Gasturbinenringbrennkammer

Beschreibung

Technisches Gebiet

[0001] 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

[0002] 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.

[0003] 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.

[0004] 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.

[0005] 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.

[0006] 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.

[0007] 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

[0008] 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.

[0009] 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.

[0010] 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.

[0011] 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.

[0012] 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.

[0013] 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.

[0014] Ferner ist es vorteilhaft, wenn die Brennluftkanäle spiralig um die Achse der Gasturbine angeordnet sind. Auf diese Weise kann axiale Länge gespart werden.

[0015] 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.

[0016] 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.

[0017] 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.

[0018] 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

[0019] In der Zeichnung sind mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt.

[0020] 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 .

[0021] 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

[0022] Nachfolgend wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen und der Fig. 1 bis 4 näher erläutert.

[0023] 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.

[0024] 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.

[0025] 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.

[0026] 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.

[0027] Gemäss der Erfindung entfällt somit der Umlenkdiffusor 12 und das Plenum 13.

[0028] 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.

[0029] 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.

[0030] 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.

[0031] 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.

[0032] 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.

[0033] 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.

[0034] 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.

[0035] 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.

[0036] 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.

[0037] 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

[0038] 

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

Ansprüche

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.

Claims

1. Gas-turbine annular combustion chamber (4) which is arranged downstream of a compressor (1) and is equipped on its front plate (18) with at least one row of premix burners (5) arranged in an annular form, characterized in that in each case a combustion-air duct (15) designed as a diffuser leads directly downstream of the compressor outlet from the guide vanes (9) of the last compressor row to each burner (5), at the downstream end of which combustion-air duct (15) at least one longitudinal-vortex generator (16) is located, at least one fuel injection means (17) being provided in or downstream of the longitudinal-vortex generator (16), and a mixing duct (19) which ends in the combustion chamber (4) and has a constant height (H) and a length (L) which corresponds approximately to twice the value of the hydraulic duct diameter (D) being arranged downstream of the fuel injection means (17).

2. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the ratio of the number of blades (9) of the last compressor row to the number of premix burners (5) is integral.

3. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 2, characterized in that the ratio of the number of blades (9) of the last compressor row to the number of premix burners (5) is one.

4. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 2, characterized in that the ratio of the number of blades (9) of the last compressor row to the number of premix burners (5) is two.

5. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the combustion-air ducts (15) are arranged spirally around the axis (25) of the gas turbine.

6. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the mixing duct (19) has a round cross section.

7. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the mixing duct (19) has a rectangular cross section.

8. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the mixing duct (19) is a segmented annular gap.

9. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the axes (24) of the mixing ducts (19) and the axis (25) of the gas turbine are parallel.

10. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the axes (24) of the mixing ducts (19) form an angle (α) with the axis (25) of the gas turbine.

11. Gas-turbine annular combustion chamber according to Claim 10, characterized in that the angle (α) is about 45°.

12. Gas-turbine annular combustion chamber according to one of claims 1 to 11, characterized in that, in the case of more than one annular premix-burner row, the burners (5) are set in an opposed manner from row (5a) to row (5b) in the peripheral direction.

13. Method of operating a gas-turbine annular combustion chamber according to one of claims 1 to 12, characterized in that the combustion air (15), directly after discharge from the compressor (1), is split up into individual air flows for the burners and for the cooling of the combustion chamber and the turbine, in that the velocity of the air (14) for the burners (5) is then decelerated in the combustion-air ducts (15) to about half the value of the compressor outlet velocity, and in that at least one longitudinal vortex is then generated in the air (14) per combustion-air duct (15), fuel (6) being admixed during or downstream of the longitudinal-vortex generation, the mixture flowing along in a mixing duct (19) and flowing with an overall swirl imposed on it into the combustion chamber (4) and being burnt there.

14. Method according to Claim 13, characterized in that air (22) is additionally injected into the boundary layer of the mixing duct (19).

15. Method according to Claim 13, characterized in that, when fuel (6) having an average calorific value (MBtu) is used, this fuel (6) is intermixed in a region of high air velocity of greater than 100 m/s.

Revendications

1. Chambre de combustion annulaire (4) pour turbine à gaz, qui est disposée en aval d'un compresseur (1) et qui est équipée sur sa plaque avant (18) d'au moins une rangée de brûleurs à pré-mélange (5) disposée en anneau, caractérisée en ce que directement en aval de la sortie du compresseur, un canal d'air de combustion (15) configuré comme diffuseur conduit des pales de guidage (9) de la dernière rangée du compresseur vers chaque brûleur (5), au moins un tourbillonneur longitudinal (16) étant situé à l'extrémité aval du canal d'air de combustion, au moins une injection de combustible (17) étant prévue dans le tourbillonneur longitudinal (16) ou en aval de celui-ci et un canal de mélange (19), qui se termine dans la chambre de combustion (4) et qui présente une hauteur (H) constante et une longueur (L) qui correspond sensiblement au double de la valeur du diamètre hydraulique (D) du canal, étant disposé en aval de l'injection du combustible (17).

2. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que le rapport entre le nombre des pales (9) de la dernière rangée du compresseur et le nombre des brûleurs à pré-mélange (5) est un nombre entier.

3. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 2, caractérisée en ce que le rapport entre le nombre des pales (19) de la dernière rangée du compresseur et le nombre des brûleurs à pré-mélange (5) est de un.

4. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 2, caractérisée en ce que le rapport entre le nombre des pales (9) de la dernière rangée du compresseur et le nombre des brûleurs à pré-mélange (5) est de deux.

5. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que les canaux d'air de combustion (15) sont disposés en spirale autour de l'axe (25) de la turbine à gaz.

6. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que le canal de mélange (19) présente une section transversale ronde.

7. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que le canal de mélange (19) présente une section transversale rectangulaire.

8. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que le canal de mélange (19) est un interstice annulaire segmenté.

9. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que les axes (24) des canaux de mélange (19) et l'axe (25) de la turbine à gaz sont parallèles.

10. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que les axes (24) des canaux de mélange (19) forment avec l'axe (25) de la turbine à gaz un angle (α).

11. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon la revendication 10, caractérisée en ce que l'angle (α) vaut environ 45°.

12. Chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon l'une des revendications de 1 à 11, caractérisée en ce que lorsqu'il existe plus d'une rangée de brûleurs à pré-mélange en forme d'anneau, les brûleurs (5) sont inclinés en sens opposé dans le sens périphérique entre une rangée (5a) et une autre rangée (5b).

13. Procédé d'utilisation d'une chambre de combustion annulaire pour turbine à gaz selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que l'air de combustion (14) est réparti directement après sa sortie du compresseur (1) en écoulements d'air individuels pour les brûleurs et pour le refroidissement de la chambre de combustion et de la turbine, en ce qu'ensuite la vitesse de l'air (14) pour les brûleurs (5) dans les canaux d'air de combustion (15) est ralentie à environ la moitié de la valeur de la vitesse de sortie du compresseur, en ce qu'ensuite, dans chaque canal d'air de combustion (15), au moins un tourbillon longitudinal est créé dans l'air (14), du combustible (6) lui étant mélangé pendant la création du tourbillon longitudinal ou en aval de celle-ci, le mélange s'écoulant dans un canal de mélange (19) et pénétrant dans. la chambre de combustion (4) avec un tourbillon global pour y être brûlé.

14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que de l'air supplémentaire (22) est injecté dans la couche frontière du canal de mélange (19).

15. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que, lorsqu'on utilise un combustible (6) à pouvoir calorifique moyen (MBtu), ce combustible est mélangé à une vitesse d'air élevée située dans une plage supérieure à 100 m/s.

Zeichnung