Gasturbinenarilage Das vorliegende Patent betrifft eine Gas turbinenanlage, die z. B. als Triebwerk eines mit Überschallgeschwindigkeit fliegenden Flugzeuges ausgebildet seilt kann.
Bei Gasturbinenanlagen und il mit Gas turbinentriebwerken ausgerüsteten Flug zeugen ist es üblich, _der umgebenden At- niosphäre entnommene Luft zum Kühlen der Anlage bzw.
des Triebwerks oder Teilen da von zu verwenden, insbesondere zur Kühlung von Lagern und diesen zugeordneten Ele menten oder von Zusatzgeräten der Anlage wie Hochdruck-Luftkompressoren und Schmierölkühlern. Die dazu verwendete Luft kann vorerst in einem Kompressorsystem der Anlage komprimiert oder in gewissen Fällen direkt aus der Atmosphäre einem Hilfs aggregat der Anlage, z.
B. einem Hochdruck luftkompressor oder einem Ölkühler, zu geführt werden.
Wenn es sich um ein Hochgeschwindig- keitsflugzeug handelt, dessen Fluggeschwin digkeit z. B. die Schallgeschwindigkeit weit übersteigt, steigt die Temperatur der in die Allage eintretenden Luft relativ stark;
wenn dann diese Luft im Kompressorsysteln der Anlage noch komprimiert wird, tritt eine weitere Temperatursteigerung ein. Dabei ist es möglich, dass die Temperatur der Luft so hoch wird, dass diese Luft nicht mehr als Kühlluft verwendbar ist. Auch wenn die in die Anlage eintretende Luft nicht z. B. im Kompressor der Anlage komprimiert wird, kann die zufolge der Fluggeschwindigkeit auftretende Temperatursteigerung der Luft so gross sein, dass diese Luft nicht mehr zu Kühlzwecken verwendbar ist.
Erfindungsgemäss sind nun bei einer Gas turbinenanlage Mittel vorgesehen zur Ein führung einer Flüssigkeit in eilen Kühlluft- strom und Steuermittel zur Auslösung der Flüssigkeitseinspritzung in den Kühlluft- strom, wenn die Lufttemperatur grösser ist als die Temperatur, bei welcher die Flüssig keit bei dem im Kühlluftstrom herrschenden Druck verdampft, um den Kühlluftstrom durch Verdampfen der Flüssigkeit zu kühlen. Die Kühlung des Luftstromes kann durch Erhitzen des Dampfes noch verbessert wer den.
Zweckmässig wird als einzuführende Flüssigkeit Wasser verwendet.
Einige Ausführungsbeispiele der erfin dungsgemässen Gasturbinenanlage sind in der beiliegenden Zeichnung dargestellt. In .der Zeichnung zeigt Fig. 1,<B>zum</B> Teil weggebrochen, ein erstes Beispiel einer Gasturbinenanlage mit Kühl einrichtung, Fig. 2 in grösserem Massstab die Kühl einrichtung der Anlage nach Fig. 1 und Fig.3 ein zweites Beispiel einer Gas turbinenanlage mit Kühleinrichtung.
Die in den Fig. 1 und 2 gezeigte Anlage ist als Triebwerk eines Flugzeuges mit Über- schallgeschwindigkeit ausgebildet. Die An lage besitzt einen Kompressor 10 zur Auf nahme von Luft aus der Atmosphäre und zum Komprimieren dieser Luft, eine Verbren nungseinrichtung 11, welcher die kompri mierte Luft aus dem Kompressor sowie mittels Injektoren 12 Brennstoff zugeführt wird, eine Turbine 13, welche durch die Ver brennungsgase aus der Verbrennungseinrich tung 12 angetrieben wird, und eine Abgas leitung 14, durch welche die Abgase aus der Turbine in die Atmosphäre ausgestossen werden.
Der Kompressor 10 besitzt ein Stator- gehäuse 15, das eine Mehrzahl von Kränzen von Statorschaufeln 16 trägt, sowie ein nasen- förmiges Lagergehäuse 17, das koaxial in einem erweiterten Gehäuseteil am Einlassende des Statorgehäuses angeordnet ist. Das Lager gehäuse 17 ist mittels einer Mehrzahl von Streben<B>18</B> am Statorgehäuse 15 abgestützt. Der Kompressor 10 besitzt ferner einen Rotor, der eine hohle Zentralwelle 19 aufweist.
Das vordere, dem Kompressoreinlass zugekehrte Ende der Hohlwelle 19 ist in einem Lager 20 gelagert, das im Lagergehäuse 17 angeordnet ist. Ferner besitzt der Kompressorrotor eine Mehrzahl von beschaufelten Rotorscheiben 21. Jede Rotorscheibe 21 trägt an ihrem Um fang einen Kranz von Laufschaufeln 22.
Die Hohlwelle 11 erstreckt sich hinter dem Kom pressor zentral durch die Verbrennungsein richtung 11 hindurch und trägt an ihrem hintern Endteil den Rotor 23 der Turbine <B>13;</B> letztere dient dem Antrieb des Kom- pressors 10. Der hintere Teil der Welle 19 ist in zwei mit axialem Abstand voneinander an geordneten Lagern 24 und 25 gelagert. Das Lager 24 befindet sich im Bereich des Kom- pressorauslasses, während das Lager 25 sich im Bereich des Rotors 23 der Turbine 13 be findet.
Es ist zu bemerken, dass beim Betrieb der Anlage die Lager :24 und 25 gekühlt werden müssen, da sie im Bereich heisser Maschinen teile angeordnet sind. Zu diesem Zweck wird über die Gehäuse 26 und 27 der Lager 24 bzw. 25 ein Kühlluftstrom geleitet. Die zur Küh- lung des Lagers 24 verwendete Luft wird einer mittleren Stufe des Kompressors 10: entnommen, während die zur Kühlung des Lagers 25 verwendete Luft der Verbrennungs einrichtung 11 entnommen wird.
Die Luftentnahmemittel für die zur Küh lung des Lagers 24 bestimmte Luft besitzen Öffnungen 23 am Umfang des Kompressor rotors, die so angeordnet sind, dass Luft in den zwischen zwei Rotorscheiben 21 gebilde ten Raum eindringen kann;
ferner besitzen die genannten Mittel Öffnungen 29 in der Welle 19, durch welche Luft aus dem ge nannten Raum in den Hohlraum der Welle 19 eindringen kann, sowie Öffnungen 30, eben falls in der Welle 19, durch welche die Luft aus dem Innenraum der Welle 19 in eine Kammer 40 strömen kann, welche unmittel bar stromaufwärts des Lagers 24 im Stator- gehäuse gebildet ist. Die die Kammer 40 durchströmende Luft wird durch eine fest stehende Wand 31 über das Lagergehäuse 26 geführt und gelangt anschliessend in einen Raum 32, der zwischen der Welle 19 und der Verbrennungseinrichtung 11 geschaffen ist.
Aus diesem Raum 32 strömt die Luft durch hohle Leitschaufeln 33 der Turbine 13 hin durch in die Atmosphäre.
Die Entnahmemittel für die zur Kühlung des Lagers 25 bestimmte, aus der Verbren nungseinrichtung abgezapfte Luft besitzen eine oder mehrere Leitungen 34. Diese Lei tung 34 ist an einen Raum 36 angeschlossen, der in der Verbrennungseinrichtung<B>11</B> zwi schen einem Flammrohr 37, üi welchem die Verbrennung stattfindet, und einem Luft gehäuse<B>38</B> liegt, welches das Flammrohr 37 mit radialem Abstand von diesem umgibt. Die Leitung 34 führt in einen das Lager gehäuse<B>27</B> des Lagers<B>2</B>5 umgebenden Raum 35.
Ein Teil der in die Verbrennungseinrich tung 11 der Anlage einströmenden Luft strömt direkt in das Flammrohr 37, während der Rest der einströmenden Luft ausserhalb des Flammrohres 37 in den Raum 36 gelangt. Die in den Raum 35 gelangende Luft wird mittels einer Wand 39, welche den Raum 35 begrenzt, über das Lagergehäuse :
27 geleitet und strömt dann auswärts über die strom aufwärts gerichtete Fläche der Turbinen- C) 23 zurück in den Arbeitsmittel- kana.l der Turbine 13.' In gewissen Fällen ist die Temperatur der Iiühlltift zu hoch, um eine wirksame Kühlung der Lager 24 und 25 herbeiführen zu können. Dies kann z.
B. dann der Fall sein, wenn das Flugzeug, welchem die Anlage als Triebwerk dient, mit sehr hoher Geschwindigkeit fliegt, so dass die in den Kompressor 10 eintretende Luft durch Stauwirkung stark erhitzt wird. Es sind deshalb Mittel vorgesehen, welche die Tief haltung der Kühllufttemperatur auf einem gewünschten Wert ermöglichen.
In Fig. 2 sind solche Mittel beispielsweise näher dargestellt. In eitler Wand einer jeden Kammer 40 und 35 ist eine Flüssigkeits- zerstäuberdüse 41 angeordnet. Diesen Düsen wird Flüssigkeit, z. B. Wasser, durch Zuführ- leitungen 42 zugeführt, deren stromaufwärts liegende Enden je an eine Flüssigkeitspumpe .13 angeschlossen sind. Beim gezeichneten Beispiel sind diese Pumpen der Einfachheit halber als Zentrifugalpumpen dargestellt.
Diese Pumpen sind mit ihrem Einlass an einen Flüssigkeitstank-44 angeschlossen.
Wenn Flüssigkeit in Form eines Sprüh strahls in die Kammern 40 und 35 strömt, wird die in diese Kammern eintretende Luft zufolge des Verdampfens der Flüssigkeit ge kühlt.
Beim gezeichneten Beispiel wird die Flüs sigkeitszufuhr zu den Düsen 41 so gesteuert, dass die Zufuhr beginnt, -wenn die Temperatur der Kühlluft einen vorbestimmten Wert übersteigt. Die Flüssigkeitszufuhr nimmt in der Folge zu, wenn die Temperatur zu steigen sticht.
Die Pumpe 43 wird über ein Getriebe 45 durch einen Elektromotor 46 angetrieben, der an eine Batterie 47 angeschlossen ist. In dein die Batterie enthaltenden Stromkreis des Motors 46 ist ein Schalter 49 vorgesehen, der durch eine Temperaturansprechvorrich- tung betätigt wird. Die Temperaturansprech- v orrichtung besitzt beim gezeichneten Bei- spiel einen Behälter 50, der in der zugeord neten Kammer 40 bzw. 35 im Strömungsweg des Kühlluftstromes und stromabwärts der zugeordneten Einspritzdüse 41 angeordnet ist.
Der Behälter 50 ist mittels eines Kapillar rohres 51 an einen Balg 52 angeschlossen. Der Behälter 50, das Kapillarrohr 51 und der Balg 52 sind mit einer Flüssigkeit, z. B. Paraffinöl, gefüllt. Wenn die Temperatur der über den Behälter 50 strömenden Luft zunimmt, dehnt sich die Flüssigkeit in diesem Behälter aus, wodurch sich der Balg 52 ausdehnt. Wenn die Temperatur, welcher der Behälter ausgesetzt ist, einen vorbestimmten Wert erreicht, schliesst eine Stange 53, welche am Balg 52 befestigt ist, den Schalter 49. Demzufolge wird der Motor 46 in Betrieb gesetzt, der seinerseits die Pumpe 43 antreibt. Die ge nannte Stange 53 trägt ein Ventilelement 54, das mit einer Öffnung 55 zusammenwirkt.
Die Öffnung 55 befindet sich in eileer Wand, welche zwei Kammern 56, 57 voneinander trennt und in einem Gehäuse<B>58</B> angeordnet ist. Die Anordnung ist derart, dass sich das Ventilelement 54 seinem Sitz rund um die Öffnung 55 nähert, wenn die Temperatur, welcher der Behälter 50 ausgesetzt ist, steigt.
Die Kammer 57 ist durch eine Leitung 59 mit der Flüssigkeitszuführleitung 42 verbunden, während die Kammer 56 durch eine Leitung 60 mit dem Ansaugrohr 61 der zugeordneten Pumpe 43 verbunden ist. Wenn in der Folge das Ventilelement 54 von seinem Sitz ab gehoben ist, gelangt ein gewisser Teil der von der Pumpe 43 geförderten Flüssigkeit wieder zur Pumpe zurück; dieser zur Pumpe zurück geführte Flüssigkeitsanteil nimmt mit zu nehmender Temperatur, welcher der Behälter 50 ausgesetzt ist, ab.
Die getrennten Zufuhr- und Steuermittel zur Zufuhr von Kühlflüssigkeit zu den beiden Kammern 40 und 25 sind aus Gründen des sparsamen Verbrauchs an Kühlflüssigkeit vorgesehen; es versteht sich, dass auch ein gemeinsames, einziges Zufuhr- und Steuer system vorgesehen sein könnte.
In Fig.3 ist ein Beispiel einer Kühl einrichtung gezeigt, die zum Kühlen von im Schmiersystem einer Flugzeug-Gasturbinen- anlage 62 zirkulierendem Schmieröl dient.
Das gezeichnete Schmiersystem besitzt einen Vorratstank 63, aus welchem über eine Leitung 64 mittels einer Pumpe 65 durch eine Leitung 66 Schmieröl in einen Ölkühler gefördert wird. Der Ölkühler besitzt eine Rohrschlange 67, welche in einer Luftleitung 68 angeordnet ist.
Die Luftleitung besitzt einen in Flugrichtung weisenden Lufteinlass 68a und eilten Auslass, so dass während des Fluges des Flugzeuges, welchem die Anlage 62 als Triebwerk dient, Kühlluft über die Rohr schlange 67 strömt und das in ihr befindliche Öl kühlt. Das Öl gelangt aus der Rohrschlange 67 in eine Mehrzahl von Verteilleitungen 69. Jede dieser Verteilleitungen führt zu einem ihr zugeordneten Lager.
So. führt z. B. eine Verteilleitung 69 zu einem Gehäuse 70 des Frontlagers 71 der Anlage.
Das Schmiersystem der Anlage besitzt ferner einzelne Sammelleitungen 72, die von den entsprechenden Lagergehäusen, z. B. dem Gehäuse 70, zur Einlassseite einer Ölsaug- pumpe 73 führen. Das gesammelte Öl wird von der Pumpe durch eine Leitung 74 zurück in den Öltank 63 gefördert. Beide Pumpen 63 und 73 sind beim gezeichneten Beispiel maschinengetriebene Pumpen; die zugeord neten Antriebselemente sind mit 7 5 bezeich net.
Wenn die Temperatur der über die Rohr schlange 67 strömenden Luft zufolge eines Staueffektes während des Fluges unzulässig hoch wird, wird eine Flüssigkeit, z. B. Wasser, an einer Stelle stromaufwärts der Rohr schlange 67 in die hz der Leitung 68 strömende Luft eingespritzt. Durch Verdampfen dieser Flüssigkeit wird die Luft n1 der Folge gekühlt.
Die Kühlflüssigkeit wird mittels einer Zer- stäuberdüse 76 in die Leitung 68 eilgespritzt. Die Düse 76 wird durch ein ähnliches Zufuhr system gespeist, wie es für die Düsen 41 be schrieben wurde und das ebenfalls eine Tein- peraturansprechvorrichtung der vorbeschrie- benen Art besitzt.
Bei den beschriebenen Kühleinrichtungen kann die Kühlluft auch zur Kühlung anderer Teile der Anlage herangezogen werden. So kann z. B. beim Beispiel nach den Fig. 1 und 2 die Kühlluft zur Kühlung von Turbinenteilen, z. B. der Laufschaufeln der Turbine, benützt werden.
Anstatt mittels eines Motors können die Pumpen 43 auch durch die Anlage selbst an- treibbar sein..
Im vorangehenden wurden speziell Kühl einrichtungen von Flugzeug-Gasturbinen- anlagen beschrieben. Es ist zu bemerken, dass in gewissen Fällen infolge Verwendung von Kompressoren mit hohem Druckverhältnis in Gasturbinenanlagen, z.
B. in solchen, die als Schiffstriebwerke ausgebildet sind, Kühlluft von hohem Druck erforderlich ist. Wird in diesem Fall die Kühlluft dem Kompressor entnommen, so macht die zufolge der Kom pression der Luft auftretende Erhitzung der Luft eine Kühlung derselben erforderlich, bevor diese Luft zu Kühlzwecken verwendbar ist.
Auch hier können somit Einrichtungen der beschriebenen Art vorgesehen sein, in welchen der Kühlluft Wasser oder eine andere Flüssigkeit eingespritzt wird, welche bei ihrer Verdampfung die Luft kühlt und diese so zu Kühlzwecken verwendbar macht.
Gas turbine system The present patent relates to a gas turbine system which z. B. can be designed as an engine of an aircraft flying at supersonic speed.
In the case of gas turbine systems and aircraft equipped with gas turbine engines, it is customary to use air taken from the surrounding atmosphere to cool the system or
of the engine or parts of it to be used, in particular for cooling bearings and these associated elements or additional devices of the system such as high-pressure air compressors and lubricating oil coolers. The air used for this purpose can initially be compressed in a compressor system of the plant or, in certain cases, directly from the atmosphere to an auxiliary unit of the plant, e.g.
B. a high pressure air compressor or an oil cooler to be performed.
If it is a high-speed aircraft whose Fluggeschwin speed z. B. exceeds the speed of sound by far, the temperature of the air entering the universe rises relatively sharply;
If this air is then still compressed in the compressor system of the system, a further increase in temperature occurs. It is possible that the temperature of the air becomes so high that this air can no longer be used as cooling air. Even if the air entering the system is not z. B. is compressed in the compressor of the system, the temperature increase of the air occurring as a result of the flight speed can be so great that this air can no longer be used for cooling purposes.
According to the invention, means are now provided in a gas turbine system for introducing a liquid into a rapid flow of cooling air and control means for triggering the liquid injection into the flow of cooling air when the air temperature is greater than the temperature at which the liquid is present in the flow of cooling air Pressure evaporates to cool the flow of cooling air by evaporating the liquid. The cooling of the air flow can be improved by heating the steam.
Water is expediently used as the liquid to be introduced.
Some embodiments of the gas turbine system according to the invention are shown in the accompanying drawings. In the drawing, FIG. 1 shows, partially broken away, a first example of a gas turbine system with cooling device, FIG. 2 shows the cooling device of the system according to FIG. 1 on a larger scale, and FIG. 3 shows a second Example of a gas turbine system with cooling device.
The system shown in FIGS. 1 and 2 is designed as an engine of an aircraft with supersonic speed. The system has a compressor 10 for taking on air from the atmosphere and for compressing this air, a combustion device 11, which is supplied with the compressed air from the compressor and fuel by means of injectors 12, a turbine 13, which is controlled by the Ver combustion gases from the combustion device 12 is driven, and an exhaust line 14 through which the exhaust gases from the turbine are expelled into the atmosphere.
The compressor 10 has a stator housing 15, which carries a plurality of rings of stator blades 16, and a nose-shaped bearing housing 17, which is arranged coaxially in an enlarged housing part at the inlet end of the stator housing. The bearing housing 17 is supported on the stator housing 15 by means of a plurality of struts 18. The compressor 10 also has a rotor which has a hollow central shaft 19.
The front end of the hollow shaft 19 facing the compressor inlet is mounted in a bearing 20 which is arranged in the bearing housing 17. Furthermore, the compressor rotor has a plurality of bladed rotor disks 21. Each rotor disk 21 carries a ring of rotor blades 22 on its periphery.
The hollow shaft 11 extends behind the compressor centrally through the combustion device 11 and carries the rotor 23 of the turbine on its rear end part; the latter is used to drive the compressor 10. The rear part of the Shaft 19 is supported in two axially spaced apart bearings 24 and 25. The bearing 24 is located in the area of the compressor outlet, while the bearing 25 is located in the area of the rotor 23 of the turbine 13.
It should be noted that the bearings: 24 and 25 must be cooled when the system is in operation, as they are located in the area of hot machine parts. For this purpose, a flow of cooling air is passed through the housings 26 and 27 of the bearings 24 and 25, respectively. The air used to cool the bearing 24 is taken from a middle stage of the compressor 10, while the air used to cool the bearing 25 is taken from the combustion device 11.
The air extraction means for the air intended for Küh development of the bearing 24 have openings 23 on the circumference of the compressor rotor, which are arranged so that air can penetrate into the space formed between two rotor disks 21;
Furthermore, said means have openings 29 in the shaft 19, through which air from the named space can penetrate into the cavity of the shaft 19, and openings 30, also if in the shaft 19, through which the air from the interior of the shaft 19 can flow into a chamber 40 which is formed directly upstream of the bearing 24 in the stator housing. The air flowing through the chamber 40 is guided through a stationary wall 31 over the bearing housing 26 and then enters a space 32 which is created between the shaft 19 and the combustion device 11.
The air flows from this space 32 through hollow guide vanes 33 of the turbine 13 into the atmosphere.
The extraction means for the air drawn from the combustion device intended for cooling the bearing 25 have one or more lines 34. This line 34 is connected to a space 36 which is located in the combustion device 11 between a Flame tube 37, in which the combustion takes place, and an air housing <B> 38 </B>, which surrounds the flame tube 37 at a radial distance therefrom. The line 34 leads into a space 35 surrounding the bearing housing <B> 27 </B> of the bearing <B> 2 </B> 5.
Part of the air flowing into the combustion device 11 of the system flows directly into the flame tube 37, while the rest of the inflowing air passes outside the flame tube 37 into the space 36. The air reaching the room 35 is by means of a wall 39, which delimits the room 35, over the bearing housing:
27 and then flows outwards over the upstream surface of the turbine C) 23 back into the Arbeitsmittel- kana.l of the turbine 13. ' In certain cases the temperature of the cooling valve is too high to be able to bring about effective cooling of the bearings 24 and 25. This can e.g.
B. be the case when the aircraft, which the system is used as an engine, flies at very high speed, so that the air entering the compressor 10 is strongly heated by the damming effect. Means are therefore provided which allow the cooling air temperature to be kept low at a desired value.
Such means are shown in greater detail in FIG. 2, for example. A liquid atomizer nozzle 41 is arranged in the void wall of each chamber 40 and 35. Liquid, e.g. B. water, fed through feed lines 42, the upstream ends of which are each connected to a liquid pump .13. In the example shown, these pumps are shown as centrifugal pumps for the sake of simplicity.
The inlet of these pumps is connected to a liquid tank 44.
When liquid in the form of a spray jet flows into the chambers 40 and 35, the air entering these chambers is cooled ge due to the evaporation of the liquid.
In the example shown, the liquid supply to the nozzles 41 is controlled so that the supply starts when the temperature of the cooling air exceeds a predetermined value. The fluid intake increases as the temperature rises.
The pump 43 is driven via a transmission 45 by an electric motor 46 which is connected to a battery 47. In the circuit of the motor 46 containing the battery, a switch 49 is provided which is actuated by a temperature response device. In the example shown, the temperature response device has a container 50 which is arranged in the associated chamber 40 or 35 in the flow path of the cooling air flow and downstream of the associated injection nozzle 41.
The container 50 is connected to a bellows 52 by means of a capillary tube 51. The container 50, the capillary tube 51 and the bellows 52 are filled with a liquid, e.g. B. paraffin oil filled. As the temperature of the air flowing over the container 50 increases, the liquid in that container expands, causing the bellows 52 to expand. When the temperature to which the container is exposed reaches a predetermined value, a rod 53, which is fastened to the bellows 52, closes the switch 49. As a result, the motor 46 is activated, which in turn drives the pump 43. The ge called rod 53 carries a valve element 54 which cooperates with an opening 55.
The opening 55 is located in a wall which separates two chambers 56, 57 from one another and is arranged in a housing 58. The arrangement is such that the valve element 54 approaches its seat around the opening 55 as the temperature to which the container 50 is exposed increases.
The chamber 57 is connected by a line 59 to the liquid supply line 42, while the chamber 56 is connected by a line 60 to the suction pipe 61 of the associated pump 43. When the valve element 54 is subsequently lifted from its seat, a certain part of the liquid delivered by the pump 43 returns to the pump; this liquid portion returned to the pump decreases as the temperature to which the container 50 is exposed increases.
The separate supply and control means for supplying cooling liquid to the two chambers 40 and 25 are provided for reasons of economical consumption of cooling liquid; it goes without saying that a common, single feed and control system could also be provided.
In FIG. 3, an example of a cooling device is shown which is used to cool lubricating oil circulating in the lubrication system of an aircraft gas turbine plant 62.
The lubrication system shown has a storage tank 63 from which lubricating oil is conveyed via a line 64 by means of a pump 65 through a line 66 into an oil cooler. The oil cooler has a pipe coil 67 which is arranged in an air line 68.
The air line has an air inlet 68a pointing in the direction of flight and a hurried outlet, so that during the flight of the aircraft, for which the system 62 serves as an engine, cooling air flows through the coil 67 and cools the oil in it. The oil passes from the pipe coil 67 into a plurality of distribution lines 69. Each of these distribution lines leads to a store assigned to it.
So. z. B. a distribution line 69 to a housing 70 of the front bearing 71 of the system.
The lubrication system of the plant also has individual manifolds 72 which are connected to the corresponding bearing housings, e.g. B. the housing 70, lead to the inlet side of an oil suction pump 73. The collected oil is pumped back into the oil tank 63 through a line 74. Both pumps 63 and 73 are machine-driven pumps in the example shown; the zugeord designated drive elements are denoted by 7 5.
If the temperature of the air flowing over the pipe snake 67 due to a jam effect during the flight becomes inadmissibly high, a liquid, e.g. B. water, at a point upstream of the pipe coil 67 is injected into the hz of the line 68 air flowing. By evaporating this liquid, the air n1 is subsequently cooled.
The cooling liquid is quickly sprayed into the line 68 by means of an atomizer nozzle 76. The nozzle 76 is fed by a supply system similar to that described for the nozzles 41 and which also has a temperature response device of the type described above.
In the case of the cooling devices described, the cooling air can also be used to cool other parts of the system. So z. B. in the example of FIGS. 1 and 2, the cooling air for cooling turbine parts, for. B. the blades of the turbine are used.
Instead of a motor, the pumps 43 can also be driven by the system itself.
Cooling devices for aircraft gas turbine systems were specifically described above. It should be noted that in certain cases, as a result of the use of high pressure ratio compressors in gas turbine systems, e.g.
B. in those designed as marine engines, cooling air of high pressure is required. If, in this case, the cooling air is taken from the compressor, the heating of the air that occurs as a result of the compression of the air makes it necessary to cool it before this air can be used for cooling purposes.
Here, too, devices of the type described can be provided in which water or another liquid is injected into the cooling air, which cools the air when it evaporates and thus makes it usable for cooling purposes.