DE3534859A1 - Gasturbine - Google Patents
GasturbineInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/045—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having compressor and turbine passages in a single rotor-module
- F02C3/05—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having compressor and turbine passages in a single rotor-module the compressor and the turbine being of the radial flow type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbine zur Erzeugung
von Rotationsenergie, bei der ein am Gaseinlaß liegender Kom
pressor mit der eigentlichen Turbine mechanisch gekoppelt
ist und bei der die Gase nacheinander den Kompressor, eine
Brennzone und die Turbine durchströmen.
Gasturbinen werden seit Jahrzehnten zur Erzeugung von Rückstoß
energie, also zum Antrieb von Fahrzeugen und Flugzeugen, aber
auch zur stationären oder nichtstationären Erzeugung von Rota
tionsenergie eingesetzt. Bekannte derartige Turbinen besitzen
eine Welle, die parallel zum Gasstrom in einem Turbinengehäuse
gelagert ist. Über diese Welle sind Turbinenräder, deren Schau
feln vom Gasstrom getroffen werden, mit einem ein- oder mehr
stufigen Kompressor mechanisch gekoppelt, der den Einlaßgas
strom verdichtet, ehe das Gas in die Brennkammern und von
dort auf die Turbinenschaufeln gelangt.
Bei der Erzeugung von Rotationsenergie kommt es darauf an,
die kinetische Energie des parallel zur Welle aus der Turbine
austretenden Gases möglichst weit zu reduzieren, was durch
eine Kaskadenanordnung von Hochdruck- und Niederdruckturbinen
stufen weitgehend erreicht wird. Um einen thermischen Wirkungs
grad von über 30% zu erreichen, muß man jedoch einen großen
Kosten- und Raumaufwand treiben.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Gasturbine anzugeben, die
in einer kompakten, doch einfachen Anordnung Rotationsenergie
mit einem wesentlich höheren Wirkungsgrad als bekannte Turbinen
erzeugt.
Diese Aufgabe wird durch die eingangs definierte Gasturbine
erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der Kompressor im zentralen
Bereich einer rotierend gelagerten Scheibe angebracht ist,
in deren peripherem Bereich die Schaufeln der Turbine befestigt
sind, und daß die Brennzone zwischen diesen beiden Bereichen
liegt, wobei Leitschaufeln am die Scheibe umgebenden Gehäuse
vor und/oder hinter der Brennzone so befestigt sind, daß die
vom Kompressor verdichteten Gase spiralförmig nach außen strö
men und das Gehäuse tangential verlassen.
Die Erfindung läßt sich in verschiedenen Varianten realisieren.
Eine bevorzugte Variante betrifft ein Strahltriebwerk zum
Antrieb eines Flugzeugs, bei dem die erfindungsgemäße Gastur
bine nur zum Antrieb des Kompressors eines klassischen Strahl
triebwerks verwendet wird. Die Scheibe der erfindungsgemäßen
Gasturbine besitzt dann zentrale Kanäle, durch die ein Teil
der im Kompressor komprimierten Gase unmittelbar einer Brenn
kammer zur Strahlerzeugung zugeführt wird, während ein anderer
Teil an der Scheibe entlang radial nach außen zu den Turbinen
schaufeln am Scheibenrand gelangt.
In einer anderen bevorzugten Variante wird die erfindungsgemäße
Gasturbine als reiner Drehantrieb hohen Wirkungsgrads verwen
det. In diesem Fall wird die Scheibenwelle aus dem Gehäuse
herausgeführt und dient als Abtriebswelle.
Die Brennzone kann bevorzugt aus einer Mehrzahl von winkelmäßig
verteilt auf der Scheibe angeordneten, der Spiralform der
Gasströmung angepaßten Brennrohren bestehen, in die Brenn
stoff-Einspritzdüsen münden. Die Brennzone kann aber auch
durchgehend eine Toroidform aufweisen.
Die Erfindung wird nun anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele
mit Hilfe der Figuren näher erläutert.
Fig. 1 zeigt einen schematischen Querschnitt durch eine erfin
dungsgemäße Gasturbine zur Erzeugung von Rotationsenergie.
Fig. 2 zeigt eine schematische Prinzipansicht der drehenden
Scheibe der Gasturbine aus Fig. 1 in kleinerem Maßstab, wobei
zusätzlich die drehfest angeordneten Brennrohre angedeutet
sind.
Fig. 3 zeigt einen schematischen Querschnitt durch eine weitere
erfindungsgemäße Gasturbine, die in Verbindung mit einer
Strahlturbine verwendet wird.
Die Gasturbine, die im Schnitt in Fig. 1 gezeichnet ist, be
steht im wesentlichen aus einer um eine Achse 1 auf zwei
Wellenstutzen 2 und 3 drehbar gelagerten Scheibe 4 und einem
diese Scheibe umgebenden Gehäuse 5. Die Scheibe trägt im Achs
bereich auf einer Scheibenseite einen axial anströmbaren Kom
pressor 6 und im peripheren Bereich auf derselben Scheibenseite
die Laufschaufeln 7 einer Turbine. Das Gehäuse 5 besitzt einen
Gaseinlaß 8 um den Wellenstutzen 3 herum sowie einen Gasauslaß
9 im Bereich des Scheibenrandes. Dieser Auslaß kann beispiels
weise aus einer Vielzahl von Löchern in der Peripherie des
Gehäuses bestehen. Auf der den Laufschaufeln 7 der Turbine
zugewandten Seite trägt das Gehäuse zwei Gruppen von Leitschau
feln 10 und 11, die dem Gasstrom, der vom Einlaß 8 kommt und
vom Kompressor 6 radial umgelenkt wurde, eine spiralförmige
Bahn entlang der Scheibe 4 nach außen aufprägen. Zwischen
den beiden Gruppen von Leitschaufeln 10 und 11 sind mehrere
Brennrohre 12 winkelmäßig verteilt am Gehäuse befestigt, in
die Brennstoff-Einspritzdüsen 13 münden. Diese Rohre sind,
wie aus Fig. 2 besser zu erkennen ist, gemäß den spiralförmigen
Bahnen des Gases ausgerichtet.
Gemäß einer Variante kann auch der ganze Ringraum zwischen
den beiden Gruppen von Leitschaufeln als Brennkamnmer ausgebil
det sein, in die über eine Vielzahl von Einspritzdüsen Brenn
stoff injiziert wird.
Das den Einlaß 8 durchströmende Gas, z.B. Luft, wird im Kom
pressor 6 verdichtet und radial umgelenkt. Die Leitschaufeln
10 verleihen dem Luftstrom eine spiralförmige Bahn, auf der
er in eines der Brennrohre 12 gelangt. Die aus den Brennrohren
ausströmenden Abgase werden schließlich durch die Leitschaufeln
11 auf die Schaufeln 7 der Turbine gelenkt und treiben somit
die Scheibe an. Schließlich strömen die Abgase tangential
über die ganze Peripherie verteilt aus dem Gehäuse ab. Die
Rotationsenergie kann an dem aus dem Gehäuse herausragenden
Wellenstutzen 3 abgenommen werden.
Der Hauptvorteil dieser Turbine gegenüber axial durchströmten
klassischen Turbinen, bei denen ein separater Kompressor am
Gaseinlaß liegt und über eine Welle von der hinter den Brenn
kammern liegenden Turbine angetrieben wird, liegt darin, daß
die Abgase keine nutzlose Schubkraft mehr entwickeln. Daraus
resultiert ein erhöhter Wirkungsgrad der erzeugten Rotations
energie und ein verringerter Brennstoffbedarf.
In Fig. 3 ist eine Anwendung der erfindungsgemäßen Gasturbine
gezeigt, bei der die Rotationsenergie nur für den Antrieb
eines Kompressors 14 eines Strahltriebswerks 15 benötigt wird.
Das Strahltriebwerk besteht z.B. aus Brennkammern 16 und einer
freilaufenden Turbine 17 und liegt in Gasflußrichtung hinter
der Scheibe 4 der erfindungsgemäßen Gasturbine. Die Luft für
die Brennkammern 16 wird von dem mit der Scheibe mechanisch
gekoppelten Kompressor 14 komprimiert und strömt durch Kanäle
18, die die Scheibe 4 in der Nähe der Achse 1 durchziehen.
Ein Bruchteil der in das Triebwerk eindringenden Luft wird
von den Schaufeln des Kompressors 6 erfaßt, der wie im Fall
der Fig. 1 unmittelbar auf der Scheibe 4 angeordnet ist und
nur die Aufgabe hat, die Verbrennungsbedingungen in den Brenn
rohren 12 zu optimieren. Anschließend strömen die dort erzeug
ten Abgase auf die Schaufeln 7, die sich an der Peripherie
der Scheibe 4 befinden, so daß die Scheibe in Drehung versetzt
wird.
Die Erfindung ist nicht auf die im einzelnen dargestellten
Ausführungsformen beschränkt. So kann, falls ein größerer
Kompressor 6 benötigt wird, dieser als mehrstufiger Axialkom
pressor ausgebildet sein, der sich entlang des Wellenstutzens
3 ausdehnt. Die am Scheibenrand ausgebildete Arbeitsturbine
kann außerdem auch eine mehrstufige Radialturbine sein.
Claims (5)
1. Gasturbine zur Erzeugung von Rotationsenergie, bei der
ein am Gaseinlaß liegender Kompressor mit der eigentlichen
Turbine mechanisch gekoppelt ist und bei der die Gase nachein
ander den Kompressor, eine Brennzone und die Turbine durch
strömen, dadurch gekennzeichnet, daß der Kompressor (6) im
zentralen Bereich einer rotierend gelagerten Scheibe (4) ange
bracht ist, in deren peripherem Bereich die Schaufeln (7)
der Turbine befestigt sind, und daß die Brennzone (12) zwischen
diesen beiden Bereichen liegt, wobei Leitschaufeln (10, 11)
am die Scheibe umgebenden Gehäuse vor und/oder hinter der
Brennzone (12) so befestigt sind, daß die vom Kompressor ver
dichteten Gase spiralförmig nach außen strömen und das Gehäuse
(5) tangential verlassen.
2. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennnzeichnet,
daß die Brennzone aus mehreren winkelmäßig verteilt auf der
Scheibe (4) angeordneten, der Spiralform der Gasströmung ange
paßten Brennrohren (12) besteht, in die Brennstoffeinspritz
düsen (13) münden.
3. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekenzeichnet, daß
die Brennzone Toroidform hat und sich zur Drehachse (1) kon
zentrisch im Gehäuse zwischen dem zentralen Kompressorbereich
(6) und dem peripheren Turbinenbereich (7) befindet.
4. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch
gekennzeichnet, daß die Welle (3), auf der die Scheibe sitzt,
als Abtriebswelle aus dem Gehäuse herausgeführt ist.
5. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei der
Rotationsenergie nur zum Antrieb des Kompressors eines Strahl
triebswerks benötigt wird, dadurch gekennzeichnet, daß die
Scheibe (4) mit den peripheren Turbinenschaufeln (7) im Gas
strom zwischen einem mit der Scheibe (4) mechanisch gekoppelten
Kompressor (14) und dem Strahltriebwerk (15) liegt und daß
ein Teil des komprimierten Einlaßgasstroms durch Kanäle (18),
die die Scheibe axial durchqueren, unmittelbar zu den Brenn
kammern dieses Triebwerks geführt wird, während der Rest des
Gases radial entlang der Scheibe strömt (Fig. 3).
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853534859 DE3534859A1 (de) | 1985-09-30 | 1985-09-30 | Gasturbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853534859 DE3534859A1 (de) | 1985-09-30 | 1985-09-30 | Gasturbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3534859A1 true DE3534859A1 (de) | 1987-06-11 |
Family
ID=6282369
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19853534859 Ceased DE3534859A1 (de) | 1985-09-30 | 1985-09-30 | Gasturbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3534859A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009068048A1 (de) * | 2007-11-27 | 2009-06-04 | Schneiderbauer-Schwendler, Enno | Antriebsvorrichtung mit verdichtungsmodifikation in form einer thermischen rotationsmaschine mit interner verbrennung |
JP2010133273A (ja) * | 2008-12-02 | 2010-06-17 | Shuzo Onodera | 飛行機体の回転排気式エンジン |
US8939725B2 (en) | 2007-11-07 | 2015-01-27 | Heliscandia Aps | Autonomic rotor system for an aircraft |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2272676A (en) * | 1938-12-23 | 1942-02-10 | Leduc Rene | Continuous flow gas turbine |
US2448972A (en) * | 1944-10-20 | 1948-09-07 | Edward W Gizara | Internal-combusstion engine |
DE1069950B (de) * | 1959-11-26 |
-
1985
- 1985-09-30 DE DE19853534859 patent/DE3534859A1/de not_active Ceased
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1069950B (de) * | 1959-11-26 | |||
US2272676A (en) * | 1938-12-23 | 1942-02-10 | Leduc Rene | Continuous flow gas turbine |
US2448972A (en) * | 1944-10-20 | 1948-09-07 | Edward W Gizara | Internal-combusstion engine |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8939725B2 (en) | 2007-11-07 | 2015-01-27 | Heliscandia Aps | Autonomic rotor system for an aircraft |
WO2009068048A1 (de) * | 2007-11-27 | 2009-06-04 | Schneiderbauer-Schwendler, Enno | Antriebsvorrichtung mit verdichtungsmodifikation in form einer thermischen rotationsmaschine mit interner verbrennung |
JP2010133273A (ja) * | 2008-12-02 | 2010-06-17 | Shuzo Onodera | 飛行機体の回転排気式エンジン |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8131 | Rejection |