DE19735172A1 - Verbessertes Turbinenscheiben-Eintrittsverhinderungsverfahren und -vorrichtung - Google Patents

Description

Diese Erfindung bezieht sich allgemein auf ein Luftlie­ fersystem eines Gasturbinentriebwerks zur Kühlung einer Gasturbinentriebwerks-Turbinenrotoranordnung und insbe­ sondere auf ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Be­ grenzung des Eintrittes von heißem Gas in den Turbinen­ rotorluftraum.

Um die Brennstoffausnutzungscharakteristiken zu verbes­ sern, werden Hochleistungs-Gasturbinentriebwerke typi­ scherweise bei Temperaturen betrieben, die höher sind als die physischen Eigenschaftsgrenzen der Materialien, aus denen die Triebwerkskomponenten konstruiert sind. Dies ist insbesondere der Fall beim "heißen" Abschnitt des Triebwerks.

Wenn diese höheren Temperaturen nicht kompensiert werden, haben sie die Oxidation von Triebwerkskomponenten und ver­ ringerte Komponentenservicelebensdauer zur Folge. Daher werden Gasturbinentriebwerke typischerweise mit einem internen Luftliefersystem versehen, wodurch ein Fluß von Kühlluft innerhalb des Motors zirkuliert bzw. kreisförmig bewegt wird, um die Betriebstemperaturen des "heißen" Triebwerksabschnittes und von anderen Komponenten zu be­ grenzen, wodurch die Zuverlässigkeit und lange Service­ lebensdauer sichergestellt wird. Kühlluftdurchlässe innerhalb des Triebwerkes werden typischerweise verwendet, um den Fluß von solcher Kühlluft zu den notwendigen Triebwerkskomponenten zu leiten, wodurch die Triebwerkskomponententemperatur auf ein Niveau verringert wird, welches zu den Materialeigenschaften der speziellen Komponente paßt, wodurch somit die Komponentenservice­ lebensdauer verlängert wird. Typischerweise wird ein Teil der komprimierten Luft, der aus dem Turbinenkompressorab­ schnitt abgeleitet wird, verwendet, um den "heißen" Ab­ schnitt und andere Komponenten zu kühlen. Jedoch ist die vom Kompressorabschnitt verfügbare Menge an abgeleiteter Luft im allgemeinen begrenzt, so daß ein Hauptteil der komprimierten Luft für die Triebwerksverbrennung und zum Liefern der nützlichen Triebwerksleistung reserviert ist.

Wenn die Betriebstemperaturen der Turbinentriebwerke gesteigert werden, um den Wirkungsgrad und die Leistungs­ ausgabe zu steigern, muß entweder die Versorgung der Kühlluft gesteigert werden, um die kritischen Komponenten zu kühlen, oder eine bessere Verwendung der verfügbaren Kühlluft ist erforderlich.

Die vorliegende Erfindung ist auf das Turbinenscheiben­ luftraumgebiet bzw. Turbinenscheibenraumgebiet und neu­ artige Mittel zur Begrenzung des Eintrittes von heißen Gasen, die aus der stromaufwärts liegenden Turbinendü­ senanordnung austreten, in den Turbinenscheibenraum ge­ richtet.

Wenn die heißen Gase aus der stromaufwärts liegenden Tur­ binendüsenanordnung austreten und in die Turbinenschau­ feln geleitet werden, wird eine Wellenflußregion sofort hinter und stromabwärts der nachlaufenden Kante jedes Düsenstatorflügels erzeugt. Somit tritt eine Wiederge­ winnung des statischen Druckes auf, und zwar innerhalb jeder Wellenregion, wodurch ein gesteigerter statischer lokaler Spitzendruck erzeugt wird, und zwar höher als der statische Druck des benachbarten Hauptstroms des heißen Gasflusses. Um den Eintritt von heißen Gasen in den Tur­ binenscheibenraum zu verhindern, muß eine ausreichende Menge von Pufferluft eingeleitet werden, um die erhöhten statischen Druckspitzen zu überwinden, die stromabwärts jedes Düsenstators erzeugt werden.

Durch die vorliegende Erfindung werden Mittel gelehrt, durch die ein Strahl von Kühlluft, genommen aus dem in­ ternen Kühlluftliefersystem des Motors, in die Wellen­ region sofort stromabwärts von jedem Düsenstatorflügel eingeleitet wird, und zwar vorzugsweise an der inneren Flügel/Auskleidungs-Anbringung des Flügels, wodurch die Größe des statischen Spitzendrucks darin verringert wird.

Durch Verringern der statischen Wellenregiondruckspitzen kann die Menge der Pufferluft, die in den Turbinenschei­ benraum eingeleitet wird, entsprechend reduziert werden, was einen gesteigerten Triebwerkswirkungsgrad zur Folge hat.

Fig. 1 ist eine Schnittansicht eines Teils eines typi­ schen Gasturbinentriebwerks, welches die vorlie­ gende Erfindung verkörpert;

Fig. 2 ist eine vergrößerte Schnittansicht des in Fig. 1 umkreisten Teils;

Fig. 2A ist eine vergrößerte Schnittansicht eines alter­ nativen Ausführungsbeispiels des in Fig. 1 um­ kreisten Teils;

Fig. 3 ist eine Ansicht entlang der Linien 3-3 in Fig. 2, die einen Teil der Turbinendüse der ersten Stufe zeigt, die die vorliegende Erfindung verkörpert;

Fig. 3A stellt eine schematische Veranschaulichung des Austrittsendes der Turbinendüse der ersten Stufe dar, und zwar wie in Fig. 3 veranschaulicht, und zwar mit einer repräsentativen statischen Druck­ verteilung des Standes der Technik in Umfangs­ richtung, und zwar direkt stromabwärts von den Düsenstatorflügeln ohne die vorliegende Erfindung;

Fig. 4 ist eine Querschnittsansicht entlang der Linie 4-4 in Fig. 3, die den Fluß des heißen Gases durch die Düsenstatorflügel der ersten Stufe veranschau­ licht;

Fig. 5 stellt eine stark vergrößerte schematische Dar­ stellung des heißen Gasflusses dar, wenn er aus den Statorflügeln der Düse austritt, wobei die Wellenregion des gestörten Gasflusses direkt stromabwärts der nachlaufenden Kante der Stator­ flügel gezeigt ist.

Mit Bezug auf Fig. 1 ist ein typisches Gasturbinentrieb­ werk 10, welches nicht vollständig gezeigt ist, geschnit­ ten worden, um ein typisches Kühlluftliefersystem 12 zu zeigen, und zwar zum Kühlen der heißen Komponenten des Turbinenabschnittes 14 des Triebwerkes. Das Triebwerk 10 weist ein Außengehäuse 16, einen Brennerabschnitt 18, einen Kompressorabschnitt 20 und einen Kompressoraus­ laßluftraum bzw. Kompressorauslaßraum 22 auf, wodurch strömungsmittelmäßig das Luftliefersystem 12 mit dem Brennerabschnitt 18 verbunden wird. Der Luftraum bzw. Raum 22 wird teilweise durch das äußere Gehäuse 16 und eine mehrstückige Innenwand 24 definiert, die teilweise den Brennerabschnitt 18 umgibt. Der Kompressorabschnitt 20 mit dem Rotor 26 weist eine Vielzahl von drehbaren Kompressorschaufeln 30 auf, die an einer nicht gezeigten sich in Längsrichtung erstreckenden Mittelantriebswelle angebracht sind, die von der Vergasungsturbinenanordnung 29 angetrieben wird. Eine Vielzahl von Kompressorstator­ flügeln 31 erstreckt sich radial nach innen vom Außen­ gehäuse 16 und ist axial zwischen den Reihen der dreh­ baren Kompressorschaufeln 30 positioniert. Obwohl der Kompressorabschnitt 20 typischerweise ein mehrstufiger Axialflußkompressor ist, ist nur eine Stufe (die End­ stufe) in Fig. 1 zur Vereinfachung gezeigt.

Der Brennerabschnitt 18 weist typischerweise eine ring­ förmige Brennkammer 32 auf, die innerhalb des Raumes 22 um die Mittelwelle gelegen ist. Die Brennkammer 32 wird typischerweise innerhalb des Raumes 22 durch einen Träger 33 getragen. Eine Vielzahl von Brennstoffeinspritzdüsen 34 ist auch innerhalb des Raumes bzw. Luftraumes 22 am vor­ deren Ende der Brennkammer 32 positioniert, wie in Fig. 1 veranschaulicht. Es sei auch bemerkt, daß eine Vielzahl von (nicht gezeigten) ringförmigen Brennern, insbe­ sondere Rohrbrennern (can combustors) die in Umfangs­ richtung innerhalb des Raumes 22 um die Mittelwelle beabstandet sind, verwendet werden könnten. Der Turbi­ nenabschnitt 14 weist die Vergasungsturbinenanordnung 29 auf, die teilweise innerhalb einer integralen Düsen- und Ummantelungsanordnung 42 der ersten Stufe angeordnet ist. Die Ummantelungsanordnung 42 weist eine Vielzahl von individuellen bzw. einzelnen sich radial erstreckenden Statorflügeln 39 auf. Die Ummantelungsanordnung 38 wird von dem Mittelwellen-Lagergehäuse 46 von einer Serie von thermischen Massen 40 getragen, die vorgesehen sind, um ein schnelles thermisches Wachsen während Aufheiz- und Abkühlzyklen der Triebwerkskomponenten zu verhindern. Ein Düsentraggehäuse ist innerhalb des Außengehäuses 16 angeordnet und ist am Gehäuse 16 durch nicht gezeigte mechanische Befestigungsmittel und Zapfen angebracht.

Wie weiter in Fig. 2 gezeigt, weist die Vergasungsturbi­ nenanordnung 29 einen Turbinenrotor oder eine Scheibe 50 auf, und zwar mit einer Vielzahl von ersetzbaren Turbi­ nenschaufeln oder Flügeln 43, die in Umfangsrichtung an dem Umfang davon angebracht sind. Für eine detaillierte Beschreibung eines bevorzugten Verfahrens zur Anbringung der Turbinenschaufeln 43 an der Turbinenscheibe 50 sei der Leser hingewiesen auf das US-Patent 5 511 945 "Turbine Rotor And Blade Interface Cooling System", ausgegeben an Boris Glezer, Aaron R. Fierstein und Russell B. Jones am 30. April 1996.

Das Kühlluftliefersystem des Triebwerks 10 weist einen Strömungsmittelflußpfad 94 vom Kompressorauslaßraum 22 zum Turbinenabschnitt 14 auf. Während des Triebwerksbe­ triebes ist ein Fluß von unter Druck gesetzter Kühlluft, durch die Pfeile 96 bezeichnet, innerhalb des Strömungs­ mittelflußpfades 94 vorgesehen. Der Strömungsmittel­ flußpfad 94 weist eine Vielzahl von nicht gezeigten internen Triebwerksdurchlässen innerhalb des Triebwerks 10 auf. Ein Teil der internen Durchlässe ist innerhalb des Lagergehäuses 46 und der Brenner- bzw. Verbrennungs­ traganordnung 33.

Der Flußpfad 94 für den Durchlaß der Kühlluft 96 weist weiter eine Vielzahl von Durchlässen 104 innerhalb der thermischen Massen 40 auf. Die Vielzahl von Durchlässen 104 verbindet dabei strömungsmittelmäßig die internen Triebwerkskühlluftlieferdurchlässe mit dem Kühllufthohl­ raum 90 innerhalb der inneren Ummantelung 36 der Düsen­ anordnung 42, wodurch ein Fluß von Kühlluft daran gelie­ fert wird.

Die folgende detaillierte Beschreibung der vorliegenden Erfindung wird auf die Turbinendüsenanordnung 42 der ersten Stufe gerichtet sein, jedoch sei bemerkt, daß die Kühltechnik auf dem Rest der Turbinenstufen in ähnlicher Weise angewandt werden kann.

Mit Bezug auf die Fig. 2, 3 und 4 ist ein Kühlluftauslaß­ durchlaß oder -anschluß 52 innerhalb der inneren Ummante­ lung 36 der Düsenanordnung 42 vorgesehen, wodurch ein Strom von Kühlluft aus dem Hohlraum 90 ausgestoßen wird, und zwar durch eine Vielzahl von Auslaßanschlüssen 52 und in dem Turbinenscheibenraum 60 direkt unter der nachlau­ fenden Kante von jedem Statorflügel 39. Wie unten weiter beschrieben wird, werden die Auslaßanschlüsse 52 vorzugs­ weise nach oben gerichtet, und zwar in einem Winkel A mit Bezug auf die Radialebene 38 der nachlaufenden Kante des Statorflügels, wie in Fig. 2 gezeigt, und auch tangential in einem Winkel B geleitet, und zwar mit Bezug auf jeden Statorflügel 39, wie in Fig. 4 angezeigt. Es sei beim Ausführungsbeispiel dieser Beschreibung bemerkt, daß der Winkel A im Bereich von ungefähr 20 bis 60 Grad ist, und daß der Winkel B im Bereich von ungefähr 15 bis 30 Grad liegt.

Eine Alternative ist in Fig. 2A gezeigt. Beispielsweise weist die innere Ummantelung 36 einen Vorsprung 71 auf, der eine geneigte Oberfläche 73 definiert. In dieser Alternative besitzt die geneigte Oberfläche einen Winkel, der im allgemeinen gleich dem Winkel A des Auslaßan­ schlusses 52 ist. Funktionell tragen der Vorsprung 71 und die geneigte Oberfläche 73 zur Wirksamkeit des Strahles der Kühlluft bei, die aus dem Hohlraum 90 durch den An­ schluß 52 ausgesandt wird.

Mit Bezug auf die Fig. 3A, 4 und 5 erzeugt die kreisför­ mige bzw. umlaufende Anordnung von benachbarten Turbinen­ statorflügeln 39 typischerweise einen sich progressiv verengenden Flußbeschleunigungskanal 48 dazwischen von der Radialebene 37 der stromaufwärts liegenden Führungs­ kante der Statoranordnung zur Radialebene 38 der stromab­ wärts liegenden nachlaufenden Kante der Düsenanordnung. Somit steigt gemäß des Bernoulli-Theorems die Geschwin­ digkeit des heißen Gasflusses 70, wenn er aus den Brenn­ kammern 32 austritt und durch die Venturi-artigen Kanäle 48 zwischen den benachbarten Statorflügeln 39 hindurch­ geht, wobei die Geschwindigkeitssteigerungen eine entsprechende Verringerung des statischen Drucks des Flusses zur Folge haben.

Es sei ein isothermischer Fluß innerhalb der gesamten Statorkanäle 48 angenommen, wobei der heiße Gasfluß 70 erwartungsgemäß einen gleichförmigen statischen umlaufen­ den Druck zeigen würde. Wenn jedoch der heiße Fluß 70 aus den Flußbeschleunigungskanälen 48 austritt, tritt eine Beeinflussung der Druckwiedergewinnung innerhalb der Welle des austretenden Flusses auf, und zwar direkt stromabwärts jeder nachlaufenden Kante 54 jedes Stator­ flügels, die eine endliche Dicke besitzt, wie in Fig. 5 gezeigt. Fig. 5 ist stark vergrößert worden, um genauer den Wellenregionfluß 75 zu zeigen, von dem erwartet wird, daß er sich sofort stromabwärts jeder nachlaufenden Kante des Statorflügels bildet. Somit wird der statische Druck innerhalb der Wellenregion 75 der nachlaufenden Kante di­ rekt stromabwärts jeder nachlaufenen Kante 54 des Stator­ flügels höher sein als der statische Druck innerhalb des anderenfalls ungestörten heißen Gasflusses 70, wenn er aus den Kanälen 48 zwischen den Statorflügeln 39 aus­ tritt.

Fig. 3A stellt eine schematische Darstellung dar, und zwar ähnlich der Fig. 3, und zwar stromaufwärts in das Auslaßende der Düsenanordnung 42 gesehen und veranschau­ licht graphisch die statische Umfangsdruckverteilung di­ rekt stromabwärts der Radialebene 38 der stromabwärts liegenden nachlaufenden Kante der Düsenanordnung in Ab­ wesenheit der vorliegenden Erfindung bzw. wenn die Er­ findung nicht vorgesehen wird. Die Wiedergewinnung des statischen Druckes direkt hinter jeder nachlaufenden Kante 54 des Statorflügels wird dabei durch Vektoren 62 angezeigt.

Während des Triebwerkbetriebes ist es wünschenswert, einen statischen Druck innerhalb des Turbinenraums 60 (siehe Fig. 2) aufrechtzuerhalten, und zwar ausreichend, um den Eintritt von heißen Gasen 70 radial in dem Raum bzw. Luftraum zu verhindern. Dies wird gewöhnlicherweise erreicht durch Liefern einer zusätzlichen Menge von Pufferluft in den Scheibenraum. Daher müßte mit Bezug auf die Druckverteilung, wie sie in Fig. 3A dargestellt ist, der statische Druck innerhalb des Turbinenscheibenraums 60 zumindest gleich dem statischen Druck 62 der Wellen­ region sein. Wenn der statische Druck innerhalb des Raums 60 nur gleich dem statischen Kanaldruck wäre, wie von den Vektoren 64 angezeigt, würde ein daraus folgender Ein­ tritt von heißen Gasen 70 radial nach innen zum Raum 60 direkt stromabwärts von jeder nachlaufenden Kante 54 der Statorflügel vorkommen, und zwar aufgrund des gestei­ gerten bzw. angehobenen statischen Druckes innerhalb der Wellenflußregion 75.

Wenn jedoch die gesteigerten Spitzen des statischen Druckes 62 innerhalb der Wellenflußregion 75 verringert und/oder eliminiert werden würden, könnte ein entspre­ chend niedrigerer statischer Druck innerhalb des Turbi­ nenraums 60 aufrechterhalten werden, was Einsparungen der erforderlichen Menge an Pufferluft zur Folge hätte, und dadurch einen größeren Gesamtwirkungsgrad des Gasturbi­ nen-Kühlluftliefersystems zur Folge haben.

Es sei Bezug genommen auf die Fig. 2, 3 und 4. Gemäß der vorliegenden Erfindung kann der gesteigerte statische Wellenregiondruck 62 hinter jeder nachlaufenden Kante 54 der Statorflügel in der Nachbarschaft der Anbringung der nachlaufenden Kante an der inneren Ummantelung 36 verrin­ gert werden, und zwar durch Einleiten einer kleinen Menge von Kühlluft (Masseneinspritzung), und zwar direkt in jede Wellenregion 74 einer nachlaufenden Kante nahe der Ummantelung 36, und zwar von den Kühlluftauslaßanschlüs­ sen 52. Der bevorzugte Winkel B für den Anschluß 52 soll­ te den Strom der Kühlluft, der aus dem Anschluß 52 ausge­ lassen wird, mit einem ähnlichen Geschwindigkeitsvektor einleiten, wie der Geschwindigkeitsvektor des heißen Hauptstrom-Gasflusses 70, der aus der Statoranordnung 42 austritt.

Somit verhindert durch Verringern der Größe des sta­ tischen Druckes innerhalb der Wellenregion 75 das Kühl­ luftliefersystem 12 wirkungsvoller das Eintreten von heißen Gasen in den Turbinenraum 60 des Gasturbinentriebwerks 10.

Darüber hinaus sehen die primären Vorteile des verbes­ serten Turbinenkühlsystems eine wirkungsvollere Kühlluft­ verwendung des Kompressorabschnittes 20 vor, steigern die Komponentenlebensdauer und den Wirkungsgrad des Trieb­ werkes und stellen sicher, daß der Hauptteil der kompri­ mierten Luft zur Verbrennung und zur Erzeugung einer nützlichen Leistungsausgabe erzeugt wird.

Während die Erfindung bezüglich des bevorzugten Ausfüh­ rungsbeispiels der Erfinder beschrieben worden ist, ist es offensichtlich, daß viele Alternativen, Modifikationen und Variationen dem Fachmann im Lichte der vorangegange­ nen Lehre offensichtlich werden. Solche Variationen kön­ nen das Verändern der Vorrichtung zum Liefern des Kühl­ luftflusses innerhalb der Statorflügel und das Vorsehen von Auslaßanschlüssen an ausgewählten Stellen entlang der nachlaufenden Kante jedes Statorflügels vorsehen, sind jedoch nicht darauf eingeschränkt.

Dementsprechend soll die Erfindung alle solche Alternativen, Modifikationen und Variationen abdecken, die im Geiste und Umfang der beigefügten Ansprüche liegen.

Zusammenfassend kann man folgendes sagen:
Die hier offenbarte und gelehrte Erfindung lehrt ein Ver­ fahren und eine Vorrichtung zur Begrenzung des Eintrittes von heißen Verbrennungsgasen in den Turbinenscheibenraum eines Gasturbinentriebwerkes, wenn die heißen Gase von einer Turbinendüsenanordnung und in die Turbinenschaufeln fließen. Ein Triebwerkskühlluftstrom wird in die Wellenregion eingespritzt, und zwar direkt hinter und stromabwärts der Statorflügel der Düsenanordnung, wodurch die Wiedergewinnung des statischen Druckes verringert wird, die ansonsten innerhalb der Wellenregion aufritt. Somit ist eine geringere Menge an Pufferluft innerhalb des Turbinenscheibenraums erforderlich, um den Eintritt von heißen Gasen zu verhindern, was einen gesteigerten Wirkungsgrad des Kühlluftliefersystems des Triebwerkes und eine gesteigerte Gesamttriebwerksleistung zur Folge hat.

Claims (13)

1. Kühlluftliefersystem zum Kühlen der internen Kom­ ponenten eines Gasturbinentriebwerks mit einer Tur­ binenanordnung, einem Kompressorabschnitt und einem Kompressorauslaßraum, der strömungsmittelmäßig das Luftliefersystem mit dem Kompressorabschnitt verbin­ det, wobei das System folgendes aufweist:

• a) einen Strömungsmittelflußpfad zwischen dem Kom­ pressorabschnitt und der Turbinenanordnung, wobei der Strömungsmittelflußpfad den Kompressorauslaßraum mit den zu kühlenden Motorkomponenten verbindet, und wobei ein Kühlluftfluß dorthindurch geht, wenn der Kompressorabschnitt in Betrieb ist;
  1) wobei die Turbinenanordnung eine Düsenanordnung aufweist, die stromaufwärts einer drehbaren Turbine positioniert ist, wobei die Düsenanordnung eine innere und eine äußere Umfangsummantelung aufweist, und zwar mit einer Vielzahl von in Umfangsrichtung beabstandeten Statorflügeln, die sich radial dazwi­ schen erstrecken und getrennte Strömungsmittel­ flußkanäle zwischen den Statorflügeln bilden, wo­ durch ein Fluß von heißen Gasen durch die Flußkanäle hindurch geht und wobei beim Austreten aus den Fluß­ kanälen dadurch eine Wellenregion des gestörten Flusses erzeugt wird, und zwar innerhalb des heißen Gasflusses, direkt stromabwärts von jeder nachlaufen­ den Statorflügelkante;
• b) einen Kühlluftstrom, der in jede der Wellenregio­ nen eingeleitet wird.

2. Kühlluftliefersystem nach Anspruch 1, wobei der Kühlluftstrom, der in die Wellenregionen eingeleitet wird, eine Vielzahl von umfangsmäßig beabstandeten luftabgebenden Zumeßöffnungen innerhalb der inneren Ummantelung aufweist, wobei jede der Zumeßöffnungen strömungsmittelmäßig mit dem Luftliefersystem verbunden ist.

3. Kühlluftliefersystem nach Anspruch 1 oder 2, wobei jede der Zumeßöffnungen direkt unter einer nachlaufenden Kante eines Düsenstatorflügels positioniert ist.

4. Kühlluftliefersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 3, wobei jede der Zumeßöffnungen vorsieht, daß der Kühlluftstrom tangential in Richtung des bestehenden Flusses von heißen Gasen gerichtet ist.

5. Kühlluftliefersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 4, wobei jede der Zumeßöffnungen auch vorsieht, daß der Kühlluft­ strom winklig nach oben in die Wellenregion gerichtet ist.

6. Kühlluftliefersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 5, wobei die innere Auskleidung der Düsenanordnung einen Vor­ sprung bzw. Absatz aufweist, der eine geneigte Oberfläche definiert.

7. Kühlluftliefersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 6, wobei die geneigte Oberfläche einen Winkel besitzt, der im allgemeinen gleich dem winklig nach oben gerichteten Kühlluftstrom ist.

8. Gasturbinentriebwerk mit einer Gaserzeugungsvorrich­ tung zur Erzeugung eines Flusses von heißen Gasen mit hoher Geschwindigkeit, wobei eine Turbinenanord­ nung einen drehbaren Rotor aufweist, und zwar mit einer Vielzahl von Turbinenschaufeln, die an dessen Umfang befestigt sind, wobei eine Düse zwischen der Gaserzeugungsvorrichtung und der Turbinenanordnung positioniert ist, um den Fluß von heißen Gasen in Strömungsmitteleingriff mit den Turbinenschaufeln zu leiten, wobei die Düse zumindest einen Statorflügel aufweist, wodurch der Statorflügel eine Wellenregion von gestörtem Fluß bzw. gestörter Strömung direkt stromabwärts des Statorflügels erzeugt, wobei weiter ein gesteigerter bzw. hoher statischer Druck innerhalb der Wellenregion auftritt, und das Vorsehen eines Gasflusses, der in die Wellenregion eingespritzt bzw. eingeleitet wird, wodurch der statische Druck darin verringert wird.

9. Turbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 8, wobei die Düsenanordnung eine innere und eine äußere Umfangsummantelung besitzt, und zwar mit einer Vielzahl von Statorflügeln, die sich radial dazwischen erstrecken.

10. Turbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 9, wobei der in die Wellenregion eingespritzte Gasfluß eine Gasauslaßzumeßöffnung innerhalb der inneren Ummantelung der Düsenanordnung aufweist.

11. Turbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 10, wobei die Gasauslaßzumeßöffnung vorsieht, daß der eingespritzte Gasfluß in die Wellenregion direkt stromabwärts von jeder nachlaufenden Kante eines Statorflügels gerichtet wird, und zwar an der Verbindung des Statorflügels und der inneren Ummantelung.

12. Turbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere nach Anspruch 11, wobei der eingespritzte Gasfluß tangential gerichtet ist, um zur Richtung des heißen Gasflusses zu passen, wie er aus der Düsenanordnung austritt.

13. Gasturbinentriebwerk mit einer Gasturbinenerzeu­ gungsvorrichtung zur Erzeugung eines Flusses von heißen Gasen mit hoher Geschwindigkeit, wobei eine Turbinenanordnung einen drehbaren Rotor mit einer Vielzahl von Turbinenschaufeln aufweist, die an dessen Umfang befestigt sind, wobei eine Düse zwischen der Gaserzeugungsvorrichtung und der Turbinenanordnung positioniert ist, um den Fluß von heißen Gasen in Strömungsmitteleingriff mit den Turbinenschaufeln zu leiten, wobei die Düse zumin­ dest einen Statorflügel aufweist, wodurch der Sta­ torflügel eine Wellenregion eines gestörten Flusses direkt stromabwärts des Statorflügels erzeugt, wobei ferner ein gesteigerter bzw. hoher statischer Druck innerhalb der Wellenregion auftritt, wobei das Verfahren zur Verringerung des statischen Druckes innerhalb der Wellenregion folgende Schritte aufweist:

• 1) Vorsehen einer Quelle von unter Druck gesetzter Luft,
• 2) Einspritzen eines Stroms der unter Druck ge­ setzten Luft in die Wellenregion.