用于运行燃烧室的预混合式燃烧器装置以及用于运行燃烧室的方法

技术领域

本发明涉及用于用液态的和/或气态的燃料运行燃烧室的预混合式燃烧器以及方法，该预混合式燃烧器具有供输入的燃烧空气流用的一个涡旋发生器以便形成涡流以及具有用于将燃料喷射到该涡流中的装置，其中，该涡旋发生器总是通过一个燃烧器出口间接经过一个混合区或直接与该燃烧室邻接，其中，在该燃烧器出口上设置有一个在该涡流的流动方向上不连续的横截面扩宽部，通过该横截面扩宽部，该涡流在形成一个回流区的情况下裂开。

背景技术

前述类型的预混合式燃烧器已由多个在前公开的文献中公知，例如从EP A1 0 210 462和EP B1 0 321 809中仅列举几个。这种预混合式燃烧器的一般作用原理是，大多构造成锥状的涡旋发生器设置有至少两个具有相应地互相搭接的部分的部分锥形壳件，在该涡旋发生器内产生由燃料-空气混合物构成的涡流，该涡流在一个在流动方向上连接在预混合式燃烧器之后的燃烧室内在形成空间上尽可能稳定的预混合火焰的情况下被点燃。在此情况下预混合火焰的空间位置由该涡流的空气动力学特性确定，该涡流的涡旋数量随着沿着燃烧器轴线的传播增长而增长，由此变得不稳定并且最后由于燃烧器与燃烧室之间的不连续的横剖面过渡裂开成环形的涡流，形成回流区，在该回流区的前部区域中形成预混合火焰。

但是，漩涡回流区具有仅在一定条件下良好的稳定特性，因此已经提出了改善这种回流区的稳定特性的多种建议。对于尽可能稳定的漩涡回流区有效的主要是，由涡旋体产生的涡流的轴向断面在中央、即在燃烧器轴线区域中应是基本无涡旋的，此外在那里应存在轴向速度盈余。这种构思产生了根据EP 0 321 809 B1的燃烧器。

在所述文献中描述的双锥燃烧器在图2中示意性地以纵剖面图的形式示出，它具有一个构造成锥状的涡旋发生器1，该涡旋发生器的两个彼此交错的部分锥形壳件分别包围两个空气入口缝隙2。涡旋发生器1在燃烧器出口3处通过一个不连续的横截面扩宽部直接通入到燃烧室4中。由于输入的燃烧空气沿空气入口缝隙2在切向上供给，产生涡流，该涡流在轴向流动方向上以增长的涡旋围绕涡旋发生器的轴向传播。由于涡旋沿轴向流动方向增长，涡流的不稳定性增大并且过渡成带有回流的环形涡流。基本上在燃烧室4内部在燃烧器出口3的区域中形成一个回流区5，带有在流动方向上处于前面的前沿或处于前面的滞点6，该滞点相对于预混合式燃烧器1的轴向位置基本上由锥角2γ和空气入口缝隙2的缝隙宽度确定。通过上述几何值的量值选择基本上可确定回流区5的尺寸和外观。

在回流区5内部形成预混合火焰7，该预混合火焰在内部回流区5的前部区域上稳定。

对这种火焰7的稳定性的研究得到的结果是，内部的再循环区或回流区5的空气动力学稳定性对预混合火焰7的位置、形状和大小具有决定性的影响。

如果上述预混合式燃烧器用于产生热气以便驱动燃气轮机设备，则出于燃气轮机设备效率最佳化的原因应使燃烧器上的压力损失保持尽可能低。因为涡旋数量和压力损失相互直接成正比，所以期望涡流内部的涡旋数量尽可能低，该涡旋数量应选择得刚好这样大，使得形成内部的回流区。

另一方面要力求达到的是，回流区5的前部的滞点6在空气动力学上尽可能保持稳定，以避免通过前面的滞点6固定的预混合火焰前沿由于火焰位置剧烈变化而引起热声不稳定，该热声不稳定不仅不利地影响燃气轮机设备的效率，而且还引起燃气轮机设备的几乎所有与热气体直接接触的部件上的显著的材料应力，由此最终降低该设备的整体寿命。但对回流区内部的火焰前沿的空气动力学稳定性尽可能高的期望与效率所要求的涡旋数量降低相矛盾，该涡旋数量降低使得燃烧器中的、尤其是前面的滞点6的位置上的涡旋梯度较小。但较小的涡旋梯度意味着在可能出现干扰时滞点在流动方向上较大地偏移并且支持前面所述的形成热声不稳定。

发明内容

本发明的任务在于，进一步构造根据权利要求1前序部分所述特征的预混合式燃烧器，使得一方面可提高内部的回流区的、尤其是前部的滞点的区域中的空气动力学稳定性，在此不必承受值得重视的附加的燃烧器压力损失。另外提供一种用于运行燃烧室的相应方法，该方法不仅可用于避免出现热声振动，而且可用于力求达到尽可能低的燃烧器压力损失。

本发明任务的解决方案在权利要求1中给出。根据本发明的方法是权利要求11的主题。有利地进一步扩展本发明构思的特征由从属权利要求的主题和说明书中、尤其是参考实施例获知。

本发明预混合式燃烧器基于这样的构思：自由的内部回流区的空气动力学稳定性可由此提高，即：在流动方向上在所形成的回流区的前面使涡流的涡旋梯度局部增大。通过涡旋梯度的仅局部增大，即沿着轴向传播的涡流在预混合式燃烧器内部，需要在空间上受限制地将轴向流动方向上的涡旋数量从初始涡旋数量提高到更大的涡旋数量并且紧接着降低到初始涡旋数量或与该初始涡旋数量相比更小的涡旋数量。已表明，通过本发明措施仅不明显地提高了燃烧器总压力损失，由此对燃气轮机的总效率不产生或仅产生非常小的影响。

因此，根据本发明，具有权利要求1前序部分所述特征的预混合式燃烧器的特征在于：在燃烧器出口的上游设置一个使涡旋发生器的通流横截面或者如果存在混合区则则使混合区的通流横截面在流动方向上局部收缩的轮廓。

使通流横截面局部收缩的该轮廓以有利方式具有一个在流动方向上定向的纵剖面，该纵剖面可比较地相应于文杜里喷嘴装置的纵剖面，就是说，所述轮廓在流动方向上具有一个使通流横截面持续减小的第一月牙区段，该第一月牙区段连续地过渡到一个具有最小通流横截面的第二月牙区段中，在该第二月牙区段上沿流动方向连接着一个使通流横截面又持续增大的第三月牙区段。通过设置使通流横截面在流动方向上局部收缩的轮廓，涡流或燃烧器流在第一月牙区段的区域中由于持续的通流横截面减小而按照伯努利流动关系式加速并且在经过具有最小通流横截面的区域后相应地减慢。

由于沿燃烧室轴线在流动方向上由使通流横截面收缩的该轮廓引起的收敛-发散的流动，涡旋梯度局部提高，由此又改善了回流区的所形成的前沿的空气动力学稳定性。在此重要的是，由于燃烧器出口处的燃烧器轮廓未变化，尤其是所述轮廓位于燃烧器出口的上游，燃烧器压力损失仅受到不明显的影响。由此可在很大程度上避免对燃气轮机的总效率的影响。

使通流横截面收缩的该轮廓应以有利方式沿着燃烧器轴线在预混合式燃烧器内部这样定位，使得该轮廓设置在最前沿的区域中、优选在流动方向上直接在所形成的回流区的前面。

如果该预混合式燃烧器是一个双锥燃烧器，该双锥燃烧器的涡旋发生器基本上由两个相互交错的部分锥形壳件组成，并且此外在双锥燃烧器与燃烧室之间没有设置另外的混合管，使得涡旋发生器以其燃烧器出口通过一个不连续的横截面扩宽部直接通到燃烧室中，则本发明设施一方面可作为附加形状附加添设在沿着两个部分锥形壳件的内圆周边缘的合适的轴向位置上，由此提供了再改型的可能性，或者者它已经成形地一体加工在两个部分锥形壳件的内壁侧上，该设施导致在由所述轮廓所决定的最窄或最小通流横截面的位置上的椭圆形横截面造型。当然，本发明措施也可用在这样的预混合式燃烧器系统中，这些预混合式燃烧器系统的涡旋发生器由两个以上的部分锥形壳件组合成或者在涡旋发生器与燃烧室之间设置有一个作为附加混合区的混合管。在设置混合管的情况下，使通流横截面收缩的该轮廓应设置在混合管的内壁区域中，在过渡到燃烧室的过渡部处燃烧器出口附近。

为了在优选用于运行用来点燃燃气轮机设备的燃烧室的预混合式燃烧器内部所形成的回流区的空气动力学稳定性而使通流横截面局部收缩的本发明方案基于这样的工艺构思，在回流区的最前面的滞点的位置处建立这样的空气动力学条件：它们阻止该滞点轴向移位。为此，在轴向流动方向上定向的涡流通过由所述轮廓引起的喷嘴效应在预混合式燃烧器内部、例如在涡旋发生器内部在轴向上在回流区的最前滞点的前面加速并且也在流动方向上在回流区的该滞点前这样减慢，使得在该滞点的轴向位置处具有尽可能大的、带有流动方向转向的速度梯度。这可通过有目的地位于滞点的位置之前的收敛的和发散的流动导向来达到。其它细节可从对实施例的说明中进一步获知。

附图说明

下面在不限制本发明一般构思的情况下借助于实施例参照附图示例性地描述本发明。附图表示：

图1一个涡旋发生器的示意性部分纵剖面图，

图2带有燃烧室的预混合式燃烧器的示意性纵剖面图，

图3涡旋发生器在最小通流横截面位置处的横剖面图，

图4在流动方向上沿着使通流横截面收缩的月牙段的速度梯度曲线图，

图5用于描述温度低时的压力波动的曲线，

图6带有排放值的曲线视图。

具体实施方式

图1示出了双锥预混合式燃烧器的涡旋发生器的纵剖面的一个示意性局部，该双锥预混合式燃烧器具有一个燃烧器壁8，该燃烧器壁与燃烧器轴线A围成一个半锥角γ。在燃烧器出口3的前面在燃烧器壁8上在内壁设置有一个使轴向通流横截面收缩的轮廓9。轮廓9使通流横截面沿着燃烧器轴线A在一个局部的区域10内这样减小，使得燃烧器出口3的形状和大小不受到轮廓9的影响。轮廓9具有一个第一月牙区段91，通过该第一月牙区段使通流横截面持续地减小。直接在第一月牙区段91上连接有一个第二月牙区段92，该第二月牙区段规定了最小通流横截面。优选第二月牙区段92仅构造成点状的或线状的。在最小通流横截面的区域上在下游连接有一个第三月牙区段93，通过该第三月牙区段使通流横截面又扩宽，优选扩宽到由燃烧器壁8在出口侧规定的尺度上。

使通流横截面收缩的轮廓9在双锥燃烧器的情况下在圆周方向上相对于两个部分锥形壳件很大程度上封闭地环形环绕，由此，通过分别安置在两个部分锥形壳件上的轮廓9的共同作用构成一个导流月牙，该导流月牙相应于文杜里喷嘴中的导流月牙。

关于轮廓9在预混合式燃烧器内部的构造和布置的详细数据从理论考虑和实验观察中导出。如果参照图1从这一点出发：流动方向上的燃烧器轴线A被看作x轴，则关于x轴得到下面举例的设计参数要求：

0.5≤R1(x)/RB(x)≤1

0.5≤R2(x)/RB(x)≤2以及

γ＜α＜40°

其中：

x：沿部分锥形壳件的中轴线的位置坐标

R1：部分锥形壳件的中轴线与轮廓的表面之间在沿中轴线的位置x处的径向距离

RB：部分锥形壳件的中轴线与原始部分锥形壳件的表面之间在沿中轴线的位置x处的径向距离

R2：该轮廓在沿中轴线的位置x处的从部分锥形壳件的表面测量的加高量

α：轮廓上的切向表面与部分锥形壳件的中轴线之间在沿中轴线的位置x处的角度

γ：半锥角。

对“燃烧器轴线”和对应的部分锥形壳件的中轴线这些概念需要说明的是，出于简化对涡旋发生器内部流动特性方面的说明的原因，仅提到一个燃烧器轴线A。但由于设置有两个或多个彼此嵌接的部分锥形壳件的涡旋发生器的多件性，每个单个的部分锥形壳件具有一个与它对应的部分锥中轴线、即相应的部分锥形壳件的短的中轴线。由于这些部分锥形壳件的空间布置，这些相应的中轴线不重合。但对于上述设计参数要求，必须推及到这些部分锥形壳件的相应中轴线上。

在说明书开始部分已经详细探讨了对图2的说明，因此在此不用再一次说明。

图3示出了双锥燃烧器在由轮廓决定的最窄的通流横截面92的区域中的示意性横剖面。两个部分锥形壳件10、11各具有与其对应配置的中轴线M11、M12并且这样相互错位，使得这些部分锥形壳件相互围成两个彼此对置的切向延伸的空气入口缝隙2。由轮廓9决定，通过涡旋发生器的整个通流横截面以椭圆形状的形式(虚线线条)变窄。这种椭圆的通流横截面以有利方式对宽的工作范围上的燃烧器特性具有在空气动力学上使其稳定的作用。为了避免影响空气入口缝隙2上的入流特性，轮廓9在这些区域中有利于流动地相应地变薄，以便最后不减小缝隙宽度。

图4示出了用于说明通过预混合式燃烧器或涡旋发生器的轴向速度断面的曲线。x轴相应于燃烧器轴线，y轴是燃烧器流的在轴向流动方向上定向的流动速度u。在传统的燃烧器结构的情况下，即在没有使用根据本发明的使通流横截面局部收缩的轮廓9(参见实线)的情况下，预混合式燃烧器内部的轴向流动速度是上升的，由于流动不稳定性增大而减速并且不能最后由于燃烧器出口上的不连续的横截面扩宽而发生局部的流动转向(参见滞点6的位置)，由此形成前面已经提到过的回流区5。

为了使回流区5的最前部的滞点6稳定，即关于x轴尽可能不变化，已经证实，通过局部的流动速度提高以及在滞点6的位置处的更显著的速度减慢可获得更大的速度梯度，该速度梯度明显改善滞点6的位置稳定性。也在该曲线上面示意性示出的、使通流横截面收缩的轮廓9用于此，该轮廓基于伯努利效应首先导致流动速度在x方向上加速并且在超过具有最小通流横截面的区域后导致有效的流动减慢，由此，速度断面尤其是在前部的滞点6中得到较大的梯度(参见虚线)。通过速度梯度或涡旋梯度的这种由于收敛/发散的流通而局部提高，滞点6的空气动力学稳定性提高，在此无需承受值得重视的燃烧器压力损失。

分别用两个结构相同的、设置轮廓的和不设置轮廓的燃烧器进行的大气燃烧试验得到的结果是：具有本发明轮廓的预混合式燃烧器比相应地按传统构造的预混合式燃烧器具有明显更小的压力波动。图5为此示出了曲线图，以标准化视图沿该曲线图的x轴给出了火焰温度、沿该曲线图的y轴给出了压力波动强度。带有正方形标记的线串相应于具有本发明轮廓的预混合式燃烧器的运行，带有菱形的图线相应于传统的预混合式燃烧器。非常清楚地表明，尤其在火焰温度低的情况下在根据本发明构造的预混合式燃烧器中比在传统的预混合式燃烧器中出现远远小得多的压力波动。

还表明，本发明设施几乎不引起氮氧化物排放比例的提高。图6中示出一个曲线，以标准化视图沿该曲线的x轴表示出火焰温度、沿该曲线的y轴表示出氮氧化物浓度。具有根据本发明构造的轮廓的预混合式燃烧器(对此参见带有矩形的线)以及传统的预混合式燃烧器(对此参见带有菱形的线)都基本平行地在低水平上延伸。

 参考标号清单

1           预混合式燃烧器，涡旋发生器

2           空气入口缝隙

3           燃烧器出口

4           燃烧室

5           回流区

6           回流区的前面的滞点或前沿

7           预混合火焰，回流气泡

8           燃烧器壁

9           轮廓

91，92，93  月牙区段

10          局部的轴向的区域

11，12      部分锥形壳件