DE1262681C2

DE1262681C2 - Gas turbine engine

Info

Publication number: DE1262681C2
Application number: DE1961B0063996
Authority: DE
Inventors: Kurtca Mehmet Bilgin
Original assignee: Kurtca Mehmet Bilgin
Priority date: 1961-09-13
Filing date: 1961-09-13
Publication date: 1968-09-12
Also published as: DE1262681B

Description

DEUTSCHES WafTWl· PATENTAMTGERMAN WafTWl PATENT OFFICE

DeutscheKI .: 46 f-3/01 PATENT LETTERING ·· - * i »«

Aktenzeichen: B63996Ia/46f 1 262 681 Anmeldetag: 13. September 1961File number: B63996Ia / 46f 1 262 681 Filing date: September 13, 1961

Auslegetag: 7. März 1968 Ausgabetag: 12. September 1968 Patentschrift stimmt mit der Auslegeschrift fibereinDate of publication: March 7, 1968 Date of issue: September 12, 1968 Patent specification corresponds to the specification document

Die Erfindung betrifft ein Gasturbinentriebwerk mit mehrstufigen Radialverdichtern, deren Läufer zugleich als Turbinenläufer dienen. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein solches Gasturbinentriebwerk derart auszubilden, daß es möglichst wenig Raum beansprucht.The invention relates to a gas turbine engine with multistage radial compressors, the rotors of which at the same time serve as a turbine runner. The invention is based on the object of designing such a gas turbine engine in such a way that it uses as little as possible Takes up space.

Zu diesem Zweck sind gemäß der Erfindung von zwei in an sich bekannter Weise Rücken an Rücken angeordneten, gegensinnig rotierenden Läufern einer für die erste und dritte Radialverdichterstufe, der andere für die zweite Radialverdichterstufe verwendet, und deren Turbinenschaufeln sind als allseitig gekrümmte Zellen eines an sich bekannten Zellenrades ausgebildet. Durch diese Ausgestaltung des Gasturbinentriebwerkes wird nicht nur Raum gespart, sondern wegen der geringen Zahl von Achslaeern wird die Wartung der Lager vereinfacht, auch läßt sich die überschüssige Wärme mit geringerem Aufwand ableiten. Ein weiterer Vorteil besteht darin, daß das Triebwerk in beiden Drehrichtungen ao Arbeit zu leisten vermag.For this purpose, according to the invention, two are back to back in a manner known per se arranged, oppositely rotating runners one for the first and third radial compressor stage, the others are used for the second radial compressor stage, and their turbine blades are on all sides formed curved cells of a cell wheel known per se. This design of the Gas turbine engine not only saves space, but also because of the small number of axles the maintenance of the bearing is simplified, and the excess heat can be removed with less Derive effort. Another advantage is that the engine ao in both directions of rotation Able to do work.

In einer besonderen Ausgestaltung der Erfindung kann ein in an sich bekannter Weise zur Wahl der Drehrichtung dienender, zwischen der Brennkammer und den gegenläufigen Turbinenrädern angeordneter as Steuerschieber als Steuerscheibe ausgebildet sein.In a particular embodiment of the invention, a known manner can be used to select the Direction of rotation serving as arranged between the combustion chamber and the opposing turbine wheels Control slide can be designed as a control disk.

Der' Nutzeffekt des Gasturbinentriebwerkes kann dadurch noch verbessert werden, daß außer der Brennkammer eine Nachbrennkammer vorhanden ist.The 'efficiency of the gas turbine engine can be improved by the fact that in addition to the Combustion chamber an afterburning chamber is available.

Wenn die beiden Läufer in an sich bekannter Weise mit Labyrinthdichtungen ausgerüstet sind, wird außerdem die Reibung auf ein Minimum reduziert, die Schalldämpfung und Kühlung verbessert.If the two runners are equipped with labyrinth seals in a manner known per se, will In addition, friction is reduced to a minimum, which improves sound absorption and cooling.

In den Zeichnungen ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch dargestellt und nachstehend beschrieben.In the drawings, an embodiment of the invention is shown schematically and below described.

F i g. 1 zeigt einen Axialschnitt durch das Gasturbinentriebwerk, F i g. 1 shows an axial section through the gas turbine engine,

F i g. 2 the section AB through Fi g. 1, F i g. 3 shows the section CD through FIG. 1, F i g. 4 the section EF through F i g. 1,

F i g. 5 bis 8 den Schnitt G-H durch F i g. 1 in verschiedenen Arbeitsstellungen.F i g. 5 to 8 the section GH through F i g. 1 in different working positions.

Sobald der Anlasser betätigt wird, schließt sich automatisch das Vorwärtsfenster 1 a, das Rückwärtsfenster 1 b und das Verdichterfenster 1 c der Steuerscheibe 1 für die Brennkammer der beiden Läufer 13. Zu gleicher Zeit dreht sich der Anlasser 3, und die Radialverdichterstufe 4 saugt die Luft von einem nicht eingezeichneten Luftfilter im Gehäuse 5 Uber die Leitschaufeln 6 und über die Radialverdichterstufe 4 in das Spiralgehäuse 7 der ersten Verdichter-As soon as the starter is actuated, the forward window 1 a, the rear window 1 b and the compressor window 1 c of the control disk 1 for the combustion chamber of the two rotors 13 automatically close. At the same time, the starter 3 rotates and the radial compressor stage 4 sucks in the air from an air filter (not shown) in the housing 5 via the guide vanes 6 and via the radial compressor stage 4 into the spiral housing 7 of the first compressor

Gas turbine engine Patented for: Kurtca Mehmet Bilgin,

4500 Osnabrück, Bremer Str. 1714500 Osnabrück, Bremer Str. 171

Named as inventor: Kurtca Mehmet Bilgin, 4500 Osnabrfidc

stufe. Die im Gehäuse 8 in Richtung der eingezeichneten Pfeile befindliche Lufteintrittsöffnung ist mit der nicht eingezeichneten Leitung im Spiralgdiäiise 7 verbunden. Die Luft strömt dann durch die Leitschaufeln 9 und die zweite Rdialverdichterstuie 10 zu dem gegensinnig rotierenden Läufer 13 der dritten Radialverdichterstufe 11, weiche die Luft in das Spiralgehäuse 12 preßt. Von dort geht die Strömung durch Lufteintrittsöffnungen in die Brennkammer 2. Vor dem Loslassen des Anlassers wird der eingespritzte Kraftstoff in üblicher Weise mittels einer Zündkerze gezündet. Gleichzeitig öffnet sich das Verdichterfenster 1 c und entweder das Vorwärtsfenster 1 a oder das Rückwärtsfenster 1 b. step. The air inlet opening located in the housing 8 in the direction of the arrows shown is connected to the line (not shown) in the spiral diaphragm 7. The air then flows through the guide vanes 9 and the second radial compressor section 10 to the counter-rotating rotor 13 of the third radial compressor stage 11, which presses the air into the spiral housing 12. From there the flow goes through air inlet openings into the combustion chamber 2. Before the starter is released, the injected fuel is ignited in the usual way by means of a spark plug. At the same time, the compressor window 1 c and either the forward window 1 a or the backward window 1 b opens.

Die Brenngase drücken von der Brennkammer 2 durch das Verdichterfenster 1 c mit tangential gerichtetem Strahl auf den Läufer 13, angefangen von der Ecke 14 bis zur Ecke 15, wo Abdichtungen in verschiedenen Ausführungen angebracht sein können, wie z. B. Kolbenringe. Da die Brenngase an keiner anderen Stelle entweichen können, versetzen sie den Läufer 13 in Bewegung und gelangen dann in die Nachbrennkammer 16. Je nachdem, ob das Vorwärtsfenster 1 a oder das Rückwärtsfenster 1 b der Steuerscheibe geöffnet wurde, erfolgt die Drehang des Läufers in der einen oder in der anderen Richtung.The combustion gases press from the combustion chamber 2 through the compressor window 1 c with a tangentially directed jet on the rotor 13, starting from the corner 14 to the corner 15, where seals in various designs can be attached, such. B. piston rings. Since the combustion gases cannot escape at any other point, they set the rotor 13 in motion and then enter the afterburning chamber 16. Depending on whether the forward window 1 a or the rear window 1 b of the control disk has been opened, the rotor rotates in the one way or the other.

Die von den Verdichterstufen komprimierten Gase gelangen durch die Labyrinthdichtungen 17 und 18, die in Vergrößerung 19 dargestellt sind, in die Nachbrennkammer 16. Dabei wirken die Labyrinthdichtungen auf die Strömungsgeschwindigkeit einerseits bremsend und andererseits schalldämpfend. In die Nachbrennkammer können noch kleine Mengen Kraftstoff eingespritzt werden. Die in ihr verbrannten Gase strömen tangential über den Läufer 13 bis zur Leitgehäuseecke 20 und werden dann in die Atmosphäre abgegeben. Die überschüssige Wärme gelangt an den Wärmeaustauscher 21, der gleichzeitig schalldämpfende Wirkung hat. An der Leitgehäuseecke 20 treffen die Brenngase zusammen.The gases compressed by the compressor stages pass through the labyrinth seals 17 and 18, which are shown in enlargement 19, into the afterburning chamber 16. The labyrinth seals act here on the one hand braking and on the other hand sound absorbing on the flow velocity. In the Afterburning chamber, small amounts of fuel can still be injected. The ones burned in her Gases flow tangentially over the rotor 13 to the guide housing corner 20 and are then into the atmosphere submitted. The excess heat reaches the heat exchanger 21, which at the same time has a sound-absorbing effect. The fuel gases meet at the guide housing corner 20.

•09*16/205• 09 * 16/205

Claims

The wheel compressor stages 4 and 11 and the rotor 13 with the labyrinth seals 18 and 19, respectively, scratch with a shaft that is supported twice in a housing. The radial compressor stage with the cast rotor 13 is placed on the shaft, which is supported twice. When running forward, the two radial compressor stages 10 and 11 rotate in opposite directions without a mechanical connection. When running backwards, the two radial compressor stages 10 and 11 rotate in the same direction. Patent claims:

1. Gas turbine engine with multistage centrifugal compressors, the rotor of which also acts as a turntable rotor serve, characterized in that of two arranged back to back in a known manner, in opposite directions rotating runners (13) one for the first and third radial compressor calls (4, 11), the ao others are used for the second radial compressor stage (IO), and that their turbine blades are designed as cells curved on all sides of a cell wheel known per se.

2. Gas turbine engine according to claim 1, da- «5 characterized in that a known per se Way to choose the direction of rotation, between the combustion chamber (2) and the counter-rotating Turbine wheels arranged control slide is designed as a control disc (1).

3. Gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that in addition to the Combustion chamber (2) an afterburning chamber (16) is present.

4. Gas turbine engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the both runners are equipped with labyrinth seals in a manner known per se.

Considered publications:
German patent specifications No. 644 829, 631 255,

013, 361 560, 352 690;
Austrian Patent No. 192 689;
Swiss patents No. 355 518,

578;

French Patent No. 432 360;
Belgian Patent No. 533,971;
British Patent No. 801 281;
U.S. Patents No. 2,989,284,2667,744,
778;

Turkish Patent Bulletin, 1959, pp. 23 and 24, Patent No. 9151.

For this purpose 2 sheets of drawings

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