EP0924470B1 - Premix combustor for a gas turbine - Google Patents

Description

Translated fromGerman

Die Erfindung betrifft eine Vormischbrennkammer für eine Gasturbine, umfassendeine Hauptstufe mit mindestens einer Vormischkammer und einer wenigstens zumTeil rotationssymmetrisch zu ihrer Längsachse ausgebildeten Brennkammer mit e i-nerHauptverbrennungs- und einer stromabwärts gelegenen Nachverbrennungszone,wobei die mindestens eine Vormischkammer tangential drallerzeugend in die Brennkammerim Bereich der Hauptverbrennungszone mündet; und eine Pilotstufe miteiner Piloteinspritzvorrichtung.The invention relates to a premixing combustion chamber for a gas turbine, comprisinga main stage with at least one premixing chamber and at least one forPart of the combustion chamber, which is designed to be rotationally symmetrical with respect to its longitudinal axis, with an iMain combustion zone and a downstream post-combustion zone,the at least one premixing chamber generating tangential swirl into the combustion chamberopens in the area of the main combustion zone; and a pilot stage witha pilot injector.

Vormischbrennkammern sind schadstoffarme Gasturbinenbrennkammern. Gasturbinenkönnen sowohl stationär, z.B. als Generatorantriebe in Kraftwerken, als auch inFlugtriebwerken eingesetzt werden. In zahlreichen Industrieländern sind Höchstgrenzenfür die Stickoxidemission stationärer Gasturbinen festgelegt worden. Daauch bei Flugantrieben entsprechende Empfehlungen existieren, kommt der Red u-zierungder Stickodixbildung in den Brennkammern im Rahmen der Senkung derSchadstoffemission eine große Bedeutung zu. Zur Stickoxidreduktion wird bei Flugtriebwerkenderzeit die Fett-Mager-Verbrennung eingesetzt, bei der die Verbrennungmit einer ersten fetten Stufe und einer zweiten mageren Stufe unter Luftüberschußerfolgt.Premix combustion chambers are low-pollution gas turbine combustion chambers. gas turbinescan be stationary, e.g. as generator drives in power plants, as well as inAircraft engines are used. There are maximum limits in numerous industrialized countriesfor nitrogen oxide emissions from stationary gas turbines. ThereReduction also comes with corresponding recommendations for aircraft enginesthe stickodix formation in the combustion chambers as part of the lowering of thePollutant emissions are of great importance. For jet oxide reduction in aircraft enginesfat-lean burn is currently used in the combustionwith a first rich level and a second lean level with excess airhe follows.

Mit der bei stationären Gasturbinen angewendeten, vorgemischten Magerverbrennunglassen sich im Vergleich dazu noch größere Reduktionen erzielen. Da dieStickoxidbildung u.a. mit der höchsten Temperatur in der Flamme steigt, wurdenVerfahren entwickelt, die höchste Flammentemperatur abzusenken. Man unterscheidetdabei zwischen nassen und trockenen Verfahren. Bei den bisher überwi e-gendeingesetzten, nassen Verfahren werden Wasser oder Wasserdampf getrenntoder mit dem Brennstoff vorgemischt in die Verbrennungszone eingebracht. Dabeiist nachteilig, daß aufbereitetes Wasser erforderlich ist, dessen Verbrauch zudemhoch ist. Darüber hinaus sinkt bei den nassen Verfahren der Anlagenwirkungsgrad.With the premixed lean combustion used in stationary gas turbinesin comparison, even larger reductions can be achieved. Since theNitrogen oxide formation etc. with the highest temperature in the flame risesProcess developed to lower the highest flame temperature. One differentiatesdoing this between wet and dry processes. Most of the previous onesThe wet process used separates water or water vaporor premixed with the fuel into the combustion zone. thereis disadvantageous that treated water is required, its consumption alsois high. In addition, the plant efficiency drops with the wet processes.

Aufgrund dieser Nachteile sind zunehmend trockene Verfahren erwünscht, bei denendie Luftüberschußzahl in der Verbrennungszone soweit wie möglich erhöht und Luft und Brennstoff ganz oder teilweise vorgemischt werden. Um den gesetzlichen Vor-schriftenund Empfehlungen zu genügen, müssen Luft und Brennstoff vor dem Ver-brennungsraummöglichst homogen gemischt werden. Allein auf diese Weise könnendie Spitzentemperaturen in der Flamme verringert werden. Dazu wurden Vormischbrennkammernentwickelt, bei denen es zur Erzielung eines hohen Homogenitätsgradseiner bestimmten Länge der Vormischkammer oder einer Mindestverweilzeitin der Vormischkammer bedarf. Dabei besteht jedoch die Gefahr, daß sich dasBrennstoff/Luft-Gemisch in der Vormischkammer entzündet. Da in diesem Fall derVermischungsprozeß nicht abgeschlossen ist, entstehen lokal infolge von Inhomogenitätenhohe Temperaturen, die zur erhöhten Stickoxidbildung führen. Des weiterenbesteht die Gefahr eines Flammenrückschlags aus der Verbrennungszone in dieVormischkammer. Zu dessen Vermeidung werden bei herkömmlichen Vormischbrennkammernam Ende der Vormischkammer Schaufelgitter od. dgl. angebracht,um das Gemisch zu beschleunigen und eine Drallbildung zu erzeugen. Tritt ein Rückzündengleichwohl auf, führt dieses zur Beschädigung oder Zerstörung von Brennkammerteilen,wie z.B. der Schaufelgitter.Because of these disadvantages, dry processes are increasingly desired in whichthe excess air number in the combustion zone increases as much as possible and airand all or part of the fuel is premixed. To the legal regulationsand recommendations must meet air and fuel in front of the combustion chamberare mixed as homogeneously as possible. That way alonethe peak temperatures in the flame are reduced. For this purpose premix combustion chambersdeveloped, in order to achieve a high degree of homogeneitya certain length of the premixing chamber or a minimum residence timein the premixing chamber. However, there is a risk that theFuel / air mixture ignited in the premixing chamber. Because in this case theMixing process is not complete, arise locally due to inhomogeneitieshigh temperatures, which lead to increased nitrogen oxide formation. Furthermorethere is a risk of flashback from the combustion zone into thePremix. In order to avoid this, conventional premixing combustion chambersat the end of the premixing chamber, a scoop grid or the like is attached,to accelerate the mixture and create a swirl. Backfire occursnevertheless leads to damage or destruction of combustion chamber parts,such as. the shovel grille.

Bei einer bekannten Brennkammeranordnung gemäß DE-PS 43 18 405 wird mittelsvorgemischter Magerverbrennung eine Senkung der Stickodixbildung ohne Gefahrder Selbstzündung in einer Vormischstrecke ermöglicht, indem der Brennstoff in eineim wesentlichen gerade ausgebildete Vormischkammer eingespritzt wird, die tangentialin eine im wesentlichen rotationssymmetrisch ausgebildete Verbrennungskammermündet, wodurch beim Einströmen des Gemisches eine Drallbildung erzieltwird. Da die Drallbildung nicht mittels zusätzlicher Bauteile, wie Schaufelgitter, e r-zeugtwird, scheidet die Gefahr der Bauteilbeschädigung bei einem eventuell auftretendenFlammenrückschlag aus. Eine ausreichende Verbrennungsstabilität wird mi t-telseiner unterstützenden Pilotverbrennung gewährleistet, die in einer separatenVerbrennungszone erfolgt. Die Heißgase aus der Pilotzone werden in die magereHauptzone eingemischt, wobei die stabilisierende Wirkung stark von dem existiere n-denStrömungsfeld abhängt und bei unterschiedlichen Betriebszuständen größerenSchwankungen unterworfen sein kann. Zudem wird die Strömung von der Haupt- indie Nachverbrennungszone um 90° umgelenkt, was zu einem erhöhten Druckverlustführt.In a known combustion chamber arrangement according to DE-PS 43 18 405 is by means ofpremixed lean burn a reduction in stickodix formation without dangerThe auto-ignition in a premixing section is made possible by the fuel in ais injected essentially straight pre-mixing chamber, the tangentialinto an essentially rotationally symmetrical combustion chamberopens, whereby a swirl formation occurs when the mixture flows inbecomes. Because the swirl is not generated by means of additional components, such as a vane grillethere is no risk of damage to the component if it occursFlashback. Adequate combustion stability is ensuredassisting pilot combustion, which is carried out in a separateCombustion zone takes place. The hot gases from the pilot zone become the leanMain zone mixed in, the stabilizing effect strongly of the existing n-denFlow field depends and larger in different operating conditionsCan be subject to fluctuations. In addition, the flow from the main inthe post-combustion zone is redirected by 90 °, which leads to an increased pressure lossleads.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Vormischbrennkammer der eingangsbeschriebenen Gattung zu schaffen, bei der die stabilisierende Wirkung der Pilotverbrennungverbessert wird.The object of the invention is to provide a premixing combustordescribed genus to create, in which the stabilizing effect of pilot combustionis improved.

Die Lösung dieser Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, daß dieHauptverbrennungszone in der Brennkammer im wesentlichen koaxial bzw. parallelzur Nachverbrennungszone verläuft bzw. angeordnet ist, d.h. der Strömungsweg imwesentlichen gerade und ohne erhebliche Umlenkung verläuft, und die Pilotstufe andem der Nachverbrennungszone entfernten Ende der Brennkammer angeordnet ist.The solution to this problem is characterized in that theMain combustion zone in the combustion chamber essentially coaxial or parallelruns or is arranged to the afterburning zone, i.e. the flow path inruns essentially straight and without significant deflection, and the pilot stagethe end of the combustion chamber remote from the afterburning zone is arranged.

Der Vorteil dieser Vormischbrennkammer besteht darin, daß die Strömung innerhalbder Brennkammer von der Hauptverbrennungszone zur Nachverbrennungszone nichtum 90° umgelenkt wird und der damit verbundene Druckverlust entfällt. Durch dieunmittelbar an der Brennkammer angeordnete Pilotstufe besitzt diese eine direkteVerbindung zur Hauptverbrennungs- bzw. Rezirkulationszone, wodurch die stabilisierendeWirkung der Pilotverbrennung deutlich verbessert wird. Die erfindungsgemäßeVormischbrennkammer läßt sich sowohl in stationären Gasturbinen als auch in Flug-triebwerkeneinsetzen.The advantage of this premix combustion chamber is that the flow is withinthe combustion chamber from the main combustion zone to the afterburning zoneis deflected by 90 ° and the associated pressure loss is eliminated. Through theThe pilot stage arranged directly on the combustion chamber has a direct oneConnection to the main combustion or recirculation zone, creating the stabilizingEffect of pilot combustion is significantly improved. The inventionPremix combustors can be used in stationary gas turbines as well as in aircraft enginesdeploy.

In einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung weitet sich der die Hauptverbrennungszonebildende Bereich der Brennkammer in Strömungsrichtung, die von derHauptverbrennungszone in Richtung auf die Nachverbrennungszone verläuft, konischauf. Durch den Öffnungswinkel des Konus läßt sich die Rezirkulationszone und damitdie Flammenstabilität steuern. Während sich bei kleineren Öffnungswinkeln ein zu-sätzlicherVorverdampfungsbereich ergibt, wird bei größeren Öffnungswinkeln dieStabilität der Verbrennung gefördert.In a preferred embodiment of the invention, the main combustion zone widensforming area of the combustion chamber in the flow direction, from theMain combustion zone runs towards the post-combustion zone, conicalon. Through the opening angle of the cone, the recirculation zone and thuscontrol flame stability. While there is an additional one at smaller opening anglesPre-evaporation results in the case of larger opening anglesPromotes combustion stability.

Bevorzugt ist die Pilotstufe an dem Ende der Brennkammer mit kleinerem Radiusstirnseitig angeordnet und verläuft koaxial dazu.The pilot stage at the end of the combustion chamber with a smaller radius is preferredarranged at the front and coaxial to it.

Es kann zweckmäßig sein, daß die Pilotstufe eine zwischen der Piloteinspritzvorrichtungund der Brennkammer angeordnete Pilotbrennkammer aufweist.It may be appropriate for the pilot stage to be one between the pilot injection deviceand the combustion chamber arranged pilot combustion chamber.

Im folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahmeauf eine Zeichnung näher erläutert: Es zeigt:

Fig. 1

in perspektivischer Darstellung eine schematische Ansicht eines Ausführungsbeispielsder erfindungsgemäßen Vormischbrennkammer, dieauf die wesentlichen Bestandteile zur Erläuterung der Anordnung beschränktist,

Fig. 2

eine mit Fig. 1 vergleichbare Ansicht eines weiteren Ausführungsbeispielsder erfindungsgemäßen Vormischbrennkammer und

Fig. 3

in perspektivischer Darstellung eine geschnittene Teilansicht einerRingbrennkammeranordnung.

The invention is explained in more detail below on the basis of exemplary embodiments with reference to a drawing: It shows:

Fig. 1

a perspective view of a schematic view of an embodiment of the premixing combustion chamber according to the invention, which is limited to the essential components for explaining the arrangement,

Fig. 2

a view comparable to FIG. 1 of a further embodiment of the premix combustion chamber according to the invention and

Fig. 3

a perspective partial sectional view of an annular combustion chamber arrangement.

Fig. 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel einer im ganzen mit 1 bezeichneten Vormischbrennkammerfür eine Gasturbine. Die Vormischbrennkammer 1 umfaßt im wesen t-licheneine Hauptstufe 2 mit einer Vormischkammer 6, einer Hauptverbrennungszone3 und einer Nachverbrennungszone 5 sowie eine Pilotstufe 4. An einem Ende 7der Vormischkammer 6 wird der Brennstoff zusammen mit einem Teil der Verdichterlufteingebracht. Der Brennstoff wird in der Vormischkammer 6 zerstäubt, verdampftund mit der Luft möglichst homogen vermischt. Die Vormischkammer 6 istals geradliniger Rechteckkanal ausgebildet, so daß innerhalb der Vormischkammer 6eine drallfreie Strömung mit einem verhältnismäßig gleichmäßigen Geschwindi g-keitsprofilerzeugt wird. Dieses führt die zu einer hohen Gemischhomogenität zwi-schendem Brennstoff und der Luft, wodurch Temperaturspitzen mit einer verstärk-tenthermischen Stickoxidbildung vermieden werden. Die Vormischkammer 6 kannje nach Maschinendesign auch andere geeignete Querschnittsformen aufweisen, wiez.B. oval oder auch kreisrund. Auch muß die Querschnittsform nicht zwingend konstantüber die Länge der Vormischkammer 6 sein.1 shows an exemplary embodiment of a premix combustion chamber, designated as a whole by 1for a gas turbine. Thepremix combustion chamber 1 essentially comprisesamain stage 2 with apremixing chamber 6, amain combustion zone3 and apost-combustion zone 5 and apilot stage 4. At oneend 7thepremixing chamber 6 becomes the fuel together with part of the compressor airbrought in. The fuel is atomized and evaporated in thepremixing chamber 6and mixed with the air as homogeneously as possible. Thepremixing chamber 6 isformed as a rectilinear rectangular channel, so that within the premixing chamber 6a swirl-free flow with a relatively uniform velocity profileis produced. This leads to a high mixture homogeneity betweenthe fuel and the air, which increases temperature peaks with athermal nitrogen oxide formation can be avoided. Thepremixing chamber 6 candepending on the machine design also have other suitable cross-sectional shapes, such ase.g. oval or circular. The cross-sectional shape does not necessarily have to be constantover the length of thepremixing chamber 6.

An einem Austrittsende 8 der Vormischkammer 6 strömt das Brennstoff-Luftgemischin die Brennkammer 9, die einen als Kegelstumpf ausgebildeten, im Bereich der Hauptverbrennunszone 3 liegenden Teil und einen zylindrischen, im Bereich derNachverbrennungszone 5 liegenden Teil 12 umfaßt. Die Strömung wird dabei miteiner möglichst großen Exzentrizität zu einer Längs- bzw. Mittelachse M der rotationssymmetrischenBrennkammer 9 eingebracht, so daß in dieser der Strömung desBrennstoff/Luft-Gemisches eine Umfangsgeschwindigkeit aufgeprägt wird. Zur Erzielungeiner größtmöglichen Exzentrizität ist die im Querschnitt rechteckförmigeVormischkammer 6 zudem mit einer möglichst geringen Höhe H ausgebildet. Infolgeder Drallbildung ergibt sich eine ausgeprägte, aus dem kegelstumpfförmig ausgebildetenTeil der Brennkammer 9 hinausreichende Rezirkulation des Brennstoff-Luftgemisches,wodurch diese in die Hauptverbrennungszone 3 bzw. den konischausgebildeten Teil der Brennkammer 9 zurückströmt und die Verbrennung stabili-siert.Erst im Anschluß gelangt die Strömung in die im wesentlichen parallel bzw.koaxial zur Hauptverbrennungszone 3 und insbesondere zur Mittelachse M der zumTeil kegelstumpfförmigen Brennkammer 9 verlaufende, stromabwärtige Nachverbrennungszone5. Der Strömungsweg für das Brennstoff-Luft-Gemisch ist somit imwesentlichen gerade. Die Brennkammer 9 weist zur Kühlung eine Vielzahl vonLufteintrittsöffnungen auf.The fuel-air mixture flows at anoutlet end 8 of thepremixing chamber 6into thecombustion chamber 9, which is designed as a truncated cone, in the region of theMain combustion zone 3 lying part and a cylindrical, in the area ofAfterburningzone 5 includes lyingpart 12. The flow is includedthe greatest possible eccentricity to a longitudinal or central axis M of the rotationallysymmetricalCombustion chamber 9 introduced so that the flow of theFuel / air mixture is impressed a peripheral speed. To achieveThe greatest possible eccentricity is that which is rectangular in crosssectionPremixing chamber 6 is also designed with the lowest possible height H. As a resultthe swirl formation results in a pronounced frustoconical shapeRecirculation of the fuel-air mixture extending beyond part of thecombustion chamber 9,whereby this into themain combustion zone 3 or the conicaltrained part of thecombustion chamber 9 flows back and the combustion stabilized.Only then does the flow enter the essentially parallel orcoaxial to themain combustion zone 3 and in particular to the central axis M of thePart of a truncated cone-shaped combustion chamber 9,downstream afterburning zone5. The flow path for the fuel-air mixture is thus in theessentially straight. Thecombustion chamber 9 has a plurality of for coolingAir inlet openings.

An einem zur Nachverbrennungszone 5 entfernten Ende 10 der Brennkammer 9 istdie Pilotstufe 4 angeordnet. in der vorliegenden Ausgestaltung ist die Pilotstufe 4mithin an dem stirnseitigen Ende 10 mit dem kleinsten Radius des als Kegelstumpfausgebildeten Teils der Brennkammer 9 angeordnet. Die Pilotstufe 4 umfaßt einePiloteinspritzvorrichtung 11, mit der Brennstoff in die Hauptverbrennungszone 3 zurStabilisierung der Verbrennung insbesondere im Teillastbereich eingebracht werdenkann. Die Heißgase aus der Pilotstufe 4 strömen unmittelbar in den Kern der Rezirkulatioszoneder mageren Hauptstufe 2, was zu einer verbesserten Stabilität derVerbrennung führt. Sowohl in der Haupt- als auch in der Pilotstufe 2 bzw. 4 könnengasförmige und flüssige Brennstoffe eingesetzt werden.At anend 10 of thecombustion chamber 9 remote from theafterburning zone 5thepilot stage 4 arranged. In the present embodiment, pilot level is 4thus at thefront end 10 with the smallest radius as a truncated conetrained part of thecombustion chamber 9 arranged. Thepilot stage 4 includes onePilot injector 11, with the fuel in themain combustion zone 3 forStabilization of the combustion can be introduced in particular in the partial load rangecan. The hot gases frompilot stage 4 flow directly into the core of the recirculation zonethe leanmain level 2, resulting in improved stability of theCombustion leads. Both in the main and in thepilot level 2 or 4gaseous and liquid fuels are used.

Fig. 2 zeigt ein anderes Ausführungsbeispiel der Vormischbrennkammer 1, dessenModifikation im Bereich der Pilotstufe 4 liegt. In Fig. 2 weist die Pilotstufe 4 zusätzlichzur Piloteinspritzvorrichtung 11 eine Pilotbrennkammer 13 auf, in welcher der Brennstoff zunächst in einer Diffusionsverbrennung mit Luft gemischt wird und erstdann stirnseitig in die Brennkammer 9 eingebracht wird.Fig. 2 shows another embodiment of thepremix combustion chamber 1, theModification is in the area ofpilot level 4. In Fig. 2, thepilot stage 4 additionallyto thepilot injection device 11, apilot combustion chamber 13 in which theFuel is first mixed with air in a diffusion combustion and only thenis then introduced into the front of thecombustion chamber 9.

Fig. 3 zeigt eine Anordnung, bei der eine Vielzahl von Vormischbrennkammern 1 miteiner Ringbrennkammer 14 kombiniert sind. Auch hier umfassen die einzelnen Vormischbrennkammern1 eine Vormischkammer 6, die exzentrisch in einen als Kegel-stumpfausgebildeten Teil der Brennkammer 9 einer Hauptstufe 2 mündet, sowieeine im wesentlichen koaxial zur Hauptstufe 2 angeordnete Nachverbrennungszone5, wodurch die Strömung zwischen der Hauptverbrennungszone 3 und der Nachverbrennungszone5 nicht umgelenkt werden muß und mithin der Brennkammerdruckverlustreduziert wird. Zwischen dem konusförmigen Teil der Brennkammer 9 undder Ringbrennkammer 14 könnte die Brennkammer 9 auch hier einen zylindrischenTeil 12 aufweisen, der im wesentlichen koaxial zur Längsachse M der Brennkammer9 angeordnet ist. Beim Einbau der Ringbrennkammer 14 in eine Gasturbine wird diesemit ihrer Mittelachse M koaxial dazu angeordnet und von einem stromaufwärtigenVerdichter einspritzseitig mit Luft beaufschlagt. Die Vormischbrennkammern 1 sindäquidistant um den stirnseitigen Umfang der Ringbrennkammer 14 angeordnet.Auch hier ist die Wandung der Brennkammer 9 zur Kühlung mit Lufteintrittsöffnungenversehen.Fig. 3 shows an arrangement in which a plurality ofpremixing combustion chambers 1 withanannular combustion chamber 14 are combined. Here too, the individual premixing combustion chambers comprise1 apremixing chamber 6, which is eccentrically into a truncated conetrained part of thecombustion chamber 9 opens amain stage 2, andan afterburning zone arranged essentially coaxially to themain stage 25, causing the flow between themain combustion zone 3 and thepost-combustion zone5 does not have to be deflected and therefore the combustion chamber pressure dropis reduced. Between the conical part of thecombustion chamber 9 andtheannular combustion chamber 14, thecombustion chamber 9 could also be cylindricalHavepart 12 which is substantially coaxial to the longitudinal axis M of thecombustion chamber9 is arranged. When theannular combustion chamber 14 is installed in a gas turbine, it becomeswith its central axis M arranged coaxially with it and from an upstream oneAir supplied to the compressor on the injection side. Thepremix combustion chambers 1 arearranged equidistantly around the end circumference of theannular combustion chamber 14.Here too, the wall of thecombustion chamber 9 is for cooling with air inlet openingsMistake.

Beim Betrieb der Vormischbrennkammer 1 können die Hauptstufe 2 und die Pilotstufe4 je nach Last bzw. Flugphase wahlweise separat oder gleichzeitig betrieben wer-den.When operating thepremix combustion chamber 1, themain stage 2 and the pilot stage can4 Depending on the load or flight phase, they can be operated separately or simultaneously.

Claims (10)

1. Pre-mixing combustor for a gas turbine, comprising a main stage with at leastone pre-mixing chamber and a combustor designed to be at least partiallydynamically balanced relative to its longitudinal axis and consisting of a maincombustion zone and a downstream reheat zone, the at least one pre-mixingchamber terminating in the combustor while generating tangential spin, andfurther comprising a pilot stage with a pilot injection device,characterised inthat the main combustion zone (3) in the combustor (9) extends essentiallycoaxial with the reheat zone (5) andin that the pilot stage (4) is located at thatend (10) of the combustor (9) which is remote from the reheat zone (5).
2. Pre-mixing combustor according to claim 1,characterised in that the at least onepre-mixing chamber (6) is designed as a rectangular duct.
3. Pre-mixing combustor according to claim 1 or 2,characterised in that the atleast one pre-mixing chamber (6) has a low height (H) relative to its length andwidth.
4. Pre-mixing combustor according to one or more of the preceding claims,characterised in that the exit end (8) of the at least one pre-mixing chamber (6)is so arranged relative to the combustor (9) that the flow entering the combustor(9) has a maximum eccentricity relative to the longitudinal axis (M) of thecombustor (9).
5. Pre-mixing combustor according to one or more of the preceding claims,characterised in that two or four pre-mixing chambers (6) terminate in pairs atthe combustor (9) in at least approximately diametrically opposite positionswhile generating spin in the same direction.
6. Pre-mixing combustor according to one or more of the preceding claims,characterised in that the area of the combustor (9) which forms the maincombustion zone (3) conically expands in the direction of flow.
7. Pre-mixing combustor according to claim 6,characterised in that the pilot stage(4) at the end (10) of the combustor (9) is located at its end face and coaxialthereto with a small radius.
8. Pre-mixing combustor according to one or more of the preceding claims,characterised in that the pilot stage (4) comprises a pilot combustor (12) locatedbetween the pilot injection device (11) and the combustor (9).
9. Pre-mixing combustor arrangement according to one or more of the precedingclaims,characterised in that the area of the combustor (9) forming the reheatzone (5) is designed as an annular combustion chamber (14), to the end face ofwhich a plurality of combustors (9) including the main combustion zone (3) aswell a pre-mixing chambers (6) and pilot stages (4) is connected with equalspacing.
10. Pre-mixing combustor arrangement according to claim 9,characterised in thateach combustor (9) comprises a conical part essentially forming the maincombustion zone (3) and a downstream cylindrical part (12) coaxial with itslongitudinal axis (M) and terminating in the annular combustion chamber (14).

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