DE2715161B2

DE2715161B2 - Gas turbine plant

Info

Publication number: DE2715161B2
Application number: DE19772715161
Authority: DE
Inventors: Des Erfinders Auf Nennung Verzicht
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1977-04-05
Filing date: 1977-04-05
Publication date: 1981-04-23
Also published as: DE2715161A1; DE2715161C3

Description

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2. Gasturbinenanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich an das äußere Nabenteilende (32b) ein die Kontur des Nabenteils (30) in axialer Richtung fortsetzender Leitring (29) anschließt.2. Gas turbine plant according to claim 1, characterized in that the outer hub part end (32b) is followed by a guide ring (29) which continues the contour of the hub part (30) in the axial direction.

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Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenanlage mit einem zentripetal durchströmten Verdichterrotor; einer Hohlwelle, die an einem Ende einen Flansch aufweist, an dem der Verdichterrotor derait angebracht ist, daß er über das besagte Ende der Hohlwelle hinausragt; einer iiiii dem Verdichterroior fest verbundenen, rotierenden Brennkammer, die im Bereich der Mittelachse des Verdichterrotors angeordnet ist; einer feststehenden, die Hohlwelle durchdringenden Brennstoffleitung; einer am brennkammerseitigen Ende der Brennstoffleitung angeordneten Einspritzdüse; einer zwischen der Brennstoffleitung und der inneren Oberfläche der Hohlwelle vorgesehenen Dichtung; und einem mit der rotierenden Brennkammer fest verbundenen Turbinenrotor.The invention relates to a gas turbine system with a centripetal flow through compressor rotor; one Hollow shaft which has a flange at one end to which the compressor rotor is attached derait that it protrudes beyond said end of the hollow shaft; a iiiii the compressor head firmly connected, rotating Combustion chamber, which is arranged in the region of the central axis of the compressor rotor; a fixed, the fuel line penetrating the hollow shaft; one at the end of the fuel line on the combustion chamber side arranged injection nozzle; one between the fuel line and the inner surface of the hollow shaft provided seal; and a turbine rotor firmly connected to the rotating combustion chamber.

Eine derartige Gasturbine ist bereits durch die FR-PS 15 34 901 bekannt geworden, bei der ein Radialverdichtei und Läufer hintereinander angeordnet sind. Es werden, wie in Gebläsen und Ventilatoren üblich, Laufräder mit senkrechten in sich kreisenden Seitenwänden verwendet. Die Brennkammer befindet sich in einer hohlwellenartigen Verbindung zwischen Verdichter und Läufer, die zum Zwecke der Frischluftzufuhr seitlich auf ihrem Umfang durchbrochen ist. Die Treibstoffzufuhr erfolgt über eine stehende Achse, die gleichzeitig als Treibstoffdüse ausgebildet ist. Der Nachteil dieser bekannten Gasturbine besteht darin, daß der Wärmeaustausch zwischen der Ummantelung der Brennkammer und der diese umströmenden Luft sowie die Energieausnutzung des eingespritzten Brennstoffes nur gering ist. Dieser Nachteil besteht auch bei den weiteren bekannt gewordenen Gasturbinen. So wird in der GB-PS 13 34 880 eine Niederdruckturbine beschrieben, bei der lediglich ein Gas abgefackelt werden kann und in der GB-PS 1173 566 eine Gasturbine, bei der Radialverdichter und Läufer ebenfalls hintereinander angeordnet sind. Zwischen dem Radialverdichter und dem Läufer befindet sich eine senkrechte Trennwand. Der Wärmeaustausch durch diese Trennwand ist nur gering, da eine Ummantelung der Ve-brennungszone nicht gegeben ist.Such a gas turbine is already known from FR-PS 15 34 901, in which a radial compressor and runners are arranged one behind the other. As usual in blowers and fans, Impellers used with vertical, circling sidewalls. The combustion chamber is in a hollow shaft-like connection between the compressor and rotor, which is used for the purpose of supplying fresh air is broken laterally on its circumference. The fuel is supplied via a stationary axis, the is designed at the same time as a fuel nozzle. The disadvantage of this known gas turbine is that that the heat exchange between the jacket of the combustion chamber and the air flowing around it as well as the energy utilization of the injected fuel is only low. This disadvantage also applies to the other well-known gas turbines. For example, GB-PS 13 34 880 describes a low-pressure turbine described in which only a gas can be flared and in GB-PS 1173 566 a Gas turbine in which the centrifugal compressor and rotor are also arranged one behind the other. Between the centrifugal compressor and the rotor is a vertical partition. The heat exchange through this partition wall is only small, as the combustion zone is not encased.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine gattungsgemäße Gasturbine so auszubilden, daß durch Verbesserung des Wärmeaustausches im Bereich der Brennkammer eine höhere Energieausnutzung des eingesetzten Brennstoffes erzielt werden kann, so daß eine gegenüber bekannten Gasturbinen höhere spezifische Wellenleistung erzielt wird und darüber hinaus auch das Abgas weitgehend von unverbrannten Bestandteilen frei ist.The object of the invention is to design a generic gas turbine so that by Improvement of the heat exchange in the area of the combustion chamber a higher energy utilization of the The fuel used can be achieved, so that a higher specific than known gas turbines Shaft power is achieved and, moreover, the exhaust gas largely from unburned Components is free.

Erfindungsgemäß erfolgt die Lösung der Aufgabe durch folgende Merkmale:According to the invention, the object is achieved by the following features:

1.) Einen an den Flansch der Hohlwelle angetormten glockenförmigen Gehäusemantel.1.) A bell-shaped housing jacket molded onto the flange of the hollow shaft.

2.) einen in dem durch den Gehäusemantel gebildeten Hohlraum angeordneten Verdichternabenkörper, der einen parallel und im Abstand zum Gehäusemantel verlaufenden Nabenteil, an dessen äußerem Nabenteilende axial angeströmte und an dessen innerem Nabenteilende radial angeströmte, auf den Gehäusemantel gerichtete Verdichterschaufeln ausgebildet sind, aufweist, wobei die Spitzen der Verdichterschaufeln mit dem Gehäusemantel verbunden sind und wobei an dem inneren Nabenteilende eine senkrecht zur Mittelachse verlaufende, kreisringförmige Scheibe ausgebildet ist; und2.) a compressor hub body arranged in the cavity formed by the housing shell, one of the hub parts running parallel to and at a distance from the housing shell, on the outer one Axial flow against the hub part end and the flow against the inner hub part end radially onto the Housing jacket directed compressor blades are formed, wherein the tips of the Compressor blades are connected to the casing shell and wherein at the inner hub part end an annular disc is formed running perpendicular to the central axis; and

3.) einen den durch den Verdichternabenkörper gebildeten Hohlraum abschließenden, tellerförmigen Turbinenrotor, an dessen Rand radial nach außen weisende, axial angeströmte Turbinenschaufeln angebracht sind, deren Spitzen mit dem äußeren Nabenteilende verbunden sind.3.) a plate-shaped cavity that closes off the cavity formed by the compressor hub body Turbine rotor, at the edge of which is axially exposed to turbine blades pointing radially outwards are attached, the tips of which are connected to the outer hub part end.

Durch den zwischen dem Gehäusemantel und dem Verdichtermantel ausgebildeten Frischluftkanal wird der zwischen dem Verdichtermantel und dem Läufer ausgebildeten Brennkammer Frischluft zugeführt, die an dem Verdichtermantel vorgewärmt wird. Ein besonderer Wärmetauscher zu,· Vorerhitzung der Frischluft istThrough the fresh air channel formed between the housing jacket and the compressor jacket fresh air is supplied to the combustion chamber formed between the compressor jacket and the rotor, which at the compressor jacket is preheated. A special heat exchanger to · Preheat the fresh air is

somit nicht erforderlich. In der ringförmig ausgebildeten Brennkammer erfolgt aufgrund der feinen Verwirbelung des eingespritzten Treibstoffes eine fast vollständige Verbrennung, so daß neben einer kompakten Bauweise eine auf den Treibstoffeinsa;^ bezogene spezifisch hohe Leistung erzielt wird. Die von den bisher üblichen Gasturbinen bekannten Nachteile, wie flach anlaufende Leistungskurven, hoher Treibstoffbedarf und kostenintensive Bauweise, werden somit vermieden.therefore not required. In the ring-shaped combustion chamber takes place due to the fine turbulence of the injected fuel an almost complete combustion, so that in addition to a compact Construction a specifically high performance related to the fuel insa; ^ is achieved. The ones so far conventional gas turbines known disadvantages, such as flat starting power curves, high fuel consumption and costly construction are thus avoided.

In einer besonderen Ausgestaltung der Erfindung schließt sich an das äußere Nabenteilende ein die Kontur des Nabenteils in axialer Richtung fortsetzender Leitring an.In a particular embodiment of the invention, the outer end of the hub part is followed by the Contour of the hub part in the axial direction continuing guide ring.

Die Erfindung wird nachstehend anhand der in den Zeichnungen beispielsweise dargestellten Gasturbine näher erläutert. Es zeigtThe invention is explained below with reference to the gas turbine shown by way of example in the drawings explained in more detail. It shows

Fig. 1 die erfindungsgemäße Gasturbine in einem Ausschnitt mit Gehäuse, Verdichter, Läufer und Brennkammer in einer schematischen Seitenansicht,1 shows the gas turbine according to the invention in a section with housing, compressor, rotor and Combustion chamber in a schematic side view,

F i g. 2 den Gehäusemantel, Verdichter und Läufer nach Fig. 1 in einer Seitenansicht im Schnitt in einer Explosionsdarsteilung.F i g. 2 shows the housing jacket, compressor and rotor according to FIG. 1 in a side view in section in a Exploded view.

Wie in Fig. 1 dargestellt, weist die Gasturbine 1 eine Hohlwelle 3 auf. An dem der Brennkammer 7 zugewandten Endabschnitt der Hohlwelle 3 ist an dieser ein Flansch 14 ausgebildet, der zur Lagerung der Zündkerzen 6 dient. An dem radialen äußeren Endabschnitt des Flansches 14 ist ein rotation;: ymmetrischer konkav ausgebildeter Gehäusemar. ;el 15 angeordnet, dessen freier Endabschnitt 18 parallel /ur Mittelachse 19 der Hohlwelle 3 ausgerichtet ist. Im Abstand von dem Gehäusemantel befindet sich ein Verdichternabenkörper 8. der ein ebenfalls konkav ausgebildetes Nabenteil 30 aufweist. An dem inneren und äußeren Nabenteilende 32a, 326 sind Verdichterschaufeln 9a, 9b ausgebildet. Der Abstand des Nabenteils 30 von dem Gehäusemantel 15 wird somit durch die Höhe der Verdichterschaufeln 9a, 9b bestimmt. An dem inneren Nabenteilende 32a des Verdichternabenkörpers 8 ist eine senkrecht zur Mittelachse 19 angeordnete kreisringförmige Scheibe 22 ausgebildet. Durch diese kreisringförmige Scheibe 22 ist eine Vorkammer 25 für die Zündkerzen 6 gebildet. In den durch den Verdichternabenkörper 8 gebildeten Hohlraum ist ein Turbinenrotor 21 eingesetzt, dessen Turbinenschaufeln 11 dem äußeren Nabenteilende 32b zugewandt sind. Der Hohlraum zwischen dem Verdichter 20 und dem Turbinenrotor 21 dient als Brennkammer?. As shown in FIG. 1, the gas turbine 1 has a hollow shaft 3. On the end section of the hollow shaft 3 facing the combustion chamber 7, a flange 14 is formed thereon, which serves to support the spark plugs 6. At the radially outer end portion of the flange 14 is a rotationally symmetrical, concave housing. ; el 15 arranged, the free end portion 18 of which is aligned parallel / ur central axis 19 of the hollow shaft 3. At a distance from the housing jacket is a compressor hub body 8, which has a hub part 30 that is also concave. Compressor blades 9a, 9b are formed on the inner and outer hub part ends 32a, 326. The distance between the hub part 30 and the housing jacket 15 is thus determined by the height of the compressor blades 9a, 9b . At the inner hub part end 32a of the compressor hub body 8, a circular ring-shaped disk 22 arranged perpendicular to the central axis 19 is formed. This circular disk 22 forms an antechamber 25 for the spark plugs 6. In the cavity formed by the compressor hub body 8, a turbine rotor 21 is inserted, the turbine blades 11 of which face the outer hub part end 32b . The cavity between the compressor 20 and the turbine rotor 21 serves as a combustion chamber.

Die Zufuhr von Brennstoff erfolgt über eine Brennstoffleitung 12, die durch die Hohlwelle 3 geführt ist. Die Brennstoffleitung 12 ist mittels einer Dichtung 4 gegen die Hohlwelle 3 abgedichtet und weist an dem der Brennkammer 7 zugewandten Endabschnitt eine Einspritzdüse 13 auf.The fuel is supplied via a fuel line 12 which is passed through the hollow shaft 3 is. The fuel line 12 is sealed against the hollow shaft 3 by means of a seal 4 and has on the End section facing the combustion chamber 7 has an injection nozzle 13.

Die Frischluftzufuhr erfolgt über den Frischluftzutritt 27, der an dem Endabschnitt 18 des Gehäusemantels 15 angeordnet ist. Die Frischluft strömt durch den Frischluftkanal 26, der durch den Gehäusemantel 15 und das Wabenteil 30 gebildet ist. Hierbei wird die Frischluft durch von dem Nabenteil 30 übertragene Wärme vorgewärmt, so daß der Brennkammer 7 vorgewärmte Verbrennungsluft zugeführt wird. Um ein Vermischen der Verbrennungsabgase mit der Frischluft im Bereich des Abgasaustrittes 28 zu verhindern, ist an dem äußeren Nabenteilende 32b ein umlaufender, die Turbinenschaufel 11 überdeckender Leitring 29 angeordnet. Dieser ermöglicht eine voneinander getrennte Führung der Frischluft und des Abgases.The fresh air is supplied via the fresh air inlet 27, which is arranged on the end section 18 of the housing jacket 15. The fresh air flows through the fresh air duct 26, which is formed by the housing jacket 15 and the honeycomb part 30. Here, the fresh air is preheated by the heat transferred from the hub part 30, so that the combustion chamber 7 is supplied with preheated combustion air. In order to prevent the combustion exhaust gases from mixing with the fresh air in the region of the exhaust gas outlet 28, a circumferential guide ring 29 covering the turbine blade 11 is arranged on the outer hub part end 32b. This enables the fresh air and the exhaust gas to be routed separately from one another.

Wie in F i g. 2 dargestellt, besteht der Turbinenrotor 21 aus einer senkrecht zur Mittelachse 19 angeordneten Läuferplaite 31, die einen rechtwinklig abgewinkelten Rand 24 aufweist. An diesem Rand 24 sind die Turbinenschaufeln 11 radial angeordnet. Es ist z.B. möglich, zur Änderung der maximalen Wellenleistung die Größe der Brennkammer 7 dadurch zu verändern, daß der Turbinenrotor 21 ausgetauscht wird. Die Brennraumgröße kann dadurch verändert werden, daß die Läuferplatte 31 gewölbt ausgebildet wird.As in Fig. As shown in FIG. 2, the turbine rotor 21 consists of a rotor arranged perpendicular to the central axis 19 Runner plate 31, which has an edge 24 angled at right angles. At this edge 24 are the Turbine blades 11 arranged radially. It is e.g. possible to change the maximum shaft power to change the size of the combustion chamber 7 by replacing the turbine rotor 21. the The size of the combustion chamber can be changed by designing the rotor plate 31 to be arched.

Die spezielle Ausbildung des Gehäusemantels 15. des Verdichters 20 und des Turbinenrotors 21 ermöglicht eine äußerst kompakte Bauweise, da der Verdichter 20 und der Turbinenrotor 21 de facto in den Gehäusemantel 15 einsetzbar sind. Die Leistungsabgabe erfolgt durch Rotation des Gehäusemantels 15 über die Hohlwelle 3, die in Lagern 5 gelagert ist.The special design of the housing shell 15 of the compressor 20 and of the turbine rotor 21 makes it possible an extremely compact design, since the compressor 20 and the turbine rotor 21 are de facto in the housing shell 15 can be used. The power output takes place by rotating the housing shell 15 on the Hollow shaft 3, which is supported in bearings 5.

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

Claims

IO 15 20 claims:

1. Gas turbine plant with

a) a centripetal flow through compressor rotor;

b) a hollow shaft which has a flange at one end on which the compressor rotor is attached in such a way that it protrudes beyond the said end of the hollow shaft,

c) a rotating combustion chamber firmly connected to the compressor rotor, which is located in the area the central axis of the compressor rotor is arranged;

d) a stationary fuel line penetrating the hollow shaft;

e) an injection nozzle arranged at the end of the fuel line on the combustion chamber side;

Γ) one provided between the fuel line and the inner surface of the hollow shaft Poetry; and

g) a turbine rotor firmly connected to the rotating combustion chamber, characterized by

h) a bell-shaped housing jacket molded onto the flange (14) of the hollow shaft (3) (15);

i) a compressor hub body (8) arranged in the cavity formed by the housing shell (15), the hub part (30) running parallel to and at a distance from the housing shell (15), at the outer hub part end (326,1 of which there is an axial flow (9b) and at the inner hub part end (32a) of which the flow is radially directed towards the housing shell (15) compressor blades (9a) , the tips of the compressor blades (9a, 9b) being connected to the housing shell (15) and at the inner hub part end (32a,} an annular disc (22) running perpendicular to the central axis (19) is formed; and

k) a disk-shaped turbine rotor (21) closing off the cavity formed by the compressor hub body (8), on the edge (24) of which there are attached axially outward-facing turbine blades (11), the tips of which are connected to the outer hub part endc (32b) are.

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