DE1960578A1

DE1960578A1 - Gas turbine engine

Info

Publication number: DE1960578A1
Application number: DE19691960578
Authority: DE
Inventors: Oldfield Thomas Alfred
Original assignee: Plessey Co Ltd
Current assignee: Plessey Co Ltd
Priority date: 1969-12-03
Filing date: 1969-12-03
Publication date: 1971-06-09

Description

Gas turbinentriebwerk. Gas turbine engine.

Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke und hat zum Ziel, ein Gasturbinentriebwerk mit verbesserten thermodynamischem Wirkungsgrad, verglichen mit anderen ähnlichen Gasturbinen bekannter Art, zu betreiben bei denen ähnliche Materialien verwendet werden Es ist bekannt, daß zur Erzielung eines hohen thermodynamischen Wirkungsgrades eines thermodynamischen Kreisprozesses für die Umwandlung von Wärme in mehanische Energie es wünschenswert ist, eine hohe Maximaltemperatur zu verwenden, um dadurch ein Verhältnis von Maximaltemperatur zu flinimaltemperatur des Kreisprozesses zu erhalten, das so hoch als möglich liegt. In Kolbentriebwerken, insbeson dere in Dieselmaschinen, ist es möglich, eine Maximaltemperatur zu verwenden, die nicht weit unterhalb der stochîometrischen Verbrennungstemperatur liegt, Bei Gasturbinen war es jedoch bisher erforderlich, diese Temperatur mit Vorbedacht ganz beträchtlich herabzusetzen0 Die Gründe sind die folgenden: Bei Kolbentriebwerken sind die Triebwerksteile, auf die die maximale Temperatur einwirkt, nämlioh die innere Oberfläche des Zylinderkopfes, die benaohbarte Endoberfläche des Kolbens und ein sehr kurzer Abschnitt der Länge des Zylinders diesen maximalen Temperaturen Demperaturen lediglich für einen sehr geringen Bruchteil der Dauer eines jeden Arbeitstaktes ausgesetzt, wonach zuerst die Temperaturen des Gases, welches sich mit den in Prage stehenden Oberflächen in Kontakt befindet, schnell abfällt und zwar wegen einer stärkeren. oder geringeren adiabatischen Expansion und woran anschließend die in Frage stehenden Teile in Kontakt mit kalten eintretenden Gasen gelangen und zwar bis etwa-zum Ende des Kompressionshabes. Andererseits sind in Gasturbinen, die wie üblich aufgebaut sind, die Verbrennungskammer, die Gasleitstufen und in einem etwas verringerten Ausmaß die Rotorschaufeln der ersten Stufe dauernd den maximalen Temperaturen des verwendeten'thermodynamischen Arbeitstaktes ausgesetzt, was dazu führt, daß diese Temperaturen in der-Nähe der Maximaltemperatur des Gases im Kreisprozess annehmen und deshalb aus einem Material bestehen müssen, welches diesem maximalen Temperaturen widersteht und welches eine erhebliche Festigkeit mit diesen Temperaturen beibehält Aus diesen Gründen wurde die Konstruktion von Gasturbinen lediglich möglich, nachdem neue Materialien mit außerordentlichen Wärmebeständigkeitseigenschaften entwickelt wurden und da auch diese Materialien nicht bei einer Temperatur in der Nähe der Verbrennungstemperatur eines stöchiometrisohen Kohlenwasserstoff-Luftgemisches verwendet werden können5 war es bisher bleich, mit verdünnten Gemischen zu arbeiten und zwar im allgemeinen mit Gemischen, die einen Luftgehalt haben, der sehr stark den eines stöohiometrisohen Gemisches übersteigt. In einigen Fällen war es üblich, mit Verbrennungs.gasen zu arbeiten, denen ein kühleres Gas zugesetzt wurde und zwar nach der Verbrennung und ehe das Gas in der Turbine verwendet wird.The invention relates to gas turbine engines and aims to a gas turbine engine with improved thermodynamic efficiency with other similar gas turbines of known type to operate in which similar Materials are used It is known that to achieve a high thermodynamic Efficiency of a thermodynamic cycle for converting heat in mechanical energy it is desirable to use a high maximum temperature, in order to achieve a ratio of the maximum temperature to the minimum temperature of the cycle to get as high as possible. In piston engines, in particular in diesel engines, it is possible to use a maximum temperature that is not is far below the stoichiometric combustion temperature, in the case of gas turbines However, it was previously necessary to use this temperature very carefully 0 The reasons are as follows: In the case of piston engines, the engine parts on which the maximum temperature acts, namely the inner surface of the cylinder head, the exposed end surface of the piston and a very short portion of the length of the cylinder these maximum temperatures Temperatures only suspended for a very small fraction of the duration of each work cycle, after which first the temperature of the gas, which is related to the in Prage When surfaces come into contact, it falls off quickly because of a stronger one. or lesser adiabatic expansion and then what those in question Parts come into contact with cold incoming gases up to about the end of the compression hat. On the other hand, in gas turbines, which are constructed as usual are, the combustion chamber, the gas guide stages and in a somewhat reduced Extent the rotor blades of the first stage continuously the maximum temperatures of the used 'thermodynamic work cycle, which leads to this Assume temperatures close to the maximum temperature of the gas in the cycle and therefore must be made of a material that can withstand these maximum temperatures withstands and which maintains considerable strength at these temperatures For these reasons, the construction of gas turbines only became possible after developed new materials with exceptional heat resistance properties have been and since these materials too are not at a temperature near that Combustion temperature of a stoichiometric hydrocarbon-air mixture is used up to now it was pale to work with dilute mixtures generally with mixtures that have an air content that is very much that of one stöohiometrisohen mixture exceeds. In some cases it was common to use combustion gases to work, to which a cooler gas was added, namely after combustion and before the gas is used in the turbine.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Gasturbinentriebwerk zu schaffen, welches mit verbessertem thermodynamisohem Wirkungsgrad betrieben werden kann, wenn Materialien Materialien verwendet werden, die ähnlich denen sind; die bisher verwendet wurden0 Ein Gasturbinentriebwerk gemäß der Erfindung weist eine Verbrennungskammer, ein Turbinenrad, einen ljeits chaufelabschnitt oder ein Leitschaufelsystem, welches Verbrennungsgase aus der Kammer auf das Turbinenrad leitet und SteueflrnLen auf, die einen Betrieb der Brelmkammer in periodischien eitabschnitten ermoglichen, die durch Zeitintervalle voneinander getrennt sind, wobei die Anordnung derart ist, dai3 auf die Verbrennungskammer, die Beitkranzeinrichtung oder das Beitkranzsystem während dieser periodischen Zeitabschnitte im wesentlichen unverdünnte Brenngase hoher Temperatur einwirken und wobei in den Zwischenzeiten die Wärme abgeleitet werden kann0 Da die Gase, die aus dem Leitkranzabschnitt austreten, eine beträchtlich niedrigere Temperatur im allgemeinen haben, als die Gase, die in den leit- -kranzabschnitt eintreten und zwar durch die adiabatische Expansion im Leitkranzabschnitt, kaml in vielen Pällen eine beträchtliche Erhöhung der zulässigen Gaseintrittstemperatur in eine Gasturbine erreicht werden, wenn der Leitabschnitt, der zur Erzeugung des gewünschten Drehmomentes erforderlich ist, lediglich einen Bruchteil des Leitkranzringes besetzt, ohne daß die Größe der Turbine erhöht wird, und zwar dadurch, daß zwei oder mehr Sätze von Beitkranzabschnitten im Leitkranzring vorgesehen sind und dadurch, daß Vorkehrungen getroffen werden, um die Verbrennungagase den einzelnen Leitkranzabschnitten in einer periodischen Polge zuzuführen. In Pällen, in denen- die Verwendung von verschiedenen Gruppen von Beitkranzabschnitten in zyklischen Xolgen zu Temperaturen in den Turbinenradechaufeln führt, die höher sind als die zulässigen, kann die Zuführung von Druckluft und Brennstoff zur Brennkammer oder zu allen Brennkammern periodisch unterbrochen werden und dadurch ergeben sich kurze Betriebsperioden der Turbine, die mit unwirksamen Perioden Perioden abwechseln, in denen keine Verbrennung stattfindet und in denen keine Verbrermungsgade der Turbine zugeführt werden. bei dieser Betriebsweise ist vorzugsweise eine Pufferkammer zwischen dem Kompressor und einem Schieber angeordnet, der die periodische Zuführung von Druckluft zur Brennkammer steuert, damit der Kompressor gegen eine verhältnismäßig gleichförmige last arbeiten kann und die Größe des Kompressors verringert, die für eine gegebene leistung erforderlich ist. Obwohl ein periodischer Betrieb im allgemeinen eine bestimmte Vergrößerung der Abmessungen des Turbinentriebwerkes erforderlich macht und zwar wegen der Einschaltung von unwirksamen Betriebsperioden, kann die Größenordnung dieser Vergrößerung dadurch herabgesetzt werden, daß durch den erhöhten thermoaJmamischen Wirkungsgrad und durch den höheren Anfangswärmegehalt der Verbrennungsgase der volumetrische Durchsatz des Triebwerkes für einen bestimmten leistungsbedarf vermindert ist und aus dem gleichen Grund führt die Erfindung zu einer betrachtlichen Verringerung der Leistung, die erforderlich istp um den Kompressor zu betreiben.The invention is based on the object of an improved gas turbine engine to create, which can be operated with improved thermodynamic efficiency can if materials Materials used that are similar which are; previously used 0 A gas turbine engine according to the invention has a combustion chamber, a turbine wheel, a ljeits vane section or a guide vane system that transfers combustion gases from the chamber to the turbine wheel directs and control flaps, which periodically operate the brelmkammer allow time sections that are separated from each other by time intervals, the arrangement being such that on the combustion chamber, the support ring device or essentially the ring system during these periodic periods of time Undiluted high temperature combustion gases act and taking in the meantime the heat can be dissipated 0 Since the gases emerging from the nozzle generally have a considerably lower temperature than the gases which enter the Leit- -kranzabschnitt by the adiabatic expansion In the guide ring section, there was a considerable increase in the permissible values in many palls Gas inlet temperature in a gas turbine can be reached when the guide section, which is required to generate the desired torque, only one A fraction of the nozzle ring is occupied without increasing the size of the turbine, namely in that two or more sets of Beitkranzabschnitte in the guide ring are provided and that precautions are taken to reduce the combustion gases to feed the individual guide ring sections in a periodic pole. In Pallen, in which- the use of different groups of correspondence sections in cyclical Xolgen leads to temperatures in the turbine wheel blades which are higher than the permissible, the supply of compressed air and fuel to the combustion chamber or are periodically interrupted to all combustion chambers and this results in short ones Periods of operation of the turbine with ineffective periods Periods alternate in which no combustion takes place and in which no combustion arc are fed to the turbine. in this mode of operation there is preferably a buffer chamber placed between the compressor and a slide that controls the periodic supply of compressed air to the combustion chamber controls so that the compressor against a proportionate uniform load can work and the size of the compressor is reduced for that a given service is required. Although a periodic operation in general a certain increase in the dimensions of the turbine engine is required does because of the inclusion of ineffective operating periods, the Order of magnitude of this magnification can be reduced by the fact that the increased thermal thermal efficiency and the higher initial heat content of the combustion gases the volumetric throughput of the engine for a specific power requirement is reduced and for the same reason the invention leads to a considerable Reduction in the power required to operate the compressor.

Die Erfindung kann zusammen mit einem Wärmeaustausoher angewendet werden, der dazu dient, die Temperatur der Verbrennupluft zu erhöhen, ehe diese in die Brennkammer eintritt, Es wurden theoretische Berechnungen auf der Basis eines Betriebspuls-zu-Arbeitstakt-Zeitverhältnisses von 1 : 4eines Wärmeaustauschers mit einem thermischen Verhältnis von 0,9 und einem Kcmpressorwirkungsgrad von 81%, einem Turbinenwirkungsgrad von 85%, einem Brennkammerverlust von 5%, einenlOurbinenrückdruck von 15 Pfund/Quadratzoll absolut, einen Kühlungsverlus tverhältnis von Kompressor zu Brennkammer von 4% (96% Wirkungsgradverilältnis), einem mechanisohen Wirkungsgrad von 95%, einem luftwiderstandsverlust von 4% (doh. Verhältnis von 96%), eine Umgebungstemperatur von von 288 ob., einem Kompressionsverhältnis zwischen 6:1 und 7:1 durchgeführt, wobei ein Wärmeaustauschermaterial zugrunde gelegt wurde, welches einen kontinuierlichen Betrieb bei 14000K ermöglichte und dabei wurde ein thermischer Wirkungsgrad von 5040 ermittelt, d.ho also ein höherer Wirkungsgrad als bei 0ieseLTriebwerken.The invention can be used in conjunction with a heat exchanger which serves to increase the temperature of the combustion air before it Entering the combustion chamber, There have been theoretical calculations based on a Operating pulse-to-work cycle time ratio of 1: 4 of a heat exchanger with a thermal ratio of 0.9 and a Kcmpressor efficiency of 81%, a Turbine efficiency of 85%, a combustion chamber loss of 5%, a turbine back pressure of 15 pounds / square inch absolute, a compressor cooling loss ratio to a combustion chamber of 4% (96% efficiency ratio), a mechanical efficiency of 95%, a drag loss of 4% (doh. ratio of 96%), an ambient temperature from of 288 ob., a compression ratio between 6: 1 and 7: 1 carried out, based on a heat exchanger material, which enabled continuous operation at 14000K and became a thermal Efficiency of 5040 determined, i.e. a higher efficiency than with 0ieseL engines.

Um die Pulsation des Ausgangs auf ein Minimum herabzusetzen, erscheint es zweckmäßig, eine Puls rate zu verwenden, die nicht geringer ist als 100 Hertz.In order to reduce the pulsation of the output to a minimum, appears it is appropriate to use a pulse rate that is not less than 100 Hertz.

Falls ein Wirkungsgrad in der Größenordnung, wie er bisher erzielt wird, annehmbar ist, kann die Erfindung, falls gewiinscht, dazu verwendet werden, billigere Materialien zu verwenden, als es bisher möglich war.If an efficiency in the order of magnitude that has been achieved so far is acceptable, the invention can, if so desired, be used to to use cheaper materials than was previously possible.

Die Erfindung soll in der folgenden Beschreibung unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung erläutert werden0 Es zeigen: Fig. 1 eine schematische Axialschnittansicht eines Gasturbinentriebwerkes, welches gemäß einer Ausfüiirungsform der Erfindung aufgebaut ist und Fig, 2 eine Schnittansicht der Zyklussteuereinheit.The invention is intended to be referred to in the following description are explained on the figures of the drawing. FIG. 1 shows a schematic Axial sectional view of a gas turbine engine, which according to one embodiment of the invention and FIG. 2 is a sectional view of the cycle control unit.

Bs sei zuerst auf die Sige 1 Bezug genommen, Die dargestellte Gas turbine weist einen Rotor 1 auf, der drei Schaufelsätze 2, S und 4 hat,- wobei dieser Rotor an einer Welle 6 montiert ist, die in einem Gehäuse 5 drehbar ist. Die Rotorwelle 6 trägt einen Kompressorrotor 7, der zum Komprimieren der Verbrennungsluft dient. Die komprimierte Luft, die vom Rotor 7 abgegeben wird, gelangt duroh eine Kammer 8 hindurch, die das eigentliche Turbinengehäuse umgibt, wobei die Luft in dieser Kammer Wärme vom Turbinengehäuse 5 aufnimmt. Aus dieser Kammer 8 gelangt die Druckluft duroh Leitungen 8a und und einen Wärmeaustauscher hindurch, der Wärmeaustauscherrohre 9 aufweist, Diese Wärmeaustauscherrohre sind in einem Abgaskanal 10 des Triebwerkes angeordnet, so daß die Druckluft zusätzlich durch die Wärme erhitzt werden kann, die von den Triebwerksabgasen abgegeben wird, ehe die Druckluft in eine ringförmige Pufferkammer 11 eintritt. Aus dieser ringförmigen Pufferkammer 11 wird die Luft periodisch einer Verbrennungskammer 15 zugeführt und zwar unter der Steuer--wirkung eines sich drehenden Schaltschiebers 12, der in Figo 2 dargestellt ist. Dieser Schaltschieber wird zusammen mit einer Brenn9toffpumpe 13 durch einen elektrischen Antriebsmotor 14 angetrieben0 Die Verbrennungskammer 15 ist mit einer elektrischen Zündkerze 16 und mit einer Brennstoffeinsprühdüse 17 ausgerüstet0 Das Einspritzen des Brennstoffes und die Verbrennung finden periodisch statt und während der aktiven Betriebsperiode der Brennkammer werden heiße Verbrennungsgase über eine Verbindungsleitung 18 in einen Leitkranzabsohnitt 19 der Turbine abgegeben. Diese aktiven Perioden, in denen die Brennkammer, die Leitkranzabschnitte und 9n fortschreitend geringerem Maß die erste Turbinenbeschaufelungsstufe 2 und die leitkränze und die Durbinenschaufeln der naohfolgenden StuSen den Gasen sehr hoher Temperatur ausgesetzt sind, sind durch inaktive Perioden voneinander getrennt, in denen keine Verbrennung stattfindet, so daß die Elemente, die auf diese Weise der Hitze ausgesetzt wurden, nunmehr die angestaute Wärme ableiten können. Falls gewünscht, kann die Anordnung derart sein, daß eine kleine Menge der Druckluft am Stelersohieber 12 vorbei geht, um als Kühlmedium für die während der aktiven Perioden der Wärme ausgesetzten Oberflächen zu dienen. Daduroh werden weiterhin die Temperaturen der der Wärmeeinwirkung ausgesetzten Metallteile unter sonst gleichen Bedingungen herabgesetzt.Bs first reference is made to Sige 1, the gas shown turbine has a rotor 1, which has three sets of blades 2, S and 4, - this one The rotor is mounted on a shaft 6 which is rotatable in a housing 5. The rotor shaft 6 carries a compressor rotor 7 which is used to compress the combustion air. The compressed air discharged from the rotor 7 passes through a chamber 8, which surrounds the actual turbine housing, with the air in this Chamber absorbs heat from the turbine housing 5. The compressed air passes from this chamber 8 duroh lines 8a and and a heat exchanger therethrough which Has heat exchanger tubes 9, These heat exchanger tubes are in an exhaust duct 10 of the engine arranged so that the compressed air is additionally heated by the heat that is emitted by the engine exhaust before the compressed air in an annular buffer chamber 11 enters. From this annular buffer chamber 11, the air is periodically fed to a combustion chamber 15, namely below the control effect of a rotating slide switch 12, which is shown in FIG is. This slide switch is operated together with a fuel pump 13 by a electric drive motor 14 driven0 The combustion chamber 15 is with a electric spark plug 16 and equipped with a fuel injection nozzle 170 Das Injection of fuel and combustion take place periodically and during of the active operating period of the combustion chamber, hot combustion gases are passed through a Connecting line 18 released into a Leitkranzabsohnitt 19 of the turbine. These active periods in which the combustion chamber, the nozzle sections and 9n are progressing to a lesser extent the first turbine blading stage 2 and the guide rings and the Turbine blades of the next stages exposed to the gases at very high temperatures are separated from each other by inactive periods in which there is no combustion takes place so that the elements exposed to the heat in this way can now dissipate the accumulated heat. If desired, the arrangement can be such that a small amount of the compressed air goes past the Stelerso valve 12, as a cooling medium for the surfaces exposed to heat during the active periods to serve. Daduroh will continue to be exposed to the temperatures of the heat Metal parts reduced under otherwise identical conditions.

Obwohl lediglich eine einzelne Brennkammer 15 und ein einselber zelner Leitkranzsatz 19 dargestellt sind, sei bemerkt, daß die Erfindung auf diesen Aufbau nicht beschränkt ist, sondern, daß es vielmehr im Rahmen der Erfindung liegt, eine Anzahl von leitkränzen oder Beitkranzsätzen zu verwenden, wobei diese gleichzeitig oder in zyklischer Folge betätigt werden können.Although only a single combustion chamber 15 and a single one individual Guide ring set 19 are shown, it should be noted that the invention is based on this structure is not limited, but that it is rather within the scope of the invention, a Number of guide rings or Beitkranzsätze to use, these at the same time or can be operated in a cyclical sequence.

Als Alternative zur beschriebenen Anwendung kann die Erfindung auch verwendet werden, um zu ermöglichen, daß ein Gasturbinentriebwerk, welches bei den bisherigen normalen Temperaturen der Brenngase betrieben wird, mit zufriedenstellender lebensdauer ausgestattet werden kann, ohne daß es erforderlich ist, sehr teure und hochwärmefeste Materialien zu verwenden, wie sie bisher erforderlich sind.As an alternative to the application described, the invention can also can be used to enable a gas turbine engine used in the previous normal temperatures of the fuel gases operated with more satisfactory can be equipped without the need for a very expensive and lifetime to use highly heat-resistant materials, as they have previously been required.

Patentansprüche Claims

Claims

Claims 1.

Gas turbine engine with a combustion chamber, a Turbine wheel and a guide ring section or a guide ring system, the combustion gases directs from the combustion chamber to the turbine wheel, characterized by controls, which allow operation of the combustion chamber in periodic periods of time that are separated from one another by intermediate periods, the arrangement and the structure is such that the combustion chamber and the nozzle or the nozzle system during this periodic period of time through undiluted combustion gases at high temperatures are applied and with this heat dissipated during the intermediate periods kann0 2o gas turbine engine according to claim 1, characterized by a Heat exchanger in which the heat from the turbine exhaust gases is used to convert the To heat combustion air that is supplied to the combustion chamber.

3. Gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that that this is constructed in such a way that the action of the combustion gases on the first stage of the turbine wheel is limited to the operating periods, which by Time intervals are separated from each other.

4o gas turbine engine according to claim 1, 2 or 3, characterized in that that the pulse frequency of the operating periods is greater than 90 operating pulses per second.

50 gas turbine engine according to one of the preceding claims, characterized in that these operating pulses are driven by a mechanically Gate valves are generated, which allow compressed air to enter the combustion chamber controls

6. Gas turbine engine according to claim 5, characterized in that devices to the front of the combustion chamber r chamber compressed air with reduced Feed rate in the pauses between the operating pulses.

7. Gas turbine engine according to one of the preceding claims, characterized characterized in that fuel is supplied to the combustion chamber in pulse form and that these pulses are synchronized with the supply pulses of the combustion air

8th. Gas turbine engine according to one of the preceding claims, characterized in that that a number of combustion chambers are provided, each of which is a separate one Leitkranz or a Leitkranzabschnitt feeds, these in a cyclical sequence operate.