Verbrennungstnrbinenanlage. Die vorliegende Erfindung betrifft eine Verbrennungsturbinenanlage mit stetiger Ver brennung. bestehend aus einem Axiale er- diehter für die Erzeugung der Brenn- und Kühlluft und einer mit dem Verdichter ge kuppelten Turbine sowie einer Brennkammer. Die Anlage ist für stationäre und Schiffs antriebe, sowie insbesondere für den Antrieb von Flugzeugen und andern Fahrzeugen hoher Cresch"vindiäkeit g"eignet.
Die Erfindung besteht darin. dass zwi schen Austrittsfläche der Verdichterbeschau- felung und Eintrittsfläche der Turbinen- beschaufelung eine ringförmige und so aus gebildete Brennkammer eingeschaltet ist, dass der grössere Teil der Luft annähernd ohne Richtung- und Geschwindigkeitsänderungen aus dem Verdichter durch die Brennkammer zur Turbine strömt.
Die Erfindung ermög licht die Schaffung einer baulich einfachen und im Gewicht geringen V erbrennungs- turbine mit hohem @Virlzuiigsgrad.
Die einfachste Gasturbinenanlage besteht aus einem Verdichter, einer Brennkammer und der Gasturbine. wobei die Gasrurbiiie den Verdichter selbst antreibt und der Ver dichter nicht nur Brennluft. sondern auch Kühlluft liefert.
Die lutzleistimg ist die Differenz aus der von der Gosturbine gelie ferten Arbeit und der Arbeit. die der Antrieb des Verdichters erfordert. Der -\Virkungsgra,l oder der spezifische Brennstoffverbrauch die ser Anlage hängt Für eine gegebene Teiy- peratur der Treibgase, die von der Wider standsfähigkeit des verwendeten Barts toffes hohen Temperaturen gegenüber bestimmt wird, in erster Linie von den Wirkung,-, e des Verdichters und der Gasturbine ab, dann aber auch von den Verlusten,
die die Luft und das Treibgas in den verschie- denen Zu- und Abführungsleitungen und .-kanälen erleidet. Die Vermeidung dieser Strömungsverluste ist von besonderer De- deutung, wenn die Gasturbine zum Antrieb von Flugzeugen oder ähnlichen Fahrzeugen hoher Geschwindigkeit verwendet wird. Werden nämlich Verdichter,
Brennkammer und Gasturbine gleichachsig angeordnet und wird die Brennkammer als Ringraum aus geführt, dessen Eintrittsseite unmittelbar an die Verdichterbeschaufelung und dessen Aus tritt unmittelbar an die Gasturbinenbeschau- felung anschliesst, so kann praktisch nicht nur jede Umlenkung, sondern auch jede grö ssere Geschwindigkeitsänderung des Treibgas- Stromes vermieden werden, wodurch alle die grossen Verluste, die diese Umlenkungen, wie die bisher gebräuchliche Herausführung der Luft aus dem Verdichter.
die Zuleitung zur Brennkammer, die neue Beschleunigung im Brenner und in den Leitvorrichtungen der Turbine, zur Folge haben, wegfallen.
Die Figuren zeigen beispielsweise Aus führungsformen der Verbrennungsturbinen- in und zwar: Fig. 1 einen teilweisen Längsschnitt durch eine Verbrennungsturbinenanlage zum Antrieb eines Propellers, Fig. 2 einen teilweisen Längsschnitt durch Verdichterende, Mischraum und Brenn- kammer sowie Turbineneintrittsseite, Fig. 3 einen abgewickelten,
zylindrischen Schnitt durch den Brennkammerringraum und einen Teil der Verdichter- und Turbinen beschaufelung, Fig. 4 einen gleichen Schnitt, jedoch mit schräggestellten Einbauten für leitschaufel- losen Verdichteraustritt und Turbineneintritt.
In Fig. 1 ist 1 der Verdichter. 2 die Brennkammer, 3 die Turbine. Da dieses Aus führungsbeispiel zum Antrieb eines Propel lers für ein Flugzeug oder anderes Fahrzeug hoher Geschwindigkeit gedacht ist, erhält diese Anlage ein Getriebe 4, das die sehr hohe Drehzahl der Turbine auf die wesent lich niedrigere des Propellers 5 herabsetzt.
Eigentümlich für die besondere Ausbildung dieser Anlage ist der der Fahrtrichtung zuge wandte Lufteintritt bei 6 und der Abgasaus tritt entgegen der Fahrtrichtung bei 7. So wird die Luftzufuhr zum Gebläse durch die Fahrtgeschwindigkeit erleichtert und der Auspuffausstoss zum Vortrieb des Fahrzeuges benutzt.
Der grössere Teil der Luft durch- setzt die zwischen Austrittsfläche der Ver- dichterbeschaufelung und Eintrittsfläche der Turbinenbeschaufelung eingeschaltete ring förmige Brennkammer praktisch ohne Um lenkung und Gesch-,vindigkeitsänderung. U m kleine Abmessungen zu erhalten, wird man zwar mit hohen Drehzahlen und hoher axialer Strömungskomponente arbeiten.
In der Brennkammer darf diese Geschwindigkeit aber eine gewisse Höhe nicht überschreiten, damit Mischung und Verbrennung genügend gesichert sind. -Man könnte nun die hohe Geschwindigkeit im Verdichter durch einen Diffusor auf die in der Brennkammer erfor derliche Geschwindigkeit herabsetzen. Da dies aber Verluste bedeutet, erfolgt die Ge schwindigkeitsabnahme allmählich und in nerhalb der letzten Schaufelreihen. Es neh men von einer bestimmten Stelle, z.
B. von 8 an, die Schaufeln nicht mehr in der übli chen Weise (nach strichpunktierter Linie 9) an Länge ab, sondern sie bleiben zum Bei spiel gleich hoch, während gleichzeitig ihre Neigung verkleinert wird, um der Abnahme der Luftdichte Rechnung zu tragen.
Mit der Beschaufelung der Gasturbine ge schieht es umgekehrt. Wird vom Vortrieb der Abgase kein. Gebrauch gemacht, so muss die Abgasgeschwindigkeit möglichst niedrig gewählt werden, damit der Abgasverlust klein wird. Es werden die Schaufeln gegen das Ende zu sehr viel höher gemacht als am Eintritt, etwa nach der strichpunktierten Linie 10.
Wird aber vom Auspuffausstoss Gebrauch gemacht, so soll die axiale Aus- trittsgeschwindigkeit etwa das 1,2-bis 1.5fache der Fahrt- oder Fluggeschwindigkeit betra gen, was bei hohen Fortbewegungsgeschv.-in- digkeiten auch hohe Gasaustrittsgesehwin- digkeiten bedeutet: Man verkürzt die .Schau feln, indem man ihnen gleichzeitig grössere Austrittswinkel gibt.
Besondere Vorkehrungen erfordert die Brennkammer. Wenn auch schon im Verdich ter eine Verminderung der Luftgeschwindig keit vorgenommen wird, so ist diese doch zur Erreichung einer guten Mischung und voll- kommen Verbrennung noch reichlich hoch. Ein günstiger Umstand liegt nun darin, dass bei Gasturbinen der vorliegenden Art, die zur Kühlung Luft verwenden, nur etwa '/3 bis '/zi der erzeugten Luftmenge zur Ver brennung<B>nötig</B> ist, während der Rest erst nach der Verbrenn -t= den Brenngasen zuge- miseht wird.
Diese beringe Brennluftinenge lässt sieh in besondere Vorkammern leiten, dort in ihrer Geschwindigkeit noch weiter vermindern, mit dem Brennstoff mischen und die entstandene Flamme erst nach nahezu vollendeter Verbrennung mit der mit verhält nismässig hoher Geschwindigkeit strömenden Hauptmasse der Kühlluft in Berührung bringen.
Fig. 2 zeigt die Brennkammer im Längs schnitt, Fig. 3 im zylindrischen Schnitt, ab gewickelt. Es sind 11 die letzten Schaufeln des Verdichters, 12 der anschliessende Brenn hammer-Ringraum 'und 13 die ersten Schau felreihen der Gasturbine. Der meist schräg aus der letzten Laufradreihe 14 austretende Luftstrom wird in ein oder zwei Leitrad- kränzen 15 axial gerichtet und so den Ein bauten 16 der Brennkammer zugeleitet.
Die Einbauten 16 bestehen aus mehreren radial stehenden Wänden, die einerseits die Kanäle 17 für die Kühlluft, anderseits die Vorkam mer 19 bilden. In diese Vorkammer ragt das Rohr 20, durch das der Brennstoff ein gespritzt wird. Die Wände sind so profiliert, dass an der Mündung der Vorkammer eine Einschnürung 18 entsteht, welche. so bemes sen ist, dass der zum Mischraum gelangende Anteil der Luft ein gut zündfähiges Gemisch liefert. Die Flamme bildet sich dagegen erst an oder nach den Roststäben 21.
Es kann bekanntlich auch bei verhältnismässig hohen Strömungsgeschwindigkeiten eine Flamme stabil gehalten und vom Abreissen oder Erlöschen bewahrt werden, wenn man das zündfähige Gemisch an genügend Rei- bungsflächen vorbeiführt, in deren Grenz schicht sich das Gemisch mit kleinerer Ge schwindigkeit als Zündgeschwindigkeit fort bewegt, so dass kleine Flämmchen entstehen, die nun die Vorw ärmung und Endzündung der rasch strömenden Hauptmasse des Ge misches herbeiführen.
Die Flamme mischt sich mit der Kühl luft. Das so entstehende Treibmittel mässiger Temperatur gelangt zum ersten Leitkranz 22 der Gasturbine. Zum Schutze der Wände kann der Ringraum mit einem Mantel 23 aus hochhitzebeständigem Blech abgedeckt sein. Hinter dem Blech lässt man Kühlluft fliessen.
Als Brennstoff kommen in erster Linie leicht vergasende, flüssige Brennstoffe in Be tracht. Sie werden durch Rohr ?4 zugeführt und durch Rohr 20 in feinster Verteilung eingespritzt. Besonders zweckmässig erweist es sich, rückstandfreie (51e vorher auf höhere Temperatur zu bringen und sie als Dampf oder Olgas einzuführen.
Das Gehäuse für Verdichter. Brennkam mer und Gasturbine wird durch einen Mittel flansch 25 geteilt. Bei grösseren Trommel längen wird eine Lagerung 26 zwischen Ver dichter und Gasturbine vorgesehen.
Wie bereits erwähnt, kann die Abnahme der Achsialkomponente der Luftgeschwindig- keit durch Verminderung der .Schaufelaus- trittswinkel erfolgen. Winkel <B>27.</B> gegenüber 28, zeigt diese Abnahme.
_Um die Geraderichteschaufeln (15 der Fig. 3) am Verdichteraustritt zu ersparen, kann der schräge Luftaustritt aus der letz ten Laufschaufelreihe des Verdichters bei behalten und der Luft eine schraubenförmige Bahn durch den Brennraum gegeben werden. wie in Fig. 4 gezeigt ist. Es werden dann die Wände 16 und Kanäle 17 ebenfalls schräg gestellt. Ist die Geschwindigkeit hoch genug, so kann auch auf den ersten Leitradkranz (?? der Fig. 3) der Gasturbine verzichtet und das Gas unmittelbar dem Läufer zugeführt werden.
Das bietet den grossen Vorteil. dass leine Leitkranzschaufeln überhitzt werden können, falls die Mischung voll Flamme mit Kühlluft ungenügend ist. Die Rippen 29 die nen sowohl zur Versteifung als auch Füh rung des Gasstromes.
Combustion turbine system. The present invention relates to a combustion turbine system with steady combustion. Consists of an axial extension for generating the combustion and cooling air and a turbine coupled to the compressor and a combustion chamber. The system is suitable for stationary and ship propulsion systems, and in particular for propelling aircraft and other vehicles with a high level of Vindiäkeit g.
The invention consists in this. that between the exit surface of the compressor blading and the inlet surface of the turbine blading an annular combustion chamber is connected in such a way that the greater part of the air flows from the compressor through the combustion chamber to the turbine with almost no changes in direction and speed.
The invention made it possible to create a structurally simple and low-weight combustion turbine with a high degree of fluidity.
The simplest gas turbine system consists of a compressor, a combustion chamber and the gas turbine. whereby the Gasrurbiiie drives the compressor itself and the compressor not only drives combustion air. but also provides cooling air.
The lutzleistimg is the difference between the work delivered by the Gosturbine and the work. required to drive the compressor. The - \ Virkungsgra, l or the specific fuel consumption of this system depends for a given part of the propellant gases, which is determined by the resistance of the bitumen used to high temperatures, primarily on the effect, -, e of the compressor and the gas turbine, but then also from the losses,
which suffers the air and the propellant gas in the various supply and discharge lines and ducts. Avoiding these flow losses is of particular importance when the gas turbine is used to drive aircraft or similar vehicles at high speed. Namely, compressors
Combustion chamber and gas turbine are arranged coaxially and if the combustion chamber is designed as an annular space, the inlet side of which is directly connected to the compressor blading and its exit directly to the gas turbine blading, practically not only every deflection, but also every major change in the speed of the propellant gas flow can be avoided, whereby all the large losses caused by these deflections, such as the previously common removal of air from the compressor.
the supply line to the combustion chamber, the new acceleration in the burner and in the guide devices of the turbine, are eliminated.
The figures show, for example, embodiments of the combustion turbine, namely: FIG. 1 a partial longitudinal section through a combustion turbine system for driving a propeller, FIG. 2 a partial longitudinal section through the compressor end, mixing chamber and combustion chamber as well as the turbine inlet side, FIG. 3 a developed,
cylindrical section through the combustion chamber annulus and part of the compressor and turbine blading, FIG. 4 shows the same section, but with inclined internals for the compressor outlet and turbine inlet without guide vanes.
In Fig. 1, 1 is the compressor. 2 the combustion chamber, 3 the turbine. Since this exemplary embodiment is intended to drive a Propel lers for an aircraft or other high-speed vehicle, this system receives a transmission 4, which reduces the very high speed of the turbine to the lower of the propeller 5 wesent Lich.
The air inlet facing the direction of travel is peculiar to the special design of this system at 6 and the exhaust gas outlet occurs against the direction of travel at 7. The air supply to the fan is facilitated by the speed of travel and the exhaust is used to propel the vehicle.
The greater part of the air passes through the ring-shaped combustion chamber inserted between the outlet surface of the compressor blades and the inlet surface of the turbine blades with practically no deflection or change in speed. In order to obtain small dimensions, one will work with high speeds and high axial flow components.
In the combustion chamber, however, this speed must not exceed a certain level so that mixing and combustion are sufficiently ensured. -The high speed in the compressor could now be reduced to the speed required in the combustion chamber using a diffuser. But since this means losses, the decrease in speed takes place gradually and within the last rows of blades. It take men from a certain point, e.g.
B. from 8, the blades no longer in the übli chen way (after dash-dotted line 9) in length, but they remain for example the same high, while at the same time their inclination is reduced to account for the decrease in air density.
With the blading of the gas turbine it happens the other way round. There is no propulsion of the exhaust gases. If use is made, the exhaust gas velocity must be selected as low as possible so that the exhaust gas loss is small. The shovels are made much higher towards the end than at the entrance, for example according to the dash-dotted line 10.
If, however, use is made of the exhaust, the axial exit speed should be around 1.2 to 1.5 times the travel or flight speed, which means high gas exit speeds at high speeds of travel Swing by giving them larger exit angles at the same time.
The combustion chamber requires special precautions. Even if the air speed is reduced in the compressor, this is still quite high in order to achieve a good mixture and complete combustion. A favorable circumstance is that in gas turbines of the present type, which use air for cooling, only about 1/3 to 1/10 of the amount of air generated is necessary for combustion, while the rest is only needed after the burn -t = is added to the combustion gases.
This ringed amount of combustion air can be directed into special antechambers, where its speed is further reduced, mixed with the fuel and only after almost complete combustion do the resulting flame come into contact with the main mass of cooling air flowing at a relatively high speed.
Fig. 2 shows the combustion chamber in longitudinal section, Fig. 3 in cylindrical section, wound from. There are 11 the last blades of the compressor, 12 of the subsequent combustion hammer annulus' and 13 the first blade rows of the gas turbine. The air flow, which mostly emerges at an angle from the last row of impellers 14, is directed axially in one or two guide wheel rings 15 and thus fed to the built-in 16 of the combustion chamber.
The internals 16 consist of a plurality of radially standing walls which form the channels 17 for the cooling air on the one hand and the pre-chamber 19 on the other. In this prechamber, the tube 20 protrudes through which the fuel is injected. The walls are profiled so that a constriction 18 arises at the mouth of the antechamber. is dimensioned in such a way that the proportion of air reaching the mixing chamber provides a readily ignitable mixture. In contrast, the flame only forms on or after the grate bars 21.
It is known that a flame can be kept stable even at relatively high flow velocities and prevented from tearing off or going out if the ignitable mixture is led past sufficient friction surfaces, in the boundary layer of which the mixture moves at a lower speed than the ignition speed, so that small flames arise, which now preheat and ignite the rapidly flowing bulk of the mixture.
The flame mixes with the cooling air. The propellant produced in this way, at a moderate temperature, reaches the first guide ring 22 of the gas turbine. To protect the walls, the annular space can be covered with a jacket 23 made of highly heat-resistant sheet metal. Cooling air is allowed to flow behind the sheet.
Easily gasifying, liquid fuels are primarily used as fuel. They are fed in through tube 4 and injected through tube 20 in extremely fine distribution. It has proven to be particularly useful to bring residue-free (51e to a higher temperature beforehand and to introduce it as steam or oil gas.
The housing for compressors. Combustion chamber and gas turbine is divided by a central flange 25. For larger drum lengths, a storage 26 between Ver and gas turbine is provided.
As already mentioned, the axial component of the air velocity can be decreased by reducing the blade outlet angle. Angle <B> 27. </B> opposite 28 shows this decrease.
_To save the straightening blades (15 of Fig. 3) at the compressor outlet, the inclined air outlet from the last row of blades of the compressor can be retained and the air can be given a helical path through the combustion chamber. as shown in FIG. The walls 16 and channels 17 are then also placed at an angle. If the speed is high enough, the first stator ring (?? of FIG. 3) of the gas turbine can also be dispensed with and the gas can be fed directly to the rotor.
That offers the big advantage. that no guide ring vanes can be overheated if the mixture of full flame and cooling air is insufficient. The ribs 29 serve both to stiffen and guide the gas flow.