DE102016211258A1

DE102016211258A1 - Fuel nozzle arrangement of a gas turbine

Info

Publication number: DE102016211258A1
Application number: DE102016211258.9A
Authority: DE
Inventors: Carsten Clemen
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 2016-06-23
Filing date: 2016-06-23
Publication date: 2017-12-28

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Treibstoffdüsen-Anordnung einer Gasturbine, umfassend eine Treibstoffleitung 11, einen inneren Hohlkörper 2 mit einer in Axialrichtung X-X verlaufenden Durchgangsöffnung 4, welche einen ersten Luftströmungspfad 5 bereitstellt, ein umlaufend geschlossenes Außengehäuse 3, welches den Hauptkörper 2 umgibt, wobei zwischen dem Außengehäuse 3 und dem Hauptkörper 2 ein zweiter Luftströmungspfad 6 definiert ist, wobei das Außengehäuse 3 einen Lufteintrittsbereich 30 mit einem Eintrittsquerschnitt und einem Luftaustrittsbereich 31 mit einem Austrittsquerschnitt aufweist, wobei die aus dem Austrittsbereich 31 austretende Luft vollständig durch den Lufteintrittsbereich 30 zugeführt ist, und wobei die Treibstoffleitung 11 im Hauptkörper 2 zu einer Düse 7 geführt ist.The invention relates to a fuel nozzle arrangement of a gas turbine, comprising a fuel line 11, an inner hollow body 2 having a through-opening 4 extending in the axial direction XX, which provides a first air flow path 5, a peripherally closed outer casing 3, which surrounds the main body 2, wherein between the Outer housing 3 and the main body 2, a second air flow path 6 is defined, wherein the outer housing 3 has an air inlet region 30 with an inlet cross-section and an air outlet region 31 with an outlet cross-section, wherein the emerging from the outlet region 31 air is completely supplied through the air inlet region 30, and wherein the fuel line 11 is guided in the main body 2 to a nozzle 7.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Treibstoffdüsen-Anordnung einer Gasturbine, insbesondere einer Fluggasturbine, mit reduzierten Abgasemissionen, sowie eine Fluggasturbine.The present invention relates to a fuel nozzle arrangement of a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with reduced exhaust emissions, as well as an aircraft gas turbine.

Bei Gasturbinen, insbesondere bei Fluggasturbinen, besteht eine kontinuierliche Anforderung an eine Reduzierung von Abgasen und einer Reduzierung einer Rußbildung. Dies kann insbesondere durch eine vollständige Ausnutzung eines Energiegehalts eines Treibstoffs verbessert werden. Der Treibstoff wird bei Gasturbinen beispielsweise in einem Brennkammersystem verbrannt, in welchem entweder eine Vielzahl von Brennkammern entlang eines Umfangs eines Kreises angeordnet sind oder das eine am Umfang kontinuierlich ausgebildete Ringbrennkammer aufweist. Jede Brennkammer weist wenigstens eine oder mehrere Treibstoffdüsen auf, über welche der Kraftstoff und Verbrennungsluft in die Brennkammer zugeführt wird. Die Brennkammern weisen üblicherweise einen Brennkammerkopf mit einer Kopfplatte auf, wobei die Kopfplatte eine Öffnung aufweist, durch welche die Treibstoffdüse hindurchgeführt ist, und Treibstoff und Luft in die Brennkammer einbringen kann. Die zur Treibstoffdüse zugeführte Luft wird üblicherweise über einen vorgeschalteten Diffusor zugeführt, wobei die Treibstoffdüse selbst an einem äußeren Gehäuse des Brennkammersystems an einem Mast aufgehängt ist. Durch das Innere des Mastes verläuft dabei eine Treibstoffhauptleitung, über welche Treibstoff zur Treibstoffdüse zugeführt wird. Die Verbrennungsluft wird hierbei durch eine Öffnung in einem Außengehäuse der Treibstoffdüse (äußere Luftzufuhr) zum brennkammerseitigen Ende der Treibstoffdüse zugeführt. Ein zweiter Luftstrom wird durch eine zentrale Durchgangsöffnung in der Treibstoffdüse zur Brennkammer zugeführt. Für die äußere Luftzufuhr ergibt sich hierbei aufgrund des Vorsehens des Mastes, welcher zur Fixierung der Treibstoffdüse notwendig ist, eine nicht optimale Anströmung der Zufuhröffnungen im Außengehäuse der Treibstoffdüse. Dadurch ergeben sich Verluste und insbesondere geht dadurch ein Impuls der Luftströmung verloren, welcher zu einer effizienten Durchströmung und damit einer effizienten Vermischung der Luftströme und des Treibstoffs in der Brennkammer notwendig wäre. Durch diese unzureichende Vermischung und ungleichmäßige Luftverteilung infolge der Ablenkung und Abdeckung durch den Befestigungsmast der Treibstoffdüse ergeben sich negative Einflüsse auf die Emissionen der Gasturbine. Insbesondere ergeben sich negative Auswirkungen hinsichtlich der Emissionen von Stickoxiden, Kohlenmonoxid und auch Ruß. Eine derartige Gasturbine ist beispielsweise aus der US 2014/0291418 A1 oder der US 6,883,332 B2 bekannt.In gas turbines, especially in aircraft gas turbines, there is a continuous requirement for a reduction of exhaust gases and a reduction of soot formation. This can be improved in particular by a full utilization of an energy content of a fuel. The fuel is combusted in gas turbines, for example in a combustion chamber system, in which either a plurality of combustion chambers along a circumference of a circle are arranged or having a continuously formed on the circumference annular combustion chamber. Each combustion chamber has at least one or more fuel nozzles, via which the fuel and combustion air is supplied into the combustion chamber. The combustion chambers usually have a combustion head with a top plate, wherein the top plate has an opening through which the fuel nozzle is passed, and can introduce fuel and air into the combustion chamber. The supplied to the fuel nozzle air is usually supplied via an upstream diffuser, wherein the fuel nozzle itself is suspended on an outer housing of the combustion chamber system on a mast. Through the interior of the mast while a fuel main line, via which fuel is supplied to the fuel nozzle. The combustion air is in this case supplied through an opening in an outer housing of the fuel nozzle (external air supply) to the combustion chamber end of the fuel nozzle. A second air flow is supplied to the combustion chamber through a central passage in the fuel nozzle. Due to the provision of the mast, which is necessary for fixing the fuel nozzle, a non-optimal flow of the feed openings in the outer housing of the fuel nozzle results for the external air supply. This results in losses and in particular a pulse of the air flow is lost, which would be necessary for an efficient flow and thus an efficient mixing of the air streams and the fuel in the combustion chamber. This inadequate mixing and uneven distribution of air due to deflection and coverage by the mast mounting mast will have a negative impact on gas turbine emissions. In particular, there are negative effects on the emissions of nitrogen oxides, carbon monoxide and soot. Such a gas turbine is for example from the US 2014/0291418 A1 or the US Pat. No. 6,883,332 B2 known.

Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Treibstoffdüsen-Anordnung bereitzustellen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit die Emissionen reduziert.It is therefore an object of the present invention to provide a fuel nozzle assembly which reduces emissions with a simple structure and simple, inexpensive manufacturability.

Diese Aufgabe wird durch eine Treibstoffdüsen-Anordnung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung.This object is achieved by a fuel nozzle arrangement with the features of claim 1, the dependent claims show preferred developments of the invention.

Die erfindungsgemäße Treibstoffdüsen-Anordnung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 weist demgegenüber den Vorteil auf, dass Emissionen und eine Rußbildung signifikant reduziert werden können. Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, dass die Treibstoffdüsen-Anordnung einer Gasturbine eine Treibstoffleitung, einen inneren Hauptkörper und ein Außengehäuse umfasst. Das Außengehäuse umgibt den inneren Hauptkörper vollständig in Umfangsrichtung. Der innere Hauptkörper umfasst eine Axialrichtung verlaufende Durchgangsöffnung, welche einen ersten Luftströmungspfad definiert. Das Außengehäuse umgibt den Hauptkörper derart, dass zwischen dem Außengehäuse und dem Hauptkörper ferner ein zweiter Luftströmungspfad definiert ist. Das Außengehäuse weist einen Lufteintrittsbereich mit einem Eintrittsquerschnitt und einen Luftaustrittsbereich mit einem Austrittsquerschnitt auf. Die aus dem Austrittsbereich austretende Luft ist vollständig durch den Eintrittsbereich zugeführt worden. Somit wird erfindungsgemäß keine Luft vom äußeren Umfang des Außengehäuses in die Treibstoffdüsen-Anordnung geführt, so dass eine direkte Anströmung der Luft über den Eintrittsquerschnitt in den ersten Luftströmungspfad und den zweiten Luftströmungspfad möglich ist. Hierdurch wird auch ein vorhandener Impuls der zugeführten Luft aufrechterhalten, wodurch Verluste während des Durchströmungsvorgangs der Treibstoffdüsen-Anordnung reduziert werden können und eine verbesserte Vermischung von Luft und Treibstoff ermöglicht wird. Die Treibstoffleitung zum Zuführen von Treibstoff wird dabei im Hauptkörper zu einer Düse am Austrittsbereich der Treibstoffdüsen-Anordnung geführt.The fuel nozzle arrangement according to the invention with the features of claim 1, on the other hand, has the advantage that emissions and soot formation can be significantly reduced. This is inventively achieved in that the fuel nozzle assembly of a gas turbine comprises a fuel line, an inner main body and an outer housing. The outer housing completely surrounds the inner main body in the circumferential direction. The inner main body includes an axial direction through-hole defining a first air flow path. The outer casing surrounds the main body such that a second air flow path is further defined between the outer casing and the main body. The outer housing has an air inlet region with an inlet cross section and an air outlet region with an outlet cross section. The air exiting the exit area has been supplied completely through the entry area. Thus, according to the invention, no air is guided from the outer circumference of the outer housing into the fuel nozzle arrangement, so that a direct flow of air through the inlet cross section into the first air flow path and the second air flow path is possible. This also maintains an existing pulse of the supplied air, which can reduce losses during the flow-through operation of the fuel nozzle assembly and allows for improved mixing of air and fuel. The fuel line for supplying fuel is guided in the main body to a nozzle at the exit region of the fuel nozzle assembly.

Der Hauptkörper umfasst wenigstens einen Verbindungskanal zwischen dem ersten Luftströmungspfad und dem zweiten Luftströmungspfad. Somit ermöglicht der Verbindungskanal einen Austausch von Luft zwischen dem ersten Luftströmungspfad und dem zweiten Luftströmungspfad. The main body includes at least one communication passage between the first air flow path and the second air flow path. Thus, the connection channel allows an exchange of air between the first air flow path and the second air flow path.

Der Verbindungskanal ist besonders bevorzugt derart vorgesehen, dass Luft über den Verbindungskanal vom ersten Luftströmungspfad zum zweiten Luftströmungspfad strömt.The connecting channel is particularly preferably provided such that air flows via the connecting channel from the first air flow path to the second air flow path.

Weiter bevorzugt umfasst die Treibstoffdüsen-Anordnung ein Ringelement, welches benachbart zum Luftaustrittsbereich angeordnet ist. Das Ringelement ist dabei zwischen dem Hauptkörper und dem Außengehäuse angeordnet und unterteilt den zweiten Luftströmungspfad in einen ersten Unterpfad und einen zweiten Unterpfad. Somit ermöglicht das Ringelement eine individuelle Strömung am Luftaustrittsbereich. Das Ringelement weist vorzugsweise einen nach innen gerichteten Bereich auf, um bei einem der Unterpfade eine Düsenwirkung zu erzielen. More preferably, the fuel nozzle assembly comprises a ring member which is arranged adjacent to the air outlet area. The ring element is arranged between the main body and the outer housing and divides the second air flow path into a first subpath and a second subpath. Thus, the ring element allows an individual flow at the air outlet area. The ring element preferably has an inwardly directed region in order to achieve a nozzle effect in one of the sub-paths.

Besonders bevorzugt ist eine Summe einer minimalen ersten Querschnittsfläche des ersten und zweiten Unterpfads kleiner als eine minimale zweite Querschnittsfläche des zweiten Luftströmungspfads am Zufuhrbereich zwischen dem Außengehäuse und dem Hauptkörper. Hierdurch wird sichergestellt, dass aufgrund der kleineren ersten Querschnittsfläche am Luftaustrittsbereich eine hohe Geschwindigkeit der Luftströmung erreicht wird und am Luftaustrittsbereich eine gute Durchmischung von Luft und Treibstoff ermöglicht wird.More preferably, a sum of a minimum first cross-sectional area of the first and second sub-paths is smaller than a minimum second cross-sectional area of the second air-flow path at the supply area between the outer housing and the main body. This ensures that due to the smaller first cross-sectional area at the air outlet area a high velocity of the air flow is achieved and at the air outlet area a good mixing of air and fuel is made possible.

Vorzugsweise ist ein Verhältnis der ersten Querschnittsfläche zur zweiten Querschnittsfläche in einem Bereich von 1/5 bis 1/7 und beträgt besonders bevorzugt 1/6.Preferably, a ratio of the first cross-sectional area to the second cross-sectional area is in a range of 1/5 to 1/7, and more preferably 1/6.

Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung ist an einem Einströmbereich zum zweiten Luftströmungspfad ein Verbindungselement zur Verbindung des Hauptkörpers mit dem Außengehäuse vorgesehen. Das Verbindungselement weist dabei eine Vielzahl von im Wesentlichen in Axialrichtung der Treibstoffdüsen-Anordnung verlaufenden diskreten Verbindungskanälen auf. Über diese in Axialrichtung verlaufenden Verbindungskanäle erfolgt somit ein Einströmen von Luft in den zweiten Luftströmungspfad zwischen dem Außengehäuse und dem Hauptkörper. According to a further preferred embodiment of the present invention, a connection element for connecting the main body to the outer housing is provided at an inflow region to the second air flow path. In this case, the connecting element has a multiplicity of discrete connecting channels running substantially in the axial direction of the fuel nozzle arrangement. Thus, air flowing into the second air flow path between the outer housing and the main body takes place via these axially extending connection channels.

Weiter bevorzugt umfasst die erfindungsgemäße Anordnung ein Befestigungselement, insbesondere einen Masten, wobei das Befestigungselement mit dem Außengehäuse verbunden ist und eingerichtet ist, die Treibstoffdüsen-Anordnung an einem Bauteil einer Gasturbine zu befestigen. Das Befestigungselement ist vorzugsweise als hohler Mast ausgebildet und die Treibstoffleitung ist im Inneren des hohlen Mastes geführt. Der Mast zur Befestigung der Treibstoffdüsen-Anordnung stört dabei nicht die Luftströmung durch die Treibstoffdüsen-Anordnung, da die gesamte Luft, welche durch die Treibstoffdüsen-Anordnung strömt, ausschließlich durch den Lufteintrittsbereich zugeführt wird und die gesamte zugeführte Luft wird weder durch den Luftaustrittsbereich am anderen Ende der Treibstoffdüsen-Anordnung abgeführt.More preferably, the inventive arrangement comprises a fastener, in particular a mast, wherein the fastener is connected to the outer housing and is adapted to attach the fuel nozzle assembly to a component of a gas turbine. The fastener is preferably formed as a hollow mast and the fuel line is guided inside the hollow mast. The mast for attachment of the fuel nozzle assembly does not interfere with the flow of air through the fuel nozzle assembly, since all of the air flowing through the fuel nozzle assembly, is supplied exclusively through the air inlet region and the entire supplied air is neither through the air outlet area at the other End of the fuel nozzle assembly dissipated.

Besonders bevorzugt ist die Treibstoffleitung im Hauptkörper spiralförmig geführt. Weiter bevorzugt wird die Treibstoffleitung dabei in eine Vielzahl von Unterleitungen unterteilt, welche alle spiralförmig sind. Falls ein Verbindungskanal zwischen dem ersten und zweiten Luftströmungspfad vorgesehen ist, wird dieser in Zwischenräume zwischen den Treibstoffleitungen gelegt.Particularly preferably, the fuel line is guided spirally in the main body. More preferably, the fuel line is divided into a plurality of sub-lines, which are all spiral. If a communication passage is provided between the first and second air flow paths, it is put in spaces between the fuel lines.

Weiter bevorzugt sind im Hauptkörper zusätzlich noch abgeschlossene Dämmungskammern vorgesehen. Die Dämmungskammern sind als abgeschlossene Hohlkammern, vorzugsweise mit Luft gefüllt, vorgesehen.More preferably, still completed insulation chambers are provided in the main body. The insulation chambers are provided as closed hollow chambers, preferably filled with air.

Ferner betrifft die vorliegende Erfindung eine Gasturbine, insbesondere eine Fluggasturbine, mit einer erfindungsgemäßen Treibstoffdüsen-Anordnung. Besonders bevorzugt sind dabei eine Vielzahl von Treibstoffdüsen-Anordnungen für jede Brennkammer der Gasturbine vorgesehen.Furthermore, the present invention relates to a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with a fuel nozzle arrangement according to the invention. In this case, a multiplicity of fuel nozzle arrangements are particularly preferably provided for each combustion chamber of the gas turbine.

Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf die begleitende Zeichnung ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung im Detail beschrieben. In der Zeichnung ist:Hereinafter, a preferred embodiment of the invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the drawing is:

1 eine schematische Ansicht eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, 1 a schematic view of a gas turbine engine according to the present invention,

2 eine schematische Schnittansicht einer Treibstoffdüsen-Anordnung von 1, und 2 a schematic sectional view of a fuel nozzle assembly of 1 , and

3 eine schematische Querschnittsansicht der Treibstoffdüsen-Anordnung von 2. 3 a schematic cross-sectional view of the fuel nozzle assembly of 2 ,

Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf die 1 bis 3 eine Gasturbine mit einer Treibstoffdüsen-Anordnung 1 gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung im Detail beschrieben.The following is with reference to the 1 to 3 a gas turbine with a fuel nozzle assembly 1 according to a preferred embodiment of the invention described in detail.

Das Gasturbinentriebwerk 110 gemäß 1 ist ein allgemein dargestelltes Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Das Gasturbinentriebwerk 110 umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 111, einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 112, einen Mitteldruckkompressor 113, einen Hochdruckkompressor 114, eine Brennkammer 115, eine Hochdruckturbine 116, eine Mitteldruckturbine 117 und eine Niederdruckturbine 118 sowie eine Abgasdüse 119, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksmittelachse 101 angeordnet sind.The gas turbine engine 110 according to 1 is a generalized example of a turbomachine, in which the invention can be applied. The gas turbine engine 110 comprises in the flow direction one behind the other an air inlet 111 , a circulating in a housing fan 112 , a medium pressure compressor 113 , a high pressure compressor 114 , a combustion chamber 115 , a high-pressure turbine 116 , a medium pressure turbine 117 and a low-pressure turbine 118 and an exhaust nozzle 119 all around a central engine centerline 101 are arranged.

Der Mitteldruckkompressor 113 und der Hochdruckkompressor 114 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 120 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Triebwerksgehäuse 121 in einen ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 113, 114 vorstehen. Die Kompressoren 113, 114 weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 122 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 125 vorstehen, die mit Naben 126 der Hochdruckturbine 116 bzw. der Mitteldruckturbine 117 gekoppelt sind. The medium-pressure compressor 113 and the high pressure compressor 114 each comprise a plurality of stages, each of which comprises a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 120 which are generally referred to as stator blades and the radially inwardly from the Engine casing 121 in an annular flow channel through the compressors 113 . 114 protrude. The compressors 113 . 114 further show an arrangement of compressor blades 122 on, which is radially outward from a rotatable drum or disc 125 project with hubs 126 the high-pressure turbine 116 or the medium-pressure turbine 117 are coupled.

Die Hochdruckturbine 116, die Mitteldruckturbine 117 und die Niederdruckturbine 118 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 123, die radial nach innen vom Gehäuse 121 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinenabschnitte vorstehen und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln 124, die nach außen von einer drehbaren Nabe 126 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 125 und die darauf angeordneten Schaufeln 122 sowie die Turbinenrotornabe 126 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln 124 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksmittelachse 101.The high pressure turbine 116 , the medium pressure turbine 117 and the low-pressure turbine 118 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 123 extending radially inward from the housing 121 project into the annular flow channel through the turbine sections and a subsequent arrangement of turbine blades 124 facing outward from a rotatable hub 126 protrude. The compressor drum or compressor disk 125 and the blades arranged thereon 122 as well as the turbine rotor hub 126 and the turbine blades disposed thereon 124 rotate around the engine centerline during operation 101 ,

2 zeigt im Detail die Treibstoffdüsen-Anordnung 1 gemäß dem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Die Treibstoffdüsen-Anordnung 1 umfasst eine Treibstoffleitung 9, welche Treibstoff zuführt. Ferner umfasst die Treibstoffdüsen-Anordnung 1 einen inneren Hauptkörper 2, welcher eine in Axialrichtung X-X der Treibstoffdüsen-Anordnung 1 verlaufende Durchgangsöffnung 4 aufweist. Die Durchgangsöffnung 4 ist zylindrisch ausgebildet und verläuft geradlinig durch den gesamten inneren Hauptkörper 2. 2 shows in detail the fuel nozzle assembly 1 according to the first embodiment of the invention. The fuel nozzle assembly 1 includes a fuel line 9 , which supplies fuel. Further, the fuel nozzle assembly includes 1 an inner main body 2 , which in the axial direction XX of the fuel nozzle assembly 1 extending passage opening 4 having. The passage opening 4 is cylindrical and extends straight through the entire inner main body 2 ,

Ferner ist ein Außengehäuse 3 vorgesehen, welches ebenfalls zylindrisch ausgebildet ist. Das Außengehäuse 3 umgibt den inneren Hauptkörper 2 vollständig.Furthermore, an outer housing 3 provided, which is also cylindrical. The outer housing 3 surrounds the inner main body 2 Completely.

Wie in 2 schematisch durch die durchgezogenen Pfeile dargestellt, ist ein erster Luftströmungspfad 5 durch die Durchgangsöffnung 4 definiert. Der erste Luftströmungspfad 5 reicht dabei von einem Lufteintrittsbereich 30 bis zu einem Luftaustrittsbereich 31 an der Brennkammer 115. Ferner ist ein zweiter Luftströmungspfad 6 ausgebildet, welcher in einem äußeren, ringförmigen Luftströmungskanal 10 zwischen dem inneren Hauptkörper 2 und dem Außengehäuse 3 definiert ist. As in 2 schematically represented by the solid arrows, is a first air flow path 5 through the passage opening 4 Are defined. The first air flow path 5 ranges from an air inlet area 30 up to an air outlet area 31 at the combustion chamber 115 , Further, a second air flow path 6 formed, which in an outer, annular air flow channel 10 between the inner main body 2 and the outer casing 3 is defined.

Wie aus 2 ersichtlich ist, ist zwischen dem Außengehäuse 3 und dem inneren Hauptkörper 2 ein Ringelement 81 vorgesehen. Hierdurch unterteilt sich der zweite Luftströmungspfad 6 vor dem Austrittsbereich 31 in einen ersten Unterpfad 61 und einen zweiten Unterpfad 62. How out 2 it can be seen is between the outer housing 3 and the inner main body 2 a ring element 81 intended. As a result, the second air flow path is divided 6 in front of the exit area 31 in a first subpath 61 and a second subpath 62 ,

Das Ringelement 81 zwischen dem Außengehäuse 3 und dem inneren Hauptkörper 2 wird durch mehrere dünne Blechbauteile 80 abgestützt. The ring element 81 between the outer casing 3 and the inner main body 2 is made by several thin sheet metal components 80 supported.

Im Inneren des Hauptkörpers 2 ist ferner noch eine Vielzahl von Transferkanälen 21 ausgebildet, wobei aus Übersichtlichkeitsgründen in 2 nur ein Transferkanal 21 dargestellt ist. Die Transferkanäle 21 sind derart angeordnet, dass Luft vom ersten Luftströmungspfad 5 über die Transferkanäle 21 in den zweiten Luftströmungspfad 6 strömen kann. Hierdurch wird eine zusätzliche Turbulenz im äußeren Luftströmungskanal 10 erreicht.Inside the main body 2 is still a variety of transfer channels 21 trained, for clarity in 2 only one transfer channel 21 is shown. The transfer channels 21 are arranged such that air from the first air flow path 5 via the transfer channels 21 in the second air flow path 6 can flow. As a result, an additional turbulence in the outer air flow channel 10 reached.

Zum Schutz vor thermischer Überlastung ist im inneren Hauptkörper 2 ferner eine Vielzahl von geschlossenen Dämmungskammern 16 vorgesehen. Die Dämmungskammern 16 sind vorzugsweise mit Luft gefüllt.To protect against thermal overload is in the inner main body 2 Furthermore, a plurality of closed insulation chambers 16 intended. The insulation chambers 16 are preferably filled with air.

Wie in 2 schematisch dargestellt, mündet der Treibstoffkanal 9 in einer ersten Ringkammer 12, welche am Außengehäuse 3 am Lufteintrittsbereich 30 ausgebildet ist. Ausgehend von der ersten Ringkammer 12 gehen eine Vielzahl von Treibstoffkanälen 11 ab, welche durch den inneren Hauptkörper 2 gelegt sind. Dabei sind die Treibstoffkanäle 11 spiralförmig im inneren Hauptkörper 2 angeordnet. Die Treibstoffkanäle 11 werden in einer zweiten Ringkammer 13 am luftaustrittsseitigen Ende des inneren Hauptkörpers 2 wieder zusammengeführt und Treibstoff über eine Düse 7 der über den ersten Luftströmungspfad 5 zugeführten Luft zugemischt. Dies ist in 2 durch die gestrichelten Pfeile 90 dargestellt, welche die Treibstoffzuführung symbolisieren.As in 2 shown schematically, the fuel channel opens 9 in a first annular chamber 12 , which on the outer housing 3 at the air inlet area 30 is trained. Starting from the first ring chamber 12 go a variety of fuel channels 11 which, through the inner main body 2 are laid. These are the fuel channels 11 spirally in the inner main body 2 arranged. The fuel channels 11 be in a second annular chamber 13 at the air outlet end of the inner main body 2 merged again and fuel through a nozzle 7 the via the first air flow path 5 added air supplied. This is in 2 through the dashed arrows 90 represented, which symbolize the fuel supply.

Weiterhin ist zwischen dem inneren Hauptkörper 2 und dem Außengehäuse 3 ein Verbindungselement 18 vorgesehen. Das Verbindungselement 18 verbindet das Außengehäuse 3 mit dem inneren Hauptkörper 2 und nimmt einerseits die Treibstoffkanäle 11 auf und weist andererseits eine Vielzahl von Verbindungskanälen 20 auf. Die Verbindungskanäle 20 stellen eine Verbindung zwischen dem Lufteintrittsbereich 30 und dem äußeren Luftströmungskanal 10 des zweiten Luftströmungspfads 6 zwischen dem Außengehäuse 3 und dem inneren Hauptkörper 2 bereit. Wie aus 3 ersichtlich ist, kann ein Querschnitt der Verbindungskanäle 20 beliebig gewählt werden. Der Querschnitt der Verbindungskanäle 20 ist dabei zwischen den einzelnen Treibstoffkanälen 11 derart gewählt, dass ein möglichst großer Gesamtquerschnitt vorhanden ist.Furthermore, between the inner main body 2 and the outer casing 3 a connecting element 18 intended. The connecting element 18 connects the outer housing 3 with the inner main body 2 and on the one hand takes the fuel channels 11 on the other hand, has a plurality of connecting channels 20 on. The connection channels 20 make a connection between the air inlet area 30 and the outer air flow channel 10 the second air flow path 6 between the outer casing 3 and the inner main body 2 ready. How out 3 can be seen, a cross section of the connecting channels 20 be chosen arbitrarily. The cross section of the connection channels 20 is between the individual fuel channels 11 chosen such that the largest possible overall cross-section exists.

Eine Summe der minimalen ersten Querschnittsfläche des ersten Unterpfads 61 und des zweiten Unterpfads 62 ist kleiner als eine Summe der minimalen zweiten Querschnittsfläche aller Verbindungskanäle 20 im Verbindungselement 18. Somit wird eine Düsenwirkung im Bereich des ersten und zweiten Unterpfads 61, 62 benachbart zum Luftaustrittsbereich 31 erhalten, wodurch eine verbesserte Durchmischung mit Treibstoff möglich ist. Ein Verhältnis der ersten Querschnittsfläche zur zweiten Querschnittsfläche liegt dabei vorzugsweise bei ca. 1:6.A sum of the minimum first cross-sectional area of the first subpath 61 and the second subpath 62 is less than a sum of the minimum second cross-sectional area of all connection channels 20 in the connecting element 18 , Thus, a nozzle effect in the area of the first and second subpath 61 . 62 adjacent to the air outlet area 31 obtained, whereby an improved mixing with fuel is possible. A ratio of the first cross-sectional area to the second cross-sectional area is preferably approximately 1: 6.

Ferner ist am Lufteintrittsbereich 30 noch ein Dorn 14 vorgesehen, um eine strömungsoptimierte Einströmung der Luft in die Durchgangsöffnung 4 zu erreichen. Der Dorn 14 ist dabei mittels Streben am Außengehäuse 3 fixiert. Die Streben sind z.B. als dünne Bleche vorgesehen und übernehmen ferner eine Leitfunktion für die Einleitung der Luft in die Durchgangsöffnung 4 sowie den äußeren Luftströmungskanal 10.Furthermore, at the air inlet area 30 another thorn 14 provided to a flow-optimized inflow of air into the through hole 4 to reach. The thorn 14 is by means of struts on the outer housing 3 fixed. The struts are provided, for example, as thin sheets and also take over a guiding function for the introduction of air into the through hole 4 and the outer air flow channel 10 ,

Es sei ferner angemerkt, dass alle Kanäle möglichst strömungsgünstig vorgesehen werden, um Strömungsverluste zu vermeiden. Auch werden vorzugsweise im Bereich der Verbindungskanäle 20 Einlauftrichter oder dgl. vorgesehen, um eine möglichst verlustfreie Einströmung in die Verbindungskanäle 20 zu erreichen.It should also be noted that all channels are provided as streamlined as possible in order to avoid flow losses. Also, preferably in the region of the connection channels 20 Inlet funnel or the like. Provided to a possible lossless inflow into the connecting channels 20 to reach.

Wie aus 2 ersichtlich ist, wird somit die gesamte zugeführte Luft, welche über den Lufteintrittsbereich 30 in die Treibstoffdüsen-Anordnung 1 zugeführt wird, vollständig durch die Treibstoffdüsen-Anordnung 1 hindurchgeführt und tritt am Luftaustrittsbereich 31 wieder aus. Am Luftaustrittsbereich 31 tritt somit keine Luft aus, welche nicht durch den Lufteintrittsbereich 30 zugeführt wurde. Somit kann in der Treibstoffdüsen-Anordnung 1 im Vergleich mit dem Stand der Technik ein signifikant verbessertes Strömungsverhalten erhalten werden. Insbesondere werden Strömungsverluste minimiert, da der Strömungsimpuls der zugeführten Luft durch die im Wesentlichen geradlinige Luftführung innerhalb der Treibstoffdüsen-Anordnung 1 nur minimal abgebremst wird. How out 2 it can be seen, thus, the entire supplied air, which over the air inlet area 30 in the fuel nozzle assembly 1 is fed completely through the fuel nozzle assembly 1 passed and occurs at the air outlet area 31 out again. At the air outlet area 31 Thus no air escapes, which does not pass through the air inlet area 30 was fed. Thus, in the fuel nozzle assembly 1 In comparison with the prior art, a significantly improved flow behavior can be obtained. In particular, flow losses are minimized because the flow pulse of the supplied air through the substantially rectilinear air flow within the fuel nozzle assembly 1 only minimally slowed down.

Erfindungsgemäß kann ferner eine gleichmäßige Anströmung sowohl über den inneren ersten Luftströmungspfad 5 als auch den äußeren zweiten Luftströmungspfad 6 erreicht werden. Hierdurch wird im Bereich des Luftaustrittsbereichs 31 eine bessere Durchmischung mit dem über die Düse 7 zugeführten Treibstoff erreicht, da eine gleichmäßigere Luftverteilung am Luftaustrittsbereich 31 vorhanden ist. Hierdurch werden die Emissionen positiv beeinflusst und insbesondere Stickoxide und Kohlenmonoxide, Kohlenwasserstoffe und eine Rußbildung signifikant reduziert. Durch die geradlinige Zuführung der Luft im äußeren zweiten Luftströmungspfad 6 kann somit eine gleichmäßige Luftzuführung zum Mischbereich, in welchem die Luft mit dem Treibstoff gemischt wird, erreicht werden.Furthermore, according to the invention, a uniform flow can occur both via the inner first air flow path 5 as well as the outer second air flow path 6 be achieved. This will be in the area of the air outlet area 31 better mixing with the over the nozzle 7 supplied fuel, since a more uniform distribution of air at the air outlet area 31 is available. This has a positive effect on emissions and in particular significantly reduces nitrogen oxides and carbon monoxide, hydrocarbons and soot formation. By the rectilinear supply of air in the outer second air flow path 6 Thus, a uniform air supply to the mixing region, in which the air is mixed with the fuel can be achieved.

Aufgrund des relativ komplizierten geometrischen Aufbaues des inneren Hauptkörpers 2 und des Außengehäuses 3 können diese Bauteile auch mittels additiven Verfahren hergestellt werden.Due to the relatively complicated geometric structure of the inner main body 2 and the outer casing 3 These components can also be produced by additive processes.

Wie aus 3 ersichtlich ist, ist eine Querschnittsform der Verbindungskanäle 20 unterschiedlich. Die Verbindungskanäle 20 können einen kreisförmigen Querschnitt aufweisen oder einen ovalförmigen Querschnitt oder einen Kreisbogenquerschnitt aufweisen. Die Verbindungskanäle 20 sind dabei jeweils als diskrete Kanäle durch das Verbindungselement 18 hindurchgeführt, wobei die Kanäle in Bereichen zwischen den Treibstoffkanälen 11 angeordnet sind. How out 3 is apparent, is a cross-sectional shape of the connecting channels 20 differently. The connection channels 20 may have a circular cross-section or have an oval-shaped cross section or a circular arc cross section. The connection channels 20 are each as discrete channels through the connecting element 18 passed through, wherein the channels in areas between the fuel channels 11 are arranged.

Mittels der vorliegenden Erfindung kann somit insbesondere eine Rußbildung durch eine verbesserte Durchmischung von Luft und Treibstoff verhindert werden. Die Erfindung wird insbesondere bei Fluggasturbinen verwendet.By means of the present invention, in particular, soot formation can be prevented by improved mixing of air and fuel. The invention is used in particular in aircraft gas turbines.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: Treibstoffdüsen-Anordnung Fuel nozzle assembly
22: innerer Hauptkörper inner main body
33: Außengehäuse outer casing
44: Durchgangsöffnung Through opening
55: erster Luftströmungspfad first air flow path
66: zweiter Luftströmungspfad second air flow path
77: Düse jet
88th: Befestigungselement / Mast Fastening element / mast
99: Treibstoffleitung fuel line
1010: äußerer Luftströmungskanal outer air flow channel
1111: Treibstoffkanäle fuel channels
1212: erste Ringkammer first annular chamber
1313: zweite Ringkammer second annular chamber
1414: Dorn mandrel
1616: Dämmungskammer insulation chamber
1818: Verbindungselement connecting element
2020: Verbindungskanal connecting channel
2121: Transferkanal transfer channel
3030: Lufteintrittsbereich Air inlet area
3131: Luftaustrittsbereich Air outlet area
6161: erster Unterpfad first subpath
6262: zweiter Unterpfad second subpath
8080: Blechbauteil sheet metal component
8181: Ringelement ring element
9090: Treibstoff fuel
101101: Triebwerksmittelachse Engine centerline axis
110110: Gasturbinentriebwerk / Kerntriebwerk Gas turbine engine / core engine
111111: Lufteinlass air intake
112112: Fan fan
113113: Mitteldruckkompressor (Verdichter) Medium pressure compressor (compressor)
114114: Hochdruckkompressor High pressure compressor
115115: Brennkammer combustion chamber
116116: Hochdruckturbine High-pressure turbine
117117: Mitteldruckturbine Intermediate pressure turbine
118118: Niederdruckturbine Low-pressure turbine
119119: Abgasdüse exhaust nozzle
120 120: Leitschaufeln vanes
121121: Triebwerksgehäuse Engine casing
122122: Kompressorlaufschaufeln Compressor blades
123123: Leitschaufeln vanes
124124: Turbinenschaufeln turbine blades
125125: Kompressortrommel oder -scheibe Compressor drum or disc
126126: Turbinenrotornabe Turbinenrotornabe
127127: Auslasskonus outlet cone
X-XX X: Axialrichtung axially

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

US 2014/0291418 A1 [0002]
US 6883332 B2 [0002]

Claims

A fuel nozzle arrangement of a gas turbine, comprising: - a fuel line ( 11 ), - an inner main body ( 2 ) with an axial opening (XX) extending through opening ( 4 ) having a first air flow path ( 5 ), - a circumferentially closed outer housing ( 3 ) containing the main body ( 2 ), wherein between the outer housing ( 3 ) and the main body ( 2 ) a second air flow path ( 6 ), the outer housing ( 3 ) an air inlet area ( 30 ) with an inlet cross section and an air outlet area ( 31 ) having an outlet cross-section, - wherein the from the air outlet area ( 31 ) exiting air completely through the air inlet area ( 30 ), and - wherein the fuel line ( 11 ) in the main body ( 2 ) to a nozzle ( 7 ) is guided.

Arrangement according to claim 1, wherein in the inner main body ( 2 ) at least one transfer channel ( 21 ) between the first air flow path ( 5 ) and the second air flow path ( 6 ) is provided.

Arrangement according to claim 2, wherein the transfer channel ( 21 ) is arranged such that air via the transfer channel ( 21 ) from the first air flow path ( 5 ) to the second air flow path ( 6 ) flows.

Arrangement according to one of the preceding claims, further comprising a ring element ( 81 ), which adjacent to the air outlet area ( 31 ) between the inner main body ( 2 ) and the outer housing ( 3 ) is arranged, wherein the ring element ( 81 ) the second air flow path ( 6 ) into a first subpath ( 61 ) and a second subpath ( 62 ).

The device of claim 4, wherein a sum of a minimum first cross-sectional area of the first and second subpaths ( 61 . 62 ) is smaller than a minimum second cross-sectional area of the second air flow path (FIG. 6 ) at the air supply area between the outer housing ( 3 ) and the inner main body ( 2 ).

Arrangement according to claim 5, wherein a ratio of the first cross-sectional area to the second cross-sectional area is in a range of 1/5 to 1/7 and in particular 1/6.

Arrangement according to one of the preceding claims, wherein adjacent to the air inlet region ( 30 ) a connecting element ( 18 ) between the inner main body ( 2 ) and the outer housing ( 3 ) is arranged, wherein in the connecting element ( 18 ) a plurality of substantially in the axial direction (XX) extending discrete connection channels ( 20 ) is provided.

Arrangement according to one of the preceding claims, further comprising a fastening element ( 8th ), which with the outer housing ( 3 ) and is arranged to secure the fuel nozzle assembly to a component of the gas turbine.

Arrangement according to one of the preceding claims, wherein the fuel channels ( 11 ) in the inner main body ( 2 ) are arranged spirally.

Gas turbine, in particular aircraft gas turbine, comprising a fuel nozzle arrangement ( 1 ) according to one of the preceding claims.