Gasturbinenanlage. Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Gasturbinenanlage mit einem Axial- triinmungskompressor.
Es ist üblich, zu besonderen Zwecken, z. B. zur Verhinderung oder Verzögerung von Eis bildung an Teilen eines Flugzeuges, welchem die Anlage als Triebwerk dient, Luft aus dem Kompressor der Anlage abzuzapfen. Die vor liegende Erfindung bezweckt nun Mittel zu schaffen, mittels welchen Luft aus dem Ar- heitsfluidumkanal der Anlage abgezapft wer den kann und welche das Aufrechterhalten einer gewünschten Luftströmung innerhalb der Anlage gestatten.
Die Gasturbinenanlage gemäss vorliegen der Erfindung, die einen Axialströmungs kompressor aufweist, besitzt am Kompressor auslass eine innere und eine äussere Kanalbe grenzungswand, welche Wände durch eine Mehrzahl von hohlen strebenförmigen Glie dern miteinander verbunden sind. Durch diese Glieder ist der Arbeitskanal zwischen den genannten Wänden in eine Mehrzahl von axialen Durchlässen unterteilt, wovon jeder zum Teil durch ein Stück der genannten innern Wand, zum Teil durch ein Stück der äussern Wund und zum Teil durch zwei auf einanderfolgende strebenförmige Glieder be grenzt ist.
Die erfindungsgemässe Anlage ist nun dadurch gekennzeichnet, dass zwei auf einanderfolgende, strebenförmige Glieder mit Öffnungen versehen sind, welche gegenüber der Symmetrieebene des zwischen den beiden Gliedern liegenden Durchlasses annähernd symmetrisch angeordnet sind und den Durch tritt von Luft aus demn Arbeitskanal in das Innere der beiden strebenförmigen Glieder gestatten. Ferner sind an das Innere einzel ner Glieder Auslässe angeschlossen. Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel des Erfin dungsgegenstandes ist eine zu der innern und der äussern Kanalbegrenzungswand koaxiale Wund vorgesehen, welche zusammen mit einer der Kanalbegrenzungswände einen ring förmigen Sammelraum bildet.
Diesen Sam- melraunm kann zur Schaffung verschiedener, einzelner Luftanzapfka.mmern durch in Um fangsrichtung mit Abstand voneinander ange ordnete Wände oder durch in Umfangsrich tung sich erstreckende -Wände in einzelne Ab schnitte unterteilt sein.
Ebenso kann der Hohlraum der Strebenglieder durch Trenn wände in mehrere Kammern aufgeteilt sein, wobei die Anordnung so sein kann, dass einige der strebenförmigen Glieder Luftan- zapföffnungen aufweisen, welche in Kam mern stromaufwärts der Trennwand münden, während andere Glieder Luftanzapföffnun- gen aufweisen, die in Kammern stromabwärts der Trennwand münden.
In der beiliegenden Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele einer als Flugzeugtrieb werk ausgebildeten, erfindungsgemässen Gas turbinenanlage mit Xxialströmungskompres- sor dargestellt. Es zeigt: Fig. 1 einen Axialschnitt durch das erste Beispiel, Fig. 2 einen Schnitt nach der Linie 2-2 in Fig. 1, Fig. 3 einen Schnitt nach der Linie 3-3 in Fig. 2, Fig. 4 einen Schnitt gemäss Fig. 1 durch das zweite Beispiel, Fig. 5 und 6 Einzelheiten im Schnitt nach der Linie 5-5 in Fig. 4, Fig. 7 und 8 schematische Schnitte in klei nerem Massstab durch das Beispiel gemäss Fig. 4, wobei die Schnitte in zwei mit axialem Abstand voneinander liegenden Ebenen recht winklig zur Maschinenachse gelegt sind, und Fig. 9 die Abwicklung eines Schnittes nach der Linie 9-9 in Fig. 7.
In einer Gasturbinenanlage wird das Ar beitsfluidum im Kompressor komprimiert und einer Verbrennungseinrichtung zugeführt, in welcher Brennstoff verbrannt wird, worauf die Verbrennungsgase einer Turbine uzuge- führt werden, welche mit, dem Kompressor durch eine WV elle antriebsverbunden ist. Die Abgase der Turbine gelangen durch eine Schubdüse in die Atmosphäre, oder durch die genannte oder eine weitere Turbine wird den Verbrennungsgasen über die zum Kompres sorantrieb erforderliche Leitung hinaus Lei stung entnommen, unm z B. einen Propeller oder eine Welle zur Abgabe äusserer Leistung anzutreiben.
Beim ersten Ausführungsbeispiel besitzt der Kompressor, von welchem in den Fig. 1 bis 3 mur das Auslassende dargestellt ist, einen Rotor und einen Stator. Der Rotor be sitzt eine Trommel oder mehrere Scheiben 10, an deren Umfang Kränze von Laufschaufeln 11 angeordnet sind. Der Stator wird durch ein Statorgehäuse 12 gebildet, welches die Laufschaufelkränze umschliesst und nach innen ragende Leitschaufeln 13 aufweist. Die Laufschaufelkränze und Leitschaufelkränze folgen sieh abwechslungsweise über die Länge des Kompressors. Üblicherweise ist das Sta torgehäuse 12 in einer Axialebene geteilt. Der Rotor 10, 11 begrenzt zusammen mit dem Stator 12, 13 einen ringförmigen Kanal, in welchem das Arbeitsfluidum durch die Wir kung der Schaufeln beim Betrieb der Anlage komprimiert wird.
Am Statorgehäuse 12 ist ein Diffusorgehäuse 14 befestigt. Dieses Dif fusorgehäuse 14 besitzt eine innere Wand 15 und eine äussere Wand 16, welche Wände durch eine Mehrzahl von radialen Streben 17 miteinander verbunden sind. Die beiden Wände 16, 17 begrenzen einen Ringkanal, dessen Einlassende mit dem Auslassende des Kompressorringkanals in Flucht ist. Zwischen dem Einlassendteil der innern Wand 15 und der Rotorendscheibe 10 ist eine Labyrinth dichtung vorgesehen, um an der Verbindungs stelle der beiden genannten Kanäle ein Ent weichen von komprimierter Luft zu erschwe ren. Die stromaufwärtsliegenden Kanten der radialen Streben 17 liegen stromabwärts des Einlassteils des Diffusorgelhäuses 14.
Die Stre ben 17 sind sowohl mit der innern als auch mit der äussern Wand 15 bzw. 16 aus einem Stück und unterteilen den Ringkanal, der zwischen den Wänden 15, 16 gebildet ist, in eine Anzahl von in Umfangsrichtung mit Ab stand voneinander liegenden, axial gerichteten Durchlässen 20 (Fig. 3j. Der Querschnitt der Durchlässe 20 nimmt in Strömungsrichtung 2u.
Die Verbrennungseinrichtung der Gastur binenanlage kann bekannter Bauart sein und besitzt im vorliegenden Fall eine ringförmige Brennkammer, welche durch innere und äussere Litftgeliäusewände \_'1, 22 gebildet wird; diese Wände umschliessen eine nicht gezeichnete Welle, welche den Kompressor- rot.or mit einer Turbine der Anlage verbin det.
Innerhalb des durch die Luftgehäuse wände 21, 22 gebildeten Ringraumes sind mehrere Flammrohre 2 3 (Fit-. 3) an geordnet. Anderseits könnte die Verbrennun,)-seinrich- tung auch eine durch eine innere und eine äussere Wand gebildete, rin-förnii-e Brenn kammer aufweisen, welche Wände die Ver bindungswelle ztv ischen Kompressorrotor und Turbine umschliessen, wobei in dem zwischen den genannten Wänden gebildeten Ringraum ein ringförmiges, koaxiales Flammrohr ange ordnet ist.
Es können auch mehrere separate Brennkammern vorgesehen sein, welche je ein rohrförmiges Luftgehäuse und ein koaxial in diesem Gehäuse angeordnetes Flammrohr auf weisen.
Bei einer Gasturbinenanlage, deren Ver brennungseinrichtung gemäss einer der ersten beiden der genannten Varianten ausgebildet ist, sind, wie beim gezeichneten Beispiel, die innere und die äussere Wand 15 bzw. 16 des Diffusorgehäuses 14 mittels Bolzen an der innern bzw. äussern Luftgehäusewand 21 bzw. 22 befestigt. Beim gezeichneten Beispiel sind die Einlassenden der rings um die Achse an geordneten Flammrohre 23 mit den axialen Durchlässen 20 des Diffusorgehäuses 14 in Flucht. Für jedes Flammrohr 23 ist eine Brennstoffeinspritzvorrichtung 24 vorgesehen.
Wenn dagegen ein einziges, ringförmiges Flammrohr vorgesehen ist, werden die zuge hörigen Brennstoffeinspritzvorrichtungen ent- spreebend der Lage der Durchlässe 20 ange ordnet; so können dann je zwei radiale Stre ben eine Brennstoffeinspritzv orriehtung tra gen. Bei dieser Ausbildung der Verbrennungs- einricbtung enden die Streben 17 zweckmässig unmittelbar stromaufwärts des stromabwärts liegenden Endes des Diffusorgehäuses 14, so dass der Auslass des Diffusorgehäuses einen geschlossenen Ring bildet.
Bei einer Gasturbinenanlage, deren Ver brennungseinrichtung gemäss der vorange hend genannten, dritten Variante ausgebildet ist, ist das Diffusorgehäuse, wie leicht einzu sehen ist, an seinem Auslassende mit einer Mehrzahl von Zweigleitungen versehen, deren Anzahl der vorhandenen Anzahl Brennkam- mern entspricht, wobei jede Zweigleitung die axiale Verlängerung eines Durchlasses 20 bil- rdet. Jede Radialstrebe, die einer der Streben 17 des gezeichneten Beispiels entspricht, bil det so die eine Seitenwand zweier nebenein anderliegender Zweigleitungen, wobei die innere und die äussere Wandung der Zweig leitung durch Verlängerungen der innern und der äussern Wand des Diffusorgehäuses gebildet werden.
Zweckmässig ändert der Querschnitt einer Zweigleitung von einem ringförmigen Abschnitt an ihrem stromauf wärtsliegenden Ende bis zu einem Abschnitt mit Kreisquerschnitt an ihrem stromabwärts liegenden Ende, wobei der Auslass der Zweig- leitulng mit dem Einlass des zugehörigen Luftgehäuses übereinstimmt.
Im folgenden sollen die Mittel beschrieben werden, welche ein Abzapfen von kompri mierter Luft aus dem Arbeitsfluidumkanal der Anlage gestatten.
Beim Beispiel gemäss den Fig. 1 bis 3 ist jede der Streben 17 als Hohlkörper ausgebil det, der in seinen Wänden ein Paar Öffnun gen 25 aufweist. In jeder in Umfangsrichtung blickenden Wand einer Strebe ist annähernd an der Stelle des dicksten Querschnittes der Strebe eine der genannten Öffnungen 25 vor gesehen.
Somit strömt Luft, die im Kompres sor verdichtet wurde, aus jedem der axialen, durch eine Strebe 17 getrennten Durchlässe 20 in, diese Strebe, oder mit andern Worten, aus jedem Durchlass 20 strömt Luft durch zwei Öffnungen 25 in die Streben 17, von welchen Öffnungen eine in jeder der beiden, einen Durchlass 20 von den anschliessenden Durchlässen 20 trennenden Streben 17 vorge sehen ist.
Durch ein Paar von mit axialem Abstand. voneinander angeordneten und von der In nenfläche der innern Wand 15 des Diffusor- gehäuses 14 wegragenden Flanschen 26, 27 und eine Wand 28, welche am Flansch 26 befestigt und gegen einen axial gerichteten Teil des andern Flansches 27 abgedichtet ist, ist ein ringförmiger Sammelraum 29 gebildet. Die radial innern Enden jeder Strebe 17 stehen mit dem Sammelraum 29 in Verbin dung, so dass die aus den Durchlässen 20 durch die Öffnungen 25 in die Hohlstreben 17 einströmende Luft in den Sammelraum 29 gelangt.
Eine der Streben 17 (die in Fig. 1 dargestellte) mündet. mit ihrem radial äussern Ende in eine Auslassöffnung 31, deren Um fang durch eine Anschlussfläche 30 begrenzt ist, welche an der Aussenfläche der äussern Ringwand 16 gebildet ist.
An der Anschlussfläche 30 ist eine mit der A.uslassöffnung 31 übereinstimmende Auslassleitung 32 befestigt, so dass kompri- mierte Luft aus dem Samnmelrohr 29 durch die Auslassleitung 32 an die jeweilige Ver- brauelhsstelle geleitet werden kann.
Der Hohlraum einer Strebe 17 kann in mehrere Kammern unterteilt sein, wie dies beispielsweise rechts in Fig. 3 gezeigt ist. Jene Kammern, durch welche keine Luft ab gezapft wird, können z. B. für den Durch tritt von Antriebswellen für Zusatzgeräte verwendet werden.
Bekanntlich sollte die Geschwindigkeits verteilung in der Luft am Eintritt der Ver brennungseinrichtung so gleichförmig wie möglich sein und unabhängig von Änderun gen der Betriebsverhältnisse auch so bleiben. Die beschriebene Ausbildung erfüllt diese Be dingung, da die für Hilfszwecke abgezapfte Luftmenge in weiten Grenzen verändert wer den kann, ohne die Geschwindigkeitsvertei lung in der in die Verbrennungseinrichtung einströmenden Luft zu stören.
Wie vorangehend erwähnt, kann die abge zapfte Luft durch zwei oder mehrere mit den Streben 17 in Verbindung stehende Auslässe abgeführt werden.
Beim Beispiel gemäss den Fig. 4 bis 9 kann an mehr als einer Stelle Luft abgezapft werden. Das Diffusorgehäuse 14 besitzt, wie bei der vorangehend beschriebenen Anlage, eine innere und eine äussere Wand 45 bzw. 46, welche Wände einen Ringkanal für die komprimierte Luft begrenzen. Dieser Kanal ist durch eine Anzahl hohler Streben 47ca, 47b, 47c, 47d, 47e, 47f, 47g, 47h in acht Durchlässe 20 aufgeteilt.
Das Innere einer jeden Strebe ist durch eine Trennwand 50 (Fig. 4, 5, 6 und 9) in zwei Kammern 48 und 49 unterteilt. Diese Kammern 48 und 49 stehen mit einer ringför migen Sammelkammer 51 bzw. 52 in Verbin dung, welche Kammern zwischen der den Arbeitsfluidunkanal begrenzenden Wand 45 und einer weiteren Wand 53 geschaffen sind. Die Wand 53 ist mit dem Diffusorgehäuse 14 aus einem Stück. Die Sammelkammern 51, 52 sind durch einen radialen Steg 53a vonein ander getrennt, der sich in Umfangsrichtung um das Diffusorgehäuse erstreckt, und zwar in gleicher Axiallage wie die Trennwand 50, zwischen den Wänden 45 und 52.
Die in Umnfangsriechtung blickenden Wände der Streben 17 besitzen Schlitze, durch welche komprimierte Luft in die Kammern 48, 49 gelangen kann. So sind einige der Streben, z. B. die Streben 47b, 47e, 47d, 47f, 47tg, 47h, wie in Fig. 6 gezeigt, mit Schlitzen 54 ver sehen, welche unmittelbar stromaufwärts der Trennwand 50 angeordnet sind, so dass Luft über die Kammer 48 in die Sanmmelkanmner 51 strömen kann. Die restlichen Streben 47a und 47e besitzen Schlitze 55 (Fig. 5), die unmittelbar stromabwärts der entsprechenden Trennwand 50 angeordnet sind, so dass Luft über die Kammer 49 in die Sammelkammer 52 gelangen kann.
Beim dargestellten Beispiel wird die Luft den Sammelkammern 51, 52 entweder durch Auslässe in den äussern Bnlden der Kammer 48 bzw. 49 entnommen, in welche Kammer kein Schlitz 54 bzw. 55 mündet, oder dann durch Auslässe, die in einer minit einem Schlitz versehenen Kammer vorgesehen sind.
So ist z. B. imn Falle cder Strebe 47c ein Auslass 57 in der Kammer 4,8 vorgesehen, durch welchen Auslass Luft aus der Sanmmel- kammer 51 strömt, während im Falle der Strebe 47c (Fig. 8, 9) Luft aus der Sanmmel- kannner 49 entnommen wird.
Wenn erforderlich, kann eine ringförmige Samnmelkamnmer in eine Anzahl Aufnahme räume unterteilt sein, welche die Zufuhr von Luft aus dem Diffusorgehäuse durch mehr als zwei separate Zuleitungen ermöglichen. Wie beispielsweise in den Fig. 7 und 9 ge zeigt, ist die stromaufwärtsliegende Sammel kammer 51 durch axiale Trennwände 58 in mehrere Kaniinerabsclinitte unterteilt.
Ein Abschnitt stellt mit der Kaninier 48 der Strebe 471) in Verbindung, welche ihren Aus lass 57 ebenfalls am äussern Ende der Kam- iner 48 besitzt; ein zweiter Abschnitt steht mit den Kammern 48 der Streben -17a, 47h in Verbindung, wobei die Kammer 48 der Strebe 471z den Lufteinlass bildet, während der Luftauslass 5 7 in der Strebe 471c vorge- sehen ist,
und ein dritter Abschnitt erhält Luft aus den Kammern 48 der Streben 47c, 47d, 47f und 47g, während die Luft durch die Kammer 48 der Strebe 47e abströmt, welche in einen Anslass 57 mündet.
Das Diffusorgehäuse, das die Wände 45; 46 aufweist, kann als Gussstück ausgebildet sein, wobei die Kammern 48, 49 durch Kerne erzeugt werden. Diese Kerne können. in Öff nungen der Begrenzungswände der Kammern 48, 49 abgestützt werden, welche Öffnungen durch Kernstücke 59 (Fug. 4 und 5) geschlos sen werden. Die Öffnungen können für den Durchtritt einer Hilfswelle bestimmt. sein, die durelh das Diffusorgehäuse hindurch ins In nere der Maschine ragt. Es versteht sich, dass vorliegende Erfindung nicht auf die beschrie benen Beispiele beschränkt ist. So kann z. B. eine Strebe eine einzige Anzapföffnung in ihrer Vorderkante aufweisen, vorausgesetzt, dass die Öffnungen der Streben bezüglich der axial gerichteten Durchlässe 20 annä hernd symmetrisch angeordnet sind.
In diesem Fall kann es zweckmässig sein, auch an der Hinterkante der Strebe eine Öffnung vorzusehen, durch welche komprimierte Luft entweichen kann, um eine gewünschte Luft- st römungseharakteristik aufrechterhalten zu können.
Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel der erfindungsgemässen Anlage besitzt jede strebe zwei Öffnungen, und zwar je eine in den in Umfangsrichtung blickenden Flächen, wodurch der Hohlraum jeder Strebe mit den axial gerichteten Durchlässen auf beiden Seiten der Strebe in Verbindung steht.
Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel, bei welchem eine gerade Anzahl von Streben vorgesehen ist, besitzt jede Strebe nur eine Öffnung in einer der in Umfangsrichtung blickenden Flächen. Die Öffnungen der ein zelnen Streben sind dabei so angeordnet, dass sie bei aufeinanderfolgendenl Streben in ent gegengesetzt zueinander blickenden Flächen angeordnet sind. Bei dieser Ausbildung mün den in jeden zweiten Durehlass ein Paar von Öffnungen, wovon je eine in jeder der beiden, diesen Durchlass von den nächstfol genden Durchlässen trennenden Streben vor- gesehen ist.
Die Begrenzungswände dieser anschliessenden Durchlässe besitzen dagegen keine Verbindungsöffnung mit dem Streben innern.
Die in den Hohlraum der Streben mün denden Öffnungen können von verschiedener Grösse sein, vorausgesetzt, dass die beiden Öffnungen, die in einander gegenüberliegen den Begrenzungswänden eines Durchlasses vorgesehen sind, den gleichen Durchmesser aufweisen.
Gas turbine plant. The subject matter of the present invention is a gas turbine system with an axial triinmungskompressor.
It is common for special purposes, e.g. B. to prevent or delay ice formation on parts of an aircraft, which the system serves as an engine to tap air from the compressor of the system. The present invention aims to create means by means of which air can be tapped from the working fluid duct of the system and which allow a desired air flow to be maintained within the system.
The gas turbine plant according to the present invention, which has an axial flow compressor, has an inner and an outer Kanalbe boundary wall at the compressor outlet, which walls are connected to one another by a plurality of hollow strut-shaped members. Through these members, the working channel between said walls is divided into a plurality of axial passages, each of which is limited in part by a piece of said inner wall, in part by a piece of the outer wound and in part by two successive strut-shaped members .
The system according to the invention is now characterized in that two successive, strut-shaped members are provided with openings which are arranged approximately symmetrically with respect to the plane of symmetry of the passage lying between the two members and the passage of air from the working channel into the interior of the two strut-shaped Allow limbs. Furthermore, outlets are connected to the interior of individual members. In a preferred embodiment of the subject matter of the invention, a wound is provided which is coaxial with the inner and outer duct delimitation walls and forms an annular collecting space together with one of the duct delimitation walls.
This collecting space can be divided into individual sections by walls that are spaced apart in the circumferential direction or by walls that extend in the circumferential direction in order to create different, individual Luftanzapfka.mmern.
Likewise, the cavity of the strut members can be divided into several chambers by partition walls, whereby the arrangement may be such that some of the strut-shaped members have air tap openings which open into chambers upstream of the partition wall, while other members have air tap openings open into chambers downstream of the partition.
In the accompanying drawing, two exemplary embodiments of a gas turbine system according to the invention, designed as an aircraft engine, with an axial flow compressor are shown. It shows: FIG. 1 an axial section through the first example, FIG. 2 a section along line 2-2 in FIG. 1, FIG. 3 a section along line 3-3 in FIG. 2, FIG. 4 a section 1 through the second example, Fig. 5 and 6 details in section along the line 5-5 in Fig. 4, Fig. 7 and 8 schematic sections on a smaller scale through the example of FIG. 4, the sections are placed in two axially spaced planes at right angles to the machine axis, and FIG. 9 shows the development of a section along the line 9-9 in FIG. 7.
In a gas turbine plant, the working fluid is compressed in the compressor and fed to a combustion device in which fuel is burned, whereupon the combustion gases are fed to a turbine which is drive-connected to the compressor through a VV elle. The exhaust gases from the turbine enter the atmosphere through a thrust nozzle, or through the mentioned turbine or another turbine, power is taken from the combustion gases via the line required for the compressor drive, in order to drive a propeller or a shaft to deliver external power, for example.
In the first exemplary embodiment, the compressor, of which the outlet end is shown in FIGS. 1 to 3, has a rotor and a stator. The rotor be seated a drum or several disks 10, on the circumference of which rims of blades 11 are arranged. The stator is formed by a stator housing 12 which encloses the rotor blade rings and has guide vanes 13 protruding inward. The rotor blade rings and guide vane rings follow alternately over the length of the compressor. Usually the stator housing 12 is divided in an axial plane. The rotor 10, 11, together with the stator 12, 13, defines an annular channel in which the working fluid is compressed by the action of the blades during operation of the system.
A diffuser housing 14 is attached to the stator housing 12. This diffuser housing 14 has an inner wall 15 and an outer wall 16, which walls are connected to one another by a plurality of radial struts 17. The two walls 16, 17 delimit an annular channel, the inlet end of which is in alignment with the outlet end of the compressor ring channel. A labyrinth seal is provided between the inlet end part of the inner wall 15 and the rotor end disk 10 in order to make it more difficult for compressed air to escape at the connection point of the two named channels. The upstream edges of the radial struts 17 are downstream of the inlet part of the diffuser tube 14 .
The Stre ben 17 are both with the inner and with the outer wall 15 and 16 in one piece and subdivide the annular channel formed between the walls 15, 16 in a number of in the circumferential direction with Ab stood from each other, axially directed passages 20 (Fig. 3j. The cross section of the passages 20 increases in the flow direction 2u.
The combustion device of the gas turbine system can be of a known type and, in the present case, has an annular combustion chamber which is formed by inner and outer lighting gel housing walls 1, 22; these walls enclose a shaft, not shown, which connects the compressor rot.or with a turbine of the system.
Within the annular space formed by the air housing walls 21, 22 several flame tubes 2 3 (Fit-. 3) are arranged on. On the other hand, the combustion device could also have a rin-förnii-e combustion chamber formed by an inner and an outer wall, which walls enclose the connecting shaft between the compressor rotor and turbine, with the one formed between the named walls Annular space is an annular, coaxial flame tube is arranged.
A plurality of separate combustion chambers can also be provided, each of which has a tubular air housing and a flame tube arranged coaxially in this housing.
In a gas turbine system, the combustion device of which is designed according to one of the first two of the above-mentioned variants, the inner and outer walls 15 and 16 of the diffuser housing 14 are fastened to the inner and outer air housing walls 21 and 21 by means of bolts, as in the example shown. 22 attached. In the example shown, the inlet ends of the flame tubes 23 arranged around the axis are in alignment with the axial passages 20 of the diffuser housing 14. A fuel injection device 24 is provided for each flame tube 23.
If, on the other hand, a single, annular flame tube is provided, the associated fuel injection devices are arranged according to the position of the passages 20; so each two radial struts can then carry a fuel injection device. With this design of the combustion device, the struts 17 expediently end immediately upstream of the downstream end of the diffuser housing 14, so that the outlet of the diffuser housing forms a closed ring.
In a gas turbine system, the combustion device of which is designed according to the third variant mentioned above, the diffuser housing is, as can easily be seen, provided at its outlet end with a plurality of branch lines, the number of which corresponds to the number of combustion chambers present, each Branch line forms the axial extension of a passage 20. Each radial strut, which corresponds to one of the struts 17 in the example shown, forms one side wall of two adjacent branch lines, the inner and outer walls of the branch line being formed by extensions of the inner and outer walls of the diffuser housing.
The cross section of a branch line expediently changes from an annular section at its upstream end to a section with a circular cross section at its downstream end, the outlet of the branch line coinciding with the inlet of the associated air housing.
In the following, the means will be described which allow a tapping of compressed air from the working fluid channel of the system.
In the example according to FIGS. 1 to 3, each of the struts 17 is ausgebil det as a hollow body, which has a pair of openings 25 in its walls. In each wall of a strut looking in the circumferential direction, one of said openings 25 is seen approximately at the point of the thickest cross section of the strut.
Thus, air that has been compressed in the compressor flows from each of the axial passages 20 separated by a strut 17 into, this strut, or in other words, from each passage 20 air flows through two openings 25 into the struts 17, of which Openings one in each of the two, a passage 20 from the adjoining passages 20 separating struts 17 is easily seen.
By a pair of axially spaced. An annular collecting space 29 is formed which is arranged from one another and protruding from the inner surface of the inner wall 15 of the diffuser housing 14 and a wall 28 which is fastened to the flange 26 and sealed against an axially directed part of the other flange 27 . The radially inner ends of each strut 17 are in communication with the collecting space 29, so that the air flowing from the passages 20 through the openings 25 into the hollow struts 17 reaches the collecting space 29.
One of the struts 17 (the one shown in FIG. 1) opens. with its radially outer end into an outlet opening 31, the circumference of which is limited by a connection surface 30 which is formed on the outer surface of the outer annular wall 16.
An outlet line 32 corresponding to the outlet opening 31 is attached to the connection surface 30, so that compressed air can be conducted from the collecting pipe 29 through the outlet line 32 to the respective brewing point.
The cavity of a strut 17 can be divided into several chambers, as shown, for example, on the right in FIG. 3. Those chambers through which no air is drawn off can, for. B. be used for the passage of drive shafts for additional equipment.
As is well known, the speed distribution in the air at the inlet of the combustion device should be as uniform as possible and remain that way regardless of changes in the operating conditions. The training described meets these conditions, since the amount of air drawn off for auxiliary purposes can be changed within wide limits without disturbing the speed distribution in the air flowing into the combustion device.
As mentioned above, the abge tapped air can be discharged through two or more with the struts 17 connected outlets.
In the example according to FIGS. 4 to 9, air can be drawn off at more than one point. The diffuser housing 14 has, as in the system described above, an inner and an outer wall 45 and 46, which walls delimit an annular channel for the compressed air. This channel is divided into eight passages 20 by a number of hollow struts 47ca, 47b, 47c, 47d, 47e, 47f, 47g, 47h.
The interior of each strut is divided into two chambers 48 and 49 by a partition 50 (FIGS. 4, 5, 6 and 9). These chambers 48 and 49 are connected to a ringför shaped collection chamber 51 and 52, respectively, which chambers are created between the wall 45 delimiting the working fluid channel and a further wall 53. The wall 53 is made of one piece with the diffuser housing 14. The collecting chambers 51, 52 are separated from one another by a radial web 53a, which extends in the circumferential direction around the diffuser housing, specifically in the same axial position as the partition 50, between the walls 45 and 52.
The walls of the struts 17 looking in the circumferential direction have slots through which compressed air can enter the chambers 48, 49. So are some of the struts, e.g. B. the struts 47b, 47e, 47d, 47f, 47tg, 47h, as shown in Fig. 6, see ver with slots 54, which are arranged immediately upstream of the partition 50, so that air flows through the chamber 48 into the Sanmmelkanmner 51 can. The remaining struts 47a and 47e have slots 55 (FIG. 5) which are arranged immediately downstream of the corresponding partition wall 50, so that air can pass through the chamber 49 into the collecting chamber 52.
In the example shown, the air is taken from the collecting chambers 51, 52 either through outlets in the outer bundles of the chamber 48 or 49, into which chamber no slot 54 or 55 opens, or then through outlets in a chamber provided with a small slot are provided.
So is z. B. in the case of the strut 47c an outlet 57 is provided in the chamber 4, 8, through which outlet air flows from the collecting chamber 51, while in the case of the strut 47c (FIGS. 8, 9) air from the collecting duct 49 is removed.
If necessary, an annular collecting chamber can be divided into a number of receiving spaces, which allow the supply of air from the diffuser housing through more than two separate supply lines. As shown, for example, in FIGS. 7 and 9, the upstream collection chamber 51 is divided into several Kaniinerabsclinitte by axial partitions 58.
One section connects with the rabbit 48 of the strut 471), which also has its outlet 57 at the outer end of the chimney 48; a second section is connected to the chambers 48 of the struts -17a, 47h, the chamber 48 of the strut 471z forming the air inlet, while the air outlet 5 7 is provided in the strut 471c,
and a third section receives air from the chambers 48 of the struts 47c, 47d, 47f and 47g, while the air flows out through the chamber 48 of the strut 47e, which opens into an inlet 57.
The diffuser housing that the walls 45; 46, can be formed as a casting, the chambers 48, 49 being generated by cores. These cores can. in Publ openings of the boundary walls of the chambers 48, 49 are supported, which openings are closed by core pieces 59 (Fug. 4 and 5). The openings can be intended for the passage of an auxiliary shaft. which protrudes through the diffuser housing into the interior of the machine. It goes without saying that the present invention is not limited to the examples described. So z. B. have a strut a single tap opening in its leading edge, provided that the openings of the struts with respect to the axially directed passages 20 are approximately symmetrically arranged.
In this case it can be useful to provide an opening on the rear edge of the strut through which compressed air can escape in order to be able to maintain a desired air flow characteristic.
In a further embodiment of the system according to the invention, each strut has two openings, one in each of the surfaces looking in the circumferential direction, whereby the cavity of each strut is connected to the axially directed passages on both sides of the strut.
In a further exemplary embodiment in which an even number of struts is provided, each strut has only one opening in one of the surfaces looking in the circumferential direction. The openings of the individual struts are arranged in such a way that, in the case of successive struts, they are arranged in oppositely facing surfaces. In this design, a pair of openings open into every second passage, one of which is provided in each of the two struts that separate this passage from the next following passages.
The boundary walls of these adjoining passages, however, have no connection opening with the struts inside.
The openings opening into the cavity of the struts can be of different sizes, provided that the two openings, which are provided in the boundary walls of a passage opposite one another, have the same diameter.