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WO2013064293A1 - Gas turbine and method for the injection of fuel - Google Patents

Gas turbine and method for the injection of fuel Download PDF

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Publication number
WO2013064293A1
WO2013064293A1 PCT/EP2012/067367 EP2012067367W WO2013064293A1 WO 2013064293 A1 WO2013064293 A1 WO 2013064293A1 EP 2012067367 W EP2012067367 W EP 2012067367W WO 2013064293 A1 WO2013064293 A1 WO 2013064293A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuel
gas turbine
stages
stage
swirl
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.)
Ceased
Application number
PCT/EP2012/067367
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Werner Krebs
Christian Beck
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
Publication of WO2013064293A1 publication Critical patent/WO2013064293A1/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • 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
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    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]

Definitions

  • Gas turbine and method for injecting fuel The invention relates to a gas turbine and a method for injecting fuel.
  • thermoacoustic instabilities Furthermore occur in gas turbine combustors at certain operating points on thermoacoustic instabilities.
  • Instabilities are largely determined by the axial heat release distribution, the convective time scale of the premix system, and the convective time scale of the flame.
  • the so-called convective time scale can be seen as a quotient between the convective potential
  • the axial heat release distribution and the convective timescale of the flame are also affected by the global reac ⁇ tion rate. Furthermore, it is generally found that too high an overall rate of reaction generated a high heat setting free ⁇ density, which can lead to thermoplastic acoustically induced combustion instabilities.
  • the global reaction rate is influenced by chemistry and turbulence.
  • High turbulence of the flow in the region of the flame folds the flame, thus increasing the flame ⁇ surface, thereby increasing the overall reaction rate.
  • Imposing a circumferential component on the flow, which can also be called a spin, can, like turbulence, fold the flame and thus increase the global reaction rate.
  • Burners which can burn both natural gas and synthesis gas or hydrogen, have hitherto been designed as diffusion burners, in which the fuel and the combustion air are supplied to the combustion chamber via separate passages.
  • the invention is directed to a gas turbine having a burner assembly with at least ei ⁇ NEM Brennstoffinj ector, a flow direction and a burner assembly arranged downstream of the combustion chamber, wherein the Brennstoffinj ector is arranged at an angle to the flow direction, so that the injected fuel imprinting a spin on the flow. If the swirl is not impressed as usual by a swirl lattice, but according to the invention by a suitable fuel injector injector generated, the intensity of the swirl can be influenced from the outside.
  • the momentum of the air flow it is not usual to use the momentum of the air flow, but rather the momentum of the fuel to produce swirl.
  • This allows a load-dependent (ie dependent on the performance of the gas turbine) control of the swirl or the peripheral component of the flow, compared to previous arrangements in which the swirl is generated by flow guide Umble completely constant over the Lastbe ⁇ rich the gas turbine.
  • a flexible combustion system that can change varia ⁇ bel or load-dependent global reaction rate. At partial load an increase in the reaction rate is set ⁇ , while at base load of the machine, a lower global reaction rate is advantageous and can be adjusted.
  • the burner assembly has two stages of fuel injectors that differ in nozzle orientation to provide controllability of angular momentum transfer
  • One stage may have at least one radial and / or axial fuel injector and the other stage may have at least one tangential fuel injector.
  • the swirl number can be adjusted continuously. This allows egg ⁇ ne significant change burner essential parameters in the operation, thus allowing the use of the gas turbine in a wide operating range.
  • the two stages of the burner assembly can be designed so that the fuel ertei ⁇ ment is not significantly changed by a change in the application of the two stages. It is conceivable aller- now also to selectively set with the two stages is dependent on the Beauf ⁇ suppression of radial fuel distribution. This can also have a significant influence on the properties of the flame.
  • the other step may be disposed in relation to the one stage radial au ⁇ hod. Thus, a good mixing of the fuel-air mixture and a good generation of the twist can be realized.
  • the two stages of the burner assembly may have a different axial position, for example in the premix. Thus, a change in the loading of the two stages also has an effect on the mean convective time scale of the premix.
  • Two burner arrangements can be provided spaced apart in the flow direction. With this configuration, the twist and the convective timescale of Vormischstre ⁇ blocks can be varied separately.
  • the gas turbine may include a mechanical swirl generator, such as a swirl grid or baffles, to increase the level of swirl.
  • a mechanical swirl generator such as a swirl grid or baffles
  • the burner arrangement then allows an adaptation of the swirl number of a spin-stabilized flame. So can be set by the or the swirl generators, a certain proportion of the basic twist, currency rend over the Brennstoffinj ector, or the application of fuel, a further variable portion of the swirl is a ⁇ adjustable.
  • the arrangement of fuel injectors and / or stages may be different for different fuels.
  • the invention proposes the use of the fuel injection for influencing the swirl intensity of the fuel-air mixture.
  • the volume flow for ⁇ What serstoffreiche gases is greater by a factor of 2 to 5 as the flow rate of natural gas. This can be a set under ⁇ Kunststoffaji twist, resulting in a different flame front density for different fuels with different reactivity.
  • the combustion air is aerodynamically - slightly twisted by baffles or tangential injection. That is, in addition to the axial component, it has a tangential component, wherein the tangential component can be between 5% and 40% of the axial component.
  • Fuel can now be injected by the arrangement of Brennstoffinj ectors and / or the stages with a different injection angle.
  • Synthesis gas or water ⁇ material can be added either contrary to the spin direction of the air flow or with a corresponding larger proportion against the swirl direction of the air flow. This results in a change in the swirl component with a change in the fuel.
  • the invention is directed to a method of injecting fuel into a gas turbine with egg ⁇ ner burner assembly is directed, wherein the directed by injection of fuel through two stages of Brennstoffin- jectors a swirl in the fuel-air mixture is generated and the swirl number is continuously adjusted by changing the application of the two stages.
  • the moving ⁇ chen advantages and modifications will apply as described above.
  • fuel may be injected radially and / or axially, and in another stage of the burner assembly, fuel may be tangentially injected.
  • the swirl number can be adjusted steplessly that by changing the impingement of the two stages, enabling light ⁇ a significant change essential burner Para ⁇ meter in operation, thus allowing the use of the gas turbine in a wide operating range.
  • the two stages of the burner assembly can be designed so that the fuel distribution by a change in the application of the two stages is not essential. It is also conceivable, however, to set a radial fuel distribution that is dependent on the application with the two stages. This can also have a significant influence on the properties of the flame.
  • FIG. 1 shows a first example of a burner arrangement of a gas turbine.
  • FIG. 2 shows a second example of a burner arrangement.
  • Figure 3 shows a section along the line III-III in
  • FIG. 4 shows a third example of a burner arrangement.
  • FIG. 5 shows a double burner arrangement.
  • FIG. 6 shows an example of a burner arrangement
  • FIG. 7 shows a front view of a burner arrangement with pilot burner.
  • Figure 8 shows a further example of a Brenneranord ⁇ voltage with swirl generator.
  • Figure 9 shows yet another example of a burner ⁇ arrangement with swirl generator.
  • Figure 10 shows yet another example of a burner ⁇ arrangement with swirl generator.
  • FIG. 11 shows a swirl generator
  • FIG. 12 shows a change in the angular momentum flow of the air flow with one-sided injection of synthesis gas.
  • a premix 4 is arranged downstream of the arrangement 2, to which a combustion chamber 5 adjoins further downstream.
  • the flow direction S may be the main flow direction in the case of a twisted or turbulent flow.
  • a plurality of burner assemblies 3 are preferably arranged concentrically to a rotation axis or axis of symmetry R. Accordingly, the direction of flow S may be based on the whole gas turbine 1 or egg ⁇ ne single burner assembly.
  • one or more air inlets 6 are provided, so that a fuel-air mixture is formed in the premix 4, which is located in the combustion chamber 5 ignited and burned in a flame 7.
  • Gas turbines without premixing can also be used.
  • the one or more fuel injectors 3 are arranged at an angle to the flow direction S, so that they impress a twist on the fuel-air mixture.
  • the spin then folds the flame 7, increasing the global response rate.
  • the gas turbine can work at partial load in an optimal Be ⁇ operating point.
  • the burner assembly 2 has two stages 8 and 9 of Brennstoffinj ectors 3.
  • the two stages are arranged concentrically, with a first stage 8 is arranged centrally and a second stage 9, the first stage 8 circumferentially surrounds or is arranged radially outboard.
  • steps in the axial direction i. arranged in the flow direction S at about the same height.
  • Each stage has a fuel supply and / or a fuel distributor, with which the fuel to the individual
  • Fuel injectors 3 passes or is distributed to them.
  • the first stage 8 is disposed on an axially extending tube, such as a central fuel lance, or comprises the tube.
  • the first stage 8 includes radial fuel bores, nozzles or fuel injectors 3a.
  • the radial fuel injectors 3a are arranged in the region of the downstream end of the tube and can be arranged on an outer peripheral surface of the tube and / or on a conical surface of a tube tip. Over the circumference several fuel injectors 3a are distributed, for example four or eight.
  • the second stage 9 is designed as an annular fuel distributor with tangential fuel bores, nozzles or fuel injectors 3b. Tangential alignment means that the openings of the fuel injectors 3b are included in the drawing. level and / or oriented out of the plane of the drawing.
  • 2 shows another embodiment of a gas turbine 1 with burner assembly 2 is shown in the existing designs in particular ⁇ sondere a DOC (Depleted Oxygen combustion) gas turbine can presumably be more easily integrated. While the structure of the gas turbine 1 is identical to that shown in FIG. 1, the burner assemblies 2 are different from each other.
  • the burner assembly 2 also has a first stage 8, which is tubular or is arranged on a tube and the ra ⁇ Dialen Brennstoffinj comprises reflectors 3a, which are arranged at a harshest operating peripheral surface of the tube.
  • the tube be ⁇ there is an inner tube, which is preferably sealed off from a downstream end side of the tube exits ⁇ and serves as a fuel supply line for the second stage.
  • the fuel for the first stage 8 is passed through the pipe separately from the second stage feed 9.
  • the fuels for both stages 8 and 9 may be identical or different.
  • the two stages 8 and 9 can be activated individually or jointly. Also, the admission, that is, the amount of fuel per unit time or the fuel pressure, the two stages may be identical or different.
  • the second stage 9 has a multi-arm fuel distributor or fuel injectors with several, here four examples, tangential Brennstoffinj injectors 3b.
  • FIG. 3 shows a plan view of the second stage 9 according to section III-III in FIG. Each fuel injector 3b is disposed in an arm of the second stage 9.
  • FIG. 4 shows a further embodiment of a gas turbine 1 with burner arrangement 2.
  • the structure of the gas turbine 1 is identical or similar to the previous embodiments.
  • the burner assembly 2 in turn has two stages 8 and 9, the first stage 8 comprising an axial fuel injector 3c disposed at a downstream end of an inner tube. It can also have several axial fuel injector 3c disposed at a downstream end of an inner tube. It can also have several axial fuel injector 3c disposed at a downstream end of an inner tube. It can also have several axial fuel injector 3c disposed at a downstream end of an inner tube. It can also have several axial
  • Fuel injectors 3c be provided, which are arranged in the front side and / or arms.
  • the stage 9 is arranged on a tube surrounding the inner tube and has a plurality of tangential Brennstoffinj injectors 3b, which are arranged on arms similar to FIG.
  • a change in the actuation of the two stages 8 and 9 affects in this example as well ⁇ the swirl number and the radial mixing profile. Influencing the mixture profile is also achievable with the other variants with a suitable design of the fuel injectors.
  • FIG. 5 shows a further variant of a gas turbine, in which two burner arrangements 2 are provided spaced apart in the flow direction S.
  • the upstream burner assembly 2 has a first stage 8 with radial fuel injectors 3a arranged in a tube.
  • the radial fuel injectors 3a are surrounded by tangential fuel injectors 3b of a second stage 9, wherein both types of nozzles or injectors are located substantially or substantially at an axial height or position.
  • an air inlet 6 is again provided.
  • the downstream second burner assembly 2 has a second stage 9, which is identical or approximately identical to the second stage 9 of the first burner assembly 2 is formed.
  • the first stage 8 of the second burner assembly 2 consists of an inner tube or is arranged on this.
  • the inner tube extends upstream in the tube, emerges from a downstream end of the tube and then proceeds in the premix 4 further to the second burner assembly 2.
  • the radial Brennstoffinj sectors 3a are arranged. These are slightly downstream to the tangential ones
  • Brennstoffinj injectors 3b of the second stage 9 of the second burner assembly 2 are arranged to compensate for the smaller cross-section of the inner tube compared to the tube or the greater distance between the two stages. An arrangement at the same axial height is also possible.
  • the convective time scale of the premix can be adjusted.
  • the quality of mixing is also at least implicitly influenced.
  • the swirl number can be varied independently of the convective time scale.
  • FIG. 6 shows another example of a gas turbine 1 with a burner arrangement 2.
  • the two stages 8 and 9 of the burner arrangement 2 were arranged exactly or substantially at an axial height, the two stages 8 and 9 are the burner arrangement 2 now axially spaced ie arranged in the flow direction S one behind the other or offset.
  • the first stage 8 with radial fuel injectors or nozzles 3a is arranged upstream of a swirl generator 10, for example in the form of a swirl lattice. Downstream of the swirl lattice 10, the second stage 9 is arranged with tangential Brennstoffinj ectors 3b.
  • This spin-stabilized burner arrangement 2 allows a moderate influence on the swirl number.
  • Figure 7 shows an illustration of a front side of the Gasturbi ⁇ ne 1 and an interior space of the gas turbine 1. From the burner arrangement ⁇ 2 are axial Brennstoffinj ectors 3c which are arranged concentrically around a pilot burner. 11 The pilot burner 11 may be the same design as the
  • Brennstoffinj ectors or nozzles 3 have, alternatively, it may have a different design.
  • 8 shows another example of a gas turbine 1 with burner assembly 2 and the swirl generator 10.
  • the burner assembly 2 is positioned upstream of the swirl generator 10, which may the fuel-air mixture with a tangential component shipping ⁇ hen arranged.
  • the one or Fuels for the two stages 8 and 9 are fed centrally and in front of the Drallge ⁇ erator 10 of Brennstoffinj reflectors 3 of the two stages 8 and 9 was added in the passage.
  • Different fuels can be supplied to the two or more stages.
  • the injection of the fuels takes place at an angle to the flow direction S, preferably at an angle between 20 ° to 90 °, wherein an angle of 90 ° means that the fuel is perpendicular to the flow ⁇ direction S or main flow.
  • the injection can take place radially and / or tangentially.
  • Either all the nozzles or fuel injectors 3 of a stage can have an identical orientation, ie radial or tangential, or the fuel injectors 3 of a stage have different orientations.
  • the Brennstoffinj reflectors 3 of the two stages may be the same, or different mixed, that is, a step is aligned radially and axially a step is rich ⁇ tet, oriented or arranged to be.
  • Fuels, such as natural gas and synthesis gas can Müs ⁇ sen but not be different.
  • the injection of synthesis gas takes place only in one direction to the flow direction, whereby a twist is impressed.
  • the injection of natural gas can take place on one side or preferably on both sides . In unilateral injection of an additional will likely generate swirl, while at bilateral or Deltage ⁇ translated injection is no change of the twist.
  • the burner arrangement 2 of the gas turbine 1 is arranged downstream of the swirl generator 10.
  • the burner assembly 2 has only one stage 8 with Brennstoffinj sectors 3.
  • the fuel injectors 3 are arranged at an angle to the flow direction S or inject the fuel at an angle.
  • tangential fuel injectors 3 are used.
  • FIG. 10 shows a further example of a gas turbine 1 with burner arrangement 2 and swirl generator 10.
  • the fuel is injected upstream of the swirl generator 10.
  • a swirl generator 10 an axial blade grid is used.
  • the first stage 8 has radial fuel injectors 3a, which are connected to a separate supply line for fuel.
  • the second stage 9 has tangential Brennstoffinj injectors 3b, which are connected to another separate supply line for fuel.
  • the two supply lines may be formed as concentric tubes in the central region of the premix 4.
  • the first stage 8 is arranged upstream of the second stage 9.
  • a gas or both combustion ⁇ fuel lines or steps may be used.
  • both stages may be used for injection.
  • the number of fuel lines per burner assembly 2 is not limited to two lines, it can also be used a larger number.
  • FIG. 11 shows a development of the stages 8, 9 or of the swirl generator 10.
  • the swirl generator 10 may comprise the two stages, or in other words, the two stages may preferably be in a straight passage of the
  • Twist generator 10 may be provided.
  • the downstream passage is adjoined downstream by a swirl passage with an oblique or bent part, in which the flow deflection of the swirl generator 10 takes place.
  • the natural gas injection stage 8 is located upstream of the syngas injection stage 9.
  • the stage 8 or the upstream end of the swirl generator 10 or the Brenneranord ⁇ tion 2 is just flown by the air.
  • the stage 8 has fuel injectors 3, which are oriented in two opposite directions, so that during the injection of natural gas or gas from this stage 8 no swirl arises or pick up swirl components.
  • the stage 9 has fuel injectors 3, which are oriented in one direction, so that during the injection of synthesis gas or in the case of gas from this stage 9, a twist is created.
  • the angular momentum of the flow is changed by the injection of fuel and by the deflection in the swirl generator 10. This change is shown schematically in FIG. 12 by a triangle of the angular momentum currents.
  • the angular momentum current is defined as:
  • the circumferential velocity component is denoted by ⁇
  • the axial velocity component is denoted by u.
  • the angular momentum of the current airflows mung by the bilateral injection of natural gas is not geän ⁇ changed. Due to the one-sided injection of the synthesis gas (SG) current, however, the angular momentum current is changed, resulting in a Change in the Ausströmwinkels ß res results. Can be above ⁇ attributed by the angular momentum of current for the synthesis gas operation compared to the natural gas can be lowered.
  • the fuel injectors can be arranged centrally, centrally or in the outer region (in the radial direction). For example, a radial injection may be radially outward and / or radially inward.
  • the directional injection of the fuel generates a swirl in the fuel-air mixture. This is done in response to the application of fuel and the operating condition of the gas turbine 1.
  • the twist in depen ⁇ dependence of the load is changed.
  • fuel radi al ⁇ and / or is axially injected while in a further stage 9 of the burner assembly 2, fuel is injected tangentially. This allows a better controllability of the twist and the operating point of the gas turbine.

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  • Combustion & Propulsion (AREA)
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Abstract

A gas turbine having a burner arrangement (2) with two stages (8, 9) of fuel injectors (3), having a flow direction (S) and having a combustion chamber (5) arranged downstream of the burner arrangement (2), wherein the two stages (8, 9) of fuel injectors (3) are arranged at an angle with respect to the flow direction (S) such that the injected fuel imparts swirl to the flow, wherein one stage (8) has at least one radial (3a) and/or axial (3c) fuel injector and the other stage (9) has at least one tangential (3b) fuel injector, such that the swirl number can be adapted in continuously variable fashion by variation of the pressurization of the two stages (8, 9).

Description

Gasturbine und Verfahren zum Injizieren von Brennstoff Die Erfindung betrifft eine Gasturbine und ein Verfahren zum Injizieren von Brennstoff. Gas turbine and method for injecting fuel The invention relates to a gas turbine and a method for injecting fuel.

Es entstehen Anforderungen, den Betriebsbereich von Gasturbinenverbrennungssystemen zu niedrigeren Feuerungstemperaturen zu erweitern. Dies ermöglicht es Energieerzeugern, Maschinen bei niedriger Last zur Antwort auf schnelle Lastanforderungen bereitzuhalten. Dabei wirkt die mit abnehmender Feuerungstemperatur abnehmende Reaktionsrate limitierend. Unterhalb einer gewissen Reaktionsrate wird CO nicht mehr vollständig oxi- diert was zur Überschreitung von Emissionsgrenzwerten führt. Die hierbei relevante Reaktionsrate wird im Folgenden als „globale Reaktionsrate" bezeichnet. There are requirements to expand the operating range of gas turbine combustion systems to lower furnace temperatures. This allows power generators to maintain machines at low load in response to fast load demands. The decreasing reaction rate with decreasing firing temperature has a limiting effect. Below a certain reaction rate, CO is no longer completely oxidized, which leads to exceeding of emission limit values. The relevant reaction rate is referred to below as the "global reaction rate".

Weiterhin treten in Gasturbinenbrennkammern bei bestimmten Betriebspunkten thermoakustische Instabilitäten auf. DieseFurthermore occur in gas turbine combustors at certain operating points on thermoacoustic instabilities. These

Instabilitäten werden wesentlich durch die axiale Wärmefreisetzungsverteilung, der konvektiven Zeitskala des Vormisch- systems und der konvektiven Zeitskala der Flamme bestimmt. Die so genannte konvektive Zeitskala kann als Quotient zwi- sehen der konvektiv zur Verfügung stehenden potentiellenInstabilities are largely determined by the axial heat release distribution, the convective time scale of the premix system, and the convective time scale of the flame. The so-called convective time scale can be seen as a quotient between the convective potential

Energie (auch ein Maß für konvektiv bedingte Instabilität) und deren Änderung definiert werden. Energy (also a measure of convective instability) and their change are defined.

Die axiale Wärmefreisetzungsverteilung sowie die konvektive Zeitskala der Flamme werden ebenfalls durch die globale Reak¬ tionsrate beeinflusst. Weiterhin wird generell festgestellt, dass eine zu hohe globale Reaktionsrate eine hohe Wärmefrei¬ setzungsdichte erzeugt, was zu thermoakustisch induzierten Verbrennungsinstabilitäten führen kann. The axial heat release distribution and the convective timescale of the flame are also affected by the global reac ¬ tion rate. Furthermore, it is generally found that too high an overall rate of reaction generated a high heat setting free ¬ density, which can lead to thermoplastic acoustically induced combustion instabilities.

Die globale Reaktionsrate der Hauptflamme von Gasturbinen¬ verbrennungssystemen wird momentan durch Pilotierung beeinflusst. Dieses Vorgehen hat üblicherweise einen stark negati- ven Effekt auf die Stickoxidemissionen und ist dadurch in ihrer Wirksamkeit beschränkt. The global reaction rate of the main flame of gas turbine combustion ¬ systems is currently being influenced by piloting. This procedure usually has a strong negative effect on the nitrogen oxide emissions and is therefore limited in their effectiveness.

Die globale Reaktionsrate wird durch die Chemie und die Tur- bulenz beeinflusst. Hohe Turbulenz der Strömung im Bereich der Flamme faltet die Flamme, vergrößert damit die Flammen¬ oberfläche und erhöht damit die globale Reaktionsrate. Das Aufprägen einer Umfangskomponente auf die Strömung, was auch als Drall bezeichnet werden kann, kann wie Turbulenz die Flamme falten und damit die globale Reaktionsrate erhöhen. The global reaction rate is influenced by chemistry and turbulence. High turbulence of the flow in the region of the flame folds the flame, thus increasing the flame ¬ surface, thereby increasing the overall reaction rate. Imposing a circumferential component on the flow, which can also be called a spin, can, like turbulence, fold the flame and thus increase the global reaction rate.

Auch bei Gasturbinenverbrennungssystemen, die sowohl mit Erdgas als auch mit Synthesegas oder Wasserstoff betrieben wer¬ den, muss eine stabile Verbrennung für sämtliche Brennstoffe über den gesamten Betriebsbereich der Gasturbine gewährleistet werden. Da die genannten Brennstoffe über eine sehr unterschiedliche Reaktivität verfügen, werden sich die Vor- mischflammen unterschiedlich nah am Brenneraustritt stabilisieren. Dies kann unter Umständen zu Flammenrückschlag aber auch zu thermoakustischen Instabilitäten bei Wechsel der Brennstoffart führen. Also, in gas turbine combustion systems be operated with natural gas or synthesis gas or hydrogen who the must ¬ a stable combustion for all fuels over the entire operating range of the gas turbine ensured. Since the fuels mentioned have a very different reactivity, the premixed flames will stabilize at different rates at the burner outlet. Under certain circumstances, this can lead to flashback but also to thermoacoustic instabilities when changing the fuel type.

Brenner, die sowohl Erdgas als auch Synthesegas oder Wasserstoff verbrennen können, werden bisher als Diffusionsbrenner ausgeführt, bei dem der Brennstoff und die Verbrennungsluft über getrennte Passagen dem Brennraum zugeführt werden. Burners, which can burn both natural gas and synthesis gas or hydrogen, have hitherto been designed as diffusion burners, in which the fuel and the combustion air are supplied to the combustion chamber via separate passages.

Vormischbrenner, bei denen der Brennstoff und die Verbrennungsluft vor dem Brennraum in einer Vormischpassage gemischt werden, sind bisher nicht im kommerziellen Einsatz, da insbe- sondere das oben genannte Problem nicht hinreichend gelöst wurde . Premix burners in which the fuel and the combustion air are mixed before the combustion chamber in a Vormischpassage, are not yet in commercial use, since in particular the above problem was not sufficiently solved.

Es ist Aufgabe der Erfindung, den Betrieb einer Gasturbine zu verbessern . It is an object of the invention to improve the operation of a gas turbine.

Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen der Ansprüche 1 bezie¬ hungsweise 7 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfin¬ dung sind in den abhängigen Ansprüchen definiert. Gemäß einem ersten Aspekt ist die Erfindung auf eine Gasturbine gerichtet mit einer Brenneranordnung mit mindestens ei¬ nem Brennstoffinj ektor, einer Strömungsrichtung und einem stromabwärts der Brenneranordnung angeordneten Brennraum, wobei der Brennstoffinj ektor in einem Winkel zu der Strömungsrichtung angeordnet ist, so dass der injizierte Brennstoff einen Drall auf die Strömung aufprägt. Wird der Drall nicht wie üblich durch ein Drallgitter aufgeprägt, sondern gemäß der Erfindung durch einen geeigneten Brennstoffinj ektor erzeugt, kann die Intensität des Dralls von außen beeinflusst werden. Gemäß der Erfindung wird nicht wie üblich der Impuls der Luftströmung sondern den Impuls des Brennstoffs zur Erzeugung von Drall genutzt. Dies erlaubt eine lastabhängige (also von der Leistung der Gasturbine abhängige) Regelung des Dralls bzw. der Umfangskomponente der Strömung, gegenüber bisherigen Anordnungen, bei denen der Drall durch strömungstechnische Umleitbleche insgesamt konstant über den Lastbe¬ reich der Gasturbine generiert wird. Es wird gemäß der Erfin- dung ein flexibles Verbrennungssystem präsentiert, das varia¬ bel bzw. lastabhängig die globale Reaktionsrate verändern kann. Bei Teillast wird eine Erhöhung der Reaktionsrate ein¬ gestellt, während bei Grundlast der Maschine eine geringere globale Reaktionsrate von Vorteil ist und eingestellt werden kann. This object is achieved with the features of claims 1 relationship ¬ 7. Advantageous developments of the inven ¬ tion are defined in the dependent claims. According to a first aspect, the invention is directed to a gas turbine having a burner assembly with at least ei ¬ NEM Brennstoffinj ector, a flow direction and a burner assembly arranged downstream of the combustion chamber, wherein the Brennstoffinj ector is arranged at an angle to the flow direction, so that the injected fuel imprinting a spin on the flow. If the swirl is not impressed as usual by a swirl lattice, but according to the invention by a suitable fuel injector injector generated, the intensity of the swirl can be influenced from the outside. According to the invention, it is not usual to use the momentum of the air flow, but rather the momentum of the fuel to produce swirl. This allows a load-dependent (ie dependent on the performance of the gas turbine) control of the swirl or the peripheral component of the flow, compared to previous arrangements in which the swirl is generated by flow guide Umble completely constant over the Lastbe ¬ rich the gas turbine. It is presented dung according to the inventions, a flexible combustion system that can change varia ¬ bel or load-dependent global reaction rate. At partial load an increase in the reaction rate is set ¬ , while at base load of the machine, a lower global reaction rate is advantageous and can be adjusted.

Die Brenneranordnung weist zwei Stufen von Brennstoffinj ekto- ren auf, die sich bezüglich der Düsenorientierung unterscheiden, um eine Regelbarkeit der Drehimpulsübertragung vom The burner assembly has two stages of fuel injectors that differ in nozzle orientation to provide controllability of angular momentum transfer

Brennstoff auf das Brennstoff—Luft—Gemisch zu erreichen. Fuel to reach the fuel-air mixture.

Eine Stufe kann mindestens einen radialen und/oder axialen Brennstoffinj ektor aufweisen und die andere Stufe kann mindestens einen tangentialen Brennstoffinj ektor aufweisen. One stage may have at least one radial and / or axial fuel injector and the other stage may have at least one tangential fuel injector.

Durch Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen kann die Drallzahl stufenlos angepasst werden. Dies ermöglicht ei¬ ne signifikante Veränderung wesentlicher Brennerparameter im Betrieb und erlaubt so die Verwendung der Gasturbine in einem weiten Betriebsbereich. Die beiden Stufen der Brenneranordnung können so ausgelegt werden, dass die Brennstoff ertei¬ lung durch eine Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen nicht wesentlich verändert wird. Denkbar ist aller- dings auch, mit den beiden Stufen gezielt eine von der Beauf¬ schlagung abhängige radiale Brennstoffverteilung einzustellen. Dies kann ebenfalls einen signifikanten Einfluss auf die Eigenschaften der Flamme haben. Die andere Stufe kann in Bezug auf die eine Stufe radial au¬ ßenliegend angeordnet sein. So kann eine gute Vermischung des Brennstoff-Luft-Gemisches und eine gute Erzeugung des Dralls realisiert werden. Die beiden Stufen der Brenneranordnung können eine unterschiedliche axiale Position zum Beispiel in der Vormischstrecke haben. Damit hat eine Veränderung der Be¬ aufschlagung der beiden Stufen ebenfalls einen Effekt auf die mittlere konvektive Zeitskala der Vormischstrecke. By varying the loading of the two stages, the swirl number can be adjusted continuously. This allows egg ¬ ne significant change burner essential parameters in the operation, thus allowing the use of the gas turbine in a wide operating range. The two stages of the burner assembly can be designed so that the fuel ertei ¬ ment is not significantly changed by a change in the application of the two stages. It is conceivable aller- now also to selectively set with the two stages is dependent on the Beauf ¬ suppression of radial fuel distribution. This can also have a significant influence on the properties of the flame. The other step may be disposed in relation to the one stage radial au ¬ ßenliegend. Thus, a good mixing of the fuel-air mixture and a good generation of the twist can be realized. The two stages of the burner assembly may have a different axial position, for example in the premix. Thus, a change in the loading of the two stages also has an effect on the mean convective time scale of the premix.

Zwei Brenneranordnungen können in Strömungsrichtung voneinan- der beabstandet vorgesehen sein. Mit dieser Konfiguration kann der Drall und die konvektive Zeitskala der Vormischstre¬ cke getrennt variiert werden. Two burner arrangements can be provided spaced apart in the flow direction. With this configuration, the twist and the convective timescale of Vormischstre ¬ blocks can be varied separately.

Die Gasturbine kann einen mechanischen Drallgenerator, wie zum Beispiel ein Drallgitter oder Leitbleche, aufweisen, um so das Niveau der Drallzahl anzuheben. Die Brenneranordnung erlaubt dann eine Anpassung der Drallzahl einer drallstabilisierten Flamme. So kann über den oder die Drallgeneratoren ein gewisser Grundanteil des Dralls eingestellt werden, wäh- rend über den Brennstoffinj ektor, bzw. die Beaufschlagung mit Brennstoff, ein weiterer variabler Anteil des Dralls ein¬ stellbar ist. The gas turbine may include a mechanical swirl generator, such as a swirl grid or baffles, to increase the level of swirl. The burner arrangement then allows an adaptation of the swirl number of a spin-stabilized flame. So can be set by the or the swirl generators, a certain proportion of the basic twist, currency rend over the Brennstoffinj ector, or the application of fuel, a further variable portion of the swirl is a ¬ adjustable.

Mehrere Brennstoffinj ektoren können konzentrisch um einen Pi- lotbrenner angeordnet sein. Da die Flammenfrontflächendichte von der Größe des Dralls bei der konzentrischen Anordnung der Strahlflammen abhängt, kann durch die Änderung des Dralls die globale Reaktionsrate, die in erster Näherung aus dem Produkt der Reaktivität des Brennstoffes mit der Flammenfrontdichte gebildet wird, für unterschiedlich reaktive Brennstoffe ähn¬ lich gehalten werden. D.h. für Erdgas mit einer geringeren Reaktivität wird ein höherer Drall angestrebt, während für Wasserstoffreiche Gase mit hoher Reaktivität ein niedriger Drall angestrebt wird. Several fuel injectors can be arranged concentrically around a pilot burner. Since the flame front surface density depends on the size of the spin in the concentric arrangement of the jet flames, the change of the twist, the global reaction rate, the first approximation of the product the reactivity of the fuel is formed with the flame front density, be held similar ¬ for differently reactive fuels. That is, for natural gas with a lower reactivity, a higher twist is sought, while for hydrogen-rich gases with high reactivity, a low swirl is sought.

Die Anordnung der Brennstoffinj ektoren und/oder der Stufen kann für verschiedene Brennstoffe unterschiedlich sein. Die Erfindung schlägt die Nutzung der Brennstoffeindüsung zur Beeinflussung der Drallstärke des Brennstoff-Luftgemisches vor. Hierbei wird auch ausgenutzt, dass der Volumenstrom für Was¬ serstoffreiche Gase um den Faktor 2 bis 5 größer ist als der Volumenstrom von Erdgas. Dadurch lässt sich für verschiedene Brennstoffe mit unterschiedlicher Reaktivität ein unter¬ schiedlicher Drall einstellen, was zu einer unterschiedlichen Flammenfrontdichte führt. In der Brenneranordnung bzw. in den Vormischdüsen wird die Verbrennungsluft aerodynamisch — durch Leitbleche oder tangentiale Eindüsung leicht verdrallt. Das heißt, sie besitzt neben der Axialkomponente eine Tangential- komponente, wobei die Tangentialkomponente zwischen 5% und 40% der Axialkomponente betragen kann. Brennstoff kann nun durch die Anordnung der Brennstoffinj ektoren und/oder der Stufen mit einem unterschiedlichen Eindüsungswinkel eingedüst werden. Hierbei kann Erdgas sowohl in Drehrichtung als auch entgegensetzt der Drehrichtung der Strömung eingedüst werden, so dass sich der resultierende Drall (= Maß für Anteil der Tangentialkomponente) nicht ändert. Synthesegas oder Wasser¬ stoff kann entweder nur entgegen der Drallrichtung der Luft- Strömung oder mit einem entsprechenden größeren Anteil entgegen der Drallrichtung der Luftströmung zugegeben werden. Daraus resultiert eine Änderung der Drallkomponente bei einer Änderung des Brennstoffs. Gemäß einem zweiten Aspekt ist die Erfindung auf ein Verfahren zum Injizieren von Brennstoff in eine Gasturbine mit ei¬ ner Brenneranordnung gerichtet, wobei durch die gerichtete Injektion des Brennstoffes über zwei Stufen von Brennstoffin- jektoren ein Drall im Brennstoff-Luft-Gemisch generiert wird und durch Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen die Drallzahl stufenlos angepasst wird. Es gelten die glei¬ chen Vorteile und Modifikationen wie zuvor beschrieben. The arrangement of fuel injectors and / or stages may be different for different fuels. The invention proposes the use of the fuel injection for influencing the swirl intensity of the fuel-air mixture. Here, also exploited that the volume flow for ¬ What serstoffreiche gases is greater by a factor of 2 to 5 as the flow rate of natural gas. This can be a set under ¬ schiedlicher twist, resulting in a different flame front density for different fuels with different reactivity. In the burner arrangement or in the premixing nozzles, the combustion air is aerodynamically - slightly twisted by baffles or tangential injection. That is, in addition to the axial component, it has a tangential component, wherein the tangential component can be between 5% and 40% of the axial component. Fuel can now be injected by the arrangement of Brennstoffinj ectors and / or the stages with a different injection angle. In this case, natural gas can be injected both in the direction of rotation and opposite to the direction of rotation of the flow, so that the resulting twist (= measure of tangential component) does not change. Synthesis gas or water ¬ material can be added either contrary to the spin direction of the air flow or with a corresponding larger proportion against the swirl direction of the air flow. This results in a change in the swirl component with a change in the fuel. According to a second aspect, the invention is directed to a method of injecting fuel into a gas turbine with egg ¬ ner burner assembly is directed, wherein the directed by injection of fuel through two stages of Brennstoffin- jectors a swirl in the fuel-air mixture is generated and the swirl number is continuously adjusted by changing the application of the two stages. The moving ¬ chen advantages and modifications will apply as described above.

In einer Stufe der Brenneranordnung kann Brennstoff radial und/oder axial injiziert werden und in einer weiteren Stufe der Brenneranordnung kann Brennstoff tangential injiziert werden. Dass durch Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen die Drallzahl stufenlos angepasst werden kann, ermög¬ licht eine signifikante Veränderung wesentlicher Brennerpara¬ meter im Betrieb und erlaubt so die Verwendung der Gasturbine in einem weiten Betriebsbereich. Die beiden Stufen der Brenneranordnung können so ausgelegt werden, dass die Brennstoff- Verteilung durch eine Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen nicht wesentlich wird. Denkbar ist allerdings auch, mit den beiden Stufen gezielt eine von der Beaufschlagung abhängige radiale Brennstoffverteilung einzustellen. Dies kann ebenfalls einen signifikanten Einfluss auf die Ei- genschaften der Flamme haben. In one stage of the burner assembly, fuel may be injected radially and / or axially, and in another stage of the burner assembly, fuel may be tangentially injected. The swirl number can be adjusted steplessly that by changing the impingement of the two stages, enabling light ¬ a significant change essential burner Para ¬ meter in operation, thus allowing the use of the gas turbine in a wide operating range. The two stages of the burner assembly can be designed so that the fuel distribution by a change in the application of the two stages is not essential. It is also conceivable, however, to set a radial fuel distribution that is dependent on the application with the two stages. This can also have a significant influence on the properties of the flame.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand der Zeichnungen näher beschrieben . Figur 1 zeigt ein erstes Beispiel einer Brenneranordnung einer Gasturbine. In the following the invention will be described in more detail with reference to the drawings. FIG. 1 shows a first example of a burner arrangement of a gas turbine.

Figur 2 zeigt ein zweites Beispiel einer Brenneranordnung. Figur 3 zeigt einen Schnitt entlang der Linie III-III in FIG. 2 shows a second example of a burner arrangement. Figure 3 shows a section along the line III-III in

Figur 2.  FIG. 2.

Figur 4 zeigt ein drittes Beispiel einer Brenneranordnung. Figur 5 zeigt eine zweifache Brenneranordnung. FIG. 4 shows a third example of a burner arrangement. FIG. 5 shows a double burner arrangement.

Figur 6 zeigt ein Beispiel für eine Brenneranordnung mit FIG. 6 shows an example of a burner arrangement with

Drallgenerator . Figur 7 zeigt eine Vorderansicht einer Brenneranordnung mit Pilotbrenner . Figur 8 zeigt ein weiteres Beispiel für eine Brenneranord¬ nung mit Drallgenerator. Swirl generator. FIG. 7 shows a front view of a burner arrangement with pilot burner. Figure 8 shows a further example of a Brenneranord ¬ voltage with swirl generator.

Figur 9 zeigt noch ein weiteres Beispiel für eine Brenner¬ anordnung mit Drallgenerator. Figure 9 shows yet another example of a burner ¬ arrangement with swirl generator.

Figur 10 zeigt noch ein weiteres Beispiel für eine Brenner¬ anordnung mit Drallgenerator. Figure 10 shows yet another example of a burner ¬ arrangement with swirl generator.

Figur 11 zeigt einen Drallgenerator. FIG. 11 shows a swirl generator.

Figur 12 zeigt Änderung im Drehimpulsstrom der Luftströmung bei einseitiger Eindüsung von Synthesegas. FIG. 12 shows a change in the angular momentum flow of the air flow with one-sided injection of synthesis gas.

Die Zeichnungen dienen lediglich der Erläuterung der Erfindung und schränken diese nicht ein. Die Zeichnungen und die einzelnen Teile sind nicht notwendigerweise maßstäblich. The drawings are merely illustrative of the invention and do not limit it. The drawings and the individual parts are not necessarily to scale.

Gleiche Bezugszeichen bezeichnen gleiche oder ähnliche Teile Like reference numerals designate like or similar parts

Figur 1 zeigt einen Teil einer Gasturbine 1 mit einer Bren- neranordnung 2 mit mehreren Brennstoffinj ektoren 3. In einer Strömungsrichtung S ist stromabwärts der Anordnung 2 eine Vormischstrecke 4 angeordnet, an den sich weiter stromabwärts ein Brennraum 5 anschließt. Die Strömungsrichtung S kann bei einer verdrallten oder turbulenten Strömung die Hauptströ- mungsrichtung sein. In der Gasturbine 1 sind mehrere Brenneranordnungen 3 vorzugsweise konzentrisch zu einer Rotationsachse oder Symmetrieachse R angeordnet. Entsprechend kann die Strömungsrichtung S auf die gesamte Gasturbine 1 oder auf ei¬ ne einzelne Brenneranordnung bezogen sein. 1 shows a part of a gas turbine 1 with a burner arrangement 2 having a plurality of fuel injectors 3. In a flow direction S, a premix 4 is arranged downstream of the arrangement 2, to which a combustion chamber 5 adjoins further downstream. The flow direction S may be the main flow direction in the case of a twisted or turbulent flow. In the gas turbine 1, a plurality of burner assemblies 3 are preferably arranged concentrically to a rotation axis or axis of symmetry R. Accordingly, the direction of flow S may be based on the whole gas turbine 1 or egg ¬ ne single burner assembly.

Im Bereich der Brenneranordnung 2 sind ein oder mehrere Luft- einlässe 6 vorgesehen, so dass sich in der Vormischstrecke 4 ein Brennstoff-Luft-Gemisch bildet, welches im Brennraum 5 gezündet wird und in einer Flamme 7 verbrennt. Es können auch Gasturbinen ohne Vormischstrecke verwendet werden. In the area of the burner arrangement 2, one or more air inlets 6 are provided, so that a fuel-air mixture is formed in the premix 4, which is located in the combustion chamber 5 ignited and burned in a flame 7. Gas turbines without premixing can also be used.

Der oder die Brennstoffinj ektoren 3 sind in einem Winkel zu der Strömungsrichtung S angeordnet, so dass sie einen Drall auf das Brennstoff-Luft-Gemisch einprägen. Der Drall faltet dann die Flamme 7, was die globale Reaktionsrate erhöht. So kann die Gasturbine auch bei Teillast in einem optimalen Be¬ triebspunkt arbeiten. The one or more fuel injectors 3 are arranged at an angle to the flow direction S, so that they impress a twist on the fuel-air mixture. The spin then folds the flame 7, increasing the global response rate. Thus, the gas turbine can work at partial load in an optimal Be ¬ operating point.

Die Brenneranordnung 2 hat zwei Stufen 8 und 9 von Brennstoffinj ektoren 3. Die beiden Stufen sind konzentrisch angeordnet, wobei eine erste Stufe 8 mittig angeordnet ist und eine zweite Stufe 9 die erste Stufe 8 umfänglich umgibt oder radial außenliegend angeordnet ist. Hier sind die Stufen in axialer Richtung d.h. in Strömungsrichtung S in etwa auf gleicher Höhe angeordnet. The burner assembly 2 has two stages 8 and 9 of Brennstoffinj ectors 3. The two stages are arranged concentrically, with a first stage 8 is arranged centrally and a second stage 9, the first stage 8 circumferentially surrounds or is arranged radially outboard. Here are the steps in the axial direction, i. arranged in the flow direction S at about the same height.

Jede Stufe hat eine Brennstoffzufuhr und/oder einen Brenn- stoffVerteiler, mit dem der Brennstoff zu den einzelnen Each stage has a fuel supply and / or a fuel distributor, with which the fuel to the individual

Brennstoffinj ektoren 3 gelangt bzw. auf sie verteilt wird.  Fuel injectors 3 passes or is distributed to them.

Die erste Stufe 8 ist an einem axial verlaufenden Rohr, wie einer zentralen Brennstofflanze, angeordnet bzw. umfasst das Rohr. Die erste Stufe 8 umfasst radiale Brennstoffbohrungen, Düsen oder Brennstoffinj ektoren 3a. Die radialen Brennstoffinjektoren 3a sind im Bereich des stromabwärts liegenden Endes des Rohrs angeordnet und können auf einer äußeren Um- fangsfläche des Rohrs und/oder auf einer konischen Fläche ei- ner Rohrspitze angeordnet sein. Über den Umfang sind mehrere Brennstoffinj ektoren 3a verteilt, zum Beispiel vier oder acht . The first stage 8 is disposed on an axially extending tube, such as a central fuel lance, or comprises the tube. The first stage 8 includes radial fuel bores, nozzles or fuel injectors 3a. The radial fuel injectors 3a are arranged in the region of the downstream end of the tube and can be arranged on an outer peripheral surface of the tube and / or on a conical surface of a tube tip. Over the circumference several fuel injectors 3a are distributed, for example four or eight.

Die zweite Stufe 9 ist als ringförmiger BrennstoffVerteiler mit tangentialen Brennstoffbohrungen, Düsen oder Brennstoffinjektoren 3b ausgeführt. Tangentiale Ausrichtung bedeutet, dass die Öffnungen der Brennstoffinj ektoren 3b in die Zeich- nungsebene hinein und/oder aus der Zeichnungsebene heraus orientiert sind. The second stage 9 is designed as an annular fuel distributor with tangential fuel bores, nozzles or fuel injectors 3b. Tangential alignment means that the openings of the fuel injectors 3b are included in the drawing. level and / or oriented out of the plane of the drawing.

Durch die unterschiedliche Düsenorientierung der beiden Stu- fen 8 und 9 ist eine gute Regelbarkeit der Drehimpulsübertra¬ gung vom injizierten Brennstoff auf das Brennstoff-Luft- Gemisch gegeben. Due to the different orientation of the two nozzles study programs fen 8 and 9 is a good controllability of the Drehimpulsübertra ¬ supply given by the injected fuel to the fuel-air mixture.

In einer weiteren Ausführung kann entweder die erste Stufe 8, wie hier in Form einer zentralen Brennstofflanze, tiefer in die Vormischstrecke 4 geschoben werden oder die zweite Stufe 9, wie hier in Form eines ringförmigen BrennstoffVerteilers , kann weiter stromabwärts platziert werden. In Figur 2 ist eine weitere Ausführung einer Gasturbine 1 mit Brenneranordnung 2 gezeigt, die in bestehende Designs insbe¬ sondere einer DOC (Depleted Oxygen Combustion) Gasturbine vermutlich leichter integriert werden kann. Während der Aufbau der Gasturbine 1 identisch zu der in Figur 1 gezeigten ist, unterscheiden sich die Brenneranordnungen 2 voneinander. In a further embodiment, either the first stage 8, as here in the form of a central fuel lance, be pushed deeper into the premix 4 or the second stage 9, as here in the form of an annular fuel distributor, can be placed further downstream. 2 shows another embodiment of a gas turbine 1 with burner assembly 2 is shown in the existing designs in particular ¬ sondere a DOC (Depleted Oxygen combustion) gas turbine can presumably be more easily integrated. While the structure of the gas turbine 1 is identical to that shown in FIG. 1, the burner assemblies 2 are different from each other.

Die Brenneranordnung 2 hat ebenfalls eine erste Stufe 8, die rohrförmig ist oder an einem Rohr angeordnet ist und die ra¬ dialen Brennstoffinj ektoren 3a umfasst, welche an einer äuße- ren Umfangsfläche des Rohrs angeordnet sind. In dem Rohr be¬ findet sich ein Innenrohr, welches vorzugsweise abgedichtet aus einer stromabwärts gelegenen Stirnseite des Rohrs aus¬ tritt und als BrennstoffZuleitung für die zweite Stufe 9 dient. Der Brennstoff für die erste Stufe 8 wird getrennt von der Zuleitung für die zweite Stufe 9 durch das Rohr geführt. Die Brennstoffe für die beiden Stufen 8 und 9 können identisch oder unterschiedlich sein. Die beiden Stufen 8 und 9 können einzeln oder gemeinsam aktiviert werden. Auch die Beaufschlagung, das heißt die Brennstoffmenge pro Zeiteinheit oder der Brennstoffdruck, der beiden Stufen kann identisch oder unterschiedlich sein. Die zweite Stufe 9 hat einen mehrarmigen Brennstoff erteiler oder Brennstoffinj ektor mit mehreren, hier beispielhaft vier, tangentialen Brennstoffinj ektoren 3b. In Figur 3 ist eine Draufsicht der zweiten Stufe 9 gemäß Schnitt III-III in Figur 2 gezeigt. Jeder Brennstoffinj ektor 3b ist in einem Arm der zweiten Stufe 9 angeordnet. The burner assembly 2 also has a first stage 8, which is tubular or is arranged on a tube and the ra ¬ Dialen Brennstoffinj comprises reflectors 3a, which are arranged at a harshest operating peripheral surface of the tube. In the tube be ¬ there is an inner tube, which is preferably sealed off from a downstream end side of the tube exits ¬ and serves as a fuel supply line for the second stage. 9 The fuel for the first stage 8 is passed through the pipe separately from the second stage feed 9. The fuels for both stages 8 and 9 may be identical or different. The two stages 8 and 9 can be activated individually or jointly. Also, the admission, that is, the amount of fuel per unit time or the fuel pressure, the two stages may be identical or different. The second stage 9 has a multi-arm fuel distributor or fuel injectors with several, here four examples, tangential Brennstoffinj injectors 3b. FIG. 3 shows a plan view of the second stage 9 according to section III-III in FIG. Each fuel injector 3b is disposed in an arm of the second stage 9.

In Figur 4 ist eine weitere Ausführung einer Gasturbine 1 mit Brenneranordnung 2 gezeigt. Der Aufbau der Gasturbine 1 ist identisch oder ähnlich zu den vorherigen Ausführungen. FIG. 4 shows a further embodiment of a gas turbine 1 with burner arrangement 2. The structure of the gas turbine 1 is identical or similar to the previous embodiments.

Die Brenneranordnung 2 hat wiederum zwei Stufen 8 und 9, wobei die erste Stufe 8 einen axialen Brennstoffinj ektor 3c um- fasst, der an einem stromabwärts gelegenen Ende eines Innen- rohrs angeordnet ist. Es können auch mehrere axiale The burner assembly 2 in turn has two stages 8 and 9, the first stage 8 comprising an axial fuel injector 3c disposed at a downstream end of an inner tube. It can also have several axial

Brennstoffinj ektoren 3c vorgesehen sein, die in der Stirnseite und/oder Armen angeordnet sind. Die Stufe 9 ist an einem das Innenrohr umgebenden Rohr angeordnet und hat mehrere tangentiale Brennstoffinj ektoren 3b, die an Armen ähnlich wie in Figur 2 angeordnet sind. Eine Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen 8 und 9 beeinflusst in diesem Beispiel so¬ wohl die Drallzahl als auch das radiale Mischungsprofil. Eine Beeinflussung des Mischungsprofils ist mit den anderen Varianten mit einer geeigneten Auslegung der Brennstoffinj ektoren ebenfalls erreichbar. Fuel injectors 3c be provided, which are arranged in the front side and / or arms. The stage 9 is arranged on a tube surrounding the inner tube and has a plurality of tangential Brennstoffinj injectors 3b, which are arranged on arms similar to FIG. A change in the actuation of the two stages 8 and 9 affects in this example as well ¬ the swirl number and the radial mixing profile. Influencing the mixture profile is also achievable with the other variants with a suitable design of the fuel injectors.

Figur 5 zeigt eine weitere Variante einer Gasturbine, bei der zwei Brenneranordnungen 2 in Strömungsrichtung S voneinander beabstandet vorgesehen sind. Die stromaufwärts gelegene Bren- neranordnung 2 hat eine erste Stufe 8 mit radialen Brennstoffinj ektoren 3a, die in einem Rohr angeordnet sind. Die radialen Brennstoffinj ektoren 3a sind umgeben von tangentialen Brennstoffinj ektoren 3b einer zweiten Stufe 9, wobei beide Typen von Düsen oder Injektoren genau oder im Wesentlichen auf einer axialen Höhe oder Position angeordnet sind. Zwischen den beiden Stufen 8 und 9 ist wiederum ein Lufteinlass 6 vorgesehen. Die stromabwärts gelegene zweite Brenneranordnung 2 hat eine zweite Stufe 9, welche identisch oder annähernd identisch zu der zweiten Stufe 9 der ersten Brenneranordnung 2 ausgebildet ist. Die erste Stufe 8 der zweiten Brenneranordnung 2 besteht aus einem Innenrohr oder ist an diesem angeordnet. Das Innenrohr verläuft stromaufwärts in dem Rohr, tritt aus einer stromabwärts gelegenen Stirnseite des Rohrs aus und verläuft dann in der Vormischstrecke 4 weiter bis zu der zweiten Brenneranordnung 2. Im stromabwärts gelegenen Endbereich des In- nenrohrs sind die radialen Brennstoffinj ektoren 3a angeordnet. Diese sind etwas stromabwärts zu den tangentialen FIG. 5 shows a further variant of a gas turbine, in which two burner arrangements 2 are provided spaced apart in the flow direction S. The upstream burner assembly 2 has a first stage 8 with radial fuel injectors 3a arranged in a tube. The radial fuel injectors 3a are surrounded by tangential fuel injectors 3b of a second stage 9, wherein both types of nozzles or injectors are located substantially or substantially at an axial height or position. Between the two stages 8 and 9, an air inlet 6 is again provided. The downstream second burner assembly 2 has a second stage 9, which is identical or approximately identical to the second stage 9 of the first burner assembly 2 is formed. The first stage 8 of the second burner assembly 2 consists of an inner tube or is arranged on this. The inner tube extends upstream in the tube, emerges from a downstream end of the tube and then proceeds in the premix 4 further to the second burner assembly 2. In the downstream end portion of the inner tube, the radial Brennstoffinj sectors 3a are arranged. These are slightly downstream to the tangential ones

Brennstoffinj ektoren 3b der zweiten Stufe 9 der zweiten Brenneranordnung 2 angeordnet, um den geringeren Querschnitt des Innenrohrs im Vergleich zu dem Rohr bzw. den größeren Abstand zwischen den beiden Stufen zu kompensieren. Eine Anordnung auf derselben axialen Höhe ist ebenfalls möglich. Brennstoffinj injectors 3b of the second stage 9 of the second burner assembly 2 are arranged to compensate for the smaller cross-section of the inner tube compared to the tube or the greater distance between the two stages. An arrangement at the same axial height is also possible.

Durch eine Beeinflussung der beiden axial unterschiedlich angeordneten Brenneranordnungen kann die konvektive Zeitskala der Vormischstrecke angepasst werden. Die Mischungsgüte wird ebenfalls zumindest implizit beeinflusst. Die Drallzahl kann unabhängig von der konvektiven Zeitskala variiert werden. By influencing the two differently arranged burner arrangements, the convective time scale of the premix can be adjusted. The quality of mixing is also at least implicitly influenced. The swirl number can be varied independently of the convective time scale.

Figur 6 zeigt ein weiteres Beispiel einer Gasturbine 1 mit einer Brenneranordnung 2. Waren bislang in den Figuren 1 bis 5 die beiden Stufen 8 und 9 der Brenneranordnung 2 genau oder im Wesentlichen auf einer axialen Höhe angeordnet, sind die beiden Stufen 8 und 9 der Brenneranordnung 2 nun axial beabstandet d.h. in Strömungsrichtung S hintereinander oder versetzt angeordnet. FIG. 6 shows another example of a gas turbine 1 with a burner arrangement 2. Previously in FIGS. 1 to 5, the two stages 8 and 9 of the burner arrangement 2 were arranged exactly or substantially at an axial height, the two stages 8 and 9 are the burner arrangement 2 now axially spaced ie arranged in the flow direction S one behind the other or offset.

Die erste Stufe 8 mit radialen Brennstoffinj ektoren oder Düsen 3a ist stromaufwärts von einem Drallgenerator 10, zum Beispiel in Form eines Drallgitters, angeordnet. Stromabwärts des Drallgitters 10 ist die zweite Stufe 9 mit tangentialen Brennstoffinj ektoren 3b angeordnet. Diese drallstabilisierte Brenneranordnung 2 erlaubt eine moderate Beeinflussung der Drallzahl . Figur 7 zeigt eine Darstellung einer Stirnseite der Gasturbi¬ ne 1 bzw. eines Innenraums der Gasturbine 1. Von der Brenner¬ anordnung 2 sind axiale Brennstoffinj ektoren 3c dargestellt, die konzentrisch um einen Pilotbrenner 11 angeordnet sind. Der Pilotbrenner 11 kann die gleiche Bauform wie die The first stage 8 with radial fuel injectors or nozzles 3a is arranged upstream of a swirl generator 10, for example in the form of a swirl lattice. Downstream of the swirl lattice 10, the second stage 9 is arranged with tangential Brennstoffinj ectors 3b. This spin-stabilized burner arrangement 2 allows a moderate influence on the swirl number. Figure 7 shows an illustration of a front side of the Gasturbi ¬ ne 1 and an interior space of the gas turbine 1. From the burner arrangement ¬ 2 are axial Brennstoffinj ectors 3c which are arranged concentrically around a pilot burner. 11 The pilot burner 11 may be the same design as the

Brennstoffinj ektoren oder Düsen 3 aufweisen, alternativ kann er eine andere Bauform aufweisen. Figur 8 zeigt ein weiteres Beispiel einer Gasturbine 1 mit Brenneranordnung 2 und Drallgenerator 10. Die Brenneranordnung 2 ist stromaufwärts des Drallgenerators 10, der das Brennstoff-Luft-Gemisch mit einer Tangentialkomponente verse¬ hen kann, angeordnet. Der oder die Brennstoffe für die beiden Stufen 8 und 9 werden zentral zugeführt und vor dem Drallge¬ nerator 10 von Brennstoffinj ektoren 3 der beiden Stufen 8 und 9 in die Passage zugegeben. Brennstoffinj ectors or nozzles 3 have, alternatively, it may have a different design. 8 shows another example of a gas turbine 1 with burner assembly 2 and the swirl generator 10. The burner assembly 2 is positioned upstream of the swirl generator 10, which may the fuel-air mixture with a tangential component shipping ¬ hen arranged. The one or Fuels for the two stages 8 and 9 are fed centrally and in front of the Drallge ¬ erator 10 of Brennstoffinj reflectors 3 of the two stages 8 and 9 was added in the passage.

Unterschiedliche Brennstoffe können den beiden oder mehreren Stufen zugeführt werden. Die Eindüsung der Brennstoffe erfolgt in einem Winkel zu der Strömungsrichtung S, vorzugsweise unter einem Winkel zwischen 20° bis 90°, wobei ein Winkel von 90° bedeutet, dass der Brennstoff senkrecht zur Strö¬ mungsrichtung S bzw. Hauptströmung erfolgt. Die Eindüsung kann radial und/oder tangential erfolgen. Entweder können alle Düsen oder Brennstoffinj ektoren 3 einer Stufe eine identische Ausrichtung, d.h. radial oder tangential haben, oder die Brennstoffinj ektoren 3 einer Stufe weisen verschiedene Ausrichtungen auf. Die Brennstoffinj ektoren 3 der beiden Stufen können gleich, gemischt oder unterschiedlich, d.h. eine Stufe ist radial ausgerichtet und eine Stufe ist axial ausgerich¬ tet, orientiert bzw. angeordnet sein. Different fuels can be supplied to the two or more stages. The injection of the fuels takes place at an angle to the flow direction S, preferably at an angle between 20 ° to 90 °, wherein an angle of 90 ° means that the fuel is perpendicular to the flow ¬ direction S or main flow. The injection can take place radially and / or tangentially. Either all the nozzles or fuel injectors 3 of a stage can have an identical orientation, ie radial or tangential, or the fuel injectors 3 of a stage have different orientations. The Brennstoffinj reflectors 3 of the two stages may be the same, or different mixed, that is, a step is aligned radially and axially a step is rich ¬ tet, oriented or arranged to be.

Die Winkel bzw. die Anordnung oder Ausrichtung der Brennstof- finjektoren 3 oder der Stufen 8 und 9 für unterschiedlicheThe angles or the arrangement or orientation of the fuel injectors 3 or the stages 8 and 9 for different

Brennstoffe, zum Beispiel Erdgas und Synthesegas können, müs¬ sen aber nicht unterschiedlich sein. Die Eindüsung von Synthesegas erfolgt nur in eine Richtung zur Strömungsrichtung, wodurch ein Drall aufgeprägt wird. Die Eindüsung des Erdgases kann einseitig oder vorzugsweise beid¬ seitig erfolgen. Bei einseitiger Eindüsung wird ein zusätzli- eher Drall erzeugt, während bei beidseitiger oder entgegenge¬ setzter Eindüsung keine Änderung des Dralls erfolgt. Fuels, such as natural gas and synthesis gas can Müs ¬ sen but not be different. The injection of synthesis gas takes place only in one direction to the flow direction, whereby a twist is impressed. The injection of natural gas can take place on one side or preferably on both sides . In unilateral injection of an additional will likely generate swirl, while at bilateral or entgegenge ¬ translated injection is no change of the twist.

Gemäß dem in Figur 9 gezeigten Beispiel ist die Brenneranord¬ nung 2 der Gasturbine 1 stromabwärts des Drallgenerators 10 angeordnet. Die Brenneranordnung 2 weist lediglich eine Stufe 8 mit Brennstoffinj ektoren 3 auf. Die Brennstoffinj ektoren 3 sind in einem Winkel zu der Strömungsrichtung S angeordnet bzw. injizieren den Brennstoff in einem Winkel. Zum Beispiel werden tangentiale Brennstoffinj ektoren 3 verwendet. According to the example shown in FIG. 9, the burner arrangement 2 of the gas turbine 1 is arranged downstream of the swirl generator 10. The burner assembly 2 has only one stage 8 with Brennstoffinj sectors 3. The fuel injectors 3 are arranged at an angle to the flow direction S or inject the fuel at an angle. For example, tangential fuel injectors 3 are used.

In Figur 10 ist ein weiteres Beispiel einer Gasturbine 1 mit Brenneranordnung 2 und Drallgenerator 10 dargestellt. Hier wird der Brennstoff stromaufwärts des Drallgenerators 10 ein- gedüst. Als Drallgenerator 10 wird ein axiales Schaufelgitter verwendet. FIG. 10 shows a further example of a gas turbine 1 with burner arrangement 2 and swirl generator 10. Here, the fuel is injected upstream of the swirl generator 10. As a swirl generator 10, an axial blade grid is used.

Die erste Stufe 8 hat radiale Brennstoffinj ektoren 3a, die mit einer separaten Zuleitung für Brennstoff verbunden sind. Die zweite Stufe 9 hat tangentiale Brennstoffinj ektoren 3b, die mit einer weiteren separaten Zuleitung für Brennstoff verbunden sind. Die beiden Zuleitungen können als konzentrische Rohre im Mittelbereich der Vormischstrecke 4 ausgebildet sein. Die erste Stufe 8 ist stromaufwärts der zweiten Stufe 9 angeordnet. Im Mischbetrieb von zwei Gasen, zum Beispiel von Erdgas und Synthesegas, werden separate Strömungspassagen be¬ nutzt. Im Betrieb mit einem Gas können eine oder beide Brenn¬ stoffleitungen bzw. Stufen verwendet werden. Zum Beispiel können beim Synthesegasbetrieb beide Stufen zur Injektion verwendet werden. Die Anzahl der Brennstoffleitungen pro Brenneranordnung 2 ist nicht auf zwei Leitungen beschränkt, es kann auch eine größere Anzahl verwendet werden. Hier kann beispielsweise mittels der ersten Stufe 8 Synthesegas und mittels der zweiten Stufe 9 Erdgas eingedüst werden. In Figur 11 ist eine Abwicklung der Stufen 8, 9 bzw. des Drallgenerators 10 dargestellt. Der Drallgenerator 10 kann die beiden Stufen umfassen oder anders ausgedrückt können die beiden Stufen vorzugsweise in einer geraden Passage des The first stage 8 has radial fuel injectors 3a, which are connected to a separate supply line for fuel. The second stage 9 has tangential Brennstoffinj injectors 3b, which are connected to another separate supply line for fuel. The two supply lines may be formed as concentric tubes in the central region of the premix 4. The first stage 8 is arranged upstream of the second stage 9. In the mixed operation of two gases, for example natural gas and synthesis gas, separate flow passages are used. In operation, a gas or both combustion ¬ fuel lines or steps may be used. For example, in syngas operation, both stages may be used for injection. The number of fuel lines per burner assembly 2 is not limited to two lines, it can also be used a larger number. Here, for example, by means of the first stage 8 synthesis gas and by means of the second stage 9 natural gas can be injected. FIG. 11 shows a development of the stages 8, 9 or of the swirl generator 10. The swirl generator 10 may comprise the two stages, or in other words, the two stages may preferably be in a straight passage of the

Drallgenerators 10 vorgesehen sein. An die gerade Passage schließt sich stromabwärts eine Drallpassage mit schrägem oder gebogenem Teil an, in dem die Strömungsumlenkung des Drallgenerators 10 erfolgt. Die Stufe 8 für die Eindüsung von Erdgas ist stromaufwärts der Stufe 9 für die Eindüsung von Synthesegas angeordnet. Die Stufe 8 oder das stromaufwärts gelegene Ende des Drallgenerators 10 oder der Brenneranord¬ nung 2 wird von der Luft gerade angeströmt. Die Stufe 8 weist Brennstoffinj ektoren 3 auf, die in zwei entgegengesetzten Richtungen orientiert sind, so dass bei der Eindüsung von Erdgas bzw. bei Gas aus dieser Stufe 8 kein Drall entsteht bzw. sich Drallkomponenten aufheben. Die Stufe 9 weist Brennstoffinj ektoren 3 auf, die in einer Richtung orientiert sind, so dass bei der Eindüsung von Synthesegas bzw. bei Gas aus dieser Stufe 9 ein Drall entsteht. Twist generator 10 may be provided. The downstream passage is adjoined downstream by a swirl passage with an oblique or bent part, in which the flow deflection of the swirl generator 10 takes place. The natural gas injection stage 8 is located upstream of the syngas injection stage 9. The stage 8 or the upstream end of the swirl generator 10 or the Brenneranord ¬ tion 2 is just flown by the air. The stage 8 has fuel injectors 3, which are oriented in two opposite directions, so that during the injection of natural gas or gas from this stage 8 no swirl arises or pick up swirl components. The stage 9 has fuel injectors 3, which are oriented in one direction, so that during the injection of synthesis gas or in the case of gas from this stage 9, a twist is created.

Der Drehimpuls der Strömung wird durch die Eindüsung von Brennstoff und durch die Umlenkung im Drallgenerator 10 geän- dert. Diese Änderung ist in Figur 12 schematisch durch ein Dreieck der Drehimpulsströme dargestellt. The angular momentum of the flow is changed by the injection of fuel and by the deflection in the swirl generator 10. This change is shown schematically in FIG. 12 by a triangle of the angular momentum currents.

Der Drehimpulsstrom ist definiert als: The angular momentum current is defined as:

C C

Γ = I coru2nrdr Γ = I coru2nrdr

Jr=ß,  Jr = ß,

Die Umfangsgeschwindigkeitskomponente wird mit ω, die Axial- geschwindigkeitskomponente wird mit u bezeichnet. Wie Figur 12 zu entnehmen ist, wird der Drehimpulsstrom der Luftströ- mung durch die beidseitige Eindüsung von Erdgas nicht geän¬ dert. Durch die einseitige Eindüsung des Synthesegas (SG) Stroms wird der Drehimpulsstrom jedoch geändert, was in einer Änderung des Ausströmwinkels ßres resultiert. Wie oben be¬ schrieben kann dadurch der Drehimpulsstrom für den Synthesegasbetrieb gegenüber dem Erdgasbetrieb abgesenkt werden kann. Generell ist zu allen Beispielen zu bemerken, dass einzelne Komponenten der Beispiele miteinander kombiniert werden können. Die Brennstoffinj ektoren können zentral, mittig oder im äußeren Bereich (in radialer Richtung) angeordnet sein. Zum Beispiel eine radiale Injektion kann radial nach außen und/oder radial nach innen erfolgen. The circumferential velocity component is denoted by ω, and the axial velocity component is denoted by u. As shown in Figure 12 can be seen, the angular momentum of the current airflows mung by the bilateral injection of natural gas is not geän ¬ changed. Due to the one-sided injection of the synthesis gas (SG) current, however, the angular momentum current is changed, resulting in a Change in the Ausströmwinkels ß res results. Can be above ¬ attributed by the angular momentum of current for the synthesis gas operation compared to the natural gas can be lowered. In general, it should be noted for all examples that individual components of the examples can be combined with one another. The fuel injectors can be arranged centrally, centrally or in the outer region (in the radial direction). For example, a radial injection may be radially outward and / or radially inward.

Im Betrieb, gemäß einem Verfahren zum Injizieren von Brennstoff in die Gasturbine 1 mit der Brenneranordnung 2, wird durch die gerichtete Injektion des Brennstoffes ein Drall im Brennstoff-Luft-Gemisch generiert. Dies geschieht in Abhängigkeit von der Beaufschlagung mit Brennstoff bzw. dem Betriebszustand der Gasturbine 1. So wird der Drall in Abhän¬ gigkeit der Last veränderbar. In einer Stufe 8 der Brenneranordnung 2 wird Brennstoff radi¬ al und/oder axial injiziert, während in einer weiteren Stufe 9 der Brenneranordnung 2 Brennstoff tangential injiziert wird. Dies erlaubt eine bessere Steuerbarkeit des Dralls und des Betriebspunktes der Gasturbine 1. In operation, according to a method for injecting fuel into the gas turbine 1 with the burner assembly 2, the directional injection of the fuel generates a swirl in the fuel-air mixture. This is done in response to the application of fuel and the operating condition of the gas turbine 1. Thus, the twist in depen ¬ dependence of the load is changed. In a step 8 of the burner assembly 2 fuel radi al ¬ and / or is axially injected, while in a further stage 9 of the burner assembly 2, fuel is injected tangentially. This allows a better controllability of the twist and the operating point of the gas turbine. 1

Claims

Patentansprüche claims 1. Gasturbine mit einer Brenneranordnung (2) mit zwei Stufen (8, 9) von Brennstoffinj ektoren (3), einer Strömungsrichtung (S) und einem stromabwärts der Brenneranordnung (2) angeord¬ neten Brennraum (5) , dadurch gekennzeichnet, dass die zwei Stufen (8, 9) von Brennstoffinj ektoren (3) in einem Winkel zu der Strömungsrichtung (S) angeordnet sind, so dass der injizierte Brennstoff einen Drall auf die Strömung aufprägt, wobei eine Stufe (8) mindestens einen radialen (3a) und/oder axialen (3c) Brennstoffinj ektor aufweist und die an- dere Stufe (9) mindestens einen tangentialen (3b) Brennstof¬ finjektor aufweist, so dass durch Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen (8, 9) die Drallzahl stufenlos ange- passt werden kann. 1. Gas turbine with a burner assembly (2) with two stages (8, 9) of Brennstoffinj ectors (3), a flow direction (S) and a downstream of the burner assembly (2) angeord ¬ Neten combustion chamber (5), characterized in that the two stages (8, 9) of fuel injectors (3) are arranged at an angle to the flow direction (S), so that the injected fuel imparts a spin to the flow, wherein one stage (8) has at least one radial (3a) and / or axial (3c) Brennstoffinj ector comprises more complete and the subsequent stage (9) at least one tangential (3b) Brennstof ¬ finjektor, such that by changing the impingement of the two stages (8, 9), the swirl number can be fitted continuously reasonable can. 2. Gasturbine nach Anspruch 1, wobei die andere Stufe (9) in Bezug auf die eine Stufe radial (8) außenliegend angeordnet ist . 2. Gas turbine according to claim 1, wherein the other stage (9) with respect to the one step radially (8) is arranged externally. 3. Gasturbine nach mindestens einem der Ansprüche 1 oder 2, wobei zwei Brenneranordnungen (2) in Strömungsrichtung (S) voneinander beabstandet vorgesehen sind. 3. Gas turbine according to at least one of claims 1 or 2, wherein two burner assemblies (2) in the flow direction (S) are provided spaced from each other. 4. Gasturbine nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch einen mechanischen Drallgenerator (10). 4. Gas turbine according to at least one of claims 1 to 3, characterized by a mechanical swirl generator (10). 5. Gasturbine nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei mehrere Brennstoffinj ektoren (3) konzentrisch um einen Pilotbrenner (11) angeordnet sind. 5. Gas turbine according to at least one of claims 1 to 4, wherein a plurality of fuel injectors (3) are arranged concentrically around a pilot burner (11). 6. Gasturbine nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die Anordnung der Brennstoffinj ektoren (3) und/oder der Stufen (8, 9) für verschiedene Brennstoffe unterschiedlich ist . 6. Gas turbine according to at least one of claims 1 to 5, wherein the arrangement of the fuel injectors (3) and / or the stages (8, 9) is different for different fuels. 7. Verfahren zum Injizieren von Brennstoff in eine Gasturbine (1) mit einer Brenneranordnung (2), wobei durch die gerichtete Injektion des Brennstoffes über zwei Stufen (8,9) von Brennstoffinj ektoren (3) ein Drall im Brennstoff-Luft-Gemisch generiert wird und durch Veränderung der Beaufschlagung der beiden Stufen die Drallzahl stufenlos angepasst wird. 7. A method of injecting fuel into a gas turbine (1) with a burner assembly (2), wherein by the directed injection of the fuel over two stages (8,9) of fuel Injectors (3) generates a swirl in the fuel-air mixture is changed and by changing the application of the two stages, the swirl number is infinitely adjusted. 8. Verfahren nach Anspruch 7, wobei in einer Stufe (8) der Brenneranordnung (2) Brennstoff radial und/oder axial injiziert wird und wobei in einer weiteren Stufe (9) der Brenneranordnung (2) Brennstoff tangential injiziert wird. 8. The method of claim 7, wherein in a stage (8) of the burner assembly (2) fuel is injected radially and / or axially and wherein in a further stage (9) of the burner assembly (2) fuel is tangentially injected.
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