DE19500577C2

DE19500577C2 - Gas turbine

Info

Publication number: DE19500577C2
Application number: DE1995100577
Authority: DE
Inventors: Juergen Steffens
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1995-01-11
Filing date: 1995-01-11
Publication date: 1998-06-10
Anticipated expiration: 2015-01-12
Also published as: DE19500577A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit einer Hohlwelle, an deren einem Ende eine mitrotierende Brennkammer vorgesehen ist, einer feststehenden, die Hohlwelle durchdringenden Brennstoffleitung, einer am brennkammerseitigen Ende der Brennstoffleitung ange ordneten Einspritzdüse, einer zwischen der Brennstoff leitung und der inneren Oberfläche der Hohlwelle vor gesehenen Gasdichtung, wobei das brennkammerseiti ge Ende der Hohlwelle einen Flansch ausbildet, an den ein glockenförmiger Gehäusemantel formschlüssig auf geschraubt ist und in dessen Hohlraum drei im Flansch integrierte Zündkörner hineinragen und ein Verdichter nabenkörper angeordnet ist, der ein parallel und im Ab stand zum Gehäusemantel verlaufendes Nabenteil auf weist, an dessen äußerem Nabenteilende zur Ausbil dung eines zentripetaldurchströmten Verdichterrotors radial angeströmte, auf den Gehäusemantel gerichtete Verdichterschaufeln angeformt sind, wobei die Spitzen der Verdichterschaufeln mit dem Gehäusemantel ver bunden sind und wobei an dem inneren Nabenteilende eine senkrecht zur Mittelachse verlaufende kreisring förmige Scheibe ausgebildet ist und wobei ein durch den Verdichternabenkörper gebildeter Hohlraum, der die mitrotierende Brennkammer darstellt, mittels eines tel lerförmigen Turbinenrotors verschlossen ist, an dessen Rand radial nach außen weisende, axial angeströmte Turbinenschaufeln angebracht sind, deren Spitzen mit dem äußeren Nabenteilende verbunden sind.The invention relates to a gas turbine with a Hollow shaft, at one end of a co-rotating Combustion chamber is provided, a fixed one Hollow shaft penetrating fuel line, one on end of the fuel line on the combustion chamber side arranged injector, one between the fuel line and the inner surface of the hollow shaft seen gas seal, the combustion chamber side ge end of the hollow shaft forms a flange to which a bell-shaped housing jacket with a positive fit is screwed and in its cavity three in the flange Integrated ignition grains protrude and a compressor Hub body is arranged, a parallel and in the Ab got up to the housing shell running hub part points, at the outer end of the hub part for training a centripetal-flow compressor rotor radially flowed, directed towards the housing shell Compressor blades are molded on, the tips the compressor blades with the housing jacket are bound and at the inner hub part end a circular ring running perpendicular to the central axis shaped disc and is formed by a Compressor hub body formed cavity that the co-rotating combustion chamber, by means of a tel Ler-shaped turbine rotor is closed, at the Radially outward facing, axially flowed Turbine blades are attached, the tips of which are connected to the outer end of the hub part.

Derartige Gasturbinen sind aus der DE 27 15 161 C3 bekannt. Bei dieser Gasturbine soll durch Ausbildung eines Frischluftkanals zwischen Gehäusemantel und dem Verdichtermantel die der Brennkammer zugeführ te Frischluft vorgewärmt werden, wodurch ein geson derter Wärmeaustauscher überflüssig wird. Zudem er möglicht die ringförmig ausgebildete Brennkammer ei ne fast vollständige Verbrennung des eingespritzten Brennstoffs. Hierdurch werden flach anlaufende Lei stungskurven, hoher Treibstoffbedarf und eine kosten intensive Bauweise vermieden.Such gas turbines are from DE 27 15 161 C3 known. This gas turbine is said to be through training a fresh air duct between the casing and the compressor jacket that fed to the combustion chamber te fresh air are preheated, whereby a separate heat exchanger becomes superfluous. He also possible the annular combustion chamber egg ne almost complete combustion of the injected Fuel. As a result, lei are starting flat performance curves, high fuel consumption and a cost intensive construction avoided.

Als nachteilig haben sich jedoch die hohen Massen der rotierenden Teile, d. h. insbesondere des Gehäuse mantels, erwiesen, da die Materialbeanspruchung sehr hoch ist und zudem Leistung verlorengeht.However, the high masses have been disadvantageous the rotating parts, d. H. especially the housing jacket, proven because the material stress very much is high and performance is also lost.

Außerdem können die Leistungsgrößen der Gastur bine nur sehr umständlich variiert werden, da der Wech sel von Verdichter und Turbine bzw. die Volumenände rung der Brennkammer nur unter Demontage der Hauptwelle vorgenommen werden kann.In addition, the performance of the Gastur bine can be varied only very cumbersome, since the change sel of compressor and turbine or the volume changes the combustion chamber only when the Main shaft can be made.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine gattungsge mäße Gasturbine derart zu verbessern, daß die Materi albelastung herabgesetzt wird unter gleichzeitiger Lei stungssteigerung und daß die Leistungsgrößen ohne großen technischen Aufwand den jeweiligen Erforder nissen angepaßt werden können.It is therefore an object of the invention, a genus would improve gas turbine so that the materi al burden is reduced with simultaneous lei Performance increase and that the performance sizes without great technical effort the respective requirements nissen can be adjusted.

Diese Aufgabe wird durch die gekennzeichneten Merkmale des Anspruches 1 gelöst.This task is identified by the Features of claim 1 solved.

Dazu ist erfindungsgemäß vorgesehen, eine gattungs gemäße Gasturbine durch Ausbildung eines Hohlrau mes im Gehäusemantel im Gewicht zu reduzieren, wo bei der Gehäusemantel zweiteilig ausgeführt ist, so daß sich ein Gehäuseinnenteil und ein Gehäuseaußenteil er gibt. Das Gehäuseaußenteil wird vorzugsweise aus Ti tan gefertigt, um eine weitere Gewichtseinsparung zu erzielen. Da Titan jedoch oberhalb von 426°C an Festig keit verliert, ist erfindungsgemäß vorgesehen, den Hohl raum im Gehäusemantel über Belüftungsbohrungen im teil zu kühlen.For this purpose, a genus is provided according to the invention appropriate gas turbine by forming a cavity mes in the housing jacket to reduce the weight where is made in two parts in the housing shell, so that an inner housing part and an outer housing part gives. The outer housing part is preferably made of Ti tan made to save even more weight achieve. However, since Titan at Festig above 426 ° C loses speed, is provided according to the invention, the hollow space in the housing jacket via ventilation holes in the to cool some.

Weiterhin sind im Turbinenrotor, der aus einer senk recht zur Mittelachse angeordneten Läuferplatte, die mittig eine Verschlußplatte aufweist und über randseiti ge Turbinenschaufeln verfügt, besteht, Erleichterungs ausschnitte vorgesehen. Diese Erleichterungsausschnit te sind vorzugsweise in der Läuferplatte sowie der Ver schlußplatte angebracht. Die durch die Erleichterungs ausschnitte entstandenen Hohlräume sowie der Hohl raum im Gehäusemantel reduzieren die rotierenden Massen deutlich, wodurch eine höhere Leistungsaus beute erzielt werden kann.Furthermore, the turbine rotor, which consists of a lower rotor plate arranged right to the central axis, the has a locking plate in the middle and over margins turbine blades, there is relief cutouts provided. This relief cutout te are preferably in the rotor plate and the Ver end plate attached. The one through the relief cutouts created cavities as well as the hollow space in the housing jacket reduce the rotating Masses significantly, resulting in a higher power output loot can be achieved.

Beide Gehäuseteile des Gehäusemantels sind mit dem Flansch der Hohlwelle lösbar verbunden, vorzugsweise über ein Gewinde. Damit ist eine problemlose Variation der Leistungsgrößen von Verdichter und Turbine mög lich, da die Teile an dem leicht zu demontierenden Ge häusemantel angeformt sind.Both housing parts of the housing shell are with the Flange of the hollow shaft releasably connected, preferably over a thread. This is a problem-free variation the performance of the compressor and turbine Lich, since the parts on the easily disassembled Ge housing jacket are molded.

Ebenfalls zur Variierung der Leistung ist die senk recht zur Mittelachse im Innenraum des Gehäuseman tels vorhandene kreisringförmige Scheibe zum Teil aus tauschbar, d. h. der ringförmige Teil der Scheibe, der zum Innendurchmesser benachbart ist. Dieser Teil der kreisringförmigen Scheibe ist austauschbar, indem die Verschlußplatte der Läuferplatte des Turbinenrotors, die lösbar mit der Läuferplatte verbunden ist, vorzugs weise über ein Gewinde oder einen Bajonettverschluß, geöffnet wird, so daß die kreisförmige Scheibe erreich bar ist.The lowering is also used to vary the output right to the central axis in the interior of the housing man partly existing circular disk exchangeable, d. H. the annular part of the disc, the is adjacent to the inner diameter. This part of the annular disc is interchangeable by the Closure plate of the rotor plate of the turbine rotor, which is detachably connected to the rotor plate, preferably as a thread or a bayonet lock, is opened so that the circular disc reaches is cash.

Nach einer bevorzugten Ausführungsform weist die Gasturbine einen zentralbefindlichen, regelbaren Ver dichterdurchlaß auf. Dazu ist ein Ventileinsatz vorgese hen, der im Zentrum des Flansches im Gehäusemantel in eine zum Brennstoffeinlaß konzentrische Nut eingesetzt und verschiebbar gelagert ist, wobei der Ventileinsatz über einen mittigen Durchlaß für die Brennstoffeinsprit zung verfügt. In der Nut sind in Sacklochbohrungen mindestens drei Federelemente vorgesehen, die den Ventileinsatz in definiertem Abstand zum Grund der Nut halten. Brennkammerseitig weist der Ventileinsatz ein Ringschild auf, der vom Ventileinsatz selber lösbar ist. Das Ringschild überfaßt brennkammerseitig den austauschbaren Teil der kreisringförmigen Scheibe in definiertem Abstand, wodurch sich der Verdichter durchlaß zwischen beiden Teilen ergibt. Durch Aus tausch der entsprechenden Teile der kreisringförmigen Scheibe bzw. des Ringschildes läßt sich die Größe des Verdichterdurchlasses variieren.According to a preferred embodiment, the Gas turbine a centrally located, adjustable ver seal passage on. A valve insert is provided for this hen in the center of the flange in the housing jacket a groove concentric with the fuel inlet is used and is slidably mounted, the valve insert via a central passage for the fuel injection tongue. There are blind holes in the groove at least three spring elements provided the Valve insert at a defined distance from the bottom of the Keep groove. The valve insert on the combustion chamber side a ring shield that can be detached from the valve insert itself is. The ring shield covers the combustion chamber side interchangeable part of the circular disc in defined distance, causing the compressor passage between the two parts results. By off Exchange the corresponding parts of the circular Disc or the ring shield can be the size of the Compressor openings vary.

Die im Flansch integrierten Zündkörper werden durch Durchgangsnuten im Ventileinsatz zum Durchlaß für die Brennstoffeinspritzung geführt.The ignition bodies integrated in the flange are through through grooves in the valve insert for passage led for fuel injection.

Der Ventileinsatz rotiert mit der Hohlwelle und ist dabei in axialer Richtung beweglich und wird im norma len Verdichterdruckbereich durch Federkraft in seiner Grundstellung fixiert.The valve insert rotates with the hollow shaft and is thereby movable in the axial direction and becomes normal len compressor pressure range by spring force in its Basic position fixed.

Zur Vermeidung der Verdichterpumpgrenze wird im Bereich des Verdichterenddrucks der Ventileinsatz ge gen die Federkraft nach dem Prinzip eines Überdruck ventils durch Verdichterdruckluft axial verschoben, wo bei der Verdichterdurchlaß erweitert wird. Die Über luftmenge kann dadurch in die Brennkammer entspannt werden und verhindert damit die Überhitzung der Brennkammer, wobei gleichzeitig Drehzahl und Lei stung steigen.To avoid the compressor surge limit, the Range of the compressor end pressure of the valve insert against the spring force on the principle of overpressure valve axially displaced by compressor compressed air where when the compressor passage is expanded. The About The amount of air can be released into the combustion chamber and prevents overheating of the Combustion chamber, at the same time speed and lei increase.

Auf der Außenseite des Flansches weisen die Zünd körner Anschlußkontakte auf, die mittels eines Schleif ringes kontaktschlüssig fest verbunden werden. Dabei sind mindestens drei Zündelemente vorgesehen. Der Kontaktschleifring ist vorzugsweise derart ausgebildet, daß er auch eine aerodynamische Verkleidung über den Anschlüssen der Zündkörper bildet, so daß über einen verringerten Luftwiderstand ebenfalls eine Leistungs steigerung erreicht wird.The ignition points on the outside of the flange grained connection contacts on, by means of a grinding ring can be firmly connected by contact. Here at least three ignition elements are provided. Of the Contact slip ring is preferably designed such that he also has an aerodynamic fairing over the Connections of the ignition body forms, so that over a reduced drag also a performance increase is achieved.

Durch diese vorteilhaften Ausgestaltungen der Gas turbine wird erreicht, daß die Leistung gesteigert wird, insbesondere durch die Gewichtseinsparungen und zum anderen durch die vielfältige Auswechselbarkeit ver schiedenster Turbinenteile eine einfache beliebige An passung der Leistungsgrößen erfolgen kann, da lediglich die Verschlußplatte der Läuferplatte geöffnet werden muß oder aber der Gehäusemantel abgenommen wer den muß, ohne die Hohlwelle oder die Zündanlage zu demontieren.These advantageous configurations of the gas turbine is achieved that the performance is increased, in particular through the weight savings and others through the diverse interchangeability a wide variety of turbine parts the performance parameters can be adjusted, since only the closure plate of the rotor plate can be opened must or removed the housing jacket who that must without the hollow shaft or the ignition system disassemble.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Un teransprüchen gekennzeichnet.Further advantageous embodiments are in the Un marked claims.

Nachstehend wird die Erfindung anhand einer Zeich nung näher erläutert.The invention based on a drawing tion explained in more detail.

Die Zeichnung zeigt in einer geschnittenen Seitenan sicht die erfindungsgemäße Gasturbine.The drawing shows in a cut side view of the gas turbine according to the invention.

Die Gasturbine 100 weist eine Hohlwelle 10 auf, wo bei eine Brennstoffleitung 11 die Hohlwelle 10 durch dringt. An einem Ende 12 der Hohlwelle 10 ist ein Flansch 13 angeformt. Mit dem Flansch 13 lösbar ver bunden über Gewinde 14, 15 ist ein glockenförmiger Gehäusemantel 16, der aus zwei Teilen, dem Gehäusein nenteil 17 und dem Gehäuseaußenteil 18, besteht. Zwi schen dem Gehäuseinnenteil 17 und dem Gehäuseau ßenteil 18 befindet sich ein Hohlraum 19, der über Durchgangsbohrungen 20, 21 im Gehäuseaußenteil 18 belüftet wird Im Innern 22 des Gehäusemantels 16 ist ein Verdichternabenkörper 23 angeordnet, der wie der Gehäusemantel 16 konkav ausgebildet ist und im Ab stand und parallel zum Gehäuseinnenteil 17 verläuft. An den Enden 24, 25 des Verdichternabenkörpers 23 sind Verdichterschaufeln 26 angeformt, deren Spitzen 27 mit dem Gehäuseinnenteil 17 verbunden sind Auf dem nach innen gerichteten Ende 24 des Verdichternabenkörpers 23 befindet sich eine senkrecht zur Mittelachse der Hohlwelle 10 angeordnete, kreisringförmige Scheibe 28 mit einem lösbaren Innenteil 29. Der durch den Verdich ternabenkörper 23 gebildete Hohlraum, der als Brenn kammer 30 dient, wird mittels eines tellerförmigen Tur binenrotor 31 nach außen verschlossen, an dessen Rand 32 Turbinenschaufeln 33 vorgesehen sind, die mit dem äußeren Ende 25 des Verdichternabenkörpers 23 ver bunden sind. Im Zentrum des Turbinenrotors 31 befin det sich die Läuferplatte 34, die mittig eine lösbare Ver schlußplatte 35 aufweist. Der brennkammerseitige Teil 36 des Flansches 13 weist eine ringförmige Nut konzen trisch zur Brennstoffleitung 11 auf, in deren Grund 38 Sacklöcher 39 eingebracht sind, in denen jeweils eine Feder 40 gelagert ist, die einen in der Nut 37 verschieb lich gelagerten Ventileinsatz 41 in seiner Position fixiert Der Ventileinsatz 41 verfügt über einen Durchlaß 42 von der Brennstoffleitung 11 zur Brennkammer 30. Am brennkammerseitigen Ende 43 des Ventileinsatzes 41 befindet sich lösbar verbunden ein Ringschild 44, das die kreisringförmige Scheibe 28, 29 von der Brennkammer 30 aus überragt. Das Ringschild 44 und die Scheibe 28, 29 bilden dabei zwischen sich den Verdichterdurchlaß 45 aus. In dem Durchlaß 42 des Ventileinsatzes 41 mün den über drei seitliche Durchgangsnuten 46 im Ventil einsatz 41 die in den Flansch 13 integrierten Zündkörner 48. Die Durchgangsnuten 46 sind derart bemessen, daß trotz dreier durchgeführter Zündkörper 48 der Zündan lage 47 der Ventileinsatz 41 verschiebbar ist. Auf der Außenseite 49 des Flansches 13 befinden sich die An schlußkontakte 50 für die Zündkörper 48, die mit einem aerodynamisch geformten Kontaktschleifring 51 kon taktschlüssig fest verbunden sind. Weiterhin verfügt die Gasturbine 100 über nicht dargestellte, übliche Zusatz aggregate, z. B. zur Leistungsabnahme und Verklei dungselemente. Die Zufuhr von Brennstoff erfolgt über die Brennstoffleitung 11, die durch die Hohlwelle 10 geführt ist. Die Brennstoffleitung 11 weist an dem der Brennkammer 30 zugewandten Endabschnitt eine Ein spritzdüse 52 auf. Die Frischluftzufuhr erfolgt über den Frischluftzutritt 53, der an dem Endabschnitt 54 des Ge häusemantels 16 angeordnet ist. Die Frischluft strömt durch den Frischluftkanal 55, der durch den Gehäuse mantel 16 und den Verdichternabenkörper 23 gebildet wird. Hierbei wird die Frischluft durch die von dem Verdichternabenkörper 23 übertragene Wärme vorge wärmt, so daß der Brennkammer 30 vorgewärmte Ver brennungsluft zugeführt wird. Um ein Vermischen der Verbrennungsabgase mit der Frischluft im Bereich des Abgasaustrittes 56 zu verhindern, ist an dem äußeren Ende 25 des Verdichternabenkörpers ein umlaufender, die Turbinenschaufeln 33 überdeckender Leitring 57 an geordnet. Die Verschlußplatte 35 und die Läuferplatte 34 des Turbinenrotors 31 verfügen über Erleichterungs ausschnitte 58, 59.The gas turbine 100 has a hollow shaft 10 , where the hollow shaft 10 penetrates through at a fuel line 11 . A flange 13 is formed on one end 12 of the hollow shaft 10 . With the flange 13 releasably connected via threads 14 , 15 is a bell-shaped housing shell 16 , which consists of two parts, the housing inner part 17 and the outer housing part 18 . Zvi rule the housing inner part 17 and the Gehäuseau ßenteil 18 a cavity 19, which is vented via through holes 20, 21 in the outer housing part 18 is located in the interior 22 of the housing shell 16, a compressor hub body 23 is arranged, which like the housing jacket is concave 16 and Ab stood and runs parallel to the housing inner part 17 . At the ends 24, 25 of the compressor hub body 23 compressor blades 26 are integrally formed, the tips 27 are connected to the housing inner portion 17 a perpendicular to the central axis of the hollow shaft 10 arranged, circular disc 28 located on the inward end 24 of the compressor hub body 23 with a releasable Inner part 29 . The cavity formed by the compression hub body 23 , which serves as the combustion chamber 30 , is closed by means of a plate-shaped turbine rotor 31 to the outside, at the edge 32 turbine blades 33 are provided, which are connected to the outer end 25 of the compressor hub body 23 a related party. In the center of the turbine rotor 31 is the rotor plate 34 , which has a releasable closure plate 35 in the center. The combustion chamber-side part 36 of the flange 13 has an annular groove concentrically to the fuel line 11 , in the bottom of which 38 blind holes 39 are introduced, in each of which a spring 40 is mounted, which displaceably supports the valve insert 41 in its position in the groove 37 fixed The valve insert 41 has a passage 42 from the fuel line 11 to the combustion chamber 30 . At the end 43 of the valve insert 41 on the combustion chamber side there is a releasably connected ring shield 44 which projects beyond the annular disk 28 , 29 from the combustion chamber 30 . The ring shield 44 and the disk 28 , 29 form the compressor passage 45 between them. In the passage 42 of the valve insert 41 Mün the three lateral through grooves 46 in the valve insert 41 integrated in the flange 13 Zündkörner 48th The through grooves 46 are dimensioned such that the position of the valve insert 41 is displaceable in spite of three ignition bodies 48 of the ignition 47 . On the outside 49 of the flange 13 there are the circuit contacts 50 for the ignition body 48 , which are firmly connected with an aerodynamically shaped contact slip ring 51 con tact. Furthermore, the gas turbine 100 has conventional auxiliary units, not shown, for. B. for performance and Verklei elements. Fuel is supplied via the fuel line 11 , which is guided through the hollow shaft 10 . The fuel line 11 has an injection nozzle 52 at the end section facing the combustion chamber 30 . The fresh air supply takes place via the fresh air inlet 53 , which is arranged at the end portion 54 of the housing shell 16 Ge. The fresh air flows through the fresh air channel 55 , which is formed by the housing shell 16 and the compressor hub body 23 . Here, the fresh air is preheated by the heat transferred from the compressor hub body 23 , so that the combustion chamber 30 preheated Ver combustion air is supplied. In order to prevent mixing of the combustion exhaust gases with the fresh air in the region of the exhaust gas outlet 56 , a circumferential guide ring 57 covering the turbine blades 33 is arranged at the outer end 25 of the compressor hub body. The closure plate 35 and the rotor plate 34 of the turbine rotor 31 have relief cutouts 58 , 59 .

Claims

1. Gas turbine ( 100 ) with a hollow shaft ( 10 ), at one end of which a co-rotating Brennkam mer ( 30 ) is provided, a fixed, the hollow shaft ( 10 ) penetrating fuel line ( 11 ), one at the combustion chamber end of the fuel line ( 11 ) arranged injection nozzle ( 52 ), a gas seal provided between the fuel line ( 11 ) and the inner surface of the hollow shaft, the combustion chamber end of the hollow shaft ( 10 ) forming a flange ( 13 ) to which a bell-shaped housing jacket ( 16 ) is screwed in a form-fitting manner is and in the cavity ( 22 ) in the flange ( 13 ) integrated ignition system ( 47 ) protrudes and a compression body ( 23 ) is arranged, which has a parallel and spaced from the housing shell ( 16 ) hub part, on the outer hub loin ( 25 ) to form a centrifugal compressor rotor flowed radially, directed to the housing shell ( 16 ) e compressor blades ( 26 ) are integrally formed, the tips ( 27 ) of the compressor blades ( 26 ) being connected to the housing casing ( 16 ) and an annular disk ( 28 ) running perpendicular to the central axis on the inner hub part end ( 24 ) is formed and wherein a by the compressor hub body ( 23 ) formed cavity, which is the rotating combustion chamber ( 30 ) by means of egg nes plate-shaped turbine rotor ( 31 ) is ruled out, at the edge ( 32 ) radially outward white, axially flowed turbine blades ( 33 ) are attached, the tips of which are connected to the outer end of the hub part ( 25 ), characterized in that the housing shell ( 16 ) consists of an inner housing part ( 17 ) and a housing outer part ( 18 ) which is detachably connected to the Flange ( 13 ) are connected, wherein a cavity ( 19 ) is formed between the housing inner part ( 17 ) and the housing outer part ( 18 ), the through gangsbo Means ( 20 , 21 ) in the outer housing part ( 18 ) can be ventilated.

2. Gas turbine according to claim 1, characterized in that the housing inner part ( 17 ) and the housing outer part ( 18 ) via thread ( 14 , 15 ) with the flange ( 13 ) are detachably connected.

3. Gas turbine according to claim 1 or 2, characterized in that the outer housing part ( 18 ) is made of titanium.

4. Gas turbine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the rotor plate ( 34 ) of the turbine rotor ( 31 ) has in the middle a detachably connected closure plate ( 35 ).

5. Gas turbine according to one of claims 1 to 4, characterized in that in the rotor plate ( 34 ) and the closure plate ( 35 ) relief cutouts ( 58 , 59 ) are introduced.

6. Gas turbine according to one of claims 1 to 5, characterized in that the annular disc ( 28 ) has a detachably connected inner part ( 29 ).

7. Gas turbine according to one of claims 1 to 6, characterized in that a valve insert ( 41 ) axially to the hollow shaft ( 10 ) is slidably mounted in a concentric to the fuel inlet opening in the Brennkam merside part of the flange ( 13 ) groove, which is slidably via a passage ( 42 ) from the fuel line ( 11 ) to the Brennkam mer ( 30 ) and in a defined position in the groove ( 37 ) in the bottom ( 38 ) of the groove ( 37 ) in pocket holes ( 39 ) located springs ( 40 ) is held , wherein an at the combustion chamber end of the Ven til insert ( 41 ) located ring shield ( 44 ) projects over the annular disc ( 28 , 29 ) from the combustion chamber ( 30 ).

8. Gas turbine according to claim 7, characterized in that the ring shield ( 44 ) with the Ventilein set ( 41 ) is detachably connected.

9. Gas turbine according to one of claims 1 to 8, characterized in that an ignition system ( 47 ) integrated in the flange ( 13 ) via three through grooves ( 46 ) in the valve insert ( 41 ) with the passage ( 42 ) of the valve insert ( 41 ) in Connection is made, through three through grooves ( 46 ) each an ignition body ( 48 ) is guided, which have three connection contacts ( 50 ) on the outside ( 49 ) of the flange ( 13 ).

10. Gas turbine according to claim 9, characterized in that the connecting contacts ( 50 ) of the ignition system ( 47 ) or the ignition body ( 48 ) by means of an aerodynamically shaped contact slip ring ( 51 ) are firmly connected by contact.