EP1493972A1 - Burner unit for a gas turbine and gas turbine - Google Patents
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- EP1493972A1 EP1493972A1 EP03015214A EP03015214A EP1493972A1 EP 1493972 A1 EP1493972 A1 EP 1493972A1 EP 03015214 A EP03015214 A EP 03015214A EP 03015214 A EP03015214 A EP 03015214A EP 1493972 A1 EP1493972 A1 EP 1493972A1
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- F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
Definitions
- the invention relates to a burner unit for a Gas turbine with a combustion chamber. It also relates to a Gas turbine with a number of such burner units.
- the nitrogen oxide emissions of the gas turbine be kept very low even in a compact design modern gas turbines usually in the so-called premix mode operated.
- the fuel is over a Variety of injection nozzles supplied and then in premixed with compressor air.
- To provide the required high thermal performances usually more burners, in which fuel mixed and the fuel premixed with air is connected in parallel, in particular in the so-called Ring burner chamber design several burners on one common, annular designed combustion chamber arranged could be.
- the invention is based on the consideration that the Burner unit in particular to operational stability and safety of the gas turbine can contribute by possible Incident sources are consistently avoided.
- thermoacoustically induced combustion instabilities occur not sufficiently limited by external damping mechanisms can be.
- the burner unit comprising the combustion chamber in terms of their acoustic properties are designed to be suitable.
- the Burner stages of each other in at least one of the features distinguish the respective acoustic response times the burner stages to a pressure fluctuation in the combustion chamber characterize, namely the thermoacoustic properties the fuel supply, characterized by the acoustic Impedance of the fuel supply, the thermoacoustic properties the air supply, characterized by the acoustic Impedance of the air passage, and the delay time of the flame, characterized by the time required for a fluid element from the burner outlet to the flame front, also as “Flame delay time", or by the time, the one fuel enriched fluid element from the injection site needed up to the flame front, also as "injection delay time” designated.
- the impedance generally expresses the relationship between a force excitation and a resulting movement, So for example in the AC technology between electric field and resulting current density, out.
- the acoustic impedance is thus the ratio of a pressure fluctuation to the resulting Flow rate of a medium again. Between a pressure fluctuation and a resulting There is a fluctuation in the flow velocity on the one hand an amplitude ratio and on the other hand a phase difference.
- the phase difference expresses to what extent the Fluctuation of the flow velocity of the causing them Pressure fluctuation ahead or hinterhreilt, so that the acoustic impedance among other things a suitable measure of the Time interval between an acoustic stimulus, so for example an acoustic alternating pressure fluctuation, and the Answer the respective burner stage on this, so one Variation of the exit velocity at the respective Burner exit level, is.
- the throttling devices can in particular for the targeted generation of Pressure losses in the interior of the burner stages, for example in their premix chambers, be designed as Throttle device, for example perforated plates with suitably dimensioned Bore diameters can be provided.
- Throttle device for example perforated plates with suitably dimensioned Bore diameters can be provided.
- resonators can be used be, preferably in flow passages upstream or downstream the fuel gas injection, advantageously such that they are in the air passage and / or in the fuel passage of the respective Burner stage open.
- the burner stages of these are advantageously designed so that the sum of the so-called acoustic time span of each burner stage, ie the through the given acoustic impedances of the respective burner stage Time span between the acoustic stimulus and the answer the respective burner stage, and the so-called delay time, that is, the period of time that a fluid element for the distance between the exit plane of the respective burner stage and the flame front needed, differ from each other.
- the flame delay time is advantageously on the specification of a suitably selected exit velocity at the respective burner outlet and / or via integrated Spin generating agent adjusted, in particular the ratio of the size of the peripheral speed component to the meridional velocity component of the used the respective burner stage effluent flow medium is.
- the stated object is achieved by the burner unit as a burner unit of the aforementioned Art is designed.
- the advantages achieved by the invention are in particular in that by the multi-stage configuration of the burner unit with burner stages that are in terms of their distinguish thermoacoustic properties from each other, a consistent acoustic decoupling of the individual Burner stages is reachable from each other. This can the possible excitation of thermoacoustically induced combustion instabilities especially in the combustion system of the gas turbine be kept low. Such a design Burner unit is thus particularly stable against pressure fluctuations in the combustion chamber, leaving a gas turbine with Such a burner unit a particularly high operational Stability.
- the combustion chamber 4 is provided with a number of burners 10 for Combustion of a liquid or gaseous fuel equipped. She is still on her inner wall with no closer provided heat shield elements provided.
- Each vane 14 has one also referred to as blade root 19 Platform 18 on which is to fix the respective Guide vane 14 on the inner housing 16 of the turbine 6 as a wall element is arranged.
- the platform 18 is a thermal comparatively heavily loaded component, which is the outer boundary a Bankgaskanals for the turbine 6 flowing through Working medium M forms.
- Each blade 12 is in analog Way about one also referred to as platform 18 Blade 19 attached to the turbine shaft 8, wherein the Blade foot 19 each one along a blade axis extended profiled airfoil 20 carries.
- each guide ring 21 on the inner housing 16 of Turbine 6 is arranged between the spaced apart platforms 18 of the vanes 14 of two adjacent rows of vanes.
- the outer surface of each guide ring 21 is also the hot, the turbine 6 flowing through Working medium M exposed and in the radial direction from the outer end 22 of the blade opposite it 12 spaced by a gap.
- the between adjacent Guide blade rows arranged guide rings 21st serve in particular as cover elements that the inner wall 16 or other housing-mounted components before a thermal Overuse by the turbine 6 flowing through hot Working medium M protects.
- each Burner stage 30 is in each case to a schematically indicated Air supply or air passage 32 and to a no closer shown, each in a number of inflow openings Connected 34 fuel supply line.
- outgoing from the burner exit plane 36 of each burner stage 30 forms during operation of the gas turbine 1 in the interior of the combustion chamber 4 shows a flame front assigned to the respective burner stage 30 38.
- FIG 2 are three Burner stages 30 shown; but it can also only two or four or more burner stages 30 are provided be.
- thermoacoustic decoupling or Distortion of the burner stages 30 the avoidance the excitation of thermoacoustically induced combustion instabilities is to ensure the burner stages 30 with regard to the acoustic impedance of their fuel supply, the acoustic impedance of their air passage 32 and / or their flame delay time designed differently from each other. From the acoustic impedances of the fuel supply line and the air passage 32 can each time constants derive the time span between an im Interior of the combustion chamber 4 occurring pressure fluctuation and the subsequent reaction of the respective burner stage 30, So a fluctuation of the exit velocity at the exit the flow medium from the respective exit plane 36, play.
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Abstract
Eine Brennereinheit (3) für eine Gasturbine (1) mit einer Brennkammer (4) soll die betriebliche Sicherheit und Stabilität der Gasturbine in besonderem Maße fördern. Dazu ist erfindungsgemäß an der Brennkammer (4) eine Mehrzahl von Brennerstufen (30) angeordnet, die sich voneinander hinsichtlich der akustischen Impedanz ihrer Brennstoffzuleitung, der akustischen Impedanz ihrer Luftpassage und/oder der Flammenverzugszeit oder der Injektionsverzugszeit unterscheiden. <IMAGE>A burner unit (3) for a gas turbine (1) with a combustion chamber (4) is intended to promote the operational safety and stability of the gas turbine to a particular degree. For this purpose, a plurality of burner stages (30) are arranged according to the invention on the combustion chamber (4), which differ from one another with regard to the acoustic impedance of their fuel supply line, the acoustic impedance of their air passage and / or the flame delay time or the injection delay time. <IMAGE>
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Brennereinheit für eine Gasturbine mit einer Brennkammer. Sie betrifft weiterhin eine Gasturbine mit einer Anzahl von derartigen Brennereinheiten.The invention relates to a burner unit for a Gas turbine with a combustion chamber. It also relates to a Gas turbine with a number of such burner units.
Gasturbinen werden in vielen Bereichen zum Antrieb von Generatoren oder von Arbeitsmaschinen eingesetzt. Dabei wird der Energieinhalt eines Brennstoffs zur Erzeugung einer Rotationsbewegung einer Turbinenwelle genutzt. Der Brennstoff wird dazu in einer Brennkammer verbrannt, wobei von einem Luftverdichter verdichtete Luft zugeführt wird. Das in der Brennkammer durch die Verbrennung des Brennstoffs erzeugte, unter hohem Druck und unter hoher Temperatur stehende Arbeitsmedium wird dabei über eine der Brennkammer nachgeschaltete Turbineneinheit geführt, wo es sich arbeitsleistend entspannt.Gas turbines are used in many areas to drive generators or used by work machines. It is the Energy content of a fuel for generating a rotational movement used a turbine shaft. The fuel will burned in a combustion chamber, being used by an air compressor compressed air is supplied. That in the combustion chamber produced by the combustion of the fuel, under high Pressure and high temperature working medium is doing via a turbine downstream of the combustion unit led, where it relaxes work.
Bei der Auslegung derartiger Gasturbinen ist zusätzlich zur erreichbaren Leistung üblicherweise ein besonders hoher Wirkungsgrad ein Auslegungsziel. Eine Erhöhung des Wirkungsgrades lässt sich dabei aus thermodynamischen Gründen grundsätzlich durch eine Erhöhung der Austrittstemperatur erreichen, mit der das Arbeitsmedium aus der Brennkammer ab- und in die Turbineneinheit einströmt. Daher werden Temperaturen von etwa 1200 °C bis 1300 °C für derartige Gasturbinen angestrebt und auch erreicht.In the design of such gas turbines is in addition to achievable performance usually a particularly high efficiency a design goal. An increase in efficiency can be basically for thermodynamic reasons by increasing the outlet temperature, with the working medium from the combustion chamber off and in the Turbine unit flows. Therefore, temperatures of about 1200 ° C to 1300 ° C for such gas turbines sought and also achieved.
Um bei den dazu erforderlichen, vergleichsweise hohen Verbrennungstemperaturen die Stickoxidemissionen der Gasturbine auch bei kompakter Bauweise besonders gering zu halten, werden moderne Gasturbinen üblicherweise im so genannten Vormischmodus betrieben. Dabei wird der Brennstoff über eine Vielzahl von Injektionsdüsen zugeführt und anschließend in einer Vormischpassage mit Verdichterluft vorgemischt. Zur Bereitstellung der geforderten hohen thermischen Leistungen werden zudem üblicherweise mehrere Brenner, in denen Brennstoff zugemischt und der Brennstoff mit Luft vorgemischt wird, parallel geschaltet, wobei insbesondere bei der so genannten Ringbrennkammer-Bauweise mehrere Brenner auf einer gemeinsamen, ringförmig ausgestalteten Brennkammer angeordnet sein können.At the required, comparatively high combustion temperatures the nitrogen oxide emissions of the gas turbine be kept very low even in a compact design modern gas turbines usually in the so-called premix mode operated. The fuel is over a Variety of injection nozzles supplied and then in premixed with compressor air. To provide the required high thermal performances In addition, usually more burners, in which fuel mixed and the fuel premixed with air is connected in parallel, in particular in the so-called Ring burner chamber design several burners on one common, annular designed combustion chamber arranged could be.
Aufgrund der hohen Leistungsdichten und der hohen Verbrennungstemperaturen sind derartige Gasturbinen gerade bei kompakter Bauweise möglicherweise störanfällig. Aus Gründen der betrieblichen Sicherheit und des mit dem Betrieb der Gasturbine verbundenen Aufwands ist eine hohe Störfallsicherheit von Gasturbinen jedoch wünschenswert.Due to the high power densities and high combustion temperatures Such gas turbines are just in compact Construction may be prone to failure. Because of operational safety and with the operation of the gas turbine the associated expense is a high level of accident safety However, desirable for gas turbines.
Der Erfindung liegt daher Aufgabe zugrunde, eine Brennereinheit für eine Gasturbine der oben genannten Art anzugeben, mit der die betriebliche Sicherheit und Stabilität der Gasturbine in besonderem Maße gefördert wird. Des Weiteren soll eine Gasturbine angegeben werden, die mit besonders hoher betrieblicher Sicherheit betreibbar ist.The invention is therefore based on a burner unit for a gas turbine of the type mentioned above, with the operational safety and stability of the gas turbine is promoted to a special degree. Furthermore, should a gas turbine can be specified, with particularly high operational Safety is operable.
Bezüglich der Brennereinheit für die Gasturbine wird diese Aufgabe erfindungsgemäß gelöst, indem an der Brennkammer eine Mehrzahl von Brennerstufen angeordnet ist, die sich voneinander hinsichtlich der akustischen Impedanz ihrer Brennstoffzuleitung, der akustischen Impedanz ihrer Luftpassage und/oder der Flammenverzugszeit oder der Injektionsverzugszeit unterscheiden.With respect to the burner unit for the gas turbine this is Problem solved according to the invention by a at the combustion chamber Plurality of burner stages is arranged, extending from each other with regard to the acoustic impedance of their fuel supply, the acoustic impedance of their air passage and / or differentiate the flame delay time or the injection delay time.
Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass die Brennereinheit in besonderem Maße zur betrieblichen Stabilität und Sicherheit der Gasturbine beitragen kann, indem mögliche Störfallquellen konsequent vermieden sind. Wie sich herausgestellt hat, können gerade bei für hohe Leistungsdichten und Verbrennungstemperaturen ausgelegten Gasturbinen in kompakter Bauweise als eine mögliche Störfallquelle thermoakustisch induzierte Verbrennungsinstabilitäten auftreten, die durch externe Dämpfungsmechanismen nicht hinreichend begrenzt werden können. Um derartige thermoakustisch induzierte Verbrennungsinstabilitäten konsequent zu unterdrücken, sollte die die Brennkammer umfassende Brennereinheit im Hinblick auf ihre akustischen Eigenschaften geeignet ausgelegt sein. Als Auslegungsziel kann dabei insbesondere berücksichtigt sein, eine Kopplung zwischen den thermoakustischen Antwortzeiten der Brennerflammen und den akustischen Eigenfrequenzen des Verbrennungssystems, die zur Anregung thermoakustisch induzierter Verbrennungsinstabilitäten führen könnte, zu unterdrücken. Um dies zu ermöglichen und insbesondere um eine ausreichende Anzahl beeinflussbarer Parameter bereitzustellen, sollte die Brennereinheit hinsichtlich der eingesetzten Brenner mehrstufig ausgeführt sein. Dabei sind eine Mehrzahl von Brennerstufen vorgesehen, von denen jede in der Art eines herkömmlichen Brenners über eine Brenngaszufuhr, eine Luftzufuhr, gegebenenfalls eine Vormischkammer und einen Brenneraustritt verfügt.The invention is based on the consideration that the Burner unit in particular to operational stability and safety of the gas turbine can contribute by possible Incident sources are consistently avoided. Like yourself just for high power densities and combustion temperatures laid gas turbines in compact design as a possible source of accident thermoacoustically induced combustion instabilities occur not sufficiently limited by external damping mechanisms can be. To such thermoacoustically induced Should consistently suppress combustion instabilities the burner unit comprising the combustion chamber in terms of their acoustic properties are designed to be suitable. When Design goal can be taken into account in particular a coupling between the thermoacoustic response times the burner flames and the acoustic natural frequencies of the Combustion system, which is used to excite thermoacoustically induced Combustion instabilities could lead to suppress. To make this possible and in particular to a sufficient To provide number of modifiable parameters, should the burner unit with regard to the burner used be executed in several stages. Here are a plurality of Burner stages provided, each of which is in the manner of a conventional burner via a fuel gas supply, an air supply, optionally a premixing chamber and a burner outlet features.
Zur Sicherstellung der auslegungsgemäß vorgesehenen akustischen Entkopplung oder "Verstimmung" dieser Untersysteme voneinander sollten die Brennerstufen hinsichtlich ihrer Dimensionierung und der Wahl ihrer charakteristischen Parameter geeignet ausgelegt sein. Dabei ist vorgesehen, dass sich die Brennerstufen voneinander in mindestens einem der Merkmale unterscheiden, die die jeweiligen akustischen Antwortzeiten der Brennerstufen auf eine Druckschwankung in der Brennkammer charakterisieren, nämlich die thermoakustischen Eigenschaften der Brennstoffzufuhr, charakterisiert durch die akustische Impedanz der Brennstoffzuleitung, die thermoakustischen Eigenschaften der Luftzufuhr, charakterisiert durch die akustische Impedanz der Luftpassage, und die Verzugszeit der Flamme, charakterisiert durch die Zeit, die ein Fluidelement benötigt vom Brenneraustritt bis zur Flammenfront, auch als "Flammenverzugszeit" bezeichnet, oder durch die Zeit, die ein mit Brennstoff angereichertes Fluidelement von der Injektionsstelle benötigt bis zur Flammenfront, auch als "Injektionsverzugszeit" bezeichnet.To ensure the intended design acoustic Decoupling or "detuning" of these subsystems from each other should the burner stages in terms of their sizing and the choice of their characteristic parameters be designed suitable. It is envisaged that the Burner stages of each other in at least one of the features distinguish the respective acoustic response times the burner stages to a pressure fluctuation in the combustion chamber characterize, namely the thermoacoustic properties the fuel supply, characterized by the acoustic Impedance of the fuel supply, the thermoacoustic properties the air supply, characterized by the acoustic Impedance of the air passage, and the delay time of the flame, characterized by the time required for a fluid element from the burner outlet to the flame front, also as "Flame delay time", or by the time, the one fuel enriched fluid element from the injection site needed up to the flame front, also as "injection delay time" designated.
Die Impedanz drückt dabei im Allgemeinen das Verhältnis zwischen einer Kraftanregung und einer daraus resultierenden Bewegung, also beispielsweise in der Wechselstromtechnik zwischen elektrischem Feld und daraus resultierender Stromdichte, aus. In der Akustik gibt die akustische Impedanz somit das Verhältnis aus einer Druckschwankung zur daraus resultierenden Strömungsgeschwindigkeit eines Mediums wieder. Zwischen einer Druckschwankung und einer daraus resultierenden Schwankung in der Strömungsgeschwindigkeit besteht einerseits ein Amplitudenverhältnis und andererseits eine Phasendifferenz. Die Phasendifferenz drückt dabei aus, inwieweit die Schwankung der Strömungsgeschwindigkeit der sie verursachenden Druckschwankung voraus- oder hinterhereilt, so dass die akustische Impedanz unter anderem ein geeignetes Maß für die Zeitspanne zwischen einer akustischen Anregung, also beispielsweise einer akustischen Wechseldruckschwankung, und der Antwort der jeweiligen Brennerstufe hierauf, also eine Schwankung der Austrittsgeschwindigkeit an der jeweiligen Brenneraustrittsebene, ist.The impedance generally expresses the relationship between a force excitation and a resulting movement, So for example in the AC technology between electric field and resulting current density, out. In acoustics, the acoustic impedance is thus the ratio of a pressure fluctuation to the resulting Flow rate of a medium again. Between a pressure fluctuation and a resulting There is a fluctuation in the flow velocity on the one hand an amplitude ratio and on the other hand a phase difference. The phase difference expresses to what extent the Fluctuation of the flow velocity of the causing them Pressure fluctuation ahead or hinterhreilt, so that the acoustic impedance among other things a suitable measure of the Time interval between an acoustic stimulus, so for example an acoustic alternating pressure fluctuation, and the Answer the respective burner stage on this, so one Variation of the exit velocity at the respective Burner exit level, is.
Die mehrstufige Ausgestaltung der Brennereinheit ist auf besonders günstige Weise umsetzbar, indem die Brennerstufen vorteilhafterweise bezüglich der Längsrichtung der Gasturbine hintereinander angeordnet sind.The multi-stage design of the burner unit is on special favorable way feasible by the burner stages advantageously with respect to the longitudinal direction of the gas turbine arranged one behind the other.
Eine im Hinblick auf die erreichbare Leistungsdichte besonders günstige und kompakte Bauweise ist erreichbar, indem die Brennkammer der Brennereinheit vorteilhafterweise als Ringbrennkammer ausgebildet ist. Durch die Bauweise als Ringbrennkammer ist zudem aufgrund von deren Rotationssymmetrie eine in Umfangsrichtung gesehen vergleichsweise homogene Temperatur- und Strömungsverteilung erreichbar. A particular in terms of achievable power density cheap and compact design is achievable by the Combustion chamber of the burner unit advantageously as an annular combustion chamber is trained. Due to the design as an annular combustion chamber is also due to their rotational symmetry a comparatively homogeneous temperature range seen in the circumferential direction and flow distribution achievable.
Die gezielte Einstellung der akustischen Eigenschaften der Brennerstufen kann durch geeignete Dimensionierung und Parameterwahl insbesondere hinsichtlich der Länge der Brennstoffund/oder Luftpassage, also der Strecke zwischen der Brenngaseindüsung und dem Brenneraustritt, und/oder hinsichtlich der Länge der Strömungspassagen und Volumengrößen stromauf der Brennstoff-Injektion eingestellt werden. Um darüber hinaus aber noch weitere Freiheitsgrade zur auslegungsgemäßen akustischen Entkopplung der Brennerstufen voneinander bereitzustellen, sind die Brennerstufen vorteilhafterweise jeweils mit einer Anzahl von Drosseleinrichtungen und/oder mit einer Anzahl von Resonatoreinheiten versehen. Die Drosseleinrichtungen können dabei insbesondere zur gezielten Erzeugung von Druckverlusten in Innenräumen der Brennerstufen, beispielsweise in deren Vormischkammern, ausgelegt sein, wobei als Drosseleinrichtung beispielsweise Lochbleche mit geeignet dimensionierten Bohrungsdurchmessern vorgesehen sein können. Zusätzlich oder alternativ können Resonatoren eingesetzt sein, vorzugsweise in Strömungspassagen stromauf oder stromab der Brenngaseindüsung, vorteilhafterweise derart, dass sie in die Luftpassage und/oder in die Brennstoffpassage der jeweiligen Brennerstufe münden.The targeted adjustment of the acoustic properties of the Burner stages can be selected by suitable dimensioning and parameter selection in particular with regard to the length of the fuel and / or Air passage, so the distance between the fuel injection and the burner outlet, and / or in terms of Length of the flow passages and volume sizes upstream of Fuel injection can be adjusted. To go beyond that but still more degrees of freedom for interpretive acoustic Decoupling the burner stages from each other, the burner stages are advantageously each with a number of throttling devices and / or with one Number of resonator units provided. The throttling devices can in particular for the targeted generation of Pressure losses in the interior of the burner stages, for example in their premix chambers, be designed as Throttle device, for example perforated plates with suitably dimensioned Bore diameters can be provided. Additionally or alternatively, resonators can be used be, preferably in flow passages upstream or downstream the fuel gas injection, advantageously such that they are in the air passage and / or in the fuel passage of the respective Burner stage open.
Für eine zuverlässige akustische Entkopplung oder Verstimmung der Brennerstufen voneinander sind diese vorteilhafterweise derart ausgelegt, dass sich die Summe aus der so genannten akustischen Zeitspanne jeder Brennerstufe, also die durch die akustischen Impedanzen der jeweiligen Brennerstufe gegebene Zeitspanne zwischen der akustischen Anregung und der Antwort der jeweiligen Brennerstufe, und der so genannten Verzugszeit, also derjenigen Zeitspanne, die ein Fluidelement für die Strecke zwischen der Austrittsebene der jeweiligen Brennerstufe und der Flammenfront benötigt, voneinander unterscheiden. Die Flammenverzugszeit ist dabei vorteilhafterweise über die Vorgabe einer geeignet gewählten Austrittsgeschwindigkeit am jeweiligen Brenneraustritt und/oder über integrierte Drallerzeugungsmittel eingestellt, wobei insbesondere das Verhältnis aus der Größe der Umfangsgeschwindigkeitskomponente zur meridionalen Geschwindigkeitskomponente des aus der jeweiligen Brennerstufe abströmenden Strömungsmediums herangezogen ist.For a reliable acoustic decoupling or detuning the burner stages of these are advantageously designed so that the sum of the so-called acoustic time span of each burner stage, ie the through the given acoustic impedances of the respective burner stage Time span between the acoustic stimulus and the answer the respective burner stage, and the so-called delay time, that is, the period of time that a fluid element for the distance between the exit plane of the respective burner stage and the flame front needed, differ from each other. The flame delay time is advantageously on the specification of a suitably selected exit velocity at the respective burner outlet and / or via integrated Spin generating agent adjusted, in particular the ratio of the size of the peripheral speed component to the meridional velocity component of the used the respective burner stage effluent flow medium is.
Bezüglich der Gasturbine wird die genannte Aufgabe gelöst, indem deren Brennereinheit als Brennereinheit der vorgenannten Art ausgestaltet ist.With regard to the gas turbine, the stated object is achieved by the burner unit as a burner unit of the aforementioned Art is designed.
Die mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen insbesondere darin, dass durch die mehrstufige Ausgestaltung der Brennereinheit mit Brennerstufen, die sich hinsichtlich ihrer thermoakustischen Eigenschaften geeignet voneinander unterscheiden, eine konsequente akustische Entkopplung der einzelnen Brennerstufen voneinander erreichbar ist. Dadurch kann die mögliche Anregung thermoakustisch induzierter Verbrennungsinstabilitäten im Verbrennungssystem der Gasturbine besonders gering gehalten werden. Eine derartig ausgestaltete Brennereinheit ist somit besonders stabil gegenüber Druckschwankungen in der Brennkammer, so dass eine Gasturbine mit einer derartigen Brennereinheit eine besonders hohe betriebliche Stabilität aufweist.The advantages achieved by the invention are in particular in that by the multi-stage configuration of the burner unit with burner stages that are in terms of their distinguish thermoacoustic properties from each other, a consistent acoustic decoupling of the individual Burner stages is reachable from each other. This can the possible excitation of thermoacoustically induced combustion instabilities especially in the combustion system of the gas turbine be kept low. Such a design Burner unit is thus particularly stable against pressure fluctuations in the combustion chamber, leaving a gas turbine with Such a burner unit a particularly high operational Stability.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:
- FIG 1
- einen Halbschnitt durch eine Gasturbine, und
- FIG 2
- im Längsschnitt eine Brennereinheit der Gasturbine nach FIG 1.
- FIG. 1
- a half section through a gas turbine, and
- FIG. 2
- in longitudinal section a burner unit of the gas turbine according to FIG. 1
Gleiche Teile sind in beiden Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.Like parts are given the same reference numerals in both figures Mistake.
Die Gasturbine 1 gemäß FIG 1 weist einen Verdichter 2 für
Verbrennungsluft, eine Brennereinheit 3 mit einer Brennkammer
4 sowie eine Turbine 6 zum Antrieb des Verdichters 2 und eines
nicht dargestellten Generators oder einer Arbeitsmaschine
auf. Dazu sind die Turbine 6 und der Verdichter 2 auf einer
gemeinsamen, auch als Turbinenläufer bezeichneten Turbinenwelle
8 angeordnet, mit der auch der Generator bzw. die Arbeitsmaschine
verbunden ist, und die um ihre Mittelachse 9
drehbar gelagert ist.The gas turbine 1 according to FIG. 1 has a compressor 2 for
Combustion air, a
Die Brennkammer 4 ist mit einer Anzahl von Brennern 10 zur
Verbrennung eines flüssigen oder gasförmigen Brennstoffs bestückt.
Sie ist weiterhin an ihrer Innenwand mit nicht näher
dargestellten Hitzeschildelementen versehen.The
Die Turbine 6 weist eine Anzahl von mit der Turbinenwelle 8
verbundenen, rotierbaren Laufschaufeln 12 auf. Die Laufschaufeln
12 sind kranzförmig an der Turbinenwelle 8 angeordnet
und bilden somit eine Anzahl von Laufschaufelreihen. Weiterhin
umfasst die Turbine 6 eine Anzahl von feststehenden Leitschaufeln
14, die ebenfalls kranzförmig unter der Bildung von
Leitschaufelreihen an einem Innengehäuse 16 der Turbine 6 befestigt
sind. Die Laufschaufeln 12 dienen dabei zum Antrieb
der Turbinenwelle 8 durch Impulsübertrag vom die Turbine 6
durchströmenden Arbeitsmedium M. Die Leitschaufeln 14 dienen
hingegen zur Strömungsführung des Arbeitsmediums M zwischen
jeweils zwei in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen
aufeinanderfolgenden Laufschaufelreihen oder Laufschaufelkränzen.
Ein aufeinanderfolgendes Paar aus einem Kranz von
Leitschaufeln 14 oder einer Leitschaufelreihe und aus einem
Kranz von Laufschaufeln 12 oder einer Laufschaufelreihe wird
dabei auch als Turbinenstufe bezeichnet.The turbine 6 has a number of with the turbine shaft. 8
connected,
Jede Leitschaufel 14 weist eine auch als Schaufelfuß 19 bezeichnete
Plattform 18 auf, die zur Fixierung der jeweiligen
Leitschaufel 14 am Innengehäuse 16 der Turbine 6 als Wandelement
angeordnet ist. Die Plattform 18 ist dabei ein thermisch
vergleichsweise stark belastetes Bauteil, das die äußere Begrenzung
eines Heizgaskanals für das die Turbine 6 durchströmende
Arbeitsmedium M bildet. Jede Laufschaufel 12 ist in analoger
Weise über einen auch als Plattform 18 bezeichneten
Schaufelfuß 19 an der Turbinenwelle 8 befestigt, wobei der
Schaufelfuß 19 jeweils ein entlang einer Schaufelachse erstrecktes
profiliertes Schaufelblatt 20 trägt.Each
Zwischen den beabstandet voneinander angeordneten Plattformen
18 der Leitschaufeln 14 zweier benachbarter Leitschaufelreihen
ist jeweils ein Führungsring 21 am Innengehäuse 16 der
Turbine 6 angeordnet. Die äußere Oberfläche jedes Führungsrings
21 ist dabei ebenfalls dem heißen, die Turbine 6 durchströmenden
Arbeitsmedium M ausgesetzt und in radialer Richtung
vom äußeren Ende 22 der ihm gegenüber liegenden Laufschaufel
12 durch einen Spalt beabstandet. Die zwischen benachbarten
Leitschaufelreihen angeordneten Führungsringe 21
dienen dabei insbesondere als Abdeckelemente, die die Innenwand
16 oder andere Gehäuse-Einbauteile vor einer thermischen
Überbeanspruchung durch das die Turbine 6 durchströmende heiße
Arbeitsmedium M schützt.Between the spaced apart
Zur Gewährleistung einer hohen betrieblichen Sicherheit und
insbesondere zur Vermeidung thermoakustisch induzierter Verbrennungsinstabilitäten
ist'die Brennereinheit 3, die in
FIG 2 im Längsschnitt dargestellt ist, mehrstufig ausgeführt,
wobei an der als Ringbrennkammer ausgestalteten Brennkammer 4
in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen hintereinander
eine Mehrzahl von Brennerstufen 30 angeordnet ist. Jede
Brennerstufe 30 ist dabei jeweils an eine schematisch angedeutete
Luftzufuhr oder Luftpassage 32 und an eine nicht näher
dargestellte, jeweils in einer Anzahl von Einströmöffnungen
34 mündende Brennstoffzuleitung angeschlossen. Ausgehend
von der Brenneraustrittsebene 36 jeder Brennerstufe 30 bildet
sich beim Betrieb der Gasturbine 1 im Innenraum der Brennkammer
4 eine der jeweiligen Brennerstufe 30 zugeordnete Flammenfront
38. Im Ausführungsbeispiel nach FIG 2 sind drei
Brennerstufen 30 dargestellt; es können aber auch lediglich
zwei oder auch vier oder mehr Brennerstufen 30 vorgesehen
sein. To ensure a high level of operational safety and
in particular to avoid thermoacoustically induced combustion instabilities
is the
Zur Sicherstellung der thermoakustischen Entkopplung oder
Verstimmung der Brennerstufen 30 voneinander, die die Vermeidung
der Anregung thermoakustisch induzierter Verbrennungsinstabilitäten
gewährleisten soll, sind die Brennerstufen 30
hinsichtlich der akustischen Impedanz ihrer Brennstoffzuleitung,
der akustischen Impedanz ihrer Luftpassage 32 und/oder
ihrer Flammenverzugszeit unterschiedlich voneinander ausgestaltet.
Aus den akustischen Impedanzen der Brennstoffzuleitung
und der Luftpassage 32 lassen sich dabei jeweils Zeitkonstanten
herleiten, die die Zeitspanne zwischen einer im
Innenraum der Brennkammer 4 auftretenden Druckschwankung und
der darauf folgenden Reaktion der jeweiligen Brennerstufe 30,
also einer Schwankung der Austrittsgeschwindigkeit beim Austritt
des Strömungsmediums aus der jeweiligen Austrittsebene
36, Wiedergeben. Nach der Addition der so genannten Flammenverzugszeit,
also derjenigen Zeitspanne, die ein Fluidelement
im Auslegungsgemäßen Betriebszustand der Gasturbine 1 benötigt,
um von der Austrittsebene 36 der jeweiligen Brennerstufe
30 zur diese zugeordneten Flammenfront 38 zu gelangen, zu
dieser Zeitkonstanten ergibt sich die insgesamt für die akustische
Auslegung der jeweiligen Brennerstufe 30 zu berücksichtigende
Zeitspanne. Die Brennerstufen 30 sind dabei derart
ausgelegt, dass sie sich hinsichtlich dieser charakteristischen
Zeitspanne voneinander unterscheiden.To ensure the thermoacoustic decoupling or
Distortion of the burner stages 30 from each other, the avoidance
the excitation of thermoacoustically induced combustion instabilities
is to ensure the burner stages 30
with regard to the acoustic impedance of their fuel supply,
the acoustic impedance of their
Um diese Unterschiede in der Auslegung der Brennerstufen 30
zueinander zu erzeugen, sind bei der Dimensionierung und Parametrierung
der Brennerstufen 30 insbesondere die Parameter,
Länge der Brennstoff- und/oder Luftpassage, Länge der Strömungspassagen
und Volumengrößen stromauf der Brennstoff-Injektion,
Druckverluste in den Zuleitungen, Austrittsgeschwindigkeit
in der Brenneraustrittsebene 36, Stabilisierungsart
(Drall stabilisiert oder Staukörper stabilisiert) und/oder
Verhältnis der Größe der Umfangsgeschwindigkeitskomponente
zur Größe der meridionalen Geschwindigkeitskomponente in der
aus der jeweiligen Brennerstufe 30 austretenden Strömung geeignet
gewählt. Weiterhin ist im Ausführungsbeispiel die in
Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen erste Brennerstufe
30 mit einer integrierten Drosseleinrichtung 40, im
Ausführungsbeispiel ein Lochblech, sowie mit in den Strömungspassagen
stromauf und stromab der Brenngaseindüsung angeordneten,
nicht näher dargestellten Resonatoren bestückt.These differences in the design of the burner stages 30
to generate each other, are in the dimensioning and parameterization
the burner stages 30, in particular the parameters,
Length of the fuel and / or air passage, length of the flow passages
and volume sizes upstream of the fuel injection,
Pressure losses in the supply lines, exit velocity
in the
Claims (7)
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009038625A2 (en) * | 2007-09-14 | 2009-03-26 | Siemens Energy, Inc. | A multi-stage axial combustion system |
| EP2587158A1 (en) * | 2011-10-31 | 2013-05-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber for a gas turbine and burner assembly |
| WO2018202407A1 (en) | 2017-05-04 | 2018-11-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4122674A (en) * | 1976-12-27 | 1978-10-31 | The Boeing Company | Apparatus for suppressing combustion noise within gas turbine engines |
| WO1998012478A1 (en) * | 1996-09-16 | 1998-03-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Method and device for fuel combustion with air |
| US6164055A (en) * | 1994-10-03 | 2000-12-26 | General Electric Company | Dynamically uncoupled low nox combustor with axial fuel staging in premixers |
| EP1180646A1 (en) * | 2000-08-10 | 2002-02-20 | ROLLS-ROYCE plc | A combustion chamber |
| US6430930B1 (en) * | 1998-08-11 | 2002-08-13 | Abb Ab | Arrangement for reduction of acoustic vibrations in a combustion chamber |
| US20020121080A1 (en) * | 2001-01-16 | 2002-09-05 | Jones Alan R. | Fluid flow control valve |
| US6490864B1 (en) * | 1999-10-08 | 2002-12-10 | Alstom (Switzerland) Ltd | Burner with damper for attenuating thermo acoustic instabilities |
| US20030041588A1 (en) * | 1999-08-18 | 2003-03-06 | Franz Joos | Method for generating hot gases in a combustion device and combustion device for carrying out the method |
| DE10164099A1 (en) * | 2001-12-24 | 2003-07-03 | Alstom Switzerland Ltd | Burner with staged fuel injection |
| DE10164097A1 (en) * | 2001-12-24 | 2003-07-03 | Alstom Switzerland Ltd | Premixing burner comprises a twisting arrangement having tangential inlets for introducing a combustion air stream into the inner chamber of the twisting arrangement, and devices for introducing a fuel into the combustion air stream |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1342953A1 (en) * | 2002-03-07 | 2003-09-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine |
-
2003
- 2003-07-04 EP EP03015214A patent/EP1493972A1/en not_active Withdrawn
-
2004
- 2004-06-24 EP EP04740264.9A patent/EP1642065B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-06-24 WO PCT/EP2004/006851 patent/WO2005003634A1/en active Search and Examination
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4122674A (en) * | 1976-12-27 | 1978-10-31 | The Boeing Company | Apparatus for suppressing combustion noise within gas turbine engines |
| US6164055A (en) * | 1994-10-03 | 2000-12-26 | General Electric Company | Dynamically uncoupled low nox combustor with axial fuel staging in premixers |
| WO1998012478A1 (en) * | 1996-09-16 | 1998-03-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Method and device for fuel combustion with air |
| US6430930B1 (en) * | 1998-08-11 | 2002-08-13 | Abb Ab | Arrangement for reduction of acoustic vibrations in a combustion chamber |
| US20030041588A1 (en) * | 1999-08-18 | 2003-03-06 | Franz Joos | Method for generating hot gases in a combustion device and combustion device for carrying out the method |
| US6490864B1 (en) * | 1999-10-08 | 2002-12-10 | Alstom (Switzerland) Ltd | Burner with damper for attenuating thermo acoustic instabilities |
| EP1180646A1 (en) * | 2000-08-10 | 2002-02-20 | ROLLS-ROYCE plc | A combustion chamber |
| US20020121080A1 (en) * | 2001-01-16 | 2002-09-05 | Jones Alan R. | Fluid flow control valve |
| DE10164099A1 (en) * | 2001-12-24 | 2003-07-03 | Alstom Switzerland Ltd | Burner with staged fuel injection |
| DE10164097A1 (en) * | 2001-12-24 | 2003-07-03 | Alstom Switzerland Ltd | Premixing burner comprises a twisting arrangement having tangential inlets for introducing a combustion air stream into the inner chamber of the twisting arrangement, and devices for introducing a fuel into the combustion air stream |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009038625A2 (en) * | 2007-09-14 | 2009-03-26 | Siemens Energy, Inc. | A multi-stage axial combustion system |
| WO2009038625A3 (en) * | 2007-09-14 | 2010-05-06 | Siemens Energy, Inc. | A multi-stage axial combustion system |
| JP2010539436A (en) * | 2007-09-14 | 2010-12-16 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | Multistage axial combustion system |
| US7886539B2 (en) | 2007-09-14 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | Multi-stage axial combustion system |
| KR101324142B1 (en) * | 2007-09-14 | 2013-11-01 | 지멘스 에너지, 인코포레이티드 | A multi-stage axial combustion system |
| EP2587158A1 (en) * | 2011-10-31 | 2013-05-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber for a gas turbine and burner assembly |
| WO2013064383A1 (en) * | 2011-10-31 | 2013-05-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber for a gas turbine and burner arrangement |
| WO2018202407A1 (en) | 2017-05-04 | 2018-11-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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