DE19846976A1

DE19846976A1 - Fuel injection system for radial or slinger combustion chamber of small gas turbine with radial or diagonal compressor located in front of combustion chamber to which is connected turbine part via axially running rotor shaft

Info

Publication number: DE19846976A1
Application number: DE19846976A
Authority: DE
Inventors: Alexander Boeck
Original assignee: BMW Rolls Royce GmbH
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 1998-10-12
Filing date: 1998-10-12
Publication date: 2000-04-13
Also published as: DE59907475D1; EP1121561B1; EP1121561A1; WO2000022350A1

Abstract

The fuel injection system has fuel passing through a delivery tube (12) provided in the running wheel (2a) of the radial or diagonal compressor into a crossing part (4b) of the rotor shaft located in the area of the combustion chamber (1) close to the compressor, then being fed into delivery holes of the combustion chamber running radially. The turbine has a radial or diagonal compressor (2), with which is connected a turbine part (5) via the rotor shaft (4 running axially. In the crossing part, displaced to the delivery holes, are venting holes (9) for discharge of combustion chamber leak air (6a) into the hollow inner space (4a) of the rotor shaft.

Description

Die Erfindung betrifft ein Brennstoffeinspritzsystem für eine Radial- oder Slinger-Brennkammer einer Kleingasturbine mit einem der Radial- oder Slin ger-Brennkammer vorgelagerten Radialverdichter oder Diagonalverdichter und einem mit diesem über eine in Axialrichtung verlaufende Rotorwelle ver bundenen Turbinenteil, wobei der Brennstoff durch ein im Laufrad des Ra dialverdichters/Diagonalverdichters vorgesehenes Förderrohr in ein im ver dichternahen Bereich der Brennkammer liegendes Kreuzungsteil der Rotor welle gelangt und über in diesem im wesentlichen in Radialrichtung verlau fende Zulieferbohrungen der Brennkammer zugeführt wird. Zum technischen Umfeld wird beispielshalber auf die US 5,526,640 verwiesen.The invention relates to a fuel injection system for a radial or Slinger combustion chamber of a small gas turbine with one of the radial or Slin ger combustion chamber upstream radial compressor or diagonal compressor and one with it via a rotor shaft running in the axial direction tied turbine part, the fuel through a in the impeller of Ra dial compressor / diagonal compressor in a delivery pipe in ver Crossing part of the rotor lying close to the combustion chamber shaft reaches and about in this essentially in the radial direction supply holes are supplied to the combustion chamber. For technical For example, reference is made to US Pat. No. 5,526,640.

Bei einer Radial-Brennkammer mit den oben genannten Merkmalen, die üb licherweise auch als Slinger-Brennkammer bezeichnet wird, wird der Brenn stoff durch eine konzentrisch zur Drehachse des Radialverdichters (unter diesen Begriff sollen im weiteren auch die sog. Diagonalverdichter fallen) oder der Rotorwelle verlaufende Bohrung im Verdichter-Laufrad oder durch ein darin vorgesehenes Förderrohr zur Brennkammer geleitet. Dabei fließt aufgrund der Drehbewegung der Rotorwelle bzw. des Verdichter-Laufrades infolge der dadurch entstehenden Fliehkräfte der Brennstoff als dünner Film entlang der Wandung der Bohrung oder des Förderrohres bis direkt unter die Primärzone der Brennkammer. Dort wird er im bekannten Stand der Technik durch eine geeignete Abrisskante oder durch einzelne radial angeordnete Düsen in die Primärzone der Brennkammer abgespritzt.In a radial combustion chamber with the above-mentioned features Lichlich is also called the Slinger combustion chamber, the Brenn material through a concentric to the axis of rotation of the radial compressor (under this term is also used to refer to the so-called diagonal compressors) or the rotor shaft bore in the compressor impeller or through a delivery pipe provided therein is directed to the combustion chamber. It flows due to the rotary movement of the rotor shaft or the compressor impeller due to the resulting centrifugal forces, the fuel as a thin film along the wall of the bore or the delivery pipe to just below the Primary zone of the combustion chamber. There he is in the known state of the art by a suitable tear-off edge or by individual radially arranged Sprayed nozzles into the primary zone of the combustion chamber.

Bei allen Radial- oder Slinger-Brennkammern besteht das Problem, eine möglichst gute Abdichtung der Brennkammer zum rückseitigen Raum hinter dem Verdichter-Laufrad, d. h. zum sog. Verdichter-Rückraum herzustellen, da die Brennkammer wegen der soeben beschriebenen Brennstoffeinspritzung zur Rotorwelle hin offen ist. Da nämlich der Druck in der Brennkammer be dingt durch die Wirkung des Verdichter-Stators immer höher ist als im Ver dichter-Rückraum, strömt stets ein geringer Teil der Brennkammerluft als sog. Brennkammer-Leckluft über eine in diesem Bereich zwischen den rotie renden und den nicht rotierenden Elementen vorgesehene Dichtung in den Verdichter-Rückraum.The problem with all radial or Slinger combustion chambers is one best possible sealing of the combustion chamber to the rear space behind the compressor impeller, d. H. to the so-called compressor back space, because the combustion chamber because of the fuel injection just described is open to the rotor shaft. Because namely the pressure in the combustion chamber be due to the effect of the compressor stator is always higher than in the Ver denser rear space, a smaller part of the combustion chamber air always flows than So-called combustion chamber leakage air in this area between the rotie and the non-rotating elements provided seal in the Compressor back room.

Durch die Zuströmung von durch die besagte Dichtung abgedrosselter Brennkammer-Leckluft in den Verdichter-Rückraum entsteht dort ein Luftüberschuß, der abfließen muß. Dies kann über einen Spalt zwischen dem Verdichter-Laufrad und dem Verdichter-Leitkranz geschehen, wodurch jedoch eine Rezirkulation über den Verdichter-Leitkranz und die Brennkam mer erfolgen kann. Daß dies negative Auswirkungen auf den Verdichterwir kungsgrad und auf dessen Pumpgrenze hat, ist offensichtlich. Als Abhilfe maßnahme hierfür kann der Verdichter-Rückraum entlüftet werden, d. h. die sog. Brennkammer-Leckluft wird dann bspw. über zusätzliche Rohrleitungen in die Umgebung abgeblasen, was jedoch einen wünschenswerterweise zu vermeidenden Aufwand darstellt. By the inflow of throttled by said seal Combustion chamber leakage air in the back of the compressor arises there Excess air that must drain away. This can be a gap between the compressor impeller and the compressor guide ring happen, whereby however, recirculation via the compressor guide ring and the combustion chamber can be done. That this has negative effects on the compressor degree and at its surge limit is obvious. As a remedy As a measure for this, the compressor back space can be vented. d. H. the So-called combustion chamber leakage air is then, for example, via additional pipelines blown off into the environment, which however desirably increases represents avoiding effort.

Deshalb kann die besagte Entlüftung auch durch die zumindest abschnitts weise hohl ausgebildete Rotorwelle sozusagen nach hinten erfolgen, und zwar bspw. durch eine zentrale Austrittsöffnung in der Turbinenscheibe auf deren Rückseite und von dort in die Schubdüse der Kleingasturbine. Hierbei kann diese Brennkammer-Leckluft vorteilhafterweise als Kühlluft für die Rückseite der Turbinenscheibe benutzt werden und erzeugt außerdem noch Schub durch die Zumischung in den Abgasstrahl der Kleingasturbine.Therefore said venting can also be done through the at least section hollow hollow rotor shaft, so to speak, to the rear, and for example through a central outlet opening in the turbine disk the back of it and from there into the thrust nozzle of the small gas turbine. Here can this combustion chamber leak air advantageously as cooling air for the Back of the turbine disc can be used and also generated Thrust through the admixture into the exhaust gas jet of the small gas turbine.

Ein Nachteil dieser Lösung ist jedoch, daß die Brennkammer-Leckluft eine sog. Kreuzungsstelle mit dem ebenfalls in der Rotorwelle vorgesehen und weiter oben bereits kurz beschriebenen Brennstoffeinspritzsystem besitzt, weshalb im bekannten Stand der Technik für dieses Brennstoffeinspritzsy stem lediglich mehrere in der Brennkammer in Radialrichtung mündende Einzeldüsen vorgesehen sind. Diese sind jedoch für die Regelbarkeit des Brennstoff-Massenstromes sowie für die Zerstäubung desselben bei niedri gen Drehzahlen der Kleingasturbine ungeeignet. Zwar wird bei hohen Dreh zahlen die Brennkammer durch die sich ausbildende radiale Brennstoffsäule gegen die zentrale Brennstoffbohrung abgedichtet, d. h. hier brächte man aufgrund der Brennstoffsäule keine speziellen Abdichtmaßnahmen vorzuse hen, jedoch läßt sich dann kaum ein bei Kleingasturbinen oftmals er wünschter Windmilling-Start realisieren, da bei niedrigen Drehzahlen die da bei auftretende Fliehkraft nicht ausreicht, um die benötigte Brennstoffmenge gegen den dort herrschenden Druck in die Brennkammer zu fördern.A disadvantage of this solution, however, is that the combustion chamber leakage air is a So-called crossing point with that also provided in the rotor shaft and fuel injection system already briefly described above, which is why in the known state of the art for this fuel injection system stem only several in the combustion chamber opening in the radial direction Individual nozzles are provided. However, these are for the controllability of the Fuel mass flow and for the atomization of the same at low against the speed of the small gas turbine. Although at high speed pay the combustion chamber through the developing radial fuel column sealed against the central fuel hole, d. H. here one would bring due to the fuel column, no special sealing measures are required hen, however, he can hardly be a small gas turbine often Realize the desired windmilling start, because there at low speeds if centrifugal force occurs, it is not sufficient for the required amount of fuel against the pressure prevailing in the combustion chamber.

Eine Abhilfemaßnahme für diese geschilderte Problematik aufzuzeigen, ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung. Zur Lösung dieser Aufgabe tragen die im ersten Patentanspruch angegebenen Merkmale in ihrer Gesamtheit bei, vorteilhafte Aus- und Weiterbildungen sind Inhalt der Unteransprüche. A remedial measure for these problems is to be shown Object of the present invention. To solve this task, the features specified in the first claim in their entirety, advantageous training and further education are the content of the subclaims.

Näher erläutert wird die Erfindung anhand dreier in den beigefügten Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungsbeispiele, wobei sämtliche näher be schriebenen Merkmale erfindungswesentlich sein können. Dabei zeigtThe invention is explained in more detail with reference to three in the accompanying figures illustrated preferred embodiments, all being closer written features may be essential to the invention. It shows

Fig. 1 einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße Kleingasturbine, in welchem neben der Brennkammer sowie dem Brennstoffeinspritzsy stem auch der Radialverdichter sowie das Turbinenteil dargestellt sind, Fig. 1 shows a longitudinal section through a small gas turbine, in which in addition to the combustion chamber and the Brennstoffeinspritzsy stem and the radial compressor and the turbine section are shown,

Fig. 2 das Brennstoffeinspritzsystem aus Fig. 1 in vergrößerter Darstellung, Fig. 2, the fuel injection system of Fig. 1 in an enlarged scale;

Fig. 3 ein gegenüber Fig. 2 abgewandeltes Brennstoffeinspritzsystem, sowie Fig. 3 a compared to Fig. 2 modified fuel injection system, and

Fig. 4 eine Abwandlung des in Fig. 3 dargestellten Brennstoffeinspritzsyste mes. Fig. 4 shows a modification of the fuel injection system mes shown in Fig. 3.

Mit der Bezugsziffer 1 ist eine Slinger-Brennkammer einer Kleingasturbine bezeichnet, der - wie insbesondere Fig. 1 zeigt - ein Radialverdichter 2 vor gelagert ist. Mit dem Verdichter-Laufrad 2a dieses Radialverdichters 2 ist über eine in Axialrichtung 3 verlaufende Rotorwelle 4 das sog. Turbinenteil 5 der Kleingasturbine bzw. genauer die Turbinenscheibe 5a des Turbinenteiles 5 verbunden. Das Verdichter-Laufrad 2a, die Rotorwelle 4 und die Turbinen scheibe 5a rotieren dabei um die sog. Zentralachse 19 der Kleingasturbine.Reference number 1 denotes a Slinger combustion chamber of a small gas turbine, which - as shown in particular in FIG. 1 - has a radial compressor 2 mounted in front. The so-called turbine part 5 of the small gas turbine or more precisely the turbine disk 5 a of the turbine part 5 is connected to the compressor impeller 2 a of this radial compressor 2 via a rotor shaft 4 running in the axial direction 3 . The compressor impeller 2 a, the rotor shaft 4 and the turbine disc 5 a rotate about the so-called central axis 19 of the small gas turbine.

Der Radialverdichter 2 fördert gemäß Pfeilrichtung 6 einen der Brennkammer 1 zuzuführenden Luftstrom, der innerhalb dieser zur Verbrennung des des weiteren der Brennkammer 1 zugeführten Brennstoffes benötigt wird. Ein Teil dieses der Einfachheit halber ebenfalls mit der Bezugsziffer 6 bezeich neten Luftstromes gelangt aufgrund der in den verschiedenen Zonen der Kleingasturbine vorliegenden unterschiedlichen Druckverhältnisse jedoch nicht in die Brennkammer 1 hinein, sondern an dieser bzw. an deren dem Radialverdichter 2 zugewandten, in Fig. 1 nicht näher bezeichneten (jedoch in Fig. 2 mit der Bezugsziffer 25 bezeichneten) Stirnwand außenseitig vorbei über einen mittels einer hier als Labyrinthdichtung ausgebildeten Dichtung 7 abgedichteten Spalt (in Fig. 2 mit der Bezugsziffer 27 bezeichnet) zwischen rotierenden und nicht rotierenden Teilen der Kleingasturbine in den in der Beschreibungseinleitung bereits definierten sog. Verdichter-Rückraum 8. Dieser in den Verdichter-Rückraum 8 gelangende Teil des Luftstromes 6 wird als Brennkammer-Leckluft 6a bezeichnet.The radial compressor 2 promotes the direction of arrow 6 of the combustion chamber 1 a supplied air stream for combustion of the other within that of the combustion chamber 1 the fuel supplied is required. Part of this air flow, also designated with the reference number 6 for the sake of simplicity, does not enter the combustion chamber 1 , however, because of the different pressure conditions present in the different zones of the small gas turbine, but rather on this or on its side facing the radial compressor 2 in FIG. 1 unspecified (but in Fig. 2 with the reference numeral 25 ) end wall on the outside over a gap sealed by means of a seal 7 formed here as a labyrinth seal (designated in Fig. 2 with the reference number 27 ) between rotating and non-rotating parts of the small gas turbine in the so-called compressor back space 8 already defined in the introduction to the description. This part of the air flow 6 entering the compressor rear space 8 is referred to as combustion chamber leakage air 6 a.

Der sich rückseitig des Verdichter-Laufrades 2a befindende Verdichter- Rückraum 8 muß folglich belüftet werden, d. h. die Brennkammer-Leckluft 6a muß aus dem Verdichter-Rückraum 8 auch wieder abgeführt werden. Dies erfolgt über die zumindest bereichsweise, hier jedoch vollständig hohl aus geführte Rotorwelle 4, bzw. genauer über deren Innenraum 4a. Wie ersicht lich ist das vordere dem Verdichter-Laufrad 2a zugewandte Ende der Rotor welle 4 flanschartig ausgebildet und stellt dabei ein sog. Kreuzungsteil 4b dar. Durch dieses flanschartige Kreuzungsteil 4b gehen mehrere (hier bevor zugt über dem Umfang des Kreuzungsteiles 4b gleichmäßig verteilt drei) Entlüftungsbohrungen 9 hindurch, die somit eine Verbindung zwischen dem Rotorwellen-Innenraum 4a sowie letztendlich dem Verdichter-Rückraum 8 herstellen. Im übrigen ist über dieses flanschartige Kreuzungsteil 4b die Ro torwelle 4 mit dem Verdichter-Laufrad 2a drehfest verbunden.The compressor rear chamber 8 located on the rear side of the compressor impeller 2 a must consequently be ventilated, ie the combustion chamber leakage air 6 a must also be removed again from the compressor rear chamber 8 . This takes place via the rotor shaft 4 , which is at least partially, but completely hollow, or more precisely via its interior 4 a. As ersicht Lich, the front of the compressor impeller 2 a facing the end of the rotor shaft 4 is flange-shaped and represents a so-called crossing part 4 b. Through this flange-like crossing part 4 b several (here before given over the circumference of the crossing part 4 b evenly distributed three) ventilation holes 9 , which thus create a connection between the rotor shaft interior 4 a and ultimately the compressor rear space 8 . Otherwise, the ro tor shaft 4 is connected to the compressor impeller 2 a in a rotationally fixed manner via this flange-like crossing part 4 b.

Nachdem nun also die Brennkammer-Leckluft 6a aus dem Verdichter- Rückraum 8 über die Entlüftungsbohrungen 9 im Kreuzungsteil 4b in den Innenraum 4a der Rotorwelle 4 gelangt ist, wird sie aus diesem über ein im dem Turbinenteil 5 zugewandten Endbereich der Rotorwelle 4 vorgesehenes Abführrohr 4c, welches die Turbinenscheibe 5a in einer zentralen Austritts öffnung 10 durchdringt letztendlich in die Umgebung abgeführt, und zwar genauer über die hier nicht figürlich dargestellte Schubdüse der Kleingastur bine. Now that the combustion chamber leakage air 6 a has reached the interior 4 a of the rotor shaft 4 from the compressor rear space 8 via the ventilation holes 9 in the intersection part 4 b, it is provided from this via an end region of the rotor shaft 4 facing the turbine part 5 Drain pipe 4 c, which penetrates the turbine disk 5 a in a central outlet opening 10 , ultimately discharges into the environment, more precisely via the thrust nozzle (not shown here) of the small gas station.

Über das Kreuzungsteil 4b der Rotorwelle 4 wird jedoch nicht nur die Brenn kammer-Leckluft 6a aus dem Verdichter-Rückraum 8 abgeführt, sondern gleichzeitig der in der Brennkammer 1 zu verbrennende Brennstoff der Brennkammer 1 zugeführt. Wie an Kleingasturbinen mit Slinger- Brennkammern üblich wird nämlich der Brennstoff durch eine konzentrisch zur Drehachse des Radialverdichters 2 oder der Rotorwelle 4 verlaufende Bohrung 11 im Verdichter-Laufrad 2a bzw. genauer durch ein darin vorgese henes Förderrohr 12 letztendlich zur Brennkammer 1 geleitet. Hierzu mündet im hier linksseitigen Anfangsbereich des Förderrohres 12 ein mit einer nicht gezeigten Brennstoffpumpe, die aus einem ebenfalls nicht gezeigten Vor ratsbehälter den Brennstoff für den Betrieb der Kleingasturbine fördert, ver bundenes Brennstoff-Einspritzröhrchen 13.On the crossing part of the rotor shaft 4 b 4 but is dissipated not only the combustion chamber leak air from the compressor 6 a rear space 8, but also supplied to the combustor 1 to be burned in the fuel the combustion chamber. 1 As usual on small gas turbines with Slinger combustion chambers, the fuel is ultimately passed to the combustion chamber 1 through a bore 11 in the compressor impeller 2 a, which runs concentrically to the axis of rotation of the radial compressor 2 or the rotor shaft 4 , or more precisely through a feed pipe 12 provided therein. For this purpose, opens into the left-hand beginning area of the delivery pipe 12 with a fuel pump, not shown, which promotes the fuel for the operation of the small gas turbine from a storage container, also not shown, ver connected fuel injection tube 13 .

Der hierüber eingebrachte Brennstoff gelangt somit durch das Förderrohr 12 (und beim Ausführungsbeispiel nach den Fig. 1, 2 über einen an späte rer Stelle noch näher erläuterten Fliehkraftsiphon 14) in eine bevorzugt zen tral im Kreuzungsteil 4b der Rotorwelle 4, dabei jedoch abseits der Entlüf tungsbohrungen 9 vorgesehene Verteilerkammer 15, von welcher mehrere in Radialrichtung 16 verlaufende Zulieferbohrungen 17 abzweigen. Über diese ebenfalls im Kreuzungsteil 4b vorgesehenen Zulieferbohrungen 17, die ver setzt zu den Entlüftungsbohrungen 9 angeordnet sind, so daß sich die Zu lieferbohrungen 17 und die Entlüftungsbohrungen 9 nicht schneiden, kann daher der Brennstoff letztendlich in die Brennkammer 1 gelangen. Bevorzugt sind dabei drei derartige Zulieferbohrungen 17 gleichmäßig über dem Um fang des Kreuzungsteiles 4b verteilt vorgesehen.The fuel thus introduced thus passes through the delivery pipe 12 (and in the exemplary embodiment according to FIGS. 1, 2 via a centrifugal siphon 14 explained in more detail later) in a preferably central position in the crossing part 4 b of the rotor shaft 4 , but away from it Vent holes 9 provided distribution chamber 15 , from which branch a plurality of radial in the radial direction 16 supply holes 17 . About this also in the intersection part 4 b provided supply holes 17 , the ver sets to the ventilation holes 9 are arranged so that the supply holes 17 and the ventilation holes 9 do not intersect, the fuel can therefore ultimately get into the combustion chamber 1 . Preferably, three such supply bores 17 are provided evenly distributed over the order of the crossing part 4 b.

Würden nun die Zulieferbohrungen 17 direkt in der Brennkammer 1 münden, ergäbe sich insbesondere bei niedrigen Drehzahlen der Kleingasturbine eine nicht ausreichende Zerstäubung des Brennstoffes. Daher ist die Rotorwelle 4 im Bereich des Kreuzungsteiles 4b vollständig von einem sog. Spritzring 18 umgeben, der zumindest im Mündungsbereich der Zulieferbohrungen 17 ge ringfügig von der Rotorwelle 4 beabstandet ist, und der zusammen mit der Rotorwelle 4 um die Zentralachse 19 der Kleingasturbine rotiert. Der aus den Zulieferbohrungen 17 austretende Brennstoff kann sich somit innerhalb des Spritzringes 18 über dessen gesamtem Umfang (und somit auch über den Umfang der Rotorwelle 4) verteilen, ehe er dann besser verteilt und somit zerstäubt in die eigentliche Brennkammer 1 bzw. in die Primärzone dersel ben gelangt.If the supply bores 17 now open directly into the combustion chamber 1 , insufficient atomization of the fuel would result, in particular at low speeds of the small gas turbine. Therefore, the rotor shaft 4 in the region of the intersection part 4 b is completely surrounded by a so-called splash ring 18 , which is at least slightly spaced from the rotor shaft 4 at least in the mouth region of the supply bores 17 , and which rotates together with the rotor shaft 4 about the central axis 19 of the small gas turbine . The fuel emerging from the supply bores 17 can thus be distributed within the spray ring 18 over its entire circumference (and thus also over the circumference of the rotor shaft 4 ) before it is then better distributed and thus atomized into the actual combustion chamber 1 or into the primary zone thereof ben arrives.

Wie aus Fig. 2 ersichtlich ist, ist der Spritzring 18 auf seiner den Zulieferboh rungen 17 zugewandten Seite im wesentlichen wannenförmig ausgebildet, d. h. er bildet eine von seinem hier rechtsseitigen, zur Brennkammer 1 hin offenliegenden Bund 18a begrenzte, der Rotorwelle 4 mit ihrer Oberseite zugewandte und bezüglich der Rotorwelle 4 umlaufende sog. Spritzring- Wanne 18b, innerhalb derer sich der aus den Zulieferbohrungen 17 austre tende Brennstoff fliehkraftbedingt zunächst gleichmäßig über dem Innen- Umfang des Spritzringes 18 verteilen kann, ehe er tatsächlich in die Primär zone der Brennkammer 1 gelangt. Letztgenanntes erfolgt nachdem die sog. Spritzring-Wanne 18b vollständig mit Brennstoff befüllt ist, so daß der Brenn stoff über den Bund 18a zunächst entgegengerichtet zur Fliehkraft aus der Spritzring-Wanne 18b austritt und danach abermals unter Fliehkrafteinfluß entlang der Stirnseite des Bundes 18a zur im äußersten Eckbereich des Spritzringes 18 ausgebildeten Abrißkante 18c gelangt, von welcher aus der Brennstoff dann fein zerstäubt in die Brennkammer 1 abspritzt.As can be seen from Fig. 2, the splash ring 18 is on its side facing the Zulieferboh stanchions 17 substantially trough-shaped, that is, it forms one of its right-hand side, facing the combustion chamber 1 towards the collar 18 a limited, the rotor shaft 4 with its top facing and rotating with respect to the rotor shaft 4 so-called thruster ring pan 18 b, within which the fuel emerging from the supply bores 17 can initially distribute due to centrifugal force evenly over the inner circumference of the thruster ring 18 before it actually enters the primary zone of the combustion chamber 1 reached. The latter takes place after the so-called splash ring pan 18 b is completely filled with fuel, so that the fuel initially exits the collar 18 a in the opposite direction to the centrifugal force from the splash ring pan 18 b and then again under the influence of centrifugal force along the end face of the collar 18 a reaches the tear-off edge 18 c formed in the outermost corner region of the spray ring 18 , from which the fuel then atomizes into the combustion chamber 1 in a finely atomized manner.

Im folgenden wir nun der beim ersten Ausführungsbeispiel nach Fig. 1 zwi schen dem Förderrohr 12 sowie der Verteilerkammer 15 vorgesehene Flieh kraftsiphon 14 beschrieben, wobei der Übersichtlichkeit halber insbesondere auf die vergrößerte Darstellung nach Fig. 2 verwiesen wird. Der Sinn dieses Fliehkraftsiphons 14 liegt darin, den Anfangsbereich des Brennstoffeinspritz systemes, nämlich das Brennstoff-Einspritzröhrchen 13 sowie das Förder rohr 12 gegenüber der Brennkammer 1 abzudichten, insbesondere um eine ausgezeichnete Regelbarkeit des gesamten Brennstoffeinspritzsystemes der Kleingasturbine auch bei niedrigen Drehzahlen derselben zu gewährleisten und um darüber hinaus die Möglichkeit eines bei Kleingasturbinen oftmals angestrebten Windmillstarts bestmöglich sicherzustellen.In the following we will now describe the centrifugal siphon 14 provided between the delivery pipe 12 and the distribution chamber 15 in the first embodiment according to FIG. 1, for the sake of clarity reference is made in particular to the enlarged illustration according to FIG. 2. The purpose of this centrifugal siphon 14 is to seal the initial area of the fuel injection system, namely the fuel injection tube 13 and the delivery tube 12 with respect to the combustion chamber 1 , in particular in order to ensure excellent controllability of the entire fuel injection system of the small gas turbine even at low speeds and to in addition, to ensure the best possible possibility of a windmill start often sought for small gas turbines.

Wie Fig. 2 zeigt gelangt der über das Einspritzröhrchen 13 herangeführte Brennstoff aus dem Förderrohr 12 austretend abermals unter Fliehkraftein fluß auf die innere Oberfläche eines sog. Verteilerkonus 20 und über diesen aufgrund einer im Kreuzungsteil 4b vorgesehenen Prallplatte 21 entlang der selben über einen zwischen dem freien Ende des Verteilerkonus 20 sowie der Prallplatte 21 vorgesehenen nicht näher bezeichneten Spalt in Radial richtung 16 nach außen in einen die Prallplatte 21 außenseitig umgebenden Ringspalt 22. Von diesem aus gelangt der Brennstoff dann entlang der dem Verteilerkonus 20 abgewandten Seite der Prallplatte 21 in Radialrichtung 16 betrachtet nach innen, d. h. in Richtung der Zentralachse 19 in die bereits beschriebene Verteilerkammer 15.As shown in FIG. 2, the fuel supplied via the injection tube 13 exits the delivery pipe 12 again under the influence of centrifugal force onto the inner surface of a so-called distributor cone 20 and over this due to a baffle plate 21 provided in the intersection part 4 b along the same via a between the Free end of the distributor cone 20 and the baffle plate 21 provided unspecified gap in the radial direction 16 to the outside into an annular gap 22 surrounding the baffle plate 21 on the outside. From there, the fuel then moves inwards along the side of the baffle plate 21 facing away from the distributor cone 20 in the radial direction 16 , ie in the direction of the central axis 19 into the distributor chamber 15 already described.

Im übrigen erkennt man in Fig. 2 genauer eine mit der Bezugsziffer 23 be zeichnete Schraubverbindung, über welche das Verdichter-Laufrad 2a an die Rotorwelle 4 bzw. an das Kreuzungsteil 4b derselben angeflanscht ist. Fer ner ist in dieser Fig. 2 auch der Strömungsweg der eingangs bereits ausführ lich erläuterten Brennkammer-Leckluft 6a detaillierter als in Fig. 1 dargestellt. Wie dargestellt und wie bereits erwähnt gelangt diese Brennkammer-Leckluft 6a aus dem mit der Bezugsziffer 24 bezeichneten Ringraum, der von der Brennkammer-Stirnwand 25, von einer mit der Bezugsziffer 26 bezeichneten Trennwand (hierbei handelt es sich um das bereits mehrfach genannte nicht rotierende Teil der Kleingasturbine) und dem flanschartigen Kreuzungsteil 4b der Rotorwelle 4 begrenzt wird, über den Spalt 27 zwischen der Trennwand 26 und dem Kreuzungsteil 4b, der zwar von der dort vorgesehenen als Laby rinthdichtung ausgebildeten Dichtung 7 abgedichtet wird, welche jedoch kei ne vollständige Abdichtung ermöglicht, in den Verdichter-Rückraum 8.Incidentally, more specifically, a 2 be by the reference numeral 23 recorded screw connection, via which the compressor impeller 2 a b to the rotor shaft 4 and at the crossing part 4 thereof is flanged can be seen in Fig.. Fer ner is also in this Fig. 2, the flow path of the combustion chamber leakage air 6 a already explained in more detail in detail than shown in Fig. 1. As shown and as mentioned reaches said combustion chamber leak air 6 a in the area designated by the reference numeral 24 annulus of the combustion chamber end wall 25, from a designated by the reference numeral 26 partition wall (this is the already mentioned several times nonrotating Part of the small gas turbine) and the flange-like crossing part 4 b of the rotor shaft 4 is limited, via the gap 27 between the partition 26 and the crossing part 4 b, which is sealed by the seal provided there as a labyrinth seal 7 , which, however, is not complete Sealing enables in the compressor rear space 8 .

In diesem Verdichter-Rückraum 8 vermischt sich die Brennkammer-Leckluft 6a mit einem weiteren aufgrund der unterschiedlichen Druckverhältnisse hierhinein gelangenden Luftstrom und kann danach durch im flanschartig ausgebildeten, mit dem flanschartigen Kreuzungsteil 4b zusammenwirken den Abschnitt 28 des Verdichter-Laufrades 2a vorgesehene Übertrittsboh rungen 29 in die bereits erläuterten Entlüftungsbohrungen 9 gelangen, die ihrerseits (beim Ausführungsbeispiel nach Fig. 1, 2 gegenüber der Axialrich tung 3 geneigt verlaufend) im Rotorwellen-Innenraum 4a münden.In this compressor rear chamber 8 , the combustion chamber leakage air 6 a mixes with another air stream that comes in here due to the different pressure conditions and can then be provided by the section 28 of the compressor impeller 2 a provided in the flange-like design, with the flange-like crossing part 4 b stanchions 29 get into the already explained ventilation holes 9 , which in turn (in the embodiment according to FIG. 1, 2 inclined with respect to the axial direction 3 ) in the rotor shaft interior 4 a open.

Beim Ausführungsbeispiel nach Fig. 3 ist kein in Verbindung mit Fig. 2 be schriebener Fliehkraftsiphon vorgesehen, so daß das bevorzugt in eine ge eignete Aufnahme im Kreuzungsteil 4b eingelötete Förderrohr 12 direkt in der Verteilerkammer 15 mündet. Auch ist hier das Verdichter-Laufrad 2a ge ringfügig anders konzipiert, so daß die Entlüftungsbohrungen 9, die hier von einer mit der Bezugsziffer 30 bezeichneten Kammer, durch welche das För derrohr 12 hindurch tritt, abzweigen, zumindest im wesentlichen in Axial richtung 3 verlaufen. In diese Kammer 30 hinein gelangt die aus dem Ver dichter-Rückraum 8 abzuführende und ggf. mit einem weiteren Luftstrom vermengte Brennkammer-Leckluft 6a im übrigen über eine abermals mit der Bezugsziffer 29 bezeichnete Übertrittsbohrung. Ferner erkennt man in Fig. 3 eine am stromaufwärtigen Ende des Förderrohres 12 vorgesehene, das Brennstoff-Einspritzröhrchen 13 umgebende druckfederbelastete Gleitring dichtung 31, mit Hilfe derer der Innenraum des Förderrohres 12 gegenüber der Umgebung abgedichtet ist. In the embodiment according to FIG. 3, no centrifugal siphon be written in connection with FIG. 2 is provided, so that the preferably soldered into a suitable receptacle in the intersection part 4 b feed tube 12 opens directly into the distribution chamber 15 . Also here the compressor impeller 2 a ge is designed slightly differently, so that the vent holes 9 , which branch here from a chamber designated by the reference number 30 , through which the pipe 12 passes, for at least substantially in the axial direction 3 . Into this chamber 30 , the combustion chamber leakage air 6 a that is to be discharged from the rear compressor chamber 8 and possibly mixed with a further air stream passes through a transition bore again identified by the reference number 29 . Also seen in Fig. 3 is provided at the upstream end of the delivery pipe 12 , the fuel injection tube 13 surrounding compression spring loaded mechanical seal 31 , by means of which the interior of the delivery pipe 12 is sealed from the environment.

Beim Ausführungsbeispiel nach Fig. 4 ist in der bzw. den Zulieferbohrung(en) 17 eine Drosselstelle 32 für den durch die Zulieferbohrung 17 in Radialrich tung 16 nach außen geführten Brennstoff eingesetzt, hier in Form eines ge eignet gestalteten eingeschraubten Drosselelementes. In dieser Drossel stelle 32 baut sich unter Fliehkrafteinfluß im Brennstoffeinspritzsystem ein Druckgradient in Richtung zur Brennkammer 1 auf, der verhindert, daß Brennkammerluft in das Förderrohr 12 zurück drückt. Daher ist hier die in Fig. 3 dargestellte Gleitringdichtung 31 nicht erforderlich.In the embodiment according to FIG. 4, a throttle point 32 is used in the supply bore (s) 17 for the fuel passed through the supply bore 17 in the radial direction 16 to the outside, here in the form of a suitably designed screwed-in throttle element. In this throttle position 32 builds up under centrifugal influence in the fuel injection system, a pressure gradient towards the combustion chamber 1 , which prevents combustion chamber air from pushing back into the delivery pipe 12 . The mechanical seal 31 shown in FIG. 3 is therefore not necessary here.

Bei den beiden Ausführungsbeispielen nach den Fig. 3, 4 ist der Spritz ring 18 dabei etwas anders geformt als beim Ausführungsbeispiel nach den Fig. 1, 2. Diese unterschiedliche Formgebung hängt auch mit der ver schiedenartigen Gestaltung des Verdichter-Laufrades 2a bzw. des flan schartigen Abschnittes 28 desselben zusammen, wobei wie ersichtlich bei den Ausführungsbeispielen nach den Fig. 3, 4 die in Fig. 2 mit der Be zugsziffer 23 bezeichnete Schraubverbindung durch eine Schweißverbin dung ersetzt wurde, jedoch kann dies sowie eine Vielzahl weiterer Details insbesondere konstruktiver Art durchaus abweichend von den gezeigten Ausführungsbeispielen gestaltet sein, ohne den Inhalt der Patentansprüche zu verlassen. Stets erhält man mit den beschriebenen Maßnahmen sowohl eine gleichmäßige Brennstoffeinspritzung in die Brennkammer 1 als auch eine optimale Entlüftung des Verdichter-Rückraumes 8. Besonders deutlich treten diese Vorteile bei niedrigen Drehzahlen der Rotorwelle 4 und gleich zeitig relativ großen der Brennkammer 1 zuzuführenden Brennstoffmengen zum Vorschein. In the two embodiments according to FIGS. 3, 4 of the spray is ring 18 thereby slightly different shape than in the embodiment according to FIGS. 1, 2. This difference in shape is also related to the ver difference-like design of the compressor impeller 2 a or the Flan-like section 28 of the same together, as can be seen in the exemplary embodiments according to FIGS. 3, 4, the screw connection designated by reference numeral 23 in FIG. 2 has been replaced by a welded connection, but this and a large number of further details, in particular of a constructive type be designed quite differently from the exemplary embodiments shown, without leaving the content of the claims. The measures described always result in both a uniform fuel injection into the combustion chamber 1 and an optimal venting of the compressor rear space 8 . These advantages emerge particularly clearly at low speeds of the rotor shaft 4 and at the same time relatively large amounts of fuel to be supplied to the combustion chamber 1 .

Reference list

11

Radial- oder Slinger-Brennkammer, auch nur Brennkammer genannt
Radial or Slinger combustion chamber, also called combustion chamber

22nd

Radialverdichter
Centrifugal compressors

22nd

a Verdichter-Laufrad
a compressor impeller

33rd

Axialrichtung
Axial direction

44th

Rotorwelle
Rotor shaft

44th

a Innenraum von a interior of

44th

b (flanschartiges) Kreuzungsteil von b (flange-like) crossing part of

44th

c Abführrohr
c discharge pipe

55

Turbinenteil
Turbine part

55

a Turbinenscheibe
a turbine disc

66

der Brennkammer zugeführter Luftstrom, von airflow supplied to the combustion chamber, from

22nd

gefördert
promoted

66

a Brennkammer-Leckluft
a Combustion chamber leak air

77

Dichtung im Spalt zwischen rotierenden und nicht rotierenden Teilen
Seal in the gap between rotating and non-rotating parts

88th

Verdichter-Rückraum
Compressor back room

99

Entlüftungsbohrung (in Vent hole (in

44th

b)
b)

1010th

(zentrale) Austrittsöffnung (in (central) outlet opening (in

55

a)
a)

1111

(zentrale) Bohrung in (central) hole in

22nd

a, die a, the

1212th

aufnimmt
records

1212th

Förderrohr (für Brennstoff, in Delivery pipe (for fuel, in

22nd

a verlaufend)
a trending)

1313

Brennstoff-Einspritzröhrchen
Fuel injection tube

1414

Fliehkraftsiphon
Centrifugal siphon

1515

Verteilerkammer (für Brennstoff, in Distribution chamber (for fuel, in

44th

b)
b)

1616

Radialrichtung
Radial direction

1717th

Zulieferbohrung (für Brennstoff, in Supply well (for fuel, in

44th

b)
b)

1818th

Spritzring
Thrower ring

1818th

a Bund von a bunch of

1818th

b Spritzring-Wanne
b Thrower ring pan

1818th

c Abrißkante
c tear-off edge

1919th

Zentralachse (der Kleingasturbine)
Central axis (of the small gas turbine)

2020th

Verteilerkonus
Distribution cone

2121

Prallplatte
Baffle plate

2222

Ringspalt
Annular gap

2323

Schraubverbindung
Screw connection

2424th

Ringraum
Annulus

2525th

Brennkammer-Stirnwand
Combustion chamber front wall

2626

Trennwand
partition wall

2727

Spalt
gap

2828

Abschnitt von Section of

11

a
a

2929

Übertrittsbohrung
Transfer hole

3030th

Kammer
chamber

3131

Gleitringdichtung
Mechanical seal

3232

Drosselstelle
Throttling point

Claims

1. Fuel injection system for a radial or Slinger combustion chamber of a small gas turbine with one of the radial or Slinger combustion chamber ( 1 ) upstream radial compressor ( 2 ) or diagonal compressor and one with this via an axial direction ( 3 ) running rotor shaft ( 4 ) connected turbine part ( 5 ),
wherein the fuel through an impeller ( 2 a) of the radial compressor / diagonal compressor provided delivery pipe ( 12 ) in a near-compressor region of the combustion chamber ( 1 ) lying crossing part ( 4 b) of the rotor shaft ( 4 ) and in this essentially in the radial direction ( 16 ) extending supply holes ( 17 ) of the combustion chamber ( 1 ) is fed,
and wherein in the crossing part ( 4 b) offset to the supply bores ( 17 ) arranged ventilation bores ( 9 ) are provided, via which the combustion chamber leakage air ( 6 a) entering the compressor rear space ( 8 ) into the interior ( 4 a) the at least sectionally hollow hollow rotor shaft ( 4 ) arrives in order to be discharged into the environment through it through a particularly central outlet opening ( 10 ) in the turbine disc ( 5 a),
with a rotor ring ( 4 ) in the region of the crossing part ( 4 b) completely surrounding splash ring ( 18 ), which is at least in the mouth area of the supply bores ( 17 ) slightly spaced from the rotor shaft ( 4 ) and together with this around the central axis ( 19 ) of the small gas turbine rotates.

2. Fuel injection system according to claim 1, wherein the spray ring ( 18 ) on the side facing the supply bores ( 17 ) is trough-shaped and is provided with a tear-off edge ( 18 c) towards the combustion chamber ( 1 ).

3. Fuel injection system according to claim 1 or 2, wherein in or upstream of the crossing part (es) ( 4 b) a centrifugal siphon ( 14 ) is provided upstream of the supply bores ( 17 ).

4. Fuel injection system according to one of the preceding claims, wherein the in particular three, over the circumference of the intersection part ( 4 b) evenly distributed supply bores ( 17 ) are each provided with a throttle point ( 32 ).