Verbrennungseinrichtung für Gasturbinenanlage. Die Erfindung betrifft eine Verbrennungs einrichtung für Gasturbinenanlagen, die spe ziell - aber nicht ausschliesslich -für Flug zeuge geeignet ist.
Eine solche Anlage umfasst ein rohrförmi- ges Gehäuse, einen in diesem am Stirn- oder Einlassende axial montierten Verdichter, eine am Rück- oder Ausstossende angeordnete Tur bine und eine zwischen Verdichter und Tur bine vorgesehene Verbrennungseinrichtung zum Erhitzen der verdichteten Luft. Die Ab gase können beim Austritt aus der Turbine durch eine am Hinterende des Gehäuses vor gesehene Düse ausgestossen werden und den Vortrieb des Flugzeuges unterstützen.
Es ist klar, dass die Abmessungen und das Gewicht einer Anlage dieser Art so klein als möglich gehalten werden müssen, und folglich muss auch die Verbrennungseinrichtung klein sein. Aus diesem Grund muss die Verbren nungseinrichtung mit hoher Durchström- geschwindigkeit arbeiten; dabei können Wärmeumsätze bis zu 270 Millionen Kalorien pro Kubikmeter und Stunde auftreten.
Wenn die Kraftanlage in einer Gondel oder in einem Flügel montiert ist, so sollte ihre Stirnfläche so klein als möglich gehalten werden, um den Luftwiderstand auf ein Mini mum zu beschränken.
Eine Kraftanlage dieser Art arbeitet mit stark änderndem Brennstoffverbrauch, da der Verbrauch bei Spitzenbelastung (wie z. B. beim Aufstieg) bis zehnmal grösser sein kann als bei Leerlauf in grosser Flughöhe. Weiter muss die Verbrennungseinrichtung im stande sein, den Brennstoff vollständig zu verbrennen und zugleich die vom Verdichter gelieferte Luft auf Temperaturen von 800 C und mehr zu erhitzen, ohne dass die Wände verformt werden, ein übermässiges Kriechen oder eine übermässige Korrosion der Wände eintritt.
Der Druckabfall in der Verbrennungsein richtung, gemessen an zwei Stellen derselben Geschwindigkeit, sollte so klein als möglich gehalten werden, da er die Leistung der von den aus der Verbrennungseinrichtung aus strömenden Heissgasen getriebenen Turbine herabsetzt.
Die genannten Gesichtspunkte und Erfor dernisse für die Verbrennungseinrichtung einer in ein Flugzeug eingebauten Gastur binen-Kraftanlage treffen auch - obschon. vielleicht nicht im gleichen Masse - für Gasturbinen-Kraftanlagen auf kleinen Schif fen hoher Leistung und Geschwindigkeit zu, speziell bei Kriegsschiffen oder bei irgend welchen Installationen, wo Raum und Ge wicht eingespart werden müssen.
Vorliegende Erfindung betrifft eine Ver brennungseinrichtung für Gasturbinenanla- gen, welche bei entsprechender Ausbildung die erwähnten Erfordernisse weitgehend zu erfüllen gestattet.
Die erfindungsgemässe VerbrennLLngsein- richtung weist ein äusseres Gehäuse und ein koaxial dazu angeordnetes inneres Gehäuse auf, welche Gehäuse einen im Querschnitt kreisringförmigen Durchströmkanal begren zen, und ferner ein in letzterem vorgesehenes und diesen in eine Anzahl von im Abstand voneinander angeordneten kreisringförmigen Brennräumen und sie überlappenden Luft räumen unterteilendes Wandgebilde.
Das Wandgebilde ist vorzugsweise aus einem Paar koaxial angeordneter konischer Wandele mente gebildet, deren Vorderenden voneinan der abstehen und mittels eines Zwischenwand elementes verbunden sind, wobei die koni schen Wandelemente einen Raum begrenzen, dessen Querschnittfläche vom Vorder- gegen das Hinterende wächst, und wobei das Zwi- schenwandelement einen zentralen einsprin genden Teil aufweist, der den Raum in ein Paar Brennräume unterteilt.
Bei einem bevorzugten Ausführungsbei spiel ist das im kreisringförmigen Durch- strömkanal angeordnete Wandgebilde so aus gebildet, dass es diesen Kanal in ein Paar Brennräume und drei überlappende Luft räume unterteilt, wobei dieses Wandgebilde aus einem ersten Paar konischer Wandele mente besteht, die an ihren Vorderenden mit einander verbunden sind und einen ersten Brennraum begrenzen, dessen Querschnitt fläche vom Vorder- gegen das Hinterende wächst, und aus einem zweiten Paar konischer Wandelemente,
die radial einwärts vom er sten Paar angeordnet sind und deren Vorder enden zur Bildung eines zweiten Brennrau- mes miteinander verbunden sind, wobei das innere Wandelement des ersten Paares und das äussere Wandelement des zweiten Paares an ihren Hinterenden miteinander verbunden sind, und in welchem die Wände des Durch- strömkanals nicht perforiert und die die Brennräume begrenzenden Wandelemente perforiert sind, um Luft aus den drei Luft räumen in die beiden Brennräume einströmen zu lassen.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung veranschaulicht, und zwar zeigt Fig. 1 eine Seitenansicht, teilweise im Schnitt, einer Kraftanlage mit einer Verbren nungseinrichtung nach der Erfindung, Fig. 2 einen Längsschnitt in grösserem Massstab durch die in Fig. 1 nur schematisch dargestellte Verbrennungseinrichtung, Fig. 3 einen Querschnitt in grösserem Massstab auf Linie III-III der Fig. 1,
Fig. 4 einen Detailschnitt nach Linie IV-IV der Fig. 3, Fig. 5 einen Teilschnitt nach Linie V-V der Fig. 3, Fig. 6 einen Schnitt in grösserem Massstab durch einen der in Fig. 1 und 2 dargestellten Brennräume und Fig. 7 einen Teilschnitt nach Linie VII-VII der Fig. 2.
Die in Fig. 1 dargestellte Kraftanlage, all gemein mit 10 bezeichnet, eignet sich zum Ein bau in den Flugzeugrumpf oder einen -flügel, wobei das linke oder Eintrittsende 11 in Flugrichtung liegt.
Die Anlage besitzt ein äusseres Gehäuse 12 mit einem sich längs des Flugzeuges er streckenden Durchströmkanal 13. Ein Axial verdichter 15, eine allgemein mit 16 bezeieh= nete VerbrennLmgseinrichtung, eine den Ver dichter treibende Turbine 17 und eine durch die Innenwand 14 des Gehäuses und ein Schwanzstück 19 gebildete Düse 18 sind hintereinander koaxial zur Längsachse des Gehäuses angeordnet.
Luft strömt durch das Eintrittsende 11, durch den Verdichter 15, wo sie komprimiert wird, und in die Verbrennungseinrichtung 16, wo sie erhitzt wird. Die heissen Gase, be stehend aus den Verbrennungsprodukten und zufolge der Verbrennung erhitzter überschüs siger Luft, werden nach Verlassen der Ver brennungseinrichtung mittels Leitschaufeln 21 gegen die Laufschaufeln 22 des Turbinen rotors 23 geleitet, und dann zwecks Vortriebs des Flugzeuges durch die Vortriebsdüse 18 ausgestossen.
Wie aus Fig. 1 ersichtlich, sind Verdich ter und Turbinenrotor mittels einer Welle 25 miteinander verbunden, die in Lagern (nicht gezeigt) abgestützt und von einem innern Gehäuse 26 umschlossen ist, das die Welle und Lager vor hohen Temperaturen schützt und zugleich die innere Begrenzungswand des kreisringförmigen Durchströmkanals 13 bildet.
Zusätzliche innere Gehäusewandungen 27, 28 können zwischen Welle 25 und Innen gehäuse 26 vorgesehen sein, um kreisringför mige Kammern zur Aufnahme von Schmier- bzw. Kühlmedium zu bilden (Fig. 3).
Um den maximalen Aussendurchmesser der Verbrennungseinrichtung möglichst klein zu halten, ist der Durchströmkanal 13 durch ein Wandgebilde in Lufträume 29, 29a, 29b unterteilt. Letztere stehen mit dem Austritts ende eines an den Verdichter anschliessenden Diffusors 30 in Verbindung und überlappen Brennräume 31, die mit einem zu den Tur- binenleitschaufeln 21 führenden Kanal 32 ver bunden sind.
Wie aus Fig. 7., 2 und 6 ersichtlich, be steht das die Brennräume 31 begrenzende Wandgebilde aus vier konischen ineinander- gesehachtelten Wandteile 35 bis 38, die an einzelnen Stellen zusammenhängen.
Der äussere konische Wandteil 35 liegt mit seinem den kleineren Durchmesser aufweisenden Ende neben der Brennstoff-Zufuhrstelle, während der benachbarte konische Wandteil 36 mit seinem den grösseren Durchmesser aufweisenden Ende neben der Brennstoff- Zufuhrstelle liegt und mit dem benachbarten Ende der Wand 35 mittels einer kreisring förmigen geflansehten Stirnwand 39 verbun den ist.
Ebenso liegt, das den kleineren Durch messer aufweisende Ende der dritten koni schen Wand 37 neben der Brennstoff-Zufuhr- stelle, während das den grösseren Durchmesser aufweisende Ende der vierten oder der inner sten konisehen Wand 38 neben der Brenn stoff-Zufuhrstelle liegt und mit dem benach barten Ende der Wand 37 durch die ring förmige geflanschte Stirnwand 40 verbunden ist. Die beiden Zwischenwände 36, 37 sind mit ihren benachbarten stromabwärtsliegen- den Enden 41 fest miteinander verbunden, um an diesem Punkt den zwischen ihnen liegenden Luftraum abzuschliessen.
Diese Anordnung der vier konischen Wandteile 35 bis 38 ergibt ein Paar vonein ander distanzierter Brennräume 31, 31a, die von den Lufträumen 29, 29a, 29b überlappt und getrennt werden. Diese Lufträume wei sen in Stromrichtung eine abnehmende und die Brennräume eine zunehmende Quer schnittsfläche auf.
Die stromabwärtsliegenden Enden der äussern und innersten Wände 35 bzw. 38 sind mit zylindrischen Wandteilen 43 bzw. 46 verbunden, die einen ringförmigen Brenn- kammeransatz 4 bilden, der in einem konver gierenden Austrittsteil 47 endigt. Daran an schliessend folgt der Turbinenleitkanal 32, in dem die Turbinenleitschaufeln 21 angeordnet sind.
Wie am besten aus Fig. 6 ersichtlich, sind die konischen Wandteile 35 bis 38 in Längs richtung mit Lochreihen 49 versehen. Die Löcher können in Durchströmrichtung grösser werden, wodurch aus den überlappenden Lufträumen in Nähe der Einspritzdüsen nur ein minimales Luftvolumen in die Brenn räume 31, 31a einströmt, während stromab wärts ein immer grösseres Luftquantum ein strömt, bis am stromabwärtsgelegenen Ende fast alle vom Verdichter 15 gelieferte Luft in die Brennräume übergetreten ist.
Die am stromabwärtsgelegenen Ende der Brennräume durch die grossen Löcher eingeströmte Luft kühlt die Verbrennungsgase vor ihrem Ein tritt in den Zylinderteil 44 und den kreisring förmigen Trichter 47 vor dem Einströmen in den Turbinenleitkanal. Der in der Nähe des rückwärtigen Endes des zylindrischen Wand teils 43 des Brennkammeransatzes 44 vorge sehene Flansch 42a steht vorzugsweise nur wenig von der benachbarten Gehäusewand l.2 ab, um etwas Luft durchzulassen, so dass die Temperatur des Gehäuses 12 in gewünschten Grenzen gehalten werden kann.
Brennstoff wird in die Vorderenden der Brennräume 31, 31a durch zwei ringförmig angeordnete Reihen von Düsen 51 (Fig. 3) eingespritzt. Letztere durchsetzen die ring förmigen geflanschten Stirnwände 39 und 40 und sind atü den Trägern 52 abgestützt, die vor den Stirnwänden 39, 40 angeordnet sind. Die Düsen 51 erhalten den Brennstoff von den Verteilleitungen 53, 54 (Fig. 4), die ihrerseits durh die Leitungen 55 bzw. 56 be liefert werden.
Die Brennstoff-Verteilleitungen 53, 54 sind in Verkleidungen 57 bzw. 58 unter gebracht und werden von radialen, zwischen Innen- und Aussenwand des Diffusors 30 an geordneten Stützen 59 getragen. Jede Stütze 59 wird von einem stromlinienförmigen Ge häuse 60 umschlossen, und in einem der letz teren sind die Speiseleitungen 55, 56 ange ordnet (Fig. 3 bis 5).
Mittels Zündkerzen 62 - von denen in Fig. 3 zwei dargestellt sind - wird das Brennstoff-Liüt-Gemisch entzündet. Vorzugs weise ist eine Zündkerze etwa 45 über der horizontalen Mittellinie und die andere eben soviel darunter angeordnet. Diese Zündker zen durchsetzen das Aussengehäuse 12 und den ersten oder äussersten konischen Wand teil 35, wobei die Zündelektroden sich in das Vorderende des äussersten Brennerraumes 31 erstrecken.
Die Zündung der Brennstoff-Luft- Mischung wird über den äussern Brenner raum 31 in den innern Brennerraiun 31a ge tragen, und zwar mittels sich radial zwischen den konischen Zwischenwänden 36 und 37 erstreckender Kanäle 63. Zwei der letzteren sind radial mit den Zündkerzen 62 ausgerich tet, iun eine rasche Zündung des im innern Brennerraum befindlichen Brennstoffes zu gewährleisten.
Im ringförmigen Luft-Durehströmkanal 13 ist am Vorderende der Brennerräume vorzugs weise ein ringförmiges Sieb 65 angeordnet zwecks Herbeiführung einer gleichmässigen Luftströmung zu allen Teilen des ringförmi gen Kanals 13. Falls erwünscht, können die konischen Wandteile 35 bis 38 und jedes andere zylin drische oder konische Wandglied, z. B. das Gehäuse 27, mittels ringförmiger Glieder 66, z. B. aus Winkeleisen bestehend, ausgesteift werden.
Combustion device for gas turbine plant. The invention relates to a combustion device for gas turbine systems, which is especially - but not exclusively - suitable for aircraft.
Such a system comprises a tubular housing, a compressor mounted axially in this at the front or inlet end, a turbine arranged at the rear or discharge end and a combustion device provided between the compressor and the turbine for heating the compressed air. From the gases can be expelled when exiting the turbine through a nozzle at the rear of the housing and support the propulsion of the aircraft.
It is clear that the dimensions and weight of a plant of this type must be kept as small as possible, and consequently the incinerator must also be small. For this reason, the combustion device must work with a high flow rate; this can result in a heat turnover of up to 270 million calories per cubic meter and hour.
If the power plant is mounted in a nacelle or in a wing, its frontal area should be kept as small as possible in order to limit the air resistance to a minimum.
A power plant of this type works with greatly changing fuel consumption, since the consumption at peak loads (such as when climbing, for example) can be up to ten times greater than when idling at high altitude. Furthermore, the combustion device must be able to burn the fuel completely and at the same time to heat the air supplied by the compressor to temperatures of 800 C and more without the walls being deformed, without excessive creeping or excessive corrosion of the walls.
The pressure drop in the combustion device, measured at two points at the same speed, should be kept as small as possible, since it reduces the output of the turbine driven by the hot gases flowing out of the combustion device.
The above-mentioned aspects and requirements for the combustion device of a gas turbine power plant built into an aircraft also apply - although. perhaps not to the same extent - for gas turbine power plants on small ships with high power and speed, especially in warships or in any installation where space and weight have to be saved.
The present invention relates to a combustion device for gas turbine systems, which, when appropriately designed, allows the aforementioned requirements to be largely met.
The combustion device according to the invention has an outer housing and an inner housing arranged coaxially therewith, which housings delimit a throughflow channel with a circular cross-section, and also an air channel provided in the latter and these in a number of spaced-apart circular combustion chambers and overlapping air clear dividing wall structure.
The wall structure is preferably formed from a pair of coaxially arranged conical Wandele elements, the front ends of which protrude from one another and are connected by means of an intermediate wall element, the conical wall elements delimiting a space whose cross-sectional area grows from the front to the rear end, and the intermediate - Partition wall element has a central recessed part which divides the space into a pair of combustion chambers.
In a preferred embodiment, the wall structure arranged in the circular through-flow channel is formed in such a way that it divides this channel into a pair of combustion chambers and three overlapping air spaces, this wall structure consisting of a first pair of conical wall elements that have at their front ends are connected to each other and delimit a first combustion chamber, the cross-sectional area of which grows from the front to the rear end, and from a second pair of conical wall elements,
which are arranged radially inward of the first pair and whose front ends are connected to one another to form a second combustion chamber, the inner wall element of the first pair and the outer wall element of the second pair being connected to one another at their rear ends, and in which the walls of the flow channel are not perforated and the wall elements delimiting the combustion chambers are perforated in order to allow air to flow from the three air chambers into the two combustion chambers.
An embodiment of the invention is illustrated in the drawing, namely Fig. 1 shows a side view, partly in section, of a power plant with a combustion device according to the invention, Fig. 2 is a longitudinal section on a larger scale through the one shown only schematically in FIG Combustion device, Fig. 3 shows a cross-section on a larger scale on line III-III of Fig. 1,
4 shows a detailed section along line IV-IV in FIG. 3, FIG. 5 shows a partial section along line VV in FIG. 3, FIG. 6 shows a section on a larger scale through one of the combustion chambers shown in FIGS. 1 and 2, and FIG. 7 shows a partial section along line VII-VII in FIG. 2.
The power plant shown in Fig. 1, all commonly designated 10, is suitable for a construction in the aircraft fuselage or a wing, the left or entry end 11 is in the direction of flight.
The system has an outer housing 12 with a through-flow channel 13 that extends along the plane. An axial compressor 15, a combustion device generally referenced 16, a turbine 17 driving the compressor and one through the inner wall 14 of the housing and a tail piece 19 formed nozzle 18 are arranged one behind the other coaxially to the longitudinal axis of the housing.
Air flows through the inlet end 11, through the compressor 15, where it is compressed, and into the combustion device 16, where it is heated. The hot gases, be standing from the combustion products and resulting from the combustion of heated excess air, are passed after leaving the combustion device by means of guide vanes 21 against the blades 22 of the turbine rotor 23, and then ejected through the propulsion nozzle 18 to propel the aircraft.
As can be seen from Fig. 1, Verdich ter and turbine rotor are connected to each other by means of a shaft 25 which is supported in bearings (not shown) and enclosed by an inner housing 26 which protects the shaft and bearings from high temperatures and at the same time the inner boundary wall of the annular throughflow channel 13 forms.
Additional inner housing walls 27, 28 can be provided between the shaft 25 and the inner housing 26 in order to form annular chambers for receiving lubricating or cooling medium (FIG. 3).
In order to keep the maximum outside diameter of the combustion device as small as possible, the throughflow channel 13 is divided into air spaces 29, 29a, 29b by a wall structure. The latter are connected to the outlet end of a diffuser 30 connected to the compressor and overlap combustion chambers 31 which are connected to a channel 32 leading to the turbine guide vanes 21.
As can be seen from FIGS. 7, 2 and 6, the wall structure delimiting the combustion chambers 31 is made up of four conical wall parts 35 to 38 nested in one another, which are connected at individual points.
The outer conical wall part 35 lies with its end having the smaller diameter next to the fuel supply point, while the adjacent conical wall part 36 lies with its end having the larger diameter next to the fuel supply point and with the adjacent end of the wall 35 by means of a circular ring flanged end wall 39 is the verbun.
Likewise, the end of the third conical wall 37 having the smaller diameter lies next to the fuel supply point, while the end of the fourth or innermost conical wall 38 having the larger diameter lies next to the fuel supply point and with the Neigh disclosed end of the wall 37 through the ring-shaped flanged end wall 40 is connected. The two intermediate walls 36, 37 are firmly connected to one another with their adjacent downstream ends 41 in order to close off the air space between them at this point.
This arrangement of the four conical wall parts 35 to 38 results in a pair of combustion chambers 31, 31a which are distanced from one another and which are overlapped and separated by the air chambers 29, 29a, 29b. These air spaces have a decreasing cross-sectional area in the direction of flow and the combustion chambers an increasing cross-sectional area.
The downstream ends of the outer and innermost walls 35 and 38 are connected to cylindrical wall parts 43 and 46, respectively, which form an annular combustion chamber extension 4 which ends in a converging outlet part 47. This is followed by the turbine guide channel 32 in which the turbine guide vanes 21 are arranged.
As can best be seen from Fig. 6, the conical wall parts 35 to 38 are provided with rows of holes 49 in the longitudinal direction. The holes can become larger in the flow direction, so that only a minimal volume of air flows into the combustion chambers 31, 31a from the overlapping air spaces in the vicinity of the injection nozzles, while an ever larger quantity of air flows in downstream, until almost all of the air supplied by the compressor 15 at the downstream end Air has entered the combustion chambers.
The air flowing in through the large holes at the downstream end of the combustion chambers cools the combustion gases before they enter the cylinder part 44 and the circular ring-shaped funnel 47 before flowing into the turbine duct. The near the rear end of the cylindrical wall part 43 of the combustion chamber attachment 44 provided flange 42a is preferably only slightly from the adjacent housing wall 1.2 to let some air through, so that the temperature of the housing 12 can be kept within desired limits .
Fuel is injected into the front ends of the combustion chambers 31, 31a through two annular rows of nozzles 51 (Fig. 3). The latter enforce the ring-shaped flanged end walls 39 and 40 and are supported atü the carriers 52 which are arranged in front of the end walls 39, 40. The nozzles 51 receive the fuel from the distribution lines 53, 54 (Fig. 4), which in turn are delivered by the lines 55 and 56 be.
The fuel distribution lines 53, 54 are placed in panels 57 and 58, respectively, and are supported by radial supports 59 between the inner and outer walls of the diffuser 30. Each support 59 is enclosed by a streamlined Ge housing 60, and in one of the last direct the feed lines 55, 56 are arranged (Fig. 3 to 5).
By means of spark plugs 62 - two of which are shown in FIG. 3 - the fuel-oil mixture is ignited. Preferably, a spark plug is about 45 above the horizontal center line and the other just as much below it. These spark plugs pass through the outer housing 12 and the first or outermost conical wall part 35, the ignition electrodes extending into the front end of the outermost burner chamber 31.
The ignition of the fuel-air mixture is carried via the outer burner chamber 31 into the inner burner area 31a, namely by means of channels 63 extending radially between the conical intermediate walls 36 and 37. Two of the latter are radially aligned with the spark plugs 62 to ensure a quick ignition of the fuel in the inner burner space.
In the annular air-Durehströmkanal 13 is at the front end of the burner chambers preferably, an annular screen 65 arranged to bring about a uniform air flow to all parts of the ringförmi gene channel 13. If desired, the conical wall parts 35 to 38 and any other cylindrical or conical wall member , e.g. B. the housing 27, by means of annular members 66, for. B. consisting of angle iron, be stiffened.