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Gasturbinenaggregat mit mehrstufiger Verbrennung.
Gasturbinen sind bereits bekannt, bei denen das Schaufelsystem in zwei oder mehrere in demselben Turbinengehäuse angeordnete und auf derselben Welle angebrachte Schaufelsysteme aufgeteilt ist. Auch ist bereits vorgeschlagen, das sich unter hohem Druck befindliche Treibmittel mittels in ihm erfolgender Verbrennung von in flüssiger oder anderer Form zugeführtem Brennstoff zu erwärmen. Ferner ist schon vorgeschlagen, das Treibmittel nach Durchströmung eines Teiles des Sehaufelsystems wieder zu erwärmen, u. zw. durch Zufuhr von Brennstoff und Luft, welche in dem Raum zwischen den verschiedenen Schaufelsystemen verbrennen und somit das Treibmittel erwärmen, ehe es in die Schaufelringe des nächstfolgenden Schaufelsystems strömt.
Bei derartigen Ausführungsformen, insbesondere solchen, in denen das Schaufelsystem nach dem Aktionsprinzip ausgeführt ist, sind verschiedene Nachteile aufgetreten, die die praktische Verwendung einer solchen Turbine unmöglich gemacht haben. Um das verdichtete Treibmittel in der geeignetsten Weise ausnützen zu können, wurde es auf sehr hohe, die Wärmebeständigkeit des Schaufelsystems der Turbine gefährdende Temperaturen erwärmt. Das hiebei angewendete Verfahren zur Erwärmung des Treibmittels hatte bedeutend höhere Temperaturen als die berechneten zur Folge, da die Wiedererwärmung innerhalb des, das Schaufelsystem umgebenden, gemeinsamen Turbinengehäuses stattfand, u. zw. in unmittelbarer Nähe des nächstfolgenden Schaufelsystems.
Die Verbrennung hat somit unter unvollständiger Mischung stattgefunden, so dass einige Teile des Treibmittels auf bedeutend höhere Temperaturen als die berechneten erwärmt wurden, während andere Teile niedrigere Temperaturen als die berechneten erhielten. Des weiteren erfolgte die Wiedererwärmung der Gase nicht durch Verbrennung im Treibmittel, sondern durch Verbrennung von zugeführter Brennstoffmenge in der Luftmenge, wodurch das Erhalten einer geeigneten Mischung zur Erzielung der geeigneten Temperatur des Treibmittels, welches das folgende Schaufelsystem durchströmen soll, erschwert wurde.
Es sind auch Gasturbinenaggregate mit mehrstufiger Verbrennung vorgeschlagen worden, bei denen die Erwärmung und Wiedererwärmung des Treibmittels in allernächster Nähe des Schaufelsystems stattfindet. Dies bringt aber mancherlei Nachteile mit sich. So setzen z. B. örtliche Erhitzungen des Schaufelsystems und Ablagerungen von Verbrennungsrückständen auf demselben die Lebensdauer der Beschaufelung herab und beeinträchtigen die richtige Wirkungsweise derselben. Die örtliche Erwärmung hat ein Verziehen wichtiger Teile im Gefolge, was durch Spaltvergrösserung oftmals die Ursache schlechter Wirkungsgrade ist.
Die letztgenannten Übelstände treten insbesondere dann auf, wenn es sich um Axialturbinen der bisher üblichen Art handelt, u. zw. aus folgenden Gründen :
Bei Gasturbinen steigen bekanntlich die Temperaturen sehr rasch, und es werden Lauf-und Leiträder viel schneller erwärmt als das Gehäuse, in welchem sie angeordnet sind. Die Folge davon ist, dass sich Lauf-und Leiträder in radialer Richtung viel schneller dehnen als das Gehäuse, was zu einer Berührung zwischen Teilen desselben und den Rädern führen müsste, wenn nicht von vornherein der Spalt besonders gross gewählt werden würde. Die gleichen Verhältnisse herrschen zwischen Welle und Zwischenwänden.
Der dadurch nötige, unverhältnismässig grosse Spalt bedingt grosse Spaltverluste, und ein wirtschaftlicher Betrieb ist aus diesen Gründen nicht möglich.
Die Erfindung fusst demgegenüber auf der Erkenntnis, dass diese Übelstände bei Turbinen mit radial gerichteter Strömung nicht in dem Masse auftreten können, dass dadurch ein wirtschaftlicher Betrieb der Turbinen auch bei hohen Temperaturen unmöglich wäre.
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1m Sinne der Erfindung wird durch die Kombination von in Form an sich bekannter mehrstufiger Radialturbinen ausgebildeter Turbinenstufen mit getrennten Gehäusen, mit Verbrennungskammern, welche diesen Gehäusen vorgeschaltet sind, ein Wirkungsgrad erreicht, der solche Gasturbinenaggregate mit andern Kraftmaschinen wettbewerbsfähig macht.
Auf der Zeichnung sind einige Ausführungsformen der Erfindung beispielsweise und schematisch
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der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsform.
In Fig. 1 bezeichnen 1 und 2 in getrennten Turbinengéhäusen. 3 und 4 angeordnete Schaufelsysteme.
Diese gesonderten Schaufelsysteme 1 und 2 sind auf derselben Welle 5 angebracht wie ein elektrisches Generatoraggregat 6. Die demselben Gasturbinenaggregat zugehörigen Schaufelsysteme 1 und : 2 können auch als eine Hochdruckturbine 1 und eine Niederdruckturbine 2 angesehen werden, d. h. es sind zwei Turbinenstufen mit getrennten Gehäusen vorgesehen. Die Hochdruckturbine 1 erhält ihr Treibmittel
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vorrichtung 9 (Verbrennungskammer) für das Treibmittel, welche dem Gehäuse 3 vorgeschaltet ist.
Durch die Leitung 10 wird dem Erwärmungsapparat 9 ein Treibmittel, z. B. Luft, unter Druck zugeführt.
Durch eine Rohrleitung 11 wird der Verbrennungskammer 9 auch noch ein Brennstoff, z. B. in flüssiger Form, zugeführt, der innerhalb der Kammer 9 in dem durch die Leitung 10 zugeführten Luftstrom verbrennt.
Das Treibmittel wird hiebei nur auf eine so hohe Temperatur erwärmt, wie der Wärmebeständigkeit des Schaufelsystems 1 entspricht, z. B. auf 500-700 C. Die Regelung der Erwärmung erfolgt durch Zufuhr von Brennstoff in solcher Menge, die zur Erzielung der genannten Temperatur erforderlich ist.
Für niedrigere, geringere Anfangstemperaturen bedingende Belastungen wird, entsprechend dieser Temperatur, eine geringere Brennstoffmenge zugeführt. Die Verbrennung erfolgt somit mit grossem Luft- überschuss. Das in den zentralen Raum 8 der Turbine 1 eintretende Treibmittel enthält somit ausser den durch die Erwärmung entstandenen Gasen auch unverbrannte Luft. Unter Expansion und Wärmegefälle strömt dieses Treibmittel in radialer Richtung durch das als einfach rotierende Radialturbine und für volle Beaufschlagung ausgeführte Schaufelsystem 1. Durch die Leitung 12 wird das Treibmittel fortgeleitet und dann einer der Wiedererwärmung dienenden'Verbrennungskammer 13 zugeführt, in der es wieder erwärmt wird, z. B. auf die gleiche Temperatur, auf die es in der Kammer 9 erwärmt wurde.
Auch in diesem Falle erfolgt die Wiedererwärmung durch eine innere, im Treibmittel stattfindende Verbrennung von durch eine Leitung 14 zugeführtem Brennstoffe. Da die Verbrennung in der Kammer 9 unter grossem Luftüberschuss vor sich ging, enthält das Treibmittel bei Durchströmung der Wiedererwärmungskammer 13 genügend Luft oder Sauerstoff, um die Verbrennung so weit zu unterhalten, dass annähernd dieselbe Temperatur wie in der Kammer 9 erreicht wird. Das auf diese Weise von neuem erwärmte, in der Leitung 15 zum zentralen Raum 16 des als weitere Stufe wirkenden Schaufelsystems oder der Turbine 2 strömende Treibmittel enthält somit hauptsächlich Verbrennungsgase, kann jedoch auch unverbrannte Luft enthalten.
In der Turbine (Stufe) 2 gibt das Treibmittel durch Expansion und Verwertung des Wärmegefälles weitere Energie ab, die von den ausserhalb der Turbine herrschenden Verhältnissen abhängig ist. Auch die Turbinenstufe 2 ist als mehrstufige Radialturbine mit voller Be- aufschlagung und eigenem Gehäuse ausgeführt.
Das Treibmittel strömt somit gemäss Fig. 1 in Richtung der Pfeile durch ein Radialschaufelsystem und, wie bei Radialturbinen vielfach üblich, auch noch durch ein Axialschaufelsystem, das auf der das rotierende Radialschaufelsystem tragenden Turbinenscheibe oder einem mit dieser verbundenen Teil angebracht ist.
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turbinenstufen oder Radialschaufelsystemen bestehenden Turbinenteiles, wovon jeder Teil ein getrenntes Turbinengehäuse aufweist, mit Verbrennungskammern, die der Erwärmung des Treibmittels dienen und den getrennten Turbinengehäusen vorgeschaltet sind. Weiters ist ersichtlich, dass eine Verbrennung-
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ausserhalb des Gehäuses dieser Stufe. Die zur Erzeugung des Treibmittels erforderliche Luft wird bei dieser Ausführungsform einem andern Aggregat entnommen.
Fig. 2 stellt eine Ausführungsform dar, bei der das Treibmittel oder das zur Erzeugung des Treibmittels erforderliche Gas oder die Luft in dem Aggregat zugehörigen Kompressoren verdichtet wird. Ein solches Gasturbinenaggregat kann daher als aus zwei Teilen bestehend betrachtet werden, wobei der eine Teil hauptsächlich zur Erzeugung von verdichtetem Gas und der andere Teil hauptsächlich für die Abgabe von effektiver Leistung bestimmt ist.
In Fig. 2 bezeichnen 21, 22 und 23 drei Kompressoren, welche in der Strömungsrichtung der zu verdichtenden Luft oder des Gases in Reihe geschaltet sind. Das Gas, z. B. Luft, strömt durch die Leitung 24 ein und wird durch eine Leitung 25 vom Kompressor 21 zum Kompressor 22 und weiter durch eine Leitung 26 zum Kompressor 23 geleitet. Vom Kompressor 23 wird die endgültig verdichtete Luft durch eine Leitung 27 einem Vorwärmer 28 zugeführt, in dem sie in später noch zu beschreibender Weise eine erste Erwärmung erfährt. Durch eine Leitung 29 strömt dann die Luft von diesem Vorwärmer zu
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geschaltet. In diesem Apparat findet Verbrennung eines durch die Leitung 72 zugeführten Brennstoffes statt.
Damit eine Verbrennung stattfinden kann, wird durch eine Leitung 73 Frischluft von einer Stelle im Hochdruckkompressor 63 zugeführt, die den Druckverhältnissen in der Leitung 70 entspricht. Auch in diesem Falle wird nicht mehr Luft zugeführt, als für die Verbrennung notwendig ist. Die Verbrennung in dieser Verbrennungskammer erfolgt ohne grossen Luftüberschuss in derselben Weise wie im Apparat 64 und in den übrigen, später noch zu beschreibenden Erwärmungsapparaten. Von der Turbine 69 wird das Treibmittel durch eine Leitung der nächsten Stufe 60 einer Turbine 74 zugeführt. Die Wiedererwärmung des Treibmittels erfolgt in einer in der Leitung 60 angeordneten Verbrennungskammer 75.
Auch in diesem Falle wird durch eine Leitung 76 die für die Verbrennung erforderliche Frischluft zugeführt.
Die Turbine 74 ist auf derselben Welle angebracht wie eine Turbine 77 und ein Generator 78. Der Generator 78 wird somit von den Turbinen 74 und 77 getrieben. Eine Leitung 79 überführt das Treibmittel von der Turbine 74 zur Turbine 77, der eine Verbrennungskammer vorgeschaltet ist.
Dieser Verbrennungskammer wird durch eine Leitung S. ! Frischluft zugeführt. Eine Leitung 82 führt das Treibmittel von der Turbine 77 zu einer Turbine 83. 84 bezeichnet einen in der Leitung 82 angebrachten Wiedererwärmungsapparat für das Treibmittel, das der Turbine 83 zugeführt wird. Die Verbrennung in der Kammer 84 erfolgt unter Einwirkung von Frischluft, die durch eine Leitung 85 zugeführt wird. Eine Leitung 86 führt das Treibmittel von der Turbine 83 zu der z. B. als mehrstufige Radialturbine ausgebildeten Turbinenstufe 87. 88 bezeichnet einen in der Leitung 86 vor der Turbine 87 angebrachten Wiedererwärmungsapparat für das Treibmittel, Die Verbrennung erfolgt mit Hilfe von durch eine Leitung 89 zugeführter Frischluft.
Die Auslassleitung 90 der Turbine 87 verzweigt sich in zwei Leitungen 91 und 92. Durch diese Zweigleitungen wird das Treibmittel ohne Wiedererwärmung Turbinen 93 und 94 zugeführt. Die Turbine 93 steht ohne Einschaltung eines Wiedererwärmungsapparates durch eine Leitung 95 mit einer Turbine 96 in Verbindung. Die Turbinen 93 und 96 sind auf derselben Welle angebracht wie der Niederdruckkompressor 61, der somit von den beiden Turbinen getrieben wird. Die Turbine 94 und eine weitere Turbine 98 sind auf derselben Welle angebracht wie ein Generator 97, der somit ebenfalls von zwei Turbinen getrieben wird. Eine Leitung 99 führt das Treibmittel von der Turbine 94 zur Turbine 98. Durch eine Leitung 100 wird das in dieser Weise ausgenutzte Treibmittel abgeleitet, z.
B. einem Vorwärmer zu, ähnlich wie es früher bei der Ausführungsform nach Fig. 2 beschrieben ist.
Alle obenerwähnten Turbinen sollen im Sinne der Erfindung als Radialschaufelsysteme nach dem Reaktionsprinzip mit Vollanlass ausgeführt werden. Je eine Turbine wird zweckmässig als Radialturbine ähnlich wie bei der Ausführungsform nach Fig. 1 ausgeführt.
Auch bei der Ausführungsform gemäss Fig. 3 ist somit die Gasturbine in zehn Schaufelsysteme
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Luft zugeführten Wasser mitgeteilt. Die verschiedenen Wiedererwärmungsapparate sind mit entsprechenden Teilen der Kompressoren oder Leitungen zwischen den Kompressoren derart verbunden, so dass Frischluft von annähernd dem gleichen Druck, unter welchem die Verbrennung vor sich geht, den Wiedererwärmungsapparaten zugeführt werden kann.
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Turbinen 96,93, 87, 83, 69 und 68 zusammen mit den Kompressoren 61, 62 und 63 den Kompressorteil des Gasturbinenaggregates und die Turbinen 74,77, 94 und 98, gegebenenfalls im Zusammenhang mit den Generatoren 78 und 97, den effektive Leistung abgebenden Aggregatteil des Gasturbinenaggregates bilden.
Die zehn verschiedenen Teile des Schaufelsystems des Gasturbinenaggregates können teils als in Reihe und teils parallel miteinander geschaltete, getrennte Turbinen betrachtet werden. Sie können jedoch auch Teile zweier oder mehrerer Turbinen bilden. Es können z. B. die Turbinen 68 und 69 eine aus zwei Teilen zusammengebaute Hochdruckturbine bilden, während die Turbinen 83 und 87 eine zweite Mitteldruckturbine bilden. Die Turbinen 93 und 96 einerseits sowie die Turbinen 94 und 98 anderseits bilden zwei parallel geschaltete, aus zwei Teilen bestehende Niederdruckturbinen.
Mit Hilfe von Ausführungsformen nach der Erfindung können zur Verfügung stehende, verdichtete Gase oder Luft in vorteilhafter Weise ausgenutzt werden, ohne dass die Anfangstemperatur der Gase einen für die Turbine schädlichen hohen Grad anzunehmen braucht. Auch die Wiedererwärmung braucht nicht auf einen für die Turbine schädlichen Grad zu erfolgen. Die dem Treibmittel zugeführte Wärme kann somit ausgenutzt werden, ohne dass das Schaufelsystem der Turbinenteile dadurch gefährdet wird.
Die Wiedererwärmung des Treibmittels erfolgt unter solchen Verhältnissen, dass das zum Schaufelsystem strömende Gas derart gemischt wird, dass die Temperatur in den verschiedenen Teilen des Treibmittels konstant ist.
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Kompressoren verdichtet wird, ist es notwendig, die verdichteten Gase in vorteilhafter Weise auszunutzen, da ein so grosser Teil des gesamten Energieinhaltes zum Verdichten der Gase verwendet wird, dass ein
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schlechtes Wirtschaften mit der verdichteten Luft grossen Einfluss auf den Wirkungsgrad des gesamten
Aggregates ausübt.
Durch die Erfindung ist somit die Möglichkeit gegeben, die im Gas oder in der Luft vorhandene Energie in vorteilhaftester Weise auszunutzen.
PATENT-ANSPRÜCHE :
1. Gasturbinenaggregat mit mehrstufiger Verbrennung, gekennzeichnet durch die Kombination einzelner in Form von an sich bekannten, mehrstufigen Radialturbinen ausgebildeten Turbinenstufen in getrennten Gehäusen mit Verbrennungskammern, welche diesen Gehäusen vorgeschaltet sind.
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Gas turbine unit with multi-stage combustion.
Gas turbines are already known in which the blade system is divided into two or more blade systems arranged in the same turbine housing and attached to the same shaft. It has also already been proposed that the propellant, which is under high pressure, be heated by means of combustion of fuel supplied in liquid or other form. It has also been proposed to heat the propellant again after flowing through part of the Sehaufelsystem, u. between the supply of fuel and air, which burn in the space between the various blade systems and thus heat the propellant before it flows into the blade rings of the next following blade system.
In such embodiments, in particular those in which the blade system is designed according to the principle of action, various disadvantages have arisen which have made the practical use of such a turbine impossible. In order to be able to utilize the compressed propellant in the most suitable way, it was heated to very high temperatures which endanger the heat resistance of the turbine blade system. The method used for heating the propellant resulted in significantly higher temperatures than those calculated, since the re-heating took place within the common turbine casing surrounding the blade system, and the like. between in the immediate vicinity of the next following shovel system.
The combustion thus took place with incomplete mixing, so that some parts of the propellant were heated to significantly higher temperatures than those calculated, while other parts received temperatures lower than those calculated. Furthermore, the gases were not reheated by combustion in the propellant, but rather by burning the amount of fuel supplied in the amount of air, which made it difficult to obtain a suitable mixture to achieve the appropriate temperature of the propellant through which the following blade system is to flow.
Gas turbine units with multi-stage combustion have also been proposed in which the heating and reheating of the propellant takes place in the very close proximity of the blade system. However, this has various disadvantages. So set z. B. local heating of the blade system and deposits of combustion residues on the same reduce the life of the blades and impair the correct operation of the same. Local heating causes important parts to warp, which is often the cause of poor efficiency due to the enlargement of the gap.
The last-mentioned inconveniences occur in particular when it comes to axial turbines of the previously usual type, u. for the following reasons:
In gas turbines, as is known, the temperatures rise very quickly, and impellers and guide wheels are heated much more quickly than the housing in which they are arranged. The consequence of this is that running and guide wheels expand much faster in the radial direction than the housing, which would have to lead to contact between parts of the same and the wheels if the gap were not chosen to be particularly large from the outset. The same relationships exist between the shaft and the partition walls.
The disproportionately large gap required as a result causes large gap losses, and economical operation is not possible for these reasons.
In contrast, the invention is based on the knowledge that these inconveniences in turbines with radially directed flow cannot occur to the extent that this would make economical operation of the turbines impossible even at high temperatures.
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In the sense of the invention, the combination of turbine stages designed in the form of known multistage radial turbines with separate housings, with combustion chambers, which are connected upstream of these housings, achieves an efficiency that makes such gas turbine units competitive with other engines.
Some embodiments of the invention are shown schematically and by way of example in the drawing
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the embodiment shown in FIG.
In Fig. 1, 1 and 2 designate in separate turbine housings. 3 and 4 arranged blade systems.
These separate blade systems 1 and 2 are mounted on the same shaft 5 as an electrical generator set 6. The blade systems 1 and: 2 belonging to the same gas turbine set can also be regarded as a high pressure turbine 1 and a low pressure turbine 2, i.e. H. there are two turbine stages with separate housings. The high pressure turbine 1 receives its propellant
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device 9 (combustion chamber) for the propellant, which is connected upstream of the housing 3.
Through the line 10, the heating apparatus 9 is a propellant, for. B. air, supplied under pressure.
Through a pipe 11, the combustion chamber 9 is also a fuel, for. B. in liquid form, which burns within the chamber 9 in the air flow supplied through the line 10.
The propellant is only heated to a temperature as high as the heat resistance of the blade system 1, e.g. B. to 500-700 C. The heating is regulated by supplying fuel in such an amount that is necessary to achieve the temperature mentioned.
For loads causing lower, lower initial temperatures, a smaller amount of fuel is supplied in accordance with this temperature. The combustion thus takes place with a large excess of air. The propellant entering the central space 8 of the turbine 1 thus also contains unburned air in addition to the gases produced by the heating. With expansion and heat gradient, this propellant flows in the radial direction through the blade system 1, which is designed as a single rotating radial turbine and is designed for full admission. z. B. to the same temperature to which it was heated in the chamber 9.
In this case too, the reheating takes place by an internal combustion of fuels supplied through a line 14 in the propellant. Since the combustion in the chamber 9 took place with a large excess of air, the propellant contains enough air or oxygen when flowing through the reheating chamber 13 to maintain the combustion to such an extent that approximately the same temperature as in the chamber 9 is reached. The propellant, which is heated again in this way and flowing in the line 15 to the central space 16 of the blade system acting as a further stage or the turbine 2 thus mainly contains combustion gases, but can also contain unburned air.
In the turbine (stage) 2, the propellant releases further energy through expansion and utilization of the heat gradient, which is dependent on the conditions outside the turbine. Turbine stage 2 is also designed as a multi-stage radial turbine with full admission and its own housing.
The propellant thus flows according to FIG. 1 in the direction of the arrows through a radial vane system and, as is often the case with radial turbines, also through an axial vane system which is attached to the turbine disk carrying the rotating radial vane system or a part connected to it.
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Turbine stages or radial vane systems existing turbine part, each part of which has a separate turbine housing, with combustion chambers which serve to heat the propellant and are connected upstream of the separate turbine housings. It can also be seen that a combustion
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outside the housing of this stage. In this embodiment, the air required to generate the propellant is taken from another unit.
Fig. 2 shows an embodiment in which the propellant or the gas required to generate the propellant or the air in the compressor associated with the unit is compressed. Such a gas turbine unit can therefore be regarded as consisting of two parts, one part being mainly intended for the production of compressed gas and the other part mainly intended for the delivery of effective power.
In Fig. 2, 21, 22 and 23 denote three compressors which are connected in series in the flow direction of the air or gas to be compressed. The gas, e.g. B. air, flows in through line 24 and is passed through a line 25 from the compressor 21 to the compressor 22 and further through a line 26 to the compressor 23. From the compressor 23, the finally compressed air is fed through a line 27 to a preheater 28, in which it is first heated in a manner to be described later. The air from this preheater then flows through a line 29
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switched. Combustion of a fuel supplied through line 72 takes place in this apparatus.
So that combustion can take place, fresh air is supplied through a line 73 from a point in the high-pressure compressor 63, which corresponds to the pressure conditions in the line 70. In this case, too, no more air is supplied than is necessary for the combustion. The combustion in this combustion chamber takes place without a large excess of air in the same way as in apparatus 64 and in the other heating apparatuses to be described later. The propellant is fed from the turbine 69 through a line to the next stage 60 to a turbine 74. The propellant is reheated in a combustion chamber 75 arranged in line 60.
In this case too, the fresh air required for the combustion is supplied through a line 76.
The turbine 74 is mounted on the same shaft as a turbine 77 and a generator 78. The generator 78 is thus driven by the turbines 74 and 77. A line 79 carries the propellant from the turbine 74 to the turbine 77, which is preceded by a combustion chamber.
This combustion chamber is connected by a pipe S.! Fresh air supplied. A line 82 leads the propellant from the turbine 77 to a turbine 83. 84 denotes a reheating apparatus for the propellant which is fed to the turbine 83, which is attached in the line 82. The combustion in the chamber 84 takes place under the action of fresh air which is supplied through a line 85. A line 86 carries the propellant from the turbine 83 to the z. A turbine stage 87 designed, for example, as a multi-stage radial turbine. 88 denotes a reheating apparatus for the propellant which is installed in the line 86 upstream of the turbine 87. The combustion takes place with the aid of fresh air supplied through a line 89.
The outlet line 90 of the turbine 87 branches into two lines 91 and 92. The propellant is fed to the turbines 93 and 94 through these branch lines without reheating. The turbine 93 communicates with a turbine 96 through a line 95 without switching on a reheating apparatus. The turbines 93 and 96 are mounted on the same shaft as the low pressure compressor 61, which is thus driven by the two turbines. The turbine 94 and a further turbine 98 are mounted on the same shaft as a generator 97, which is thus also driven by two turbines. A line 99 carries the propellant from the turbine 94 to the turbine 98. The propellant used in this way is discharged through a line 100, e.g.
B. to a preheater, similar to that described earlier in the embodiment of FIG.
For the purposes of the invention, all of the above-mentioned turbines should be designed as radial blade systems based on the reaction principle with full start. Each turbine is expediently designed as a radial turbine similar to the embodiment according to FIG.
In the embodiment according to FIG. 3, the gas turbine is also divided into ten blade systems
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Air supplied water communicated. The various reheating devices are connected to corresponding parts of the compressors or lines between the compressors in such a way that fresh air of approximately the same pressure under which the combustion is taking place can be supplied to the reheating devices.
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Turbines 96, 93, 87, 83, 69 and 68 together with the compressors 61, 62 and 63 the compressor part of the gas turbine unit and the turbines 74, 77, 94 and 98, possibly in connection with the generators 78 and 97, which deliver effective power Form unit part of the gas turbine unit.
The ten different parts of the blade system of the gas turbine unit can be viewed partly as separate turbines connected in series and partly in parallel. However, they can also form parts of two or more turbines. It can e.g. B. the turbines 68 and 69 form a two-part assembled high-pressure turbine, while the turbines 83 and 87 form a second medium-pressure turbine. The turbines 93 and 96 on the one hand and the turbines 94 and 98 on the other hand form two low-pressure turbines which are connected in parallel and consist of two parts.
With the aid of embodiments according to the invention, available, compressed gases or air can be used in an advantageous manner without the initial temperature of the gases having to assume a high level that is harmful to the turbine. The reheating does not have to take place to a degree that is harmful to the turbine either. The heat supplied to the propellant can thus be used without endangering the blade system of the turbine parts.
The propellant is reheated under such conditions that the gas flowing to the blade system is mixed in such a way that the temperature in the various parts of the propellant is constant.
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Compressors is compressed, it is necessary to use the compressed gases in an advantageous manner, since such a large part of the total energy content is used to compress the gases that a
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poor management of the compressed air has a major impact on the efficiency of the whole
Aggregates.
The invention thus provides the possibility of utilizing the energy present in the gas or in the air in the most advantageous manner.
PATENT CLAIMS:
1. Gas turbine unit with multi-stage combustion, characterized by the combination of individual turbine stages designed in the form of multi-stage radial turbines known per se in separate housings with combustion chambers which are connected upstream of these housings.