EP1507120A1 - Gasturbine - Google Patents

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Publication number
EP1507120A1
EP1507120A1 EP03018412A EP03018412A EP1507120A1 EP 1507120 A1 EP1507120 A1 EP 1507120A1 EP 03018412 A EP03018412 A EP 03018412A EP 03018412 A EP03018412 A EP 03018412A EP 1507120 A1 EP1507120 A1 EP 1507120A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion air
swirl
combustion
fuel
gas turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP03018412A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Malte Dr. Blomeyer
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Siemens Corp
Original Assignee
Siemens AG
Siemens Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG, Siemens Corp filed Critical Siemens AG
Priority to EP03018412A priority Critical patent/EP1507120A1/en
Publication of EP1507120A1 publication Critical patent/EP1507120A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion

Definitions

  • the invention relates to an axial gas turbine, comprising a Compressor, an annular combustion chamber and a turbine part.
  • combustion instabilities can also be used to build up so-called combustion oscillations lead, where caused by the instabilities Pressure pulses from the combustion chamber wall to the flame zone reflected be there and periodically reinforce the instabilities, which in a positive feedback to a stable Burning vibration can lead.
  • combustion vibrations are both in terms of acoustic emissions as well as in terms of damaging mechanical Vibrations undesirable. Often, therefore, is the lean Vormischverbrennung stabilized by additional diffusion burners.
  • a typical burner arrangement is a ring-channel premix burner, the one central diffusion or pilot burner surrounds.
  • WO 02/08592 shows a gas turbine.
  • the gas turbine has one annular combustion chamber, short annular combustion chamber, which around the Turbine axis is arranged around.
  • a number of premix burners protrude along the circumference which are stabilized by central pilot burners.
  • a particularly efficient combustion process results here by an admixture of fuel already at the compressor outlet, whereby combustion air and fuel especially be well mixed. Branched off from the combustion air flow Cooling air for turbine blades in the turbine part is thereby also already interspersed with fuel, which when flowing out this cooling air from openings in the turbine blades leads to a reheating in the turbine part. This has one particularly high efficiency.
  • EP 590 297 shows a gas turbine group.
  • the swirling combustion air flow from the To direct compressor as directly as possible to the turbine part to there exploit the swirl so that a first row of vanes can be saved.
  • the swirling the residence time of the fuel mixed Combustion air in the combustion chamber as high as possible to for a short size, sufficient residence time for the burnout to reach in the combustion chamber. This is done by achieved that the compressor directly into the combustion chamber opens, with a last Ver Whyrleitschaufelsch also if necessary can be saved or only one Twist reinforcement is needed.
  • the US-PS 6,003,297 shows a gas turbine, in which also the compressor opens directly into the combustion chamber.
  • main fuel flow is already in the compressor added, so that despite the immediate confluence of the Combustion air into the combustion chamber before to a good mixing of combustion air and fuel comes.
  • Additional pilot burner opening into the combustion chamber stabilize the combustion. Again, through maintaining the swirl from the compressor a first Leitschaufelsch be saved in the turbine part.
  • the object of the invention is the specification of a gas turbine, in the at a high combustion stability, a particularly low Pressure loss for the introduced into the combustion chamber Combustion air is created.
  • this object is achieved by a along an axis-directed axial gas turbine comprising a compressor with a compressor exit region, an annular combustion chamber with a combustion air inlet area for From the compressor supplied combustion air, a combustion air supply line for the supply of combustion air from Compressor outlet area to the combustion air inlet area and with a turbine part, which has a turbine inlet area connected to the annular combustion chamber, wherein the combustion air supply line is formed so that a Verêtrluftdrall existing in the compressor outlet region the combustion air to the combustion air inlet area is essentially degraded and being on Combustion air inlet area around the whole circumference the ring combustion chamber extending swirl grille for the Issuing a twist on the combustion air arranged is.
  • the invention is based on the recognition that the use separate, single burners that run along the circumference open an annular combustion chamber, the flow velocity for in this burner entering combustion air through a maximum tolerable pressure drop is limited. Above one certain flow rate, the pressure drop is so great, that this negatively affects the efficiency of the gas turbine effect. However, a high flow rate is desirable as a result, on the one hand, flashbacks in the Burner can be avoided, on the other hand, an acoustic decoupling from the mixing process between fuel and air and the actual combustion is generated and therefore one Tendency to combustion vibrations is reduced.
  • the invention is an essential part of the pressure loss from the dissipation of the swirl in the combustion air caused.
  • fuel is uniform in the area of the swirl lattice distributed over the circumference of the swirl lattice in the Combustion air introduced.
  • Swirl blades of the swirl lattice at least partially as Fuel buckets formed over the fuel of the Combustion air can be supplied.
  • Such swirl vanes of the Twist lattices are then z. B. hollow, with her Inside fuel is supplied. Via openings on the surface the swirl vanes will then be the fuel in the Combustion air introduced. This leads to a homogeneous Distribution of the fuel in the combustion air.
  • Preferred dimensions include the distributable by the swirl lattice Twist of combustion air on a direction of rotation in the turbine inlet area in the direction of a diversion directed in the turbine inlet guide vanes is directed.
  • This smaller size is again advantageous in terms of a lower cooling air consumption and thus thus for efficiency as well as for lower nitrogen oxide emissions.
  • the gas turbine has a capacity greater than 50 Megawatts, with a flow rate generated at full load for the combustion air entering the swirl grid at a certain minimum speed.
  • Preferred dimensions is a ring around the annular combustion chamber circulating fuel supply line provided from the Fuel is supplied to the combustion air.
  • the fuel supply system be significantly simplified. This is about through the annular Fuel supply line possible from which the fuel z. B. is passed into the hollow swirl vanes.
  • Dependent from the pressure of the fuel at the respective position of the fuel Removal for a swirl bucket can use throttles for this Removal be provided so that, despite different Circumferential positions of the removal, and associated different Pressure in the fuel supply line, to the individual swirl blades supplied equal amounts of fuel can be.
  • a homogeneous distribution of Fuel is ensured over the circumference.
  • Preferred dimensions is the swirl lattice on the radially outer edge arranged the combustion air inlet region. hereby is at the radially inner edge of the annular combustion chamber, d. H. hub side, creates a single, annular rubström which effectively stabilizes combustion.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 1.
  • the gas turbine 1 is along a turbine axis 3 directed. It includes a compressor 5, an annular combustion chamber 7 and a turbine part 9.
  • On one not shown shaft of the gas turbine 1 are wheel discs 11 for compressor blades 15 and wheel discs 13 arranged for turbine blades 17.
  • a swirl grid 33 is arranged, through which the combustion air 25 is introduced into the combustion chamber 7 becomes.
  • the combustion air 25 is in the swirl grid 33, as explained in more detail later with reference to FIG. 3, fuel admixed, the one of an annular fuel supply line 37th is taken, in turn, from a fuel main 35 is supplied.
  • the fuel air mixture passes as one Homogeneous premix in the annular combustion chamber 7, where there is a Hot gas 41 is burned.
  • a hub side annular Recirculation zone 43 stabilizes the combustion process.
  • the hot gas 41 then becomes a turbine inlet area 45 headed.
  • a first row of vanes 21 is arranged.
  • the Gas turbine 1 is enclosed by an outer housing 10.
  • the Ring combustion chamber 7 is with a ceramic heat shield brick lining 8 lined.
  • the swirl grating 33 Due to the arrangement of the swirl grating 33 is first at a such gas turbine ring combustion chamber 7 omitted it, to carry out the combustion process via separate burners, which are arranged along the circumference of the annular combustion chamber 7. Rather, it becomes a continuous entry for the combustion air 25 about that over the entire circumference of the annular combustion chamber 7 extending swirl grille 33 is provided. As a result, the hot gas 41 is an over the circumference of the annular combustion chamber 7 same spin granted, the only partially dissipates and to a considerable extent even in the turbine inlet area 45 is obtained. This leads to an im Comparison to the arrangement with separate burners, respectively have a single swirl lattice, to a lower one Pressure loss.
  • the hot gas 41 becomes along the circumference of the annular combustion chamber 7 evenly heated. Opposite an arrangement with separate burners, this has a uniform temperature distribution in the turbine inlet area result. The lesser Maximum temperatures thus take more agile Vanes 21, but also subsequent rows of blades. This means a reduced need for cooling air, that of the compressor air 25 removed and fed to the turbine blades becomes. This cooling air is no longer available to the combustion process available, resulting in reduced efficiency and also leads to higher nitrogen oxide emissions. The saving of cooling air by the temperature uniformity by means of the swirl lattice 33 thus has an increase in efficiency of the gas turbine 1 and reduced nitrogen oxide emissions result.
  • FIG. 2 shows a cross section through an annular combustion chamber 7.
  • the swirl lattice 33 is arranged in a circle.
  • the swirl lattice 33 is formed of swirl vanes 61, which will be described in more detail later with reference to FIG.
  • Around the swirl grille 33 extends an annular fuel supply line 37.
  • In this fuel supply line 37 is via a fuel main 35 from a fuel reservoir 53 fuel 54 initiated. From the fuel supply line 37 is then via swirl vane feeders 51, each of the swirl vanes 61 is supplied with fuel.
  • pilot burners 57 are diffusion burners, d. H.
  • Fuel and combustion air are only in the Combustion zone mixed. This burn is richer Fuel and more stable than a lean premix combustion. Because with such a diffusion combustion more nitrogen oxide formation follows, their share is kept as low as possible.
  • the Pilot burners 57 serve primarily to stabilize the Premix combustion generated via the swirl lattice 33.
  • FIG. 3 shows a swirl blade 61.
  • the swirl blade 61 is hollow executed. Into the interior of the swirl blade 61 is Fuel 54 initiated. This fuel 54 exits Openings 63 on the airfoil surface of the swirl vane 61 and mixes with the combustion air 25. This becomes a radially homogeneous distribution of Fuel reaches 54.
  • By the introduction into a variety of swirl vanes 61 evenly over the circumference of the combustion chamber 7 is also distributed a homogeneous distribution of Fuel 54 and combustion air 25 in the circumferential direction reached.
  • FIG. 4 shows the flow of the gas turbine guide vane 21 in the turbine inlet region 45 from the hot gas 41.
  • the hot gas 41 has a twist 71. This corresponds to a decomposition of Flow direction of the hot gas 41 in an axial and a to vertical component, wherein a twisting reflector 72 is stretched is, which has in the direction of a Umlenksektors 73, by the deflection of the hot gas 41 through the vanes 21 is shown. Due to the sense of rotation of the swirl 71 Thus, the hot gas 41 is already a component in the direction the deflection by the vanes 21 issued. With that you can the vanes 21 are made smaller, which in turn reduces the cooling air requirement for the guide vane 21.

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Abstract

The gas turbine comprises a compressor (5) which is connected by an air channel (27) to an annular combustion chamber (7) with an outlet (45) leading to the turbine. A grid (33) around the chamber produces turbulence in the air supply.

Description

Die Erfindung betrifft eine axiale Gasturbine, umfassend einen Verdichter, eine Ringbrennkammer und ein Turbinenteil.The invention relates to an axial gas turbine, comprising a Compressor, an annular combustion chamber and a turbine part.

An industrielle Gasturbinen, insbesondere solche oberhalb von 50 Megawatt, werden hohe Anforderungen hinsichtlich Effizienz, Verfügbarkeit und niedrigen Schadstoffemissionen gestellt. Ein besonders anspruchsvoller Bereich ist hierbei das Verbrennungssystem der Gasturbine, bei dem vom Verdichter hochverdichtete Verbrennungsluft unter Zugabe von Brennstoff verbrannt und das so entstehende heiße Abgas in ein Turbinenteil geleitet wird, wo es über Turbinenschaufeln eine Turbinenwelle in Rotation versetzt. Die Rotationsenergie der Turbinenwelle kann z. B. zur Erzeugung elektrischer Energie in einem Generator verwendet werden.On industrial gas turbines, especially those above 50 megawatts, high demands are placed on efficiency, Availability and low pollutant emissions. A particularly demanding area is this Combustion system of the gas turbine, where the compressor highly compressed combustion air with the addition of fuel burned and the resulting hot exhaust gas into a turbine part where there is a turbine shaft over turbine blades set in rotation. The rotational energy of the turbine shaft can z. B. for generating electrical energy in a generator can be used.

In solchen Gasturbinen erfolgt die Verbrennung über eine Anzahl von Brennern, denen die Verbrennungsluft und der Brennstoff zugeführt werden. In diesen Brennern werden Verbrennungsluft und Brennstoff gemischt und das Gemisch wird entzündet. Die so entstehende Flamme verbrennt das Gemisch in der Brennkammer, in die die Brenner münden. Zumeist kommen sogenannte Vormischbrenner zum Einsatz, bei denen Verbrennungsluft und Brennstoff zunächst möglichst homogen vermischt werden, bevor sie dann der Verbrennungszone zugeführt werden. Dies hat den Vorteil besonders niedriger Stickoxidemissionen, da in dem homogenen Brennstoff-Luft-Gemisch eine homogene Temperaturverteilung herrscht. Eine solche magere Vormischverbrennung neigt allerdings zu Instabilitäten, d.h. die Flamme kann leicht verlöschen. Solche Verbrennungsinstabilitäten können auch zum Aufbau sogenannter Verbrennungsschwingungen führen, bei denen durch die Instabilitäten hervorgerufene Druckpulse von der Brennkammerwand zur Flammenzone reflektiert werden und dort die Instabilitäten periodisch verstärken, was bei einer positiven Rückkopplung zu einer stabilen Verbrennungsschwingung führen kann. Solche Verbrennungsschwingungen sind sowohl hinsichtlich der akustischen Emissionen als auch hinsichtlich der schädigenden mechanischen Schwingungen unerwünscht. Oft wird daher die magere Vormischverbrennung durch zusätzliche Diffusionsbrenner stabilisiert. Eine typische Brenneranordnung ist ein ringkanalförmiger Vormischbrenner, der einen zentralen Diffusions- oder Pilotbrenner umgibt.In such gas turbines, the combustion takes place over a number from burners to which the combustion air and the fuel be supplied. In these burners are combustion air and mixed fuel and the mixture is ignited. The resulting flame burns the mixture in the combustion chamber into which the burners open. Mostly come so-called premix burners used in which combustion air and mixed fuel as homogeneously as possible before they are then fed to the combustion zone. This has the advantage of particularly low nitrogen oxide emissions, because in the homogeneous fuel-air mixture a homogeneous Temperature distribution prevails. Such lean premix combustion however, it tends to cause instabilities, i. the Flame can easily go out. Such combustion instabilities can also be used to build up so-called combustion oscillations lead, where caused by the instabilities Pressure pulses from the combustion chamber wall to the flame zone reflected be there and periodically reinforce the instabilities, which in a positive feedback to a stable Burning vibration can lead. Such combustion vibrations are both in terms of acoustic emissions as well as in terms of damaging mechanical Vibrations undesirable. Often, therefore, is the lean Vormischverbrennung stabilized by additional diffusion burners. A typical burner arrangement is a ring-channel premix burner, the one central diffusion or pilot burner surrounds.

Die WO 02/08592 zeigt eine Gasturbine. Die Gasturbine hat eine ringförmige Brennkammer, kurz Ringbrennkammer, die um die Turbinenachse herum angeordnet ist. In diese Ringbrennkammer ragen entlang des Umfanges eine Anzahl von Vormischbrennern hinein, die durch zentrale Pilotbrenner stabilisiert werden. Ein besonders effizienter Verbrennungsprozess ergibt sich hier durch eine Zumischung von Brennstoff bereits am Verdichterausgang, wodurch Verbrennungsluft und Brennstoff besonders gut vermischt werden. Vom Verbrennungsluftstrom abgezweigte Kühlluft für Turbinenschaufeln im Turbinenteil ist hierdurch ebenfalls bereits mit Brennstoff durchsetzt, was beim Ausströmen dieser Kühlluft aus Öffnungen in den Turbinenschaufeln zu einem Nachheizen im Turbinenteil führt. Dies hat eine besonders hohe Effizienz zur Folge.WO 02/08592 shows a gas turbine. The gas turbine has one annular combustion chamber, short annular combustion chamber, which around the Turbine axis is arranged around. In this ring combustion chamber A number of premix burners protrude along the circumference which are stabilized by central pilot burners. A particularly efficient combustion process results here by an admixture of fuel already at the compressor outlet, whereby combustion air and fuel especially be well mixed. Branched off from the combustion air flow Cooling air for turbine blades in the turbine part is thereby also already interspersed with fuel, which when flowing out this cooling air from openings in the turbine blades leads to a reheating in the turbine part. This has one particularly high efficiency.

Die EP 590 297 zeigt eine Gasturbogruppe. Bei dieser wird angestrebt, den drallbehafteten Verbrennungsluftstrom aus dem Verdichter möglichst direkt zum Turbinenteil zu leiten, um dort den Drall so auszunutzen, dass eine erste Leitschaufelreihe eingespart werden kann. Zudem soll durch die Drallbehaftung die Verweilzeit der mit Brennstoff vermischten Verbrennungsluft in der Brennkammer möglichst hoch sein, um bei kurzer Baugröße eine für den Ausbrand ausreichende Verweilzeit in der Brennkammer zu erreichen. Dieses wird dadurch erreicht, dass der Verdichter unmittelbar in die Brennkammer mündet, wobei eine letzte Verdichterleitschaufelreihe auch gegebenenfalls eingespart werden kann bzw. nur noch zu einer Drallverstärkung benötigt wird.EP 590 297 shows a gas turbine group. In this is sought the swirling combustion air flow from the To direct compressor as directly as possible to the turbine part to there exploit the swirl so that a first row of vanes can be saved. In addition, should by the swirling the residence time of the fuel mixed Combustion air in the combustion chamber as high as possible to for a short size, sufficient residence time for the burnout to reach in the combustion chamber. This is done by achieved that the compressor directly into the combustion chamber opens, with a last Verdichterleitschaufelreihe also if necessary can be saved or only one Twist reinforcement is needed.

Die US-PS 6,003,297 zeigt eine Gasturbine, bei der ebenfalls der Verdichter unmittelbar in die Brennkammer mündet. Der Hauptbrennstoffstrom wird allerdings bereits im Verdichter zugesetzt, so dass es trotz der unmittelbaren Einmündung der Verbrennungsluft in die Brennkammer bereits vorher zu einer guten Durchmischung von Verbrennungsluft und Brennstoff kommt. Zusätzliche, in die Brennkammer mündende Pilotbrenner stabilisieren hierbei die Verbrennung. Auch hier kann durch die Beibehaltung des Dralls aus dem Verdichter eine erste Leitschaufelreihe im Turbinenteil eingespart werden.The US-PS 6,003,297 shows a gas turbine, in which also the compressor opens directly into the combustion chamber. Of the However, main fuel flow is already in the compressor added, so that despite the immediate confluence of the Combustion air into the combustion chamber before to a good mixing of combustion air and fuel comes. Additional pilot burner opening into the combustion chamber stabilize the combustion. Again, through maintaining the swirl from the compressor a first Leitschaufelreihe be saved in the turbine part.

Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Gasturbine, bei der bei einer hohen Verbrennungsstabilität ein besonders geringer Druckverlust für die in die Brennkammer eingeleitete Verbrennungsluft entsteht.The object of the invention is the specification of a gas turbine, in the at a high combustion stability, a particularly low Pressure loss for the introduced into the combustion chamber Combustion air is created.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe gelöst durch eine entlang eine Achse gerichtete axiale Gasturbine, umfassend einen Verdichter mit einem Verdichteraustrittsbereich, einer Ringbrennkammer mit einem Verbrennungslufteintrittsbereich für vom Verdichter zugeführte Verbrennungsluft, eine Verbrennungsluftzuleitung für die Zuleitung von Verbrennungsluft vom Verdichteraustrittsbereich zum Verbrennungslufteintrittsbereich und mit einem Turbinenteil, welches über einen Turbineneintrittsbereich mit der Ringbrennkammer verbunden ist, wobei die Verbrennungsluftzuleitung so ausgebildet ist, dass ein im Verdichteraustrittsbereich vorliegender Verdichterluftdrall der Verbrennungsluft bis zum Verbrennungslufteintrittsbereich im Wesentlichen abgebaut wird und wobei am Verbrennungslufteintrittsbereich ein sich um den ganzen Umfang der Ringbrennkammer erstreckendes Drallgitter für die Erteilung eines Dralls auf die Verbrennungsluft angeordnet ist. According to the invention this object is achieved by a along an axis-directed axial gas turbine comprising a compressor with a compressor exit region, an annular combustion chamber with a combustion air inlet area for From the compressor supplied combustion air, a combustion air supply line for the supply of combustion air from Compressor outlet area to the combustion air inlet area and with a turbine part, which has a turbine inlet area connected to the annular combustion chamber, wherein the combustion air supply line is formed so that a Verdichterluftdrall existing in the compressor outlet region the combustion air to the combustion air inlet area is essentially degraded and being on Combustion air inlet area around the whole circumference the ring combustion chamber extending swirl grille for the Issuing a twist on the combustion air arranged is.

Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass die Verwendung separater, einzelner Brenner, die entlang des Umfangs in eine Ringbrennkammer münden, die Strömungsgeschwindigkeit für in diese Brenner eintretende Verbrennungsluft durch einen maximal tolerierbaren Druckabfall begrenzt ist. Oberhalb einer bestimmten Strömungsgeschwindigkeit wird der Druckabfall so groß, dass sich dies negativ auf die Effizienz der Gasturbine auswirkt. Eine hohe Strömungsgeschwindigkeit ist aber wünschenswert, da hierdurch einerseits Flammenrückschläge in die Brenner vermieden werden, andererseits eine akustische Entkopplung vom Mischungsvorgang zwischen Brennstoff und Luft und der eigentlichen Verbrennung erzeugt wird und damit eine Neigung zu Verbrennungsschwingungen vermindert wird. Nach Erkenntnis der Erfindung ist ein wesentlicher Teil des Druckverlustes von der Dissipation des Dralles in der Verbrennungsluft hervorgerufen. Für jeden einzelnen Brenner wurde bisher ein eigenes Drallgitter verwendet, welches Rückströmgebiete im Brennstoffluftgemisch erzeugt, wodurch eine Flammenstabilisierung erfolgt. Der durch das Drallgitter erzeugte Drall der einzelnen Brenner baut sich allerdings bis zum Eintritt in die Turbine wieder ab. In diesem Verlust ist eine Hauptursache für den Druckverlust zu sehen. Konfigurationen wie aus der oben angegebenen US-PS 6,003,297 oder EP 590 297, die auf ein Drallgitter verzichten und drallbehaftete Verdichterströmung unmittelbar in die Brennkammer leiten, sind aber aus verschiedenen Gründen für einen sicheren Betrieb nicht geeignet. Um nun bei Gasturbinen, denen nicht oder kaum drallbehaftete Verdichterluft über eine Verbrennungsluftzuleitung der Ringbrennkammer zugeführt wird eine hohe Strömungsgeschwindigkeit beim Einströmen in die Ringbrennkammer zu erreichen, wird nun erstmalig vorgeschlagen, auf die Verwendung diskreter, einzelner Brenner zu verzichten und ein völlig neues Brennersystemkonzept mittels eines einzigen, umlaufenden Drallgitters einzuführen. Über ein solches umlaufendes Drallgitter wird ein in gleicher Richtung über den ganzen Umfang der Ringbrennkammer verteilter Drall der Verbrennungsluft aufgeprägt. Hierdurch kommt es zu einer deutlich geringeren Dissipation des Dralls, da keine gegenläufigen Strömungsrichtungen wie bei der Verwendung einzelner Brenner entstehen. Weiterhin wird auch der effektive Querschnitt zur Einströmung von Verbrennungsluft vergrößert. Beides führt dazu, dass der Druckverlust niedrig bleibt und vergleichsweise hohe Strömungsgeschwindigkeiten für die in die Ringbrennkammer eintretende Verbrennungsluft eingestellt werden können. Damit ergibt sich eine geringere Neigung für einen Flammenrückschlag in das Drallgitter bei gleichzeitig höherer Entkopplung des Verbrennungsbereiches vom Bereich der Mischung zwischen Verbrennungsluft und Brennstoff. Durch diese Entkopplung werden Dichteschwankungen verringert, die durch Verbrennungsschwingungen in der Brennkammer auf den Mischbereich von Verbrennungsluft und Brennstoff durch Schallwellen übertragen werden können. Dies verringert die Rückkopplung und damit den Verstärkungsmechanismus von Verbrennungsschwingungen. Die Neigung zur Ausbildung von Verbrennungsschwingungen wird somit deutlich reduziert. Weiterer Vorteil der Erfindung ist eine Vergleichmäßigung der Heißgastemperatur über den Umfang der Ringbrennkammer. Da auf separate, diskrete Brenner verzichtet wird, kommt es nicht mehr zu einer unterschiedlich heißen Strömung entlang des Umfangs, die bisher Maxima bei den Brennerpositionen und Minima zwischen den Brennerpositionen zeigte. Durch eine Vergleichmäßigung der Heißgastemperaturen werden auch die Maximaltemperaturen herabgesetzt, die im Turbineneintrittsbereich herrschen. Diese Maximaltemperaturen geben den Verbrauch an Kühlluft für Leitschaufeln im Turbineneintrittsbereich maßgeblich vor. Durch die Vergleichmäßigung wird somit der Kühlluftverbrauch gesenkt, was wiederum zu einer höheren Effizienz der Gasturbine führt. Schließlich wird durch die Vergleichmäßigung der Temperaturen ebenfalls eine erhebliche Senkung der Stickoxidemissionen erreicht, da wie oben ausgeführt, diese von der Homogenität der Temperaturverteilung bestimmt werden. Die Stickoxidemissionen steigen exponentiell mit der Temperatur. The invention is based on the recognition that the use separate, single burners that run along the circumference open an annular combustion chamber, the flow velocity for in this burner entering combustion air through a maximum tolerable pressure drop is limited. Above one certain flow rate, the pressure drop is so great, that this negatively affects the efficiency of the gas turbine effect. However, a high flow rate is desirable as a result, on the one hand, flashbacks in the Burner can be avoided, on the other hand, an acoustic decoupling from the mixing process between fuel and air and the actual combustion is generated and therefore one Tendency to combustion vibrations is reduced. After realization The invention is an essential part of the pressure loss from the dissipation of the swirl in the combustion air caused. For every single burner was previously used its own swirl grid, which Rückströmgebiete produced in the fuel air mixture, whereby a flame stabilization he follows. The generated by the vortex grid But the individual burner builds up to the entrance into the turbine again. In this loss is one Main cause of the pressure loss seen. configurations as disclosed in the above-mentioned US Pat. No. 6,003,297 or EP 590 297, which dispense with a swirl lattice and swirling compressor flow are direct into the combustion chamber, are but for various reasons for safe operation not suitable. In order now to gas turbines, which are not or hardly swirling compressor air via a combustion air supply line the annular combustion chamber is supplied with a high flow velocity when flowing into the annular combustion chamber It is now being proposed for the first time to be used Discrete, single burner to dispense and one completely new burner system concept by means of a single, circulating To introduce swirl lattice. About such a circulating Swirl lattice will be in the same direction over the Whole circumference of the annular combustion chamber distributed swirl the Combustion air impinged. This leads to a significantly less dissipation of the twist, since no opposing Flow directions as in the use of individual Burners arise. Furthermore, the effective cross section is also increased to the inflow of combustion air. Both causes the pressure loss remains low and comparatively high flow rates for in the Ring combustion chamber entering combustion air can be adjusted can. This results in a lower tendency for one Flashback in the vortex grid at the same time higher Decoupling of the combustion area from the area of Mixture between combustion air and fuel. Through this Decoupling density variations are reduced, the by combustion vibrations in the combustion chamber on the Mixed range of combustion air and fuel through Sound waves can be transmitted. This reduces the Feedback and thus the amplification mechanism of Combustion oscillations. The tendency to the formation of Combustion vibrations are thus significantly reduced. Another Advantage of the invention is a homogenization of Hot gas temperature over the circumference of the annular combustion chamber. Up there separate, discrete burner is dispensed with, it does not come more about a differently hot flow along the circumference, the previously maxima at the burner positions and minima between the burner positions showed. By a homogenization the hot gas temperatures are also the maximum temperatures reduced, which prevail in the turbine inlet area. These maximum temperatures give the consumption of cooling air for guide vanes in the turbine inlet area in front. By equalizing thus the cooling air consumption lowered, which in turn leads to greater efficiency the gas turbine leads. Finally, by the equalization Temperatures also cut significantly Nitrogen emissions achieved, as stated above, this be determined by the homogeneity of the temperature distribution. Nitrogen oxide emissions increase exponentially with temperature.

Bevorzugt wird im Bereich des Drallgitters Brennstoff gleichmäßig über den Umfang des Drallgitters verteilt in die Verbrennungsluft eingeleitet. Weiter bevorzugt sind hierzu Drallschaufeln des Drallgitters zumindest teilweise als Brennstoffschaufeln ausgebildet, über die Brennstoff der Verbrennungsluft zuführbar ist. Solche Drallschaufeln des Drallgitters sind dann z. B. hohl ausgebildet, wobei ihrem Innern Brennstoff zugeführt wird. Über Öffnungen an der Oberfläche der Drallschaufeln wird dann der Brennstoff in die Verbrennungsluft eingeleitet. Dies führt zu einer homogenen Verteilung des Brennstoffes in der Verbrennungsluft.Preferably, fuel is uniform in the area of the swirl lattice distributed over the circumference of the swirl lattice in the Combustion air introduced. Further preferred are for this purpose Swirl blades of the swirl lattice at least partially as Fuel buckets formed over the fuel of the Combustion air can be supplied. Such swirl vanes of the Twist lattices are then z. B. hollow, with her Inside fuel is supplied. Via openings on the surface the swirl vanes will then be the fuel in the Combustion air introduced. This leads to a homogeneous Distribution of the fuel in the combustion air.

Bevorzugtermaßen weist der durch das Drallgitter erteilbare Drall der Verbrennungsluft eine Drehrichtung auf, die im Turbineneintrittsbereich in die Richtung einer Umlenkung durch im Turbineneintritt angeordnete Leitschaufeln gerichtet ist. Der aufgrund des umlaufenden Drallgitters auch noch im Turbineneintrittsbereich wesentlich erhaltene Drall der Verbrennungsluft kann bei richtiger Drehrichtung nunmehr dazu verwendet werden, die Leitschaufeln im Turbineneintrittsbereich kleiner auszuführen, da bereits der noch vorhandene Drall für die Umlenkung auf die nachfolgenden Laufschaufeln genutzt werden kann. Diese kleinere Baugröße ist wiederum vorteilhaft hinsichtlich eines niedrigeren Kühlluftverbrauches und damit somit für die Effizienz als auch für niedrigere Stickoxidemissionen.Preferred dimensions include the distributable by the swirl lattice Twist of combustion air on a direction of rotation in the turbine inlet area in the direction of a diversion directed in the turbine inlet guide vanes is directed. The due to the rotating swirl lattice even in the turbine inlet area substantially preserved swirl of the combustion air can now be used with the correct direction of rotation be, the vanes in the turbine inlet area smaller, since already the existing spin for used the deflection on the subsequent blades can be. This smaller size is again advantageous in terms of a lower cooling air consumption and thus thus for efficiency as well as for lower nitrogen oxide emissions.

Vorzugsweise hat die Gasturbine ein Leistung größer als 50 Megawatt, wobei eine im Volllastbetrieb erzeugte Strömungsgeschwindigkeit für die in das Drallgitter eintretende Verbrennungsluft bei einer bestimmten Mindestgeschwindigkeit liegt.Preferably, the gas turbine has a capacity greater than 50 Megawatts, with a flow rate generated at full load for the combustion air entering the swirl grid at a certain minimum speed.

Bevorzugtermaßen ist eine ringförmig um die Ringbrennkammer umlaufenden Brennstoffzufuhrleitung vorgesehen, aus der der Brennstoff der Verbrennungsluft zugeleitet wird. Durch den Verzicht auf einzelne Brenner kann das Brennstoffzufuhrsystem deutlich vereinfacht werden. Dies ist etwa durch die ringförmige Brennstoffzufuhrleitung möglich, aus der der Brennstoff z. B. in die hohlen Drallschaufeln geleitet wird. Abhängig vom Druck des Brennstoffes an der jeweiligen Position der Entnahme für eine Drallschaufel können Drosseln für diese Entnahme so vorgesehen werden, dass trotz unterschiedlicher Umfangspositionen der Entnahme, und damit verbunden unterschiedlichem Druck in der Brennstoffzufuhrleitung, zu den einzelnen Drallschaufeln gleiche Brennstoffmengen zugeführt werden können. Hierdurch wird eine homogene Verteilung des Brennstoffes über den Umfang sichergestellt.Preferred dimensions is a ring around the annular combustion chamber circulating fuel supply line provided from the Fuel is supplied to the combustion air. By the Dispensing with individual burners, the fuel supply system be significantly simplified. This is about through the annular Fuel supply line possible from which the fuel z. B. is passed into the hollow swirl vanes. Dependent from the pressure of the fuel at the respective position of the fuel Removal for a swirl bucket can use throttles for this Removal be provided so that, despite different Circumferential positions of the removal, and associated different Pressure in the fuel supply line, to the individual swirl blades supplied equal amounts of fuel can be. As a result, a homogeneous distribution of Fuel is ensured over the circumference.

Vorzugsweise sind im Bereich des Austritts der Verbrennungsluft aus dem Drallgitter über den Umfang der Ringbrennkammer verteilt Pilotbrenner vorgesehen, die einer Stabilisierung der Verbrennung dienen.Preferably, in the region of the exit of the combustion air from the swirl lattice over the circumference of the annular combustion chamber distributed pilot burners provided a stabilization serve the combustion.

Bevorzugtermaßen ist das Drallgitter am radial äußeren Rand des Verbrennungslufteintrittsbereiches angeordnet. Hierdurch wird am radial inneren Rand der Ringbrennkammer, d. h. nabenseitig, ein einziges, ringförmiges Rückströmgebiet erzeugt, welches effektiv die Verbrennung stabilisiert.Preferred dimensions is the swirl lattice on the radially outer edge arranged the combustion air inlet region. hereby is at the radially inner edge of the annular combustion chamber, d. H. hub side, creates a single, annular Rückströmgebiet, which effectively stabilizes combustion.

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

Figur 1
eine Gasturbine,
Figur 2
einen Querschnitt durch eine Ringbrennkammer einer Gasturbine,
Figur 3
eine Drallschaufel und
Figur 4
die Anströmung einer ersten Leitschaufelreihe.
The invention will be explained in more detail by way of example with reference to the drawing. They show partly schematically and not to scale:
FIG. 1
a gas turbine,
FIG. 2
a cross section through an annular combustion chamber of a gas turbine,
FIG. 3
a swirl bucket and
FIG. 4
the flow of a first row of vanes.

Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference numerals have in the various figures same meaning.

Figur 1 zeigt eine Gasturbine 1. Die Gasturbine 1 ist entlang einer Turbinenachse 3 gerichtet. Sie umfasst einen Verdichter 5, eine Ringbrennkammer 7 und ein Turbinenteil 9. Auf einer nicht näher dargestellten Welle der Gasturbine 1 sind Radscheiben 11 für Verdichterlaufschaufeln 15 und Radscheiben 13 für Turbinenlaufschaufeln 17 angeordnet. In axialer Richtung abwechselnd zu den Laufschaufeln 15 sind im Verdichter 5 Verdichterleitschaufeln 19 und im Turbinenteil 9 Turbinenleitschaufeln 21 angeordnet. Der Verdichter 5 endet mit einer letzten Verdichterleitschaufelreihe 19 in einem Verdichteraustrittsbereich 23. Im Verdichter 5 verdichtete Umgebungsluft wird als Verbrennungsluft 25 in einer Verbrennungsluftzuleitung 27 einem der Ringbrennkammer 7 strömungstechnisch vorgeschalteten Verbrennungslufteintrittsbereich 29 zugeführt. Im Verbrennungslufteintrittsbereich 29 ist in einem radial außenliegenden Bereich um den ganzen Umfang der Ringbrennkammer 7 ein Drallgitter 33 angeordnet, durch welches die Verbrennungsluft 25 in die Brennkammer 7 eingeleitet wird. Der Verbrennungsluft 25 wird im Drallgitter 33, wie später anhand von Figur 3 näher erläutert, Brennstoff zugemischt, der einer ringförmigen Brennstoffzufuhrleitung 37 entnommen wird, die wiederum aus einer Brennstoffhauptleitung 35 versorgt wird. Das Brennstoffluftgemisch gelangt als eine homogene Vormischung in die Ringbrennkammer 7, wo es zu einem Heißgas 41 verbrannt wird. Eine nabenseitig liegende ringförmige Rezirkulationszone 43 stabilisiert dabei den Verbrennungsvorgang. Das Heißgas 41 wird sodann zu einem Turbineneintrittsbereich 45 geleitet. Im Turbineneintrittsbereich 45 ist eine erste Reihe von Leitschaufeln 21 angeordnet. Die Gasturbine 1 ist von einem Außengehäuse 10 umschlossen. Die Ringbrennkammer 7 ist mit einer keramischen Hitzeschildsteinauskleidung 8 ausgekleidet.FIG. 1 shows a gas turbine 1. The gas turbine 1 is along a turbine axis 3 directed. It includes a compressor 5, an annular combustion chamber 7 and a turbine part 9. On one not shown shaft of the gas turbine 1 are wheel discs 11 for compressor blades 15 and wheel discs 13 arranged for turbine blades 17. In the axial direction alternately to the blades 15 are 5 compressor blades in the compressor 19 and in the turbine part 9 turbine vanes 21 arranged. The compressor 5 ends with a Last Verdichterleitschaufelreihe 19 in a compressor exit area 23. In the compressor 5 compressed ambient air is considered combustion air 25 in a combustion air supply line 27 one of the annular combustion chamber 7 fluidically upstream combustion air inlet region 29 is supplied. In the combustion air inlet region 29 is in a radially outer region around the entire circumference of the annular combustion chamber 7, a swirl grid 33 is arranged, through which the combustion air 25 is introduced into the combustion chamber 7 becomes. The combustion air 25 is in the swirl grid 33, as explained in more detail later with reference to FIG. 3, fuel admixed, the one of an annular fuel supply line 37th is taken, in turn, from a fuel main 35 is supplied. The fuel air mixture passes as one Homogeneous premix in the annular combustion chamber 7, where there is a Hot gas 41 is burned. A hub side annular Recirculation zone 43 stabilizes the combustion process. The hot gas 41 then becomes a turbine inlet area 45 headed. In the turbine inlet region 45 a first row of vanes 21 is arranged. The Gas turbine 1 is enclosed by an outer housing 10. The Ring combustion chamber 7 is with a ceramic heat shield brick lining 8 lined.

Durch die Anordnung des Drallgitters 33 wird erstmals bei einer solchen Gasturbinenringbrennkammer 7 darauf verzichtet, den Verbrennungsprozess über separate Brenner durchzuführen, die entlang dem Umfang der Ringbrennkammer 7 angeordnet sind. Es wird vielmehr ein durchgehender Eintritt für die Verbrennungsluft 25 über das sich über den ganzen Umfang der Ringbrennkammer 7 erstreckend Drallgitter 33 bereitgestellt. Hierdurch wird dem Heißgas 41 ein über den Umfang der Ringbrennkammer 7 gleicher Drall erteilt, der lediglich teilweise dissipiert und in einem erheblichen Maße auch noch im Turbineneintrittsbereich 45 erhalten ist. Dies führt zu einem im Vergleich zur Anordnung mit separaten Brennern, die jeweils ein einzelnes Drallgitter aufweisen, zu einem niedrigeren Druckverlust. Umgekehrt kann bei gleichem Druckverlust die Strömungsgeschwindigkeit der eintretenden Verbrennungsluft 25 deutlich erhöht werden. Dies hat eine verringerte Gefahr von Flammenrückschlägen in das Drallgitter 33 zur Folge. Zudem wird hierdurch der Verbrennungsbereich akustisch besser vom Bereich der Mischung von Verbrennungsluft 25 und Brennstoff entkoppelt. Dies hat insbesondere den Vorteil, dass Druckfluktuationen in der Ringbrennkammer 7 weniger in diesen Mischbereich übertragen werden. Damit werden in diesem Mischbereich weniger Dichtefluktuationen hervorgerufen, die sonst wiederum zu Flammeninstabilitäten und damit wiederum zu Druckschwankungen in der Ringbrennkammer 7 führen können. Eine solche Rückkopplung ist häufig der Ausgangspunkt für den Aufbau einer Verbrennungsschwingung. Somit hat die bessere akustischen Entkopplung eine geringe Neigung der Gasturbine zur Ausbildung von Verbrennungsschwingungen zur Folge. Due to the arrangement of the swirl grating 33 is first at a such gas turbine ring combustion chamber 7 omitted it, to carry out the combustion process via separate burners, which are arranged along the circumference of the annular combustion chamber 7. Rather, it becomes a continuous entry for the combustion air 25 about that over the entire circumference of the annular combustion chamber 7 extending swirl grille 33 is provided. As a result, the hot gas 41 is an over the circumference of the annular combustion chamber 7 same spin granted, the only partially dissipates and to a considerable extent even in the turbine inlet area 45 is obtained. This leads to an im Comparison to the arrangement with separate burners, respectively have a single swirl lattice, to a lower one Pressure loss. Conversely, with the same pressure loss, the Flow velocity of the incoming combustion air 25 be increased significantly. This has a reduced risk of Flame flashbacks in the swirl grille 33 result. moreover As a result, the combustion area is acoustically better from Range of mixture of combustion air 25 and fuel decoupled. This has the particular advantage that pressure fluctuations in the annular combustion chamber 7 less in this Be transferred mixing area. This will be in this mixing area less density fluctuations caused the otherwise turn to flame instabilities and thus again to Can cause pressure fluctuations in the annular combustion chamber 7. A such feedback is often the starting point for the Structure of a combustion oscillation. Thus, the better acoustic decoupling a slight inclination of the gas turbine for the formation of combustion vibrations result.

Weiterhin wird das Heißgas 41 entlang des Umfangs der Ringbrennkammer 7 gleichmäßig erhitzt. Gegenüber einer Anordnung mit separaten Brennern hat dies eine gleichmäßige Temperaturverteilung im Turbineneintrittsbereich zur Folge. Die geringeren Maximaltemperaturen beanspruchen somit wendiger die Leitschaufeln 21, aber auch nachfolgende Schaufelreihen. Dies bedeutet einen verringerten Bedarf an Kühlluft, die der Verdichterluft 25 entnommen und den Turbinenschaufeln zugeführt wird. Diese Kühlluft steht dem Verbrennungsprozess nicht mehr zur Verfügung, was zu einer verringerten Effizienz und auch zu höheren Stickoxidemissionen führt. Die Einsparung an Kühlluft durch die Temperaturvergleichmäßigung mittels des Drallgitters 33 hat somit eine Effizienzsteigerung der Gasturbine 1 und verringerte Stickoxidemissionen zur Folge.Furthermore, the hot gas 41 becomes along the circumference of the annular combustion chamber 7 evenly heated. Opposite an arrangement with separate burners, this has a uniform temperature distribution in the turbine inlet area result. The lesser Maximum temperatures thus take more agile Vanes 21, but also subsequent rows of blades. This means a reduced need for cooling air, that of the compressor air 25 removed and fed to the turbine blades becomes. This cooling air is no longer available to the combustion process available, resulting in reduced efficiency and also leads to higher nitrogen oxide emissions. The saving of cooling air by the temperature uniformity by means of the swirl lattice 33 thus has an increase in efficiency of the gas turbine 1 and reduced nitrogen oxide emissions result.

Figur 2 zeigt einen Querschnitt durch eine Ringbrennkammer 7. Um die Turbinenachse 3 ist das Drallgitter 33 kreisförmig angeordnet. Das Drallgitter 33 ist aus Drallschaufeln 61 ausgebildet, die später anhand von Figur 3 näher beschrieben werden. Um das Drallgitter 33 verläuft eine ringförmige Brennstoffzufuhrleitung 37. In diese Brennstoffzufuhrleitung 37 wird über eine Brennstoffhauptleitung 35 aus einem Brennstoffreservoir 53 Brennstoff 54 eingeleitet. Aus der Brennstoffzufuhrleitung 37 wird sodann über Drallschaufelzuleitungen 51 jede der Drallschaufeln 61 mit Brennstoff versorgt. In Strömungsrichtung nach dem Drallgitter 33 sind Pilotbrenner 57 angeordnet, die durch eine Pilotbrennstoffversorgungsleitung 55 aus dem Brennstoffreservoir 53 mit Brennstoff 54 versorgt werden. Die Pilotbrenner 57 sind Diffusionsbrenner, d. h. Brennstoff und Verbrennungsluft werden erst in der Verbrennungszone gemischt. Diese Verbrennung ist reicher an Brennstoff und stabiler als eine magere Vormischverbrennung. Da bei einer solchen Diffusionsverbrennung mehr Stickoxidbildung folgt, wird ihr Anteil möglichst gering gehalten. Die Pilotbrenner 57 dienen in erster Linie zur Stabilisierung der über das Drallgitter 33 erzeugten Vormischverbrennung. FIG. 2 shows a cross section through an annular combustion chamber 7. Around the turbine axis 3, the swirl lattice 33 is arranged in a circle. The swirl lattice 33 is formed of swirl vanes 61, which will be described in more detail later with reference to FIG. Around the swirl grille 33 extends an annular fuel supply line 37. In this fuel supply line 37 is via a fuel main 35 from a fuel reservoir 53 fuel 54 initiated. From the fuel supply line 37 is then via swirl vane feeders 51, each of the swirl vanes 61 is supplied with fuel. In Direction of flow after the swirl lattice 33 are pilot burners 57 arranged through a pilot fuel supply line 55 supplied from the fuel reservoir 53 with fuel 54 become. The pilot burners 57 are diffusion burners, d. H. Fuel and combustion air are only in the Combustion zone mixed. This burn is richer Fuel and more stable than a lean premix combustion. Because with such a diffusion combustion more nitrogen oxide formation follows, their share is kept as low as possible. The Pilot burners 57 serve primarily to stabilize the Premix combustion generated via the swirl lattice 33.

Figur 3 zeigt eine Drallschaufel 61. Die Drallschaufel 61 ist hohl ausgeführt. In das Innere der Drallschaufel 61 wird Brennstoff 54 eingeleitet. Dieser Brennstoff 54 tritt aus Öffnungen 63 an der Schaufelblattoberfläche der Drallschaufel 61 aus und vermischt sich mit der Verbrennungsluft 25. Hierdurch wird eine in radialer Richtung homogene Verteilung von Brennstoff 54 erreicht. Durch die Einleitung in eine Vielzahl von Drallschaufeln 61 gleichmäßig über den Umfang der Brennkammer 7 verteilt wird außerdem eine homogene Verteilung von Brennstoff 54 und Verbrennungsluft 25 auch in Umfangsrichtung erreicht.FIG. 3 shows a swirl blade 61. The swirl blade 61 is hollow executed. Into the interior of the swirl blade 61 is Fuel 54 initiated. This fuel 54 exits Openings 63 on the airfoil surface of the swirl vane 61 and mixes with the combustion air 25. This becomes a radially homogeneous distribution of Fuel reaches 54. By the introduction into a variety of swirl vanes 61 evenly over the circumference of the combustion chamber 7 is also distributed a homogeneous distribution of Fuel 54 and combustion air 25 in the circumferential direction reached.

Figur 4 zeigt die Anströmung der Gasturbinenleitschaufel 21 im Turbineneintrittsbereich 45 vom Heißgas 41. Das Heißgas 41 weist einen Drall 71 auf. Dies entspricht einer Zerlegung der Strömungsrichtung des Heißgases 41 in eine axiale und eine dazu senkrechte Komponente, wobei ein Dralllektor 72 ausgespannt wird, der in Richtung eines Umlenksektors 73 aufweist, der durch die Umlenkung des Heißgases 41 durch die Leitschaufeln 21 dargestellt wird. Durch den Drehsinn des Dralles 71 wird somit dem Heißgas 41 bereits eine Komponente in Richtung der Umlenkung durch die Leitschaufeln 21 erteilt. Damit können die Leitschaufeln 21 kleiner ausgeführt werden, was wiederum den Kühlluftbedarf für die Leitschaufel 21 senkt.FIG. 4 shows the flow of the gas turbine guide vane 21 in the turbine inlet region 45 from the hot gas 41. The hot gas 41 has a twist 71. This corresponds to a decomposition of Flow direction of the hot gas 41 in an axial and a to vertical component, wherein a twisting reflector 72 is stretched is, which has in the direction of a Umlenksektors 73, by the deflection of the hot gas 41 through the vanes 21 is shown. Due to the sense of rotation of the swirl 71 Thus, the hot gas 41 is already a component in the direction the deflection by the vanes 21 issued. With that you can the vanes 21 are made smaller, which in turn reduces the cooling air requirement for the guide vane 21.

Claims (8)

Entlang einer Achse gerichtete axiale Gasturbine (1), umfassend einen Verdichter (5) mit einem Verdichteraustrittsbereich (23),
eine Ringbrennkammer (7) mit einem Verbrennungslufteintrittsbereich (29) für vom Verdichter (5) zugeführter Verbrennungsluft (25),
einer Verbrennungsluftzuleitung (27) für die Zuleitung von Verbrennungsluft (25) vom Verdichteraustrittsbereich (23) zum Verbrennungslufteintrittsbereich (29) und
mit einem Turbinenteil (9), welches über einen Turbineneintrittsbereich (45) mit der Ringbrennkammer (7) verbunden ist,
wobei die Verbrennungsluftzuleitung (27) so ausgebildet ist, dass ein im Verdichteraustrittsbereich (23) vorliegender Verdichterluftdrall der Verbrennungsluft (25) bis zum Verbrennungslufteintrittsbereich (29) im wesentlichen abgebaut wird und wobei am Verbrennungslufteintrittsbereich (29) ein sich um den ganzen Umfang der Ringbrennkammer (7) erstreckendes Drallgitter (33) für die Erteilung eines Dralls auf die Verbrennungsluft angeordnet ist.Axial axial gas turbine (1), comprising a compressor (5) with a compressor exit region (23),
an annular combustion chamber (7) with a combustion air inlet region (29) for combustion air (25) supplied by the compressor (5),
a combustion air supply line (27) for the supply of combustion air (25) from the compressor outlet region (23) to the combustion air inlet region (29) and
with a turbine part (9) which is connected to the annular combustion chamber (7) via a turbine inlet region (45),
wherein the combustion air supply line (27) is designed so that a Verdichterluftdrall of the combustion air (25) in the compressor outlet region (23) is substantially degraded to the combustion air inlet region (29) and wherein the combustion air inlet region (29) around the entire circumference of the annular combustion chamber ( 7) extending swirl grille (33) is arranged for the issue of a twist on the combustion air. Gasturbine (1) nach Anspruch 1,
bei der im Bereich des Drallgitters (33) Brennstoff (54) gleichmäßig über den Umfang des Drallgitters (33) verteilt in die Verbrennungsluft (25) eingeleitet wird.Gas turbine (1) according to claim 1,
wherein in the region of the swirl grating (33) fuel (54) is uniformly distributed over the circumference of the swirl grating (33) into the combustion air (25) is introduced. Gasturbine (1) nach Anspruch 1 oder 2,
bei der im Drallgitter (33) einzelne Drallschaufeln (61) angeordnet sind, wobei zumindest ein Teil der Drallschaufeln (61) als Brennstoffschaufeln (61) ausgebildet sind, über die Brennstoff (54) der Verbrennungsluft (25) zuführbar ist.Gas turbine (1) according to claim 1 or 2,
in which individual swirl vanes (61) are arranged in the swirl lattice (33), wherein at least part of the swirl vanes (61) are designed as fuel vanes (61), via which fuel (54) can be fed to the combustion air (25). Gasturbine nach Anspruch 1, 2 oder 3,
bei der der durch das Drallgitter (33) erteilbare Drall (71) der Verbrennungsluft (25) eine Drehrichtung aufweist, die im Turbineneintrittsbereich (45) in die Richtung einer Umlenkung (73) durch im Turbineneintritt (45) angeordnete Leitschaufeln (21) gerichtet ist.Gas turbine according to claim 1, 2 or 3,
in which the swirl (71) of the combustion air (25), which can be distributed by the swirl grille (33), has a direction of rotation which is directed in the turbine inlet region (45) in the direction of a deflection (73) through guide vanes (21) arranged in the turbine inlet (45) , Gasturbine (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
mit einer Leistung > als 50 MW, bei der eine im Volllastbetrieb erzeugte Strömungsgeschwindigkeit für die in das Drallgitter (33) eintretende Verbrennungsluft (25) bei einer Mindestgeschwindigkeit liegt.Gas turbine (1) according to one of the preceding claims,
with a power> 50 MW, in which a flow rate generated in full load operation for the entering into the swirl grille (33) combustion air (25) is at a minimum speed. Gasturbine (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei der eine ringförmig um die Ringbrennkammer (7) umlaufende Brennstoffzufuhrleitung (37) vorgesehen ist, aus der der Brennstoff (54) der Verbrennungsluft (25) zugeleitet wird.Gas turbine (1) according to one of the preceding claims,
in which an annular ring around the annular combustion chamber (7) circulating fuel supply line (37) is provided, from which the fuel (54) of the combustion air (25) is supplied. Gasturbine (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei der im Bereich des Austritts der Verbrennungsluft aus dem Drallgitter (33) über den Umfang der Ringbrennkammer (7) verteilt Pilotbrenner (57) vorgesehen sind, die einer Stabilisierung der Verbrennung dienen.Gas turbine (1) according to one of the preceding claims,
in which in the region of the exit of the combustion air from the swirl grid (33) distributed over the circumference of the annular combustion chamber (7) pilot burner (57) are provided, which serve to stabilize the combustion. Gasturbine (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei der das Drallgitter (33) am radial äußeren Rand der Verbrennungslufteintrittsbereichs (29) angeordnet ist.Gas turbine (1) according to one of the preceding claims,
in which the swirl lattice (33) is arranged on the radially outer edge of the combustion air inlet region (29).
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