Kraftanlage. Vorliegende Erfindung betrifft eine Kraft anlage mit einer Gasturbine und einem direkt verbundenen Verdichter, wobei die Gastur bine unter Druck stehende Verbrennungsgase abgibt.. Diese Verbrennungsgase können ent weder für den Vortrieb von Flugzeugen, Ge- schossen, Schiffen oder Fahrzeugen gemäss dem Reaktionsprinzip oder --um Antrieb einer andern Gasturbine verwendet werden, die ihrerseits zum Antrieb einer oder meh reren Kraftwahlen dient.
Die letztgenannte Turbine, im folgenden als Kraftturbine bezeichnet, kann, besonders wenn es erwünscht ist, eine kompakte Anlage aufzustellen, als direkte Fortsetzung der Ver- dichter-Treibturbine angeordnet sein, oder sie kann eine separate Maschine sein, deren Gas eintritt mit dem Verbrennungsgasaustritt der ersten Turbine in Verbindung steht. In einem solchen Fall kann z. B. die Kraftturbine koaxial ausserhalb der ersten Turbine an geordnet sein, wobei eine zusätzliche Verbren nungskammer zwischen den beiden Turbinen eingeschaltet sein kann.
In diesem letzt genannten Fall können die Rotations maschinen mit den zugehörigen Verbren- nun;skarnrnern so zusammengestellt werden, wie es zwecks Ermöglichung einer weit gehenden Ausnützung des Wärmeinhaltes des Treibfluidums in Wärnreaustauschemn zweck mässig iss In solch einem letzteren Fall kann sich die koaxiale Anordnung der Turbinen, relativ zueinander, erübrigen.
Die Erfindung bezieht sich auf die Aus bildung der aus Verdichter und seiner Treib- turbine bestehenden Gruppe. Gemäss der Er findung sind der mehrstufige Turboverdichter -und die von diesem axial distanzierte mehr stufige Verbrennungsturbine dureh ein Wel- lensystem verbunden, welches eine Mehrzahl Hohlwellen umfasst, die koaxial ineinander liegen und sieh unabhängig voneinander dre hen können,
wobei jede Hohlwelle einerends an ein Laufschaufolrad der Turbine und an- derends an ein Laufschaufelrad des Verdieh- ters angeschlossen ist.
Das obengenannte Wellensystem erlaubt die, Kraftübertragung von einzelnen Lauf sehaufelrädern der Turbine auf einzelne Kompressor - Laufschaufelräder. Durch die Wahl entsprechender Schaufelwinkel ist es möglich, jede gewünschte Umfangsgeschwin digkeit der einzelnen Schaufelräder zu erzie len, wie z. B. die gleiche Geschwindigkeit, ungeachtet der Durchmesserunterschiede, und sie in gleicher oder entgegengesetzter Richtung urhlaufen zu lassen.
In einer Anlage mit nur in einer Rich tung urilaufenden Rädern ermöglicht die Er findung die Verbindung von einer oder allen Hohlwellen, an einem oder beiden Enden, an mehr als ein Schaufelrad, z. B. zwei oder drei, oder an verschiedene Anzahlen von Schaufel rädern an entgegengesetzten Enden.
Solch eine Ausführungsform vermindert die Zahl der Hohlwellen, wie sie für eine gegebene An- zahl Schaufelräder verlangt wird, aber ver- mindert anderseits auch die Möglichkeit, für jedes Schaufelrad die günstigsten Verhältnisse einzuhalten, und verursacht eine entspre chende Gewichtsvergrösserung des rotierenden Systems.
Am vorteilhaftesten ist eine Aiusfühmung, bei der die Hohlwellen beiderends nur an ein einziges Schaufelrad angeschlossen sind.
In diesem PaE rotiert jedes zweite Schaufelrad der Turbine und, das Verdichters in der einen Richtung, und die übrigen Sehaufelrädex in der entgegengesetzten Richtung, so dass be- naehbarte Schaufelräder ein und derselben Maschine immer in entgegengesetzten Rich- tungen rotieren.
Zweckmässig werden die Schaufelwinkel dann so gewählt, dass das Treibfluidum von einem Schaufelrad zum an- dern ohne die Hilfe zwischengeschalteter Leit- schaufeln paskerren kann.
Die gegenläufige Bauart vermindert die Zahl der Schaufelräder, wie sie für ein gege benes Wärmegefälle verlangt wird, auf einen Viertel. Dieser Effekt kann, wie durch Ver suche festgestellt ist, durch Verwendung der gleichen Umfangsgeschwindigkeit für alle Schaufelräder vergrössert werden, und zwar ohne zusätzliche Einrichtungen.
Es ist somit möglich, bei der Ausführung vorliegender Erfindung mit gegenläufigen Rädern das Gewicht des Rotationssystems verglichen mit einem Rotationssystem mit nur einer Welle, weitgehend zu vermindern, und damit die Abmessungen der Gesamt anlage entsprechend zu reduzieren.
Die Gewichtsreduktion vermindert, beson ders im Fall eines Flugzeuges, den Kraft- und Brennstoffaufwand und vergrössert den Aktionsradius.
In den Zeichnungen sind Ausführungs beispiele "der Kraftanlage nach der Erfin dung dargestellt: Fig. 1 ist ein schematischer Axialschnitt einer Kraftanlage wie sie zum Vortrieb eines Düsenflugzeuges verwendet wird.
Fig. 2 ist teilweise eine Draufsicht, teil weise ein Axialschnitt des einen Endes des Wellensystems der Kraftanlage. Fig. 2A und 2B sind Detailansichten. Fig. 3 bis 6 sind Detailschnittansichten, die die Befestigung der Schaufeln an den Schaufelrädern zeigen.
Fig. 7 ist ein Schnitt durch die Befesti gungsstelle einer Schaufel, in grösserem Massstab.
Fig. 8 zeigt eine spezielle Ausführungs form der Schaufeln in Abwicklung (Drauf sicht), Fig. 9 eine schematische Seitenansicht einer Kraftanlage, eingebaut in einen Flug zeugflügel, Fig. 10 eine Vorderansicht des Flügels und der Anlage, Fig. 11 eine Seitenansicht eines Hohl wellensystems.
Fig. 12 und 13 sind schematische Ansich ten von Kraftanlagen, deren Turbine und Verdichter mit zylindrischen Gehäusen ver sehen sind, Fig. 14 eine schematische, teilweise ge schnittene Seitenansicht eines Ausführungs beispiels, die neben Verdichter und zugehö riger Treibturbine eine Kraftturbine mitein schliesst, und Fig. 15 ein Schema einer andern Anord nung der Kraftanlage.
Wie in Fig. 1 gezeigt, ist die Kraft anlage im rückwärtigen Teil des Flugzeug körpers mittels eines Flansches 1 montiert. Die Hauptteile der Anlage sind der Eintritts kanal 2, der Verdichter 3 mit seinem Gehäuse 3b, die Turbine 5 mit Gehäuse 5b, eine zy lindrische Wand 4b, die die Gehäuse 3b und 5b verbindet und eine Verbrennungskammer 4 bildet und ein Austrittskanal 6. Die Ge häuseteile bilden zusammen einen einheit lichen Block, der das Hohlwellensystem 7 um gibt.
Letzteres wird von einer zentralen still stehenden Welle 12 gestützt, die beiderends in Büchsen 8 und 9 geführt ist. Letztere wer den von stillstehenden Leitschaufelrädern 10 und 11 getragen oder sind mit diesen aus einem Stück hergestellt, wobei die Leitschau felräder am Eintritt in den Verdichter bzw. am Austritt aus der Turbine vorgesehen sind. Die zentrale Welle 12 trägt Kugellager 13 und 1.1, die zur Führung des ersten Paares von Schaufelrädern 15, 16 und der zugehö rigen Hohlweile 18, die diese Räder trägt, dient.
Das in Fig. 1 gezeigte Hohlwellensystem besteht aus einem Satz koaxial ineinanderlie- gender Drehwellen 18 bis 24, die sich mit individuellen Drehzahlen drehen können, wo bei benachbarte Wellen in entgegengesetzten Richtungen rotieren.
Die Schaufelräder der Turbine, die von 16a bis 22a numeriert sind, und diejenigen des Verdichters, die von 15b bis 21b numeriert sind, sind jeweils paar weise mit einer Welle des Wellensystems ver bunden und alle auf Kugellagern montiert, um die unabhängige Rotation jeder einzelnen Welle zu ermöglichen. Die Verdichter-End- kugellager sind mit 13 und 26 bezeichnet, und die Turbinen-Endkugellager mit 25 bzw. 14.
Das innerste Verdichter- und das innerste Turbinenkugellager, nämlich 26 bzw. 25, wer den von Leitschaufelringen 28 und 27 und der zwischen letztere eingeschalteten Isolier- büchse 29 getragen, damit auch die innerste Hohlwelle 24 im Gehäuse der Anlage geführt werden kann.
Das Hohlwellensystem, zusammen mit den damit verbundenen Schaufelrädern, wird an seinen .Aussenenden durch die Kugellager 13 und 14 und in Systemmitte durch die Kugel lager 25 und 26 geführt, während die zwischen 14 und 25 und 13 und 26 befindlichen Ku gellager innerhalb der Turbinen- und Ver- dichtergehäuse durch den Einfluss der erst genannten Kugellager zentriert werden.
Mit 4c in Fig. 1 ist gestrichelt eine Mög lichkeit der Vergrösserung der Verbrennungs kammer 4 angedeutet.
Die Kühleinrichtung der Kraftanlage be sitzt Mittel zum Absaugen von Luft aus der Verbrennungskammer 4 durch symmetrisch um die Anlage angeordnete Röhren 30. Letz tere münden in ein ringförmiges Sammelrohr 32, von wo aus die Luft über den Luftein- trittskanal 2 der Kraftanlage durchsetzende abgeflachte Röhren 31 zu einem ringförmigen Sammelrohr 33 gelangt. Die in den Röhren 31 strömende Druckluft wird von der im Ein trittskanal strömenden Frischluft gekühlt.
Die gekühlte Luft wird aus der genannten Sam- melröhre 33 durch eine oder mehrere radial angeordnete Röhren 34 in ein oder mehrere Nebelschmierapparate 35 und dann zum Ein tritt des Hochdruek-Zusatzgebläses 36 gelei tet. Letzteres drückt die Kühlluft mit dem Ölnebel mit erhöhtem Überdruck durch die Hohlwelle 12 über dessen ganze Länge in das Zentrum des Wellensystems.
Das genannte Hochdruckgebläse ist mit tels eines Zahnradgetriebes, das bei 37 und 38 angedeutet ist, mit einem Schaufelrad 15 und weiterhin mittels eines im Gehäuse 39 eingeschlossenen Klinken - Schaltwerkes mit einem Anlassmotor 40 beliebiger Gattung ver bunden.
Beim Anlassen der Anlage werden somit das erste Schaufelrad des Verdichters und das letzte Rad der Turbine, zusammen mit der betreffenden Hohlwelle, durch die Aktion des Anlassmotors über das Zusatzgebläse 36 und das zugeordnete Vorgelege in Drehung versetzt, wodurch die Luft bzw. das Treib fluidum der Anlage axial durch den Ver dichter, die Verbrennungskammer und die Turbine gedrückt wird.
Der Verbrennungs- prozess in der Verbrennungskammer wird gleichzeitig in Betrieb gesetzt und auf diese Weise die Anlage als Ganzes angeworfen. Der Anlassmotor und sein Schaltwerk können dann abgeschaltet werden.
In Fig. 1 ist mit 41 der Eintritt der Kühlluft mit dem Schmierölnebel in die Zwi schenräume zwischen den verschiedenen Hohl wellen bezeichnet, zwischen welchen der Öl- nebel zu den verschiedenen Drehteilen der Anlage gelangen kann. .
Die dargestellte Kraftanlage besitzt nur eine zwischen Turbine und Verdichter ange ordnete Verbrennungskammer. Zwecks Er zeugung einer erhöhten Leistung kann aber auch im Turbinenaustrittskanal eine noch malige Verbrennung erfolgen.
Die gezeichnete Kraftanlage besitzt keine Kraftwelle und die Kraftabgabe geschieht ausschliesslich durch Reaktionswirkung. Fig. 2 zeigt einen Axialschnitt durch das eine Ende des Zellensystems mit der still stehenden zentralen Hohlwelle 12 und den Drehwellen 18 bis 24. In dieser Zeichnung sind sowohl die führenden Endkugellager 14 und 25 als auch die andern, zwischen den Turbinenscheiben zwecks Zentrierens letzterer und der Drehwellen angeordneten Kugellager gezeigt.
Die Turbinenscheiben 18a bis 22a sind an den betreffenden Hohlwellen mittels Ver schraubung auf deren mit Gewinden verse- henen Enden befestigt. Diese Enden sind dicker als der Mittelteil jeder Welle. Jede Verschraubung ist so ausgebildet, dass die Scheibe durch ihr Drehmoment gegen die Endfläche der Welle gepresst wird, so dass ein Lockern der Scheibe im Betriebe verhin dert ist.
Die Turbinenscheibe 17a ist auch mittels Verschraubung befestigt, aber in die sem Fall sind zur Drehmomentübertragung noch mehrere Keile 42 zwischen der Welle und der Scheibe angeordnet, welche aus dün nem Blech gefertigt sind, so dass ihre abge bogenen Enden zugleich als Sicherungsele mente für die Gegenmutter 43 dienen können.
Das Schaufelrad 16a stellt eine weitere Va riante dar, in welcher die Hohlwelle 18 mit einer darübergescbobenen Büchse 44 verse hen ist, welch letztere durch Schweissen, wie bei 45 gezeigt, mit der Welle verbunden ist. Die Verbindung zwischen dem Schaufelrad und dieser Büchse wird mittels Keilen 46 und Gegenmutter 47 samt zugehöriger Muttersicherungsscheibe 48 bewerkstelligt.
Die Fig. 2A und 2B zeigen Details von diesen zwei letztgenannten Befestigungsarten. Die beschriebenen verschiedenen Befesti- gungsarten_können auf alle Schaufelräder an gewendet werden. Die letzte Methode bedingt ein Montieren der Schaufelradnaben nach folgend der Einführung der Hohlwellen in einander.
Die stillstehende Rohrwelle 12 kann fort gelassen werden, in welchem Fall die Dreh welle 18 mit ihrer Büchse 44 beiderends ver längert und, zwecks Führung des Wellen- systems, in Kugellagern montiert wird.
Die Einführung des Schmier- und Kühl fluidums gemäss Fig. 1 in die ortsfeste Hohl welle 12 muss dann bei der abgeänderten Va riante in die Drehwelle 18 erfolgen. In beiden Fällen tritt das Kühl- und Schmierfluidum in die Räume zwischen den Wellen durch in jeder Rohrwand gebildete Öffnungen.
Wie bei 49 angegeben, wird das Kühl- und Schmierfluidum zwischen alle Hohlwellen durch eine radiale Reihe von Öffnungen ein geführt, während, wie bei 50 gezeigt, der Aus tritt des Kühl- und Schmierfluidums aus den Zwischenräumen zwischen den Hohlwellen an axial versetzten Punkten in die Zwischen- räLune zwischen den Schaufelrädern inner halb deren Lager erfolgt. Das Kühl- und Schmierfluidum strömt dann durch die Ku gellager radial nach aussen zwischen die Schaufelräder, wie es aus Fig. 3 hervorgeht.
Fig. 3 zeigt einen Axialschnitt durch zwei benachbarte Schaufelradscheiben 53 und 53b mit zugehörigen Wellenenden-Kugella- gern. Radial ausserhalb der Kugellager sind LabyrinthdichtLmgen 51 und 52, und zwar in der Nähe der Kugellager bzw. am Aussenum fang der Scheiben, angeordnet.
Das Kühl- und Schmierfluidum wird somit in das Schaufelsystem durch die Labyrinthrichtun- gen fliessen und zusammen mit dem Treib- fluidum entweichen. Durch Bemessung der Diarchtrittsflächen dieser Richtungen kann der Durchfluss von Ölnebel durch jedes La; ger und zwischen den Scheiben auf einen ge wünschten Wert begrenzt werden.
Nach Fig. 3 besteht jedes SchaLLfelrad aus zwei Scheiben 53 und 53b, die an ihrem in- nern und äussern Umfang zusammenge schweisst sind, so dass sie einen Hohlkörper bilden, dessen Raum mit 54 bezeichnet ist. Die in Fig. 3 gezeigten Schaufeln können an ihren betreffenden Schaufelrädern mittels Schweissens, vorzugsweise durch Widerstand schweissung, befestigt werden.
Fig. 4 bis 6 illustrieren eine andere Be- festigungsart der Schaufeln zwischen den beiden Scheiben jedes Schaufelrades. Hierin werden die Schaufeln an Schaufelwurzeln 55 besonderer Gestalt befestigt oder mit diesem aus einem Stück hergestellt. Fig. 7 zeigt diese Befestigungsart in grösserem Massstab.
Man ersieht aus der Zeichnung, dass der Ver- stemmdraht 56 eine feste Verbindung bei 57 bewirkt zwecks Übertragung der Zentrifugal beanspruchungen und Verbindung der beiden Scheiben 53 und 53b.
In Fig. 4 und 5 ist eine Form von Schaufelwurzeln 55 gezeigt, die einen dünnen Radialsteg 58, der von einer Innenfläche vorspringt, aufweist. Dieser Steg bildet dank seiner geringen Stärke einen grossen Wider stand gegen Wärmeleitung, wodurch die von den Schaufeln und den Schaufelwurzeln auf die Schaufelräderscheiben übertragene -Wär memenge herabgesetzt wird.
In Fig. 3 ist ferner eine Dichtungsvor richtung gezeigt, wie sie auf der Innenseite des Turbinen- und Verdichtergehäuses vorge sehen ist und die ein Lecken von Treibflui dum über die Spitzen der Schaufeln oder die Aussenränder der Schaufelräder verhindern soll. In der einfachsten Form sind zu diesem Zweck axiale Ringvorsprünge 59 auf der Innenseite des konischen Gehäuses 5b vorge sehen. Wie bei 60 gezeigt, können diese Vor sprünge durch Ringe winkligen Querschnittes und aus dünnem Blech ersetzt werden, die in Nuten eingesetzt werden, welche im Gehäuse vorgesehen sind und mittels Verstemmdräh- ten 61 in letzteren abgedichtet werden.
Fig. 4 veranschaulicht eine andere Form der Dichtungsvorrichtung, welche einen sepa raten Ring 62 besitzt, der mittels eines Ex pansionsringes 63 mit einem Sitzring 64, der in einer Nut des Gehäuses 5b eingelegt ist, verbunden und in dieser Lage mittels eines Verstemmdrahtes 65 abgedichtet ist. Diese Konstruktion erlaubt dem Ring 62, sich in folge von Temperaturschwankungen gegen über dem Gehäuse 5b unabhängig zusammen zuziehen.
Ein U-förmiger Ring 66, welcher an den Schaufelspitzen vorgesehen ist, weist zwei Abdichtrippen auf, die gegen den Ring 62 anliegen und im Betrieb bei nur kleiner Wärmeerzeugung abgenützt werden, bis das vom Betrieb verlangte Spiel hergestellt ist. Fig. 8 zeigt die Abwicklung eines Schau felkranzes mit den Schaufelwurzeln 55 und mit den Ein- und Austrittswinkeln.
Fig. 9 zeigt eine erfindungsgemässe Kraft anlage, die in einem Flugzeugflügel unter gebracht ist.. In diesem Falle sind der Ver dichter 3 und die Turbine 5 aus praktischen Überlegungen miteinander mittels eines sehr langen Hohlwellensystems 67 verbunden, das in Fig. 11 in einem grösseren Massstab, und zwar in einem schematischen Längsschnitt dargestellt ist.
Wie ersichtlich, nimmt der Durchmesser der Hohlwellen allmählich gegen die Mitte der Wellen zu. Es empfiehlt sieh, die Wellen wandstärke dabei gegen die Mitte zu all mählich abnehmen zu lassen.
Die Hohlwellen können ineinanderge- schoben werden, da der mittlere, grösste Durchmesser einer innern Welle etwas klei ner ist als der kleinste Durchmesser am Ende der benachbarten weiteren Welle.
In Fig. 10 ist der Flügel mit eingebauter Kraftanlage in Vorderansicht mit der Luft eintrittsöffnung gezeigt. Das ganze Bauwerk ist so gestaltet., dass es der Luft möglichst ge ringen Widerstand entgegenstellt.
Fig. 12 und 13 sind schematische Ansich ten von Kraftanlagen, die zylindrische an statt konische Verdichter K und Gasturbine T besitzen, wobei die Durchmesser beider Ma schinen entweder gleich sind, wie in Fig. 12 gezeigt, oder verschieden, wie in Fig. 13.
In Flugzeugen für sehr hohe Geschwin digkeiten wird der Luftwiderstand beträcht lich sein, trotz Anordnung von mehreren Reaktionsanlagen. Der Luftwiderstand einer solchen Anlage ist ungefähr der grössten Querschnittsfläche der Anlage proportional. Diese Fläche kann nicht unter die vom Ver- dichterdurchmesser und seiner Eintrittsfläche bestimmten Abmessungen reduziert werden, welche bei einer gegebenen Luftmenge unter Berücksichtigung der günstigsten Eintritts geschwindigkeit berechnet werden.
Es ist jedoch zu beachten, dass eine wei tere Reduktion des Durchmessers bei Anwen dung grösserer Schaufelwinkel wirtschaftlich begründet ist, sogar auf Kosten des Wir kungsgrades des Verdichters, sofern dies eine entsprechende Reduktion des Anlagendurch- messers ergibt, d. h. eine Reduktion des Luftwiderstandes und Gewichtes und damit auch des Fhigzeuggewichtesdund des totalen Luftwiderstandes des Flugzeuges.
Im oberstehenden handelt es sich um Anwendungen der Kraftanlage zum Vortrieb von Flugzeugen gemäss dem Reaktionsprin zip. Die Kraftanlage nach Erfindung kann aber auch in andern Zusammenhängen ange wendet werden, wo Verbrennungsgase, die unter einem hohen Druck erzeugt werden, verwertet werden; wie z. B. zum Vortrieb von Schiffen, Fahrzeugen iisw. und auch für stationäre Krafterzeugungszwecke.
Beispiele solcher Varianten sind in Fig. 14 und 15 veranschaulicht.
In Fig. 14 ist 101 ein ortsfester Leit- schaufelring, der am Eintritt des Turbover dichters vorgesehen ist, während 102 die Schaufelräder dieses Verdichters bezeichnet. Der Leitschaufelring 101 ist an seinem Aussenumfang mit dem Verdichtergehäuse 103 und an seinem Innenumfang mit einem die Welle 105 der Kraftturbine, die nach stehend beschrieben werden wird, tragenden Lager 104 verbinden. Die Schaufelräder 102 des Verdichters besitzen allmählich vom Ein tritt gegen den Austritt des Verdichters ab nehmende Durchmesser.
Jedes Schaufelrad ist von einer Hohlwelle 106 abgestützt, die an ihrem andern Ende ein entsprechendes Schaufelrad 107 einer Gasturbine trägt. In der Zeichnung sind die koaxial ineinanderlie- genden Hohlwellen 106 nicht auf ihrer gan zen Länge gezeigt, sondern nur deren Enden. Die einzelnen Hohlwellen 106 können unab hängig voneinander rotieren. Zu diesem Zweck sind zwischen die Sehaufelrä,der 102 des Verdichters Kugellager 108 eingesetzt und ähnliche Kugellager 109 zwischen die Schaufelräder 107 der Turbine.
Zwischen dem Austrittsende des Verdichters und dem Eintrittsende der Turbine befindet sich eine ortsfeste Trennwand 110, die nach aussen in eine Verbrenntmgskammer 111 vorspringt, welch letztere das Verdichter- und Tur binengehäuse umgibt. Diese Trennwand bil det eine Führungsfläche, die einerseits das verdichtete Fluidum aus dem Verdichter in die Vebrennungskammer, anderseits die Verbrennungsgase in die Turbine leitet, die durch Verbrennung von mittels der Düse 12 eingespritztem Brennstoff entstehen.
Sowohl der Turboverdichter 102 als auch die Gasturbine 107 sind von gegenläufiger Bauart, können aber auch durch Maschinen mit nur in einer Richtung umlaufenden Rä dern ersetzt werden. Solch eine letztere Tur bine üblicher Bauart ist als unmittelbare Fortsetzung der den Verdichter treibenden G astiirbine 107 vorgesehen und besitzt eine Anzahl ortsfester Leitschaufelringe 113 und eine entsprechende Anzahl von rotierenden Schaufelrädern 114.
Letztere sind mit der erstgenannten Welle 105 verbunden, die an einem Ende im obererwähnten Lager 104 und am andern Ende in einem am Turbinen austrittsstutzen 117 vorgesehenen Lager 115 gelagert ist. Ausserhalb des Lagers 115 trägt die Welle 105 einen Flansch 116 zwecks Kupplung mit einer getriebenen Welle. Die aus der Turbine 114 strömenden Abgase ent weichen durch den Austrittsstützen 117 und strömen dann z. B. in einen Wärmeaus- tauscher.
In der in Fig. 15 dargestellten Anlage ist die Kraftturbine, die Nut2ilei@stung nach aussen durch ihre Welle abgeben soll, separat montiert in einem Abstand vom Verdichter und seiner Treibturbine. Eine Verbrennungs- kammer 122 ist zwischen dem Austritt des Verdichters 120 und dem Eintritt der Ver- ;
dichterturbine 121 vorgesehen und vor der Kraftturbine 123 befindet sich eine wei tere Verbrennungskammer 124. Die Anlage schliesst auch einen Wärmeaustauscher 125 ein. Um den Einbau des Wärmeaustauschers leichter zu gestalten, sind der Verdichter und seine Treibturbine gegenseitig so angeordnet, dass ihre Austrittsöffnungen einander gegen überliegen.
Das zu verdichtende Fluidum wird gemäss den Pfeilen a in den Verdichter gesaugt und strömt aus letzterem in den Wärmeaus- tauseher 125, wo seine Temperatur (300 ) noch weiter erhöht wird (450 ) durch die Ab gabe von Wärme von Seite der aus der Kraft turbine 123 austretenden Gase. Das Flui dum tritt dann mit dieser hohen Temperatur in die Verbrennungskammer 122, wo es mit Brennstoff gemischt und das entstehende Ge misch dann gezündet wird.
Die Verbren nungsgase, die eine noch höhere Temperatur (900 ) aufweisen, treten in die Treibturbine 121 des Verdichters ein, wo sie einen Teil ihres Energiegehaltes unter Reduktion ihres Druckes und ihrer Temperatur (z. B. auf 600 ) abgeben. Das aus der Turbine 121 aus tretende Gas wird nicht direkt in die Kraft turbine 123 übergeführt, sondern zuerst durch die Verbrennungskammer 124, wo Brennstoff zugeführt und eine erneute Ver brennung eingeileitet wird. Dadurch wird die Temperatur wiederum auf den Höchstwert (z.
B.<B>9000)</B> gesteigert und die entstandenen Gase treten in die Kraftturbine 123, wo ihre Energie in mechanische Energie umgewandelt wird. Die aus der Turbine 123 austretenden Gase besitzen immer noch eine verhältnis mässig hohe Temperatur (z. B. 500a) und werden daher durch den Wärmeaustauscher 125 geführt, wo ein Teil ihres Wärmeinhaltes zurückgewonnen wird. Der Rest des Wärme- inhaltes, der z. B. einer Temperatur von<B>350'</B> entspricht, kann zum Erhitzen von Wasser oder für andere Zwecke benützt werden.
Die oben in Klammern angegebenen Tem peraturen sind nur als ungefähre Werte auf- zufassen.
Auch im Falle der in Fig. 14 und 15 dar- gestellten Anlagen können Abänderungen vorgenommen werden, durch Verwendung von Verdichtern und zugehörigen Treibtur binen zylindrischer Form an Stelle der ge- zeigten konischen Verdichter und Treibtur- binen, wie das in Fig. 12 und 13 gezeigt ist,
worin K den Turboverdichter und T dessen Treibturbine bezeichnet. Die genannten Ma schinen können entweder den gleichen Durch messer (Fig. 12) oder verschiedene Durch- messer (Fig. 13) aufweisen.
Power plant. The present invention relates to a power plant with a gas turbine and a directly connected compressor, the gas turbine emitting pressurized combustion gases. These combustion gases can either be used to propel aircraft, projectiles, ships or vehicles according to the reaction principle or - be used to drive another gas turbine, which in turn serves to drive one or more power choices.
The last-mentioned turbine, hereinafter referred to as a power turbine, can, especially if it is desired to set up a compact system, be arranged as a direct continuation of the compressor drive turbine, or it can be a separate machine whose gas enters with the combustion gas outlet first turbine is connected. In such a case, e.g. B. the power turbine to be arranged coaxially outside the first turbine, with an additional combustion chamber between the two turbines can be turned on.
In this last-mentioned case, the rotary machines with the associated combustion systems can be put together in such a way that it is expedient to make extensive use of the heat content of the propellant fluid in heat exchangers.In such a latter case, the coaxial arrangement of the turbines can be , relative to each other, superfluous.
The invention relates to the formation of the group consisting of the compressor and its propulsion turbine. According to the invention, the multi-stage turbo-compressor and the multi-stage combustion turbine, which is axially spaced from it, are connected by a shaft system which comprises a plurality of hollow shafts which lie coaxially inside one another and can rotate independently of one another,
each hollow shaft being connected at one end to a rotor blade wheel of the turbine and at the other end to a rotor blade wheel of the compressor.
The shaft system mentioned above allows power to be transmitted from individual turbine impellers to individual compressor impellers. By choosing the appropriate blade angle, it is possible to provide any desired speed of the individual paddle wheels to erzie, such. B. the same speed, regardless of the diameter differences, and let them run in the same or opposite direction.
In a system with only in one direction urilaufenden wheels, the invention allows the connection of one or all hollow shafts, at one or both ends, to more than one paddle wheel, eg. B. two or three, or on different numbers of paddle wheels at opposite ends.
Such an embodiment reduces the number of hollow shafts required for a given number of paddle wheels, but on the other hand also reduces the possibility of maintaining the most favorable conditions for each paddle wheel and causes a corresponding increase in the weight of the rotating system.
The most advantageous solution is one in which the hollow shafts at both ends are only connected to a single impeller.
In this PaE every second impeller of the turbine and the compressor rotates in one direction, and the other Sehaufelrädex in the opposite direction, so that adjacent impellers of one and the same machine always rotate in opposite directions.
The vane angles are then expediently chosen so that the propellant fluid can pass from one vane wheel to another without the aid of intermediate guide vanes.
The opposing design reduces the number of paddle wheels, as required for a given heat gradient, to a quarter. This effect can, as has been established by tests, be increased by using the same peripheral speed for all paddle wheels, without additional equipment.
It is thus possible to largely reduce the weight of the rotation system compared to a rotation system with only one shaft when the present invention is carried out with counter-rotating wheels, and thus to reduce the dimensions of the overall system accordingly.
The weight reduction reduces, especially in the case of an airplane, the expenditure of energy and fuel and increases the radius of action.
In the drawings, exemplary embodiments "of the power plant according to the inven tion are shown: Fig. 1 is a schematic axial section of a power plant as it is used for propelling a jet aircraft.
Fig. 2 is partly a plan view, partly an axial section of one end of the shaft system of the power plant. Figs. 2A and 2B are detailed views. Figures 3 through 6 are detailed sectional views showing the attachment of the blades to the paddle wheels.
Fig. 7 is a section through the attachment point of a shovel, on a larger scale.
Fig. 8 shows a special embodiment of the blades in the development (plan view), Fig. 9 is a schematic side view of a power plant built into an aircraft wing, Fig. 10 is a front view of the wing and the plant, Fig. 11 is a side view of a hollow wave system.
12 and 13 are schematic views of power plants, the turbine and compressor of which are provided with cylindrical housings, FIG. 14 shows a schematic, partially cut side view of an embodiment, which includes a power turbine in addition to the compressor and associated power turbine, and 15 is a diagram of another arrangement of the power plant.
As shown in FIG. 1, the power system is mounted in the rear part of the aircraft body by means of a flange 1. The main parts of the system are the inlet duct 2, the compressor 3 with its housing 3b, the turbine 5 with its housing 5b, a zy-cylindrical wall 4b that connects the housings 3b and 5b and forms a combustion chamber 4 and an outlet duct 6. The Ge Housing parts together form a unitary block that is the hollow shaft system 7 to.
The latter is supported by a central stationary shaft 12, which is guided in bushes 8 and 9 at both ends. The latter who carried the stationary vane wheels 10 and 11 or are made of one piece with these, the vane wheels being provided at the entrance to the compressor or at the exit from the turbine. The central shaft 12 carries ball bearings 13 and 1.1, which is used to guide the first pair of paddle wheels 15, 16 and the associated hollow shaft 18 which carries these wheels.
The hollow shaft system shown in FIG. 1 consists of a set of coaxially nested rotating shafts 18 to 24, which can rotate at individual speeds, where adjacent shafts rotate in opposite directions.
The turbine blades, numbered 16a to 22a, and those of the compressor, numbered 15b to 21b, are each connected in pairs to a shaft of the shaft system and are all mounted on ball bearings to allow the independent rotation of each individual shaft to enable. The compressor end ball bearings are labeled 13 and 26, and the turbine end ball bearings are labeled 25 and 14, respectively.
The innermost compressor and innermost turbine ball bearings, namely 26 and 25, respectively, are carried by the guide vane rings 28 and 27 and the insulating bushing 29 connected between the latter so that the innermost hollow shaft 24 can also be guided in the housing of the system.
The hollow shaft system, together with the paddle wheels connected to it, is guided at its outer ends by the ball bearings 13 and 14 and in the center of the system by the ball bearings 25 and 26, while the ball bearings located between 14 and 25 and 13 and 26 inside the turbine and the compressor housing are centered by the influence of the first-mentioned ball bearings.
With 4c in Fig. 1, a possibility of enlarging the combustion chamber 4 is indicated by dashed lines.
The cooling device of the power plant has means for sucking air out of the combustion chamber 4 through pipes 30 arranged symmetrically around the plant. The latter open into an annular collecting pipe 32, from where the air passes through the air inlet duct 2 of the power plant, flattened tubes 31 reaches an annular manifold 33. The compressed air flowing in the tubes 31 is cooled by the fresh air flowing in the inlet duct.
The cooled air is conveyed from the aforementioned collecting pipe 33 through one or more radially arranged pipes 34 into one or more mist lubricating devices 35 and then to the inlet of the high-pressure auxiliary fan 36. The latter presses the cooling air with the oil mist with increased overpressure through the hollow shaft 12 over its entire length into the center of the shaft system.
Said high-pressure blower is connected with means of a gear transmission, which is indicated at 37 and 38, with a paddle wheel 15 and furthermore by means of a pawl included in the housing 39 - switching mechanism with a starter motor 40 of any kind.
When the system is started, the first impeller of the compressor and the last wheel of the turbine, together with the relevant hollow shaft, are set in rotation by the action of the starter motor via the additional fan 36 and the associated back gear, whereby the air or the propellant fluidum Plant is pushed axially through the compressor, the combustion chamber and the turbine.
The combustion process in the combustion chamber is started at the same time and in this way the system is started as a whole. The starter engine and its rear derailleur can then be switched off.
In FIG. 1, the entry of the cooling air with the lubricating oil mist into the intermediate spaces between the various hollow shafts is designated with 41, between which the oil mist can reach the various rotating parts of the system. .
The power plant shown has only one combustion chamber located between the turbine and the compressor. For the purpose of generating increased power, however, another combustion can also take place in the turbine outlet duct.
The power plant shown has no power wave and the power output occurs exclusively through reaction effects. Fig. 2 shows an axial section through one end of the cell system with the stationary central hollow shaft 12 and the rotating shafts 18 to 24. In this drawing, both the leading end ball bearings 14 and 25 and the others between the turbine disks for the purpose of centering the latter and the Rotating shafts arranged ball bearings shown.
The turbine disks 18a to 22a are fastened to the relevant hollow shafts by means of screw connections on their ends provided with threads. These ends are thicker than the center portion of each shaft. Each screw connection is designed in such a way that the torque presses the disk against the end face of the shaft, so that the disk is prevented from loosening during operation.
The turbine disk 17a is also fastened by means of a screw connection, but in this case several wedges 42 are arranged between the shaft and the disk for torque transmission, which are made of thin sheet metal, so that their bent ends at the same time as safety elements for the lock nut 43 can serve.
The paddle wheel 16a represents a further variant in which the hollow shaft 18 is provided with a bushing 44 over it, the latter being connected to the shaft by welding, as shown at 45. The connection between the paddle wheel and this bushing is made by means of wedges 46 and lock nut 47 together with the associated nut locking washer 48.
Figures 2A and 2B show details of these two latter types of attachment. The various types of fastening described can be applied to all paddle wheels. The last method requires the impeller hubs to be assembled after the hollow shafts have been inserted into one another.
The stationary tubular shaft 12 can be left out, in which case the rotary shaft 18 with its sleeve 44 is extended at both ends and, for the purpose of guiding the shaft system, is mounted in ball bearings.
The introduction of the lubricating and cooling fluid according to FIG. 1 into the stationary hollow shaft 12 must then take place in the rotating shaft 18 in the modified variant. In both cases, the cooling and lubricating fluid enters the spaces between the shafts through openings formed in each pipe wall.
As indicated at 49, the cooling and lubricating fluid is passed between all hollow shafts through a radial row of openings, while, as shown at 50, the cooling and lubricating fluid exits from the spaces between the hollow shafts at axially offset points into the Between the paddle wheels takes place within their bearings. The cooling and lubricating fluid then flows through the Ku gellager radially outward between the paddle wheels, as can be seen from FIG.
3 shows an axial section through two adjacent impeller disks 53 and 53b with associated shaft end ball bearings. Labyrinth seals 51 and 52 are arranged radially outside the ball bearings, in the vicinity of the ball bearings or on the outer circumference of the discs.
The cooling and lubricating fluid will thus flow into the blade system through the directions of the labyrinth and escape together with the driving fluid. By dimensioning the diarch treads in these directions, the flow of oil mist through each La; ger and limited to a desired value between the discs.
According to FIG. 3, each shift wheel consists of two disks 53 and 53b, which are welded together on their inner and outer circumference, so that they form a hollow body, the space of which is denoted by 54. The blades shown in FIG. 3 can be attached to their respective blade wheels by welding, preferably by resistance welding.
FIGS. 4 to 6 illustrate another type of fastening of the blades between the two disks of each blade wheel. Here, the blades are attached to blade roots 55 of a special shape or are made in one piece with this. Fig. 7 shows this type of fastening on a larger scale.
It can be seen from the drawing that the caulking wire 56 creates a fixed connection at 57 for the purpose of transmitting the centrifugal loads and connecting the two disks 53 and 53b.
In Figs. 4 and 5, a shape of blade roots 55 is shown which has a thin radial web 58 protruding from an inner surface. Thanks to its low thickness, this web forms a great resistance to heat conduction, which means that the amount of heat transferred from the blades and the blade roots to the blade wheel disks is reduced.
In Fig. 3, a Dichtungsvor direction is also shown as it is easy to see on the inside of the turbine and compressor housing and which is intended to prevent leakage of Treibflui dum over the tips of the blades or the outer edges of the impellers. In the simplest form, axial annular projections 59 are provided on the inside of the conical housing 5b for this purpose. As shown at 60, these projections can be replaced by rings of angled cross-section and made of thin sheet metal, which are inserted into grooves which are provided in the housing and which are sealed in the latter by means of caulking wires 61.
Fig. 4 illustrates another form of the sealing device, which has a separate ring 62 which is connected by means of an expansion ring 63 with a seat ring 64 which is inserted in a groove of the housing 5b and is sealed in this position by means of a caulking wire 65 . This construction allows the ring 62 to contract independently as a result of temperature fluctuations relative to the housing 5b.
A U-shaped ring 66, which is provided on the blade tips, has two sealing ribs which rest against the ring 62 and are worn during operation with only a small amount of heat generated until the clearance required by operation is established. Fig. 8 shows the development of a blade ring with the blade roots 55 and with the entry and exit angles.
Fig. 9 shows a power plant according to the invention, which is placed in an aircraft wing under .. In this case, the Ver denser 3 and the turbine 5 are connected for practical reasons by means of a very long hollow shaft system 67, which is shown in Fig. 11 in a larger Scale, namely shown in a schematic longitudinal section.
As can be seen, the diameter of the hollow shafts gradually increases towards the center of the shafts. It is advisable to let the wave wall thickness decrease gradually towards the middle.
The hollow shafts can be pushed into one another, since the mean, largest diameter of an inner shaft is somewhat smaller than the smallest diameter at the end of the adjacent further shaft.
In Fig. 10, the wing with built-in power plant is shown in a front view with the air inlet opening. The whole structure is designed in such a way that it offers as little resistance as possible to the air.
12 and 13 are schematic views of power plants which have cylindrical instead of conical compressor K and gas turbine T, the diameters of both machines being either the same, as shown in FIG. 12, or different, as in FIG. 13.
In aircraft for very high speeds, the air resistance will be considerable, despite the arrangement of several reaction systems. The air resistance of such a system is roughly proportional to the largest cross-sectional area of the system. This area cannot be reduced below the dimensions determined by the compressor diameter and its inlet area, which are calculated for a given amount of air taking into account the most favorable inlet speed.
It should be noted, however, that a further reduction in the diameter when using larger blade angles is economically justified, even at the expense of the efficiency of the compressor, provided that this results in a corresponding reduction in the system diameter, i. H. A reduction in air resistance and weight and thus also in the aircraft weight and the total air resistance of the aircraft.
The above concerns applications of the power plant for propelling aircraft according to the reaction principle. The power plant according to the invention can also be used in other contexts, where combustion gases that are generated under high pressure are used; such as B. for propulsion of ships, vehicles iisw. and also for stationary power generation purposes.
Examples of such variants are illustrated in FIGS. 14 and 15.
In FIG. 14, 101 is a stationary guide vane ring which is provided at the inlet of the turbo compressor, while 102 denotes the vane wheels of this compressor. The guide vane ring 101 is connected on its outer circumference to the compressor housing 103 and on its inner circumference to a bearing 104 carrying the shaft 105 of the power turbine, which will be described below. The impellers 102 of the compressor have gradually from a occurs against the outlet of the compressor from decreasing diameter.
Each impeller is supported by a hollow shaft 106, which at its other end carries a corresponding impeller 107 of a gas turbine. In the drawing, the hollow shafts 106 lying coaxially one inside the other are not shown over their entire length, but only their ends. The individual hollow shafts 106 can rotate independently of one another. For this purpose, ball bearings 108 are inserted between the blades 102 of the compressor and similar ball bearings 109 are inserted between the blade wheels 107 of the turbine.
Between the outlet end of the compressor and the inlet end of the turbine there is a stationary partition 110 which projects outward into a combustion chamber 111, which surrounds the compressor and turbine housing. This partition wall forms a guide surface which, on the one hand, guides the compressed fluid from the compressor into the combustion chamber and, on the other hand, guides the combustion gases into the turbine, which result from the combustion of fuel injected via the nozzle 12.
Both the turbo compressor 102 and the gas turbine 107 are of opposing design, but can also be replaced by machines with wheels rotating in only one direction. Such a latter turbine of conventional design is provided as a direct continuation of the gas turbine 107 driving the compressor and has a number of stationary guide vane rings 113 and a corresponding number of rotating vane wheels 114.
The latter are connected to the first-mentioned shaft 105, which is mounted at one end in the above-mentioned bearing 104 and at the other end in a bearing 115 provided on the turbine outlet connection 117. Outside of the bearing 115, the shaft 105 carries a flange 116 for the purpose of coupling with a driven shaft. The exhaust gases flowing from the turbine 114 ent soft through the outlet supports 117 and then flow z. B. in a heat exchanger.
In the system shown in FIG. 15, the power turbine, which is supposed to deliver groove power to the outside through its shaft, is mounted separately at a distance from the compressor and its power turbine. A combustion chamber 122 is between the outlet of the compressor 120 and the inlet of the compressor;
Denser turbine 121 is provided and a further combustion chamber 124 is located in front of the power turbine 123. The system also includes a heat exchanger 125. In order to make the installation of the heat exchanger easier, the compressor and its power turbine are mutually arranged so that their outlet openings are opposite one another.
The fluid to be compressed is sucked into the compressor according to the arrows a and flows from the latter into the heat exchanger 125, where its temperature (300) is further increased (450) by the release of heat from the power turbine 123 escaping gases. The fluid then enters the combustion chamber 122 at this high temperature, where it is mixed with fuel and the resulting mixture is then ignited.
The combustion gases, which have an even higher temperature (900), enter the drive turbine 121 of the compressor, where they release part of their energy content by reducing their pressure and temperature (e.g. to 600). The gas emerging from the turbine 121 is not transferred directly into the power turbine 123, but first through the combustion chamber 124, where fuel is supplied and a new combustion is initiated. This in turn increases the temperature to the maximum value (e.g.
B. <B> 9000) </B> and the resulting gases enter the power turbine 123, where their energy is converted into mechanical energy. The gases emerging from the turbine 123 are still at a relatively high temperature (e.g. 500a) and are therefore passed through the heat exchanger 125, where part of their heat content is recovered. The rest of the heat content that z. B. corresponds to a temperature of <B> 350 '</B>, can be used for heating water or for other purposes.
The temperatures given in brackets above are only to be regarded as approximate values.
Modifications can also be made in the case of the systems shown in FIGS. 14 and 15 by using compressors and associated driving turbines of cylindrical shape instead of the conical compressors and driving turbines shown, such as that in FIGS. 12 and 13 is shown
where K denotes the turbo compressor and T its power turbine. The mentioned machines can either have the same diameter (FIG. 12) or different diameters (FIG. 13).