und den Wärmeübergang zwischen Heissgas und Brennkammerwand klein zu halten. Am Austritt der Brennkammer erfolgt wiederum eine Beschleunigung, so dass am Eintritt der Turbine Geschwindigkeiten des Gases bis nahe an die Schallgeschwindigkeit erreicht werden.
Die mehrfachen Beschleunigungen und Verzögerungen der strömenden Medien (Luft, Brennstoff/Luft-Gemisch, Heissgase) zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt haben den Nachteil, dass sie jeweils mit Verlusten behaftet sind. Sie erfordern ausserdem mehrfache Umlenkungen des gesamten Luftmassenstromes, da der Abstand zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt aus rotordynamischen Gründen klein gehalten werden muss, so dass dadurch die Baugrösse der Brennkammer nach dem bekannten Stand der Technik recht gross und kompliziert ist.
Darstellung der Erfindung
Die Erfindung versucht, all diese Nachteile zu vermeiden. Ihr liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenringbrennkammer, welche mit speziellen Vormischbrennern ausgerüstet ist, zu entwickeln, die sich durch eine geringe Baugrösse auszeichnet und gegenüber dem bekannten Stand der Technik vereinfacht ist, wobei eine verbesserte Vormischung von Brennstoff und Luft bei einem geringeren Gesamtdruckverlust erfolgt.
Erfindungsgemäss wird dies bei einer Gasturbinenringbrennkammer, welche stromab eines Verdichters angeordnet und auf ihrer Frontplatte mit mindestens einer ringförmig angeordneten Vormischbrennerreihe bestückt ist, dadurch erreicht, dass direkt stromab des Verdichteraustritts von den Leitschaufeln der letzten Verdichterreihe zu jedem Brenner jeweils ein als Diffusor ausgebildeter Brennerluftkanal führt, an dessem stromabwärtigen Ende sich mindestens ein Längswirbelerzeuger befindet, wobei im oder stromab des Längswirbelerzeugers mindestens eine Brennstoffeindüsung vorgesehen ist und stromab der Brennstoffeindüsung ein in die Brennkammer endender Mischkanal konstanter Kanalhöhe und mit einer Länge, die etwa dem zweifachen Wert der hydraulischen Kanalhöhe entspricht, angeordnet ist.
Die Verbrennungsluft wird direkt nach Austritt aus dem Verdichter in einzelne Luftströme für die Brenner und für die Kühlung der Brennkammer und Turbine aufgeteilt, danach wird die Geschwindigkeit der Luft für die Brenner auf etwa den halben Wert der Verdichteraustrittsgeschwindigkeit verzögert, anschliessend wird pro Brennluftkanal mindestens ein Längswirbel in der Luft erzeugt, wobei während oder stromab der Längswirbelerzeugung Brennstoff beigemischt wird, das Gemisch nunmehr in einem Mischkanal entlangströmt und mit einem Gesamtdrall behaftet in die Brennkammer strömt und dort schliesslich verbrennt.
Die Vorteile der Erfindung bestehen unter anderem darin, dass die Brennkammer im Vergleich zum bisherigen Stand der Technik geringere Abmasse aufweist und die zu kühlende Fläche in der Brennkammer verringert wird. Der Druckverlust zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt ist kleiner. Ausserdem erfolgt eine sehr gute und robuste Gleichverteilung der Luft auf die Brenner und die Vormischung von Brennstoff und Verbrennungsluft wird verbessert.
Es ist besonders zweckmässig, wenn das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner ganzzahlig, insbesondere 1 oder 2 ist, weil dann ein Brennluftkanal unmittelbar an ein oder zwei Schaufelkanäle der letzten Verdichterreihe angekoppelt werden kann.
Von Vorteil ist es, wenn der Mischkanal einen annähernd runden Querschnitt aufweist, weil dann eine gute Durchmischung von Luft und Brennstoff erreicht wird. Aber auch Mischkanäle mit einem rechteckigen Querschnitt sind denkbar. Ebenso kann beim Vorhandensein von nur einer Brennerreihe der Mischkanal als ein segmentierter Ringspalt ausgebildet sein.
Ferner ist es vorteilhaft, wenn die Brennluftkanäle spiralig um die Achse der Gasturbine angeordnet sind. Auf diese Weise kann axiale Länge gespart werden.
Schliesslich werden mit Vorteil die Achsen der Mischkanäle (d.h. die Strömungsrichtung des in die Brennkammer eintretenden Gemisches), so angeordnet, dass sie mit der Achse der Gasturbine einen Winkel, vorzugsweise einen Winkel von 45°, bilden. Dadurch wird die Mischung und Flammenstabilisierung weiter verbessert.
Weiterhin ist es zweckmässig, wenn beim Vorhandensein von mehr als einer ringförmigen Vormischbrennerreihe die Brenner von Reihe zu Reihe gegensinnig in Umfangsrichtung angestellt sind. Dadurch wird der Gesamtdrall in der Brennkammer zu Null.
Es ist ausserdem von Vorteil wenn zusätzlich Luft in die Grenzschicht des Mischkanales eingedüst wird, weil dadurch ein Flammenrückschlag in die Mischzone weiter verhindert wird.
Vorteilhaft ist es, wenn bei Verwendung von Brennstoff mit mittlerem Heizwert (MBtu) dieser in einen Bereich hoher Luftgeschwindigkeit (>100 m/s) eingemischt wird. Dadurch wird auch bei diesen Brennstoffen, die eine sehr hohe Flammengeschwindigkeit aufweisen, ein Rückzünden zum Brennstoffinjektor sicher vermieden.
Kurze Beschreibung der Zeichnung
In der Zeichnung sind mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt.
Es zeigen:
Fig. 1
einen Teillängsschnitt einer Gasturbinenanlage mit einer mit Vormischbrennern bestückten Ringbrennkammer nach dem Stand der Technik;
Fig. 2
einen Teillängsschnitt einer Gasturbinenanlage mit einer erfindungsgemässen vierreihigen Ringbrennkammer;
Fig. 3
einen Teilquerschnitt einer zweireihigen Brennkammer entsprechend einem Schnitt in der Ebene III-III der in Fig. 2 dargestellten vierreihigen Brennkammer;
Fig. 4
eine Abwicklung der Vormischstrecke (entlang IV-IV in Fig. 3) zwischen Verdichteraustritt und Brennkammerfrontplatte .
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Nicht dargestellt sind von der Anlage beispielsweise das Abgasgehäuse der Gasturbine mit Abgasrohr und Kamin sowie die Eintrittspartien des Verdichterteils und die Niederdruckverdichterstufen. Die Strömungsrichtung der Arbeitsmittel ist mit Pfeilen bezeichnet.
Weg zur Ausführung der Erfindung
Nachfolgend wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen und der Fig. 1 bis 4 näher erläutert.
Fig. 1 zeigt zunächst einen Teillängsschnitt einer Gasturbinenanlage mit einer Ringbrennkammer nach dem Stand der Technik. Zwischen einem Verdichter 1 und einer Turbine 2, von der nur eine Leitschaufel 3 der ersten Leitschaufelreihe dargestellt ist, ist eine Ringbrennkammer 4, welche mit Vormischbrennern 5 der Doppelkegelbauart bestückt ist, angeordnet. Die Zufuhr des Brennstoffes 6 zu jedem Vormischbrenner 5 wird über Brennstofflanzen 7 realisiert. Die Ringbrennkammer 4 wird konvektiv bzw. mittels Prallkühlung gekühlt. Der Verdichter 1 besteht im wesentlichen aus dem Schaufelträger 8, in dem die Leitschaufeln 9 eingehängt sind und aus dem Rotor 10, der die Laufschaufeln 11 aufnimmt. In Fig. 1 sind jeweils nur die letzten Verdichterstufen dargestellt. Am Austritt des Verdichters 1 ist ein Umlenkdiffussor 12 angeordnet. Er mündet in ein zwischen Verdichter 1 und Ringbrennkammer 4 angeordnetes Plenum 13.
Die aus dem Verdichter 1 austretende Luft 14 hat eine sehr hohe Geschwindigkeit. Sie wird im Umlenkdiffusor 12 verzögert, um die in ihr enthaltene kinetische Energie zurückzugewinnen, so dass im sich an den Umlenkdiffusor 12 anschliessenden Plenum 13 nur noch sehr geringe Luftgeschwindigkeiten herrschen. Dadurch kann eine Gleichverteilung der Luft 14 auf die Brenner 5 erreicht werden und es kann problemlos Kühlluft für die Brennkammer 4 und die Turbine 2 entnommen werden. Da aber andererseits zur betriebssicheren Gestaltung des Vormischvorgangs von Luft 14 und Brennstoff 6 an der Einmischstelle des Brennstoffes 6 die Geschwindigkeit zwecks Vermeidung von Flammenrückschlag hoch sein muss, muss die Luft 14 in der Vormischzone wieder stark beschleunigt werden, bevor wiederum stromab der Brenner 5 in der Brennkammer 4 aus Flammenstabilitätsgründen eine Absenkung der Geschwindigkeit erfolgt. Am stromabwärtigen Ende der Brennkammer 4 wird dann das Gas wiederum beschleunigt, so dass am Eintritt in die Turbine 2 Geschwindigkeiten nahe der Schallgeschwindigkeit erreicht werden. Die mehrfache Beschleunigungen und Verzögerungen zwischen Verdichteraustritt und Turbineneintritt sind mit Verlusten behaftet und die erforderlichen mehrfachen Umlenkungen des Luftmassenstromes führen zu einer recht grossen Bauhöhe. So beträgt beispielsweise bei einer Gasturbine aus der 170 MWel Klasse nach dem Stand der Technik (siehe Fig. 1) der äussere Durchmesser im Bereich der Brennkammer ca. 4,5 m.
In Fig. 2 ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer vierreihigen Gasturbinenringbrennkammer dargestellt. Im Unterschied zum oben beschriebenen Stand der Technik wird die Luft 14 nicht mehr auf Plenumsbedingungen verzögert, sondern die Verzögerung der Luft 14 beschränkt sich nur noch auf das Geschwindigkeitsniveau der Vormischstrecke. Dadurch kann die mehrfache Umlenkung des Gesamtluftmassenstromes entfallen und die Baugrösse im Bereich der Brennkammer wesentlich reduziert werden.
Bei der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsvariante der Erfindung ist unmittelbar stromab des Verdichteraustritts an den Leitschaufeln 9 der letzten Verdichterschaufelreihe ein Brennerluftverteilersystem angeordnet, bei dem zu jedem Brenner 5 der Ringbrennkammer 4 jeweils ein als Diffusor ausgebildeter Brennerluftkanal 15 führt. Am stromabwärtigen Ende des Brennluftkanales 15 befindet sich mindestens ein Längswirbelerzeuger 16. Im oder stromab des Längswirbelerzeugers 16 ist mindestens eine Brennstoffeindüsung 17 vorgesehen und stromab der Brennstoffeindüsung 17 ist ein in die Brennkammer 4 endender Mischkanal 19 konstanter Höhe H und mit einer Länge L, die etwa dem zweifachen Wert des hydraulischen Kanaldurchmessers D entspricht, angeordnet. Der hydraulische Kanaldurchmesser ist definiert als Verhältnis der vierfaches Querfläche des Kanals zum Kanalumfang. Bei einem kreisförmigen Kanal gilt demnach: H=D.
Gemäss der Erfindung entfällt somit der Umlenkdiffusor 12 und das Plenum 13.
Die Luft aus dem Verdichter 1 wird direkt nach dem Austritt aus dem Verdichter 1 in eine Vielzahl von einzelnen Kanälen aufgeteilt, und zwar in die Brennluftkanäle 15 und in ringförmige nabenseitig bzw. gehäuseseitig angeordnete Kanäle 20 für die Kühlluft 21 der Brennkammer 4 und der Turbine 2, die hier auf hohem Druckniveau bereitgestellt wird. Ausserdem kann aus den Kanälen 20 Luft 22 zur Ausspülung der sich im Mischkanal 19 ausbildenden Grenzschicht entnommen werden. Dies ist nur für den innersten Mischkanal 19 beispielhaft dargestellt.
Die Brennluftkanäle 15 sind als Diffusoren ausgestaltet und verzögern die Luftgeschwindigkeit auf etwa den halben Wert der Verdichteraustrittsgeschwindigkeit, wobei maximal 75% der dynamischen Energie in Druckgewinn umgewandelt werden können.
Nachdem die Verbrennungsluft 14 auf ein geeignetes Geschwindigkeitsniveau verzögert wurde, werden am Längswirbelerzeuger 16 ein oder mehrere Längswirbel pro Brennluftkanal 15 erzeugt. Im Längswirbelerzeuger 16 wird durch eine integrierte Brennstoffeindüsung 17 Brennstoff 6, welcher beispielsweise durch Brennstofflanzen 7 zugeführt wird, der Luft 14 beigemischt. Selbstverständlich kann in einem anderen Ausführungsbeispiel die Brennstoffeindüsung 17 auch stromab der Längswirbelerzeuger 16 angeordnet sein. Die erzeugten Längswirbel garantieren eine gute Vermischung von Brennstoff 6 und Verbrennungsluft 14 in den sich anschliessenden Mischkanälen 19. Diese weisen eine konstante Höhe H auf und sind etwa doppelt so lang wie zwei hydraulische Kanaldurchmesser D. Im vorliegenden Fall besitzen die Mischkanäle 19 einen kreisförmigen Querschnitt, sind also ein Mischrohr. Die Mischrohrachsen 24 sind dabei parallel zur Achse 25 der Gasturbine angeordnet. In anderen, hier nicht zeichnerisch dargestellten Ausführungsbeispielen können die Mischkanäle 19 auch einen rechtoder mehreckigen Querschnitt aufweisen oder sie können auch ein segmentierten Ringspalt sein.
Es ist von Vorteil, wenn die vom Längswirbelerzeuger 16 hervorgerufenen Längswirbel im Mischkanal 19 einen Gesamtdrall erzeugen, der nach Austritt des Brennstoff/Luft-Gemisches 23 in die Brennkammer 4 zu einer hochturbulenten Flammenstabilisierungszone führt, indem der Wirbel aufplatzt und auf der Achse eine Zone mit sehr geringer oder negativer Axialgeschwindigkeit erzeugt wird. Ein Flammenrückschlag in die Mischzone kann durch ein ausgeglichenes Axialgeschwindigkeitsprofil mit einer Überhöhung auf der Achse und durch eine zusätzliche Eindüsung von Luft 22 in die Grenzschicht des Mischkanales 19 sicher unterbunden werden.
Günstig ist es, wenn die Anzahl der Leitschaufeln 9 der letzten Verdichterreihe und die Anzahl der Vormischbrenner 5 in einem ganzzahligen Verhältnis zueinander stehen. Dadurch kann ein Brennerluftkanal 15 unmittelbar an beispielsweise einen oder zwei Schaufelkanäle der letzten Verdichterreihe angekoppelt werden.
Vergleicht man die Fig. 1 und 2, so ist deutlich die Reduktion der zu kühlenden Fläche der Brennkammerwand gemäss der Erfindung zu erkennen. Als Beispiel soll eine Gasturbine aus der 170 MWel Klasse, z.B. GT13E2, dienen. Während nach dem Stand der Technik (Fig. 1) der äussere Durchmesser im Bereich der Brennkammer etwa 4,5 m beträgt, ergibt sich für diesen Wert bei Einsatz der Erfindung nur noch 3,5 m, so dass eine Reduktion der Baugrösse um ca. 20% erreicht wird. Durch die stark verringerte zu kühlende Fläche in der neuen Brennkammer und durch die mit einer guten Vormischbrennertechnik erreichbaren extrem niedrigen NOx-Emmissionen bei relativ hohen Flammentemperaturen (theoretisch ca. 5 ppm NOx bei 15% O2 und 1850 K Flammentemperatur) kann die Kühlung der Brennkammer über Film- oder Effusionskühlung erfolgen.
Fig. 3 und Fig. 4 zeigen ein weiteres Ausführungsbeispiel. In Fig. 3 ist ein Teilquerschnitt einer zweireihigen Ringbrennkammer entsprechend einem Schnitt in der Ebene III-III der in Fig. 2 dargestellten vierreihigen Brennkammer dargestellt. Die Ringbrennkammer 4 gemäss Fig. 3 ist somit mit zwei Reihen Vormischbrennern 5 bestückt. Die Pfeile in Fig. 3 sollen einen gegensinnigen Anstellwinkel der Brenner 5 in den nebeneinanderliegenden Reihen verdeutlichen. Durch diesen gegensinnigen Anstellwinkel wird erreicht, dass in der Brennkammer 4 kein Gesamtdrall erzeugt wird. Der Querschnitt der Mischkanäle 19 ist in diesem Ausführungsbeispiel nicht rund, sondern elliptisch.
In Fig. 4 ist eine Abwicklung der Vormischstrecke zwischen dem Verdichteraustritt und der Brennkammerfrontplatte 18 entlang IV-IV dargestellt. Die Mischrohrachsen 24 sind gegenüber der Welle in Umfangsrichtung angestellt, d.h. die Mischrohrachse 24 bildet mit der Maschinenachse 25 einen Winkel von α ca. 45°. Dadurch wird die Mischung und Flammenstabilisierung in der Brennkammer 4 verbessert.
In einem weiteren, nicht dargestellten Ausführungsbeispiel sind die Brennluftkanäle 15 spiralig um die Achse 25 der Gasturbine angeordnet, um die axiale Länge der Maschine möglichst klein zu halten.
Die Erfindung eignet sich besonders für die Verwendung von MBtu als Brennstoff, also Brennstoff mit mittlerem Heizwert, der beispielsweise bei der Vergasung von Schweröl, Kohle und Teer entsteht. Die Brennstoffzumischung kann in diesem Falle sehr einfach in einen Bereich höherer Geschwindigkeit (>100 m/s) verlegt werden, um auch bei diesen Brennstoffen, die durch eine hohe Flammengeschwindigkeit charakterisiert sind, ein Rückzünden zum Brennstoffinjektor sicher zu vermeiden. Die durch die letzte Verdichterlaufreihe erzeugten hochfrequenten (>1000 Hz) Druckpulsationen (Nachläufe der Schaufeln) unterstützen hier den Brennstoff-Luft-Mischungsvorgang besonders, weil zwischen dem Ende des Verdichters 1 und der Brennstoffeindüsung 17 nur eine kurze Verzögerungsstrecke, d.h. ein kurzer als Diffusor ausgebildeter Brennerluftkanal 15, erforderlich ist
Bezugszeichenliste
1
Verdichter
2
Turbine
3
Leitschaufel von Pos. 2
4
Ringbrennkammer
5
Vormischbrenner
5a
äussere Brennerreihe
5b
innere Brennerreihe
6
Brennstoff
7
Brennstofflanze
8
Schaufelträger
9
Leitschaufel von Pos. 1
10
Rotor
11
Laufschaufel von Pos. 1
12
Umlenkdiffusor
13
Plenum
14
Luft
15
als Diffusor ausgebildeter Brennluftkanal
16
Längswirbelerzeuger
17
Brennstoffeindüsung
18
Frontplatte
19
Mischkanal
20
Kanal für Pos. 21
21
Kühlluft
22
Luft zur Ausspülung der Grenzschicht in Pos. 19
23
Brennstoff/Luft-Gemisch
24
Achse von Pos. 19
25
Maschinenachse
H
Höhe von Pos. 19
L
Länge von Pos. 19
D
hydraulischer Kanaldurchmesser
α
Winkel zwischen Pos. 24 und 25

Claims (15)

  1. Gasturbinenringbrennkammer (4), welche stromab eines Verdichters (1) angeordnet und auf ihrer Frontplatte (18) mit mindestens einer ringförmig angeordneten Reihe von Vormischbrennern (5) bestückt ist, dadurch gekennzeichnet, dass direkt stromab des Verdichteraustritts von den Leitschaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zu jedem Brenner (5) jeweils ein als Diffusor ausgebildeter Brennluftkanal (15) führt, an dessem stromabwärtigen Ende sich mindestens ein Längswirbelerzeuger (16) befindet, wobei im oder stromab des Längswirbelerzeugers (16) mindestens eine Brennstoffeindüsung (17) vorgesehen ist und stromab der Brennstoffeindüsung (17) ein in die Brennkammer (4) endender Mischkanal (19) konstanter Höhe (H) und mit einer Länge (L), die etwa dem zweifachen Wert des hydraulischen Kanaldurchmessers (D) entspricht, angeordnet ist.
  2. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner (5) ganzzahlig ist.
  3. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner (5) Eins ist.
  4. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis der Anzahl der Schaufeln (9) der letzten Verdichterreihe zur Anzahl der Vormischbrenner (5) Zwei ist.
  5. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennluftkanäle (15) spiralig um die Achse (25) der Gasturbine angeordnet sind.
  6. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Mischkanal (19) einen runden Querschnitt aufweist.
  7. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Mischkanal (19) einen rechteckigen Querschnitt aufweist.
  8. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Mischkanal (19) ein segmentierter Ringspalt ist.
  9. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Achsen (24) der Mischkanäle (19) und die Achse (25) der Gasturbine parallel sind.
  10. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Achsen (24) der Mischkanäle (19) mit der Achse (25) der Gasturbine einen Winkel (α) bilden.
  11. Gasturbinenringbrennkammer nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel (α) etwa 45° beträgt.
  12. Gasturbinenringbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass bei mehr als einer ringförmigen Vormischbrennerreihe die Brenner (5) von Reihe (5a) zu Reihe (5b) gegensinnig in Umfangsrichtung angestellt sind.
  13. Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenringbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbrennungsluft (14) direkt nach Austritt aus dem Verdichter (1) in einzelne Luftströme für die Brenner und für die Kühlung der Brennkammer und Turbine aufgeteilt wird, dass danach die Geschwindigkeit der Luft (14) für die Brenner (5) in den Brennluftkanälen (15) auf etwa den halben Wert der Verdichteraustrittsgeschwindigkeit verzögert wird, dass anschliessend pro Brennluftkanal (15) mindestens ein Längswirbel in der Luft (14) erzeugt wird, wobei während oder stromab der Längswirbelerzeugung Brennstoff (6) beigemischt wird, das Gemisch in einem Mischkanal (19) entlangströmt und mit einem Gesamtdrall behaftet in die Brennkammer (4) strömt und dort verbrennt.
  14. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich Luft (22) in die Grenzschicht des Mischkanales (19) eingedüst wird.
  15. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass bei Verwendung von Brennstoff (6) mit mittlerem Heizwert (MBtu) dieser in einen Bereich hoher Luftgeschwindigkeit von grösser 100 m/s eingemischt wird.
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