DE3907211A1

DE3907211A1 - Gas turbine, in particular for driving motor vehicles

Info

Publication number: DE3907211A1
Application number: DE19893907211
Authority: DE
Inventors: Alfred Renken
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1988-07-16
Filing date: 1989-03-07
Publication date: 1990-01-18

Abstract

Chiefly because of the high production costs of gas turbines, it has not been possible to date to establish the use of gas turbines for driving motor vehicles or other machines having a relatively low power demand. In addition, a compact design of the gas turbine is a precondition, particularly in the case of accommodating the gas turbine in a motor vehicle. The novel gas turbine is to have a simple and compact design, and yet to supply sufficient power for driving, in particular a motor vehicle. The novel gas turbine is designed in such a way that the radial compressor and the radial turbine are arranged immediately adjacent on a common shaft and the combustion chamber connects the radial compressor and the radial turbine to one another on its circumference. Driving of motor vehicles.

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine, insbesondere zum Antrieb von Kraftfahrzeugen, bestehend aus einem Radial verdichter, einer Brennkammer und einer Radialturbine.The invention relates to a gas turbine, in particular for Motor vehicle drive consisting of a radial compressor, a combustion chamber and a radial turbine.

Der Einsatz von Gasturbinen, insbesondere in Kraftfahrzeu gen, konnte sich bislang unter anderem wegen der hohen Herstellungskosten von Gasturbinen nicht durchsetzen. Bis heute hat sich daher in der Fachwelt die Auffassung erhal ten, daß Gasturbinen erst oberhalb einer Leistungsgrenze von ca. 400 kW wirtschaftlich einsetzbar sind. Zwar werden in Kraftfahrzeugen seit längerer Zeit Abgasturbinen einge setzt - bekannt unter dem Begriff "Abgasturbolader" -; diese Abgasturbinen dienen jedoch lediglich dazu, einen Verdichter anzutreiben, der dem Brennraum des Kolbenmotors dann Luft mit erhöhtem Ladedruck zuführt, um so den Wir kungsgrad der Verbrennung des Kraftstoff-Luftgemisches zu erhöhen. Eine direkte Leistungsübertragung durch die Ab gasturbine auf die Antriebswelle(n) erfolgt also nicht.The use of gas turbines, especially in motor vehicles has so far been able to cope with the high Do not enforce gas turbine manufacturing costs. To Today, therefore, the opinion has prevailed in the professional world ten that gas turbines only above a performance limit of approx. 400 kW can be used economically. To be sure Exhaust gas turbines have been used in motor vehicles for a long time sets - known under the term "exhaust gas turbocharger" -; however, these exhaust gas turbines only serve one Drive the compressor, the combustion chamber of the piston engine then supplies air with increased boost pressure, so the we Degree of combustion of the fuel-air mixture increase. A direct power transmission through the Ab gas turbine on the drive shaft (s) does not take place.

Die Verwendung einer Gasturbine zum Antrieb eines Kraft fahrzeuges setzt natürlich auch eine besonders raumsparen de Bauweise der Gasturbine voraus. Bislang ist keine ent sprechende Lösung bekannt.The use of a gas turbine to drive a power Of course, vehicle also saves a lot of space de construction of the gas turbine ahead. So far none has been created speaking solution known.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Gas turbine anzubieten, die sich durch einen kostengünstigen, raumsparenden Aufbau auszeichnet, gleichwohl leistungs stark genug ist, um ein Kraftfahrzeug oder entsprechende Maschinen mit ähnlichem Leistungsbedarf anzutreiben.The invention is therefore based on the object of a gas turbine, which is characterized by an inexpensive, distinguishes space-saving construction, nevertheless performance is strong enough to be a motor vehicle or equivalent To drive machines with a similar power requirement.

Zur Lösung dieser Aufgabe ist die erfindungsgemäße Gastur bine dadurch gekennzeichnet, daß der Radialverdichter und die Radialturbine nebeneinander auf einer gemeinsamen Wel le angeordnet sind und daß die Brennkammer den Radialver dichter und die Radialturbine an deren Umfang miteinander verbindet.To solve this problem, the gas structure according to the invention bine characterized in that the radial compressor and the radial turbine side by side on a common world le are arranged and that the combustion chamber the Radialver denser and the radial turbine at their periphery with each other connects.

Bei der erfindungsgemäßen Gasturbine ist demnach die Brennkammer nicht zwischen dem Radialverdichter und der Radialturbine angeordnet, so daß diese unmittelbar benach bart nebeneinander angeordnet werden können.In the gas turbine according to the invention, the Combustion chamber not between the radial compressor and the Radial turbine arranged so that this immediately adjacent can be arranged side by side.

Hierzu ist die aus einer oder mehreren Einzelbrennkammern bestehende Brennkammer vorteilhafterweise U-förmig ausge bildet mit Rohrschenkeln, die sich quer zur Welle der Gas turbine erstrecken. Bei einer nur aus einer Einzelbrenn kammer bestehenden Brennkammer der Gasturbine ist die Brennkammer tangential am Umfang des Radialverdichters an geschlossen und geht parallel zur Querachse der Radialtur bine in diese über. Diese Ausführung der Brennkammer redu ziert erheblich den Raumbedarf, den eine herkömmlich aus geführte Rohrbrennkammer hat.For this is the one or more individual combustion chambers existing combustion chamber advantageously U-shaped forms with pipe legs that extend across the wave of gas extend turbine. With one only from a single burn The existing combustion chamber of the gas turbine is the Combustion chamber tangential to the circumference of the radial compressor closed and goes parallel to the transverse axis of the radial door bine into this over. This version of the combustion chamber redu gracefully decorates the space required by a conventional guided pipe combustion chamber.

Die Radialturbine weist ein Laufrad mit einem Laufschau felkranz auf, dessen einzelne, plattenförmig ausgeführte Laufschaufeln derart mit dem Laufrad verbunden sind, daß sie tangential zur Hauptströmungsrichtung der aus der Brennkammer (Einzelkammer) austretenden Brenngase liegen. Hieraus ergibt sich der Vorteil, daß beim Eintritt der Brenngase aus der Brennkammer in die Radialturbine kein unnötiger Strömungswiderstand aufgebaut wird, dessen Folge Energieverlust wäre.The radial turbine has an impeller with a running show on the rim, the single, plate-shaped Blades are connected to the impeller in such a way that they tangent to the main flow direction from the Combustion chamber (single chamber) emerging fuel gases lie. This has the advantage that when the Fuel gases from the combustion chamber into the radial turbine none unnecessary flow resistance is built up, the result Energy loss would be.

Die Laufschaufeln sind im Laufschaufelkranz der Radialtur bine so angeordnet, daß jeweils zwei benachbarte Lauf schaufeln kontinuierlich die Konvergenz der Düsenwandung fortsetzen. Hierdurch wird neben der Herabsetzung von Strömungswiderständen eine möglichst schnelle Füllung der Laufschaufelzwischenräume erreicht.The blades are in the blade ring of the radial door bine arranged so that two adjacent runs continuously scoop the convergence of the nozzle wall continue. In addition to the reduction of Flow resistances as quickly as possible Blade spaces reached.

Die Laufschaufeln des Laufschaufelkranzes sind auf einer längs ihres Umfangs geschlossenen Nabe angeordnet, so daß zwischen der Nabe und einer äußeren Ummantelung des Lauf rades ein lediglich durch die Brennkammerdüse und einen am Umfang der Radialturbine anschließenden Abgasstutzen nach außen offener, ansonsten geschlossener Raum gebildet ist.The blades of the blade ring are on one arranged along its circumference closed hub, so that between the hub and an outer casing of the barrel Rades only through the combustion chamber nozzle and an am Exhaust nozzle connecting circumference of the radial turbine an open, otherwise closed space is formed on the outside.

Vorteilhafterweise weist der Radialverdichter einen axial angeordneten Ansaugbereich auf, durch den Luft, insbeson dere unmittelbar im Bereich einer Turbinendrehachse an saugbar ist. Der zur Verdichtung der Luft benötigte radia le Weg von der Mitte des Verdichters bis zu seinem äußeren Umfang ist so optimal lang.The radial compressor advantageously has an axial arranged suction area, through the air, in particular the directly in the area of a turbine axis of rotation is absorbent. The radia needed to compress the air le way from the center of the compressor to its outer The scope is optimally long.

Besonders vorteilhaft ist es, wenn der Radialverdichter einen aus einem Mittelrohr und einem oder mehreren, vor zugsweise zwei, damit verbundenen Schenkelrohren gebilde ten Verdichterrotor aufweist, wobei Luft durch das sich um seine Längsachse drehende Mittelrohr angesaugt und durch Fliehkraft aus den radial gerichteten Schenkelrohren hin ausgedrückt wird. Durch diese Bauweise fällt der Radial verdichter insgesamt besonders flach aus. Außerdem sind die durch die Luftströmung verursachten Reibungsverluste besonders gering.It is particularly advantageous if the radial compressor one from a center tube and one or more preferably two leg tubes connected to it th compressor rotor, with air through the sucked and through its longitudinal axis rotating center tube Centrifugal force from the radially directed leg tubes is expressed. The radial falls due to this design overall, the compressor is particularly flat. Also are the friction losses caused by the air flow particularly low.

Vorzugsweise weist der Radialverdichter einen ringförmigen Umfangskanal mit einem Auslaß zur Brennkammer auf, wobei der Umfangskanal zur Aufnahme und Führung der aus den Schenkelrohren austretenden Luft zur Turbinenwelle hin offen ausgebildet ist.The radial compressor preferably has an annular shape Circumference channel with an outlet to the combustion chamber, wherein the circumferential channel for receiving and guiding the from Thigh pipes escaping air to the turbine shaft is open.

Weitere vorteilhafte Merkmale der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.Further advantageous features of the invention result from the subclaims.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachfolgend an hand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigtAn embodiment of the invention is described below hand of the drawings explained in more detail. It shows

Fig. 1 die Gasturbine in schematischer Vorderansicht, Fig. 1, the gas turbine in a schematic front view,

Fig. 2 eine um 90° gedrehte Vorderansicht der Gasturbine mit teilweiser Darstellung des Querschnitts, Fig. 2 shows a 90 ° rotated front view of the gas turbine with partial view of the cross section,

Fig. 3 einen Querschnitt durch die Gasturbine gemäß Schnittlinienverlauf III-III in Fig. 2, Fig. 3 shows a cross section through the gas turbine according to the section line III-III in Fig. 2,

Fig. 4 einen Querschnitt durch den Radialverdichter der Gasturbine gemäß Schnittlinienverlauf IV-IV in Fig. 2. Fig. 4 shows a cross section through the centrifugal compressor of the gas turbine according to section line IV-IV in Fig. 2.

Fig. 1 zeigt die insbesondere zum Antrieb von Kraftfahr zeugen geeignete Gasturbine, die im wesentlichen besteht aus einem Radialverdichter 10, einer Radialturbine 11 und einer Brennkammer 12. Fig. 1 shows the suitable gas turbine particular witness for driving of motor vehicles, which consists essentially of a centrifugal compressor 10, a radial turbine 11 and a combustor 12.

Der Radialverdichter 10 und die Radialturbine 11 sind auf einer gemeinsamen Turbinenwelle 13 angeordnet. Die Welle 13 dient zum einen zur Drehmomentenübertragung von einem Laufrad 14 der Radialturbine 11 auf einen Verdichterrotor 15 des Radialverdichters 10, zum anderen zur Drehmomenten übertragung auf die Antriebsräder eines Kraftfahrzeuges über ein hier nicht dargestelltes Untersetzungsgetriebe.The radial compressor 10 and the radial turbine 11 are arranged on a common turbine shaft 13 . The shaft 13 is used on the one hand for torque transmission from an impeller 14 of the radial turbine 11 to a compressor rotor 15 of the radial compressor 10 , and on the other hand for torque transmission to the drive wheels of a motor vehicle via a reduction gear, not shown here.

Die Brennkammer 12 erstreckt sich U-förmig quer zur Turbi nenwelle 13 und ist mit ihren Rohrschenkeln 16, 17 jeweils am Umfang des Radialverdichters 10 und der Radialturbine 11 angeschlossen. Die hierzu notwendige Richtungsänderung der Längsachse der Brennkammer 12 geschieht durch einen Krümmer 18, an dem beidseitig die Rohrschenkel 16, 17 an setzen.The combustion chamber 12 extends in a U-shape transversely to the turbine shaft 13 and is connected with its tubular legs 16 , 17 to the circumference of the radial compressor 10 and the radial turbine 11 , respectively. The necessary change in direction of the longitudinal axis of the combustion chamber 12 is done by a bend 18 , on both sides of the pipe legs 16 , 17 set.

Die zum Betrieb der Gasturbine notwendige Kraftstoffzufuhr erfolgt über eine in eine Einspritzdüse 19 mündende Kraft stoffleitung 20. Der zum Starten der Gasturbine notwendige Anlasser ist hier nicht dargestellt.The fuel supply required to operate the gas turbine is carried out via a fuel line 20 opening into an injection nozzle 19 . The starter required to start the gas turbine is not shown here.

Fig. 2 zeigt die sich vor dem Übergang in die Radialtur bine 11 verjüngende, eine Brennkammerdüse 21 bildende Brennkammer 12. Die Brennkammer 12 ist im Bereich des Rohrschenkels 16 sowie der geradlinig daran anschließenden Brennkammerdüse 21 parallel zur Querachse der Radialturbi ne 11 ausgerichtet. Die mit einem Pfeil 22 angedeutete Hauptströmungsrichtung der in Radialturbine 11 eintreten den Brenngase verläuft daher ebenfalls parallel zur Quer achse der Radialturbine 11 und trifft so ausgerichtet auf das mit Laufschaufeln 23 versehene Laufrad 14. Fig. 2 shows the tapering before the transition into the radial door 11 , forming a combustion chamber nozzle 21 , the combustion chamber 12 . The combustion chamber 12 is aligned in the region of the tubular leg 16 and the straight-line combustion chamber nozzle 21 parallel to the transverse axis of the radial turbine 11 . The main flow direction indicated by an arrow 22 of the fuel gases entering the radial turbine 11 therefore also runs parallel to the transverse axis of the radial turbine 11 and thus meets the impeller 14 provided with blades 23 .

Die plattenförmig ausgebildeten, einen Laufschaufelkranz 24 bildenden Laufschaufeln 23 sind derart zwischen Lauf radscheiben 25, 26 angeordnet, daß sie im Bereich der Brennkammerdüse 21 zu einem Zeitpunkt des in Richtung ei nes Pfeiles 27 rotierenden Laufrades 14 in Verlängerung der Längsachse der Brennkammer 12 liegen. Der Abstand der Laufschaufeln 23 voneinander ist dabei so gewählt, daß sich die Konvergenz der Wandung der Brennkammerdüse 21 stetig durch den sich vermindernden Abstand zweier Lauf schaufeln 23 fortsetzt.The plate-shaped, a blade ring 24 forming blades 23 are so arranged between the wheel disks 25 , 26 that they are in the region of the combustion chamber nozzle 21 at a time of the in the direction of egg nes arrow 27 rotating impeller 14 in extension of the longitudinal axis of the combustion chamber 12 . The distance of the blades 23 from each other is chosen so that the convergence of the wall of the combustion chamber nozzle 21 continuously by the decreasing distance between two blades 23 continues.

Die Laufschaufeln 23 des Laufrades 14 sind auf einer längs ihres Umfangs geschlossenen Nabe 28 angeordnet. Demzufolge ist zwischen der Nabe 28 und einer das Laufrad 14 einhül lenden Ummantelung 29 ein lediglich durch die Brennkammer düse 21 und einen Abgasstutzen 30 zur Abführung der Brenn gase aus der Radialturbine 11 nach außen in Richtung des Pfeils 31 offener, ansonsten geschlossener Raum gebildet.The blades 23 of the impeller 14 are arranged on a hub 28 which is closed along its circumference. Accordingly, between the hub 28 and the impeller 14 einhül lende casing 29 a nozzle only through the combustion chamber 21 and an exhaust pipe 30 for removing the combustion gases from the radial turbine 11 outward in the direction of arrow 31 open, otherwise closed space.

Bei einer Ausbildung der Brennkammer 12 mit mehreren hier nicht dargestellten Einzelbrennkammern ist es auch denk bar, die Einzelbrennkammern in der oben beschriebenen Wei se über jeweils eine Brennkammerdüse 21 an die Radialtur bine 11 anzuschließen, so daß eine Mehrfachbeaufschlagung dieser durch ausströmende Brenngase erfolgt. Durch diesen parallelen Anschluß ließe sich die Leistung der beschrie benen Gasturbine entsprechend der Anzahl der Einzelbrenn kammern erhöhen.In a design of the combustion chamber 12 with a plurality of individual combustion chambers, not shown here, it is also conceivable to connect the individual combustion chambers in the manner described above via a combustion chamber nozzle 21 to the radial door 11 , so that they are subjected to multiple emissions by the outflowing fuel gases. Through this parallel connection, the performance of the described gas turbine could be increased according to the number of individual combustion chambers.

Fig. 4 in Verbindung mit der Fig. 2 zeigt den Aufbau des Radialverdichters 10. Danach besteht der Verdichterrotor 15 aus einem Mittelrohr 32 und zwei radial gerichteten Schenkelrohren 33, 34. Das Mittelrohr 32 ist in Fortset zung der Turbinenwelle 13 an diese angeflanscht oder auf andere Weise fest mit dieser verbunden. Die Schenkelrohre 33, 34 erstrecken sich vom Mittelrohr 32 bis zu einem ringförmigen Umfangskanal 35. FIG. 4 in connection with FIG. 2 shows the structure of the radial compressor 10 . Thereafter, the compressor rotor 15 consists of a central tube 32 and two radially directed leg tubes 33 , 34 . The center tube 32 is in continuation of the turbine shaft 13 flanged to this or otherwise firmly connected to it. The leg tubes 33 , 34 extend from the central tube 32 to an annular circumferential channel 35 .

Die Ansauglauft strömt entlang des Pfeils 36 in das Mit telrohr 32 hinein, von dort in die mit diesem verbundenen Schenkelrohre 33, 34 und wird schließlich bei sich drehen dem Verdichterrotor 15 durch die Fliehkraft in Richtung des Umfangskanals 35 gedrückt. Der Durchmesser eines Schenkelrohres 33, 34 beträgt etwa 8 mm, während der Durchmesser des Mittelrohres 32 etwa 10 mm beträgt. Von Bedeutung ist in diesem Zusammenhang insbesondere das Ver hältnis der Durchmesser Schenkelrohr/Mittelrohr zueinan der.The intake air flows along the arrow 36 into the center tube 32 , from there into the leg tubes 33 , 34 connected to it, and is finally pressed against it by the centrifugal force 15 in the direction of the circumferential channel 35 . The diameter of a leg tube 33 , 34 is approximately 8 mm, while the diameter of the center tube 32 is approximately 10 mm. Of importance in this context is the ratio of the diameter of the leg tube to the center tube.

Der Umfangskanal 35 weist einen nahezu kreisringförmigen Querschnitt auf. In Richtung auf die Turbinenwelle 13 ist der Umfangskanal 35 umlaufend offen ausgebildet. Die aus den Schenkelrohren 33, 34 austretende Luft wird im Um fangskanal 35 geführt. Dieser weist einen in Turbinendreh richtung zunehmenden Querschnitt auf. Im Bereich des größ ten Querschnitts ist ein Auslaß 37 vorgesehen, der in den Rohrschenkel 16 übergeht. Der Umfangskanal 35 ist mit ei ner Außenwand 38 versehen, deren Abstand zur Turbinenwelle 13 in Turbinendrehrichtung zunimmt. Am Auslaß 37 bildet die Außenwandung 38 im Bereich ihres kleinsten Abstandes zur Turbinenwelle 13 eine Abrißkante 39. Die Drehrichtung der Welle 13 ist in der Fig. 4 mit dem Pfeil 40 angegeben.The circumferential channel 35 has an almost circular cross section. In the direction of the turbine shaft 13 , the circumferential channel 35 is designed to be open all the way round. The air emerging from the leg tubes 33 , 34 is guided in the intake channel 35 . This has an increasing cross-section in the direction of turbine rotation. In the area of the largest cross section, an outlet 37 is provided which merges into the pipe leg 16 . The peripheral channel 35 is provided with egg ner outer wall 38 , the distance to the turbine shaft 13 increases in the direction of turbine rotation. At the outlet 37 , the outer wall 38 forms a tear-off edge 39 in the region of its smallest distance from the turbine shaft 13 . The direction of rotation of the shaft 13 is indicated by the arrow 40 in FIG. 4.

Der Radialverdichter 10 ist mit einem Gehäuse aus zwei Halbschalen 41, 42 versehen, die im Bereich der Schnittli nie IV-IV lösbar miteinander verbunden sind. Die Halb schalen 41, 42 weisen jeweils mittige Öffnungen 43, 44 zum Durchtritt des Mittelrohres 32 bzw. der Turbinenwelle 13 auf. Mit der Radialturbine 11 ist das Gehäuse des Radial verdichters 10 bzw. die Halbschale 42 über einen nicht ge zeigten Flansch oder mittels einer Schweißverbindung ver bunden. Die Turbinenwelle 13 ist an mindestens zwei Stel len 45, 46, nämlich zwischen dem Radialverdichter 10 und der Radialturbine 11 sowie auf der Abtriebsseite der Tur binenwelle 13 gelagert.The radial compressor 10 is provided with a housing made of two half-shells 41 , 42 , which are never releasably connected to one another in the area of the cut lines IV-IV. The half-shells 41 , 42 each have central openings 43 , 44 for the passage of the central tube 32 or the turbine shaft 13 . With the radial turbine 11 , the housing of the radial compressor 10 or the half-shell 42 is connected via a flange (not shown) or by means of a welded connection. The turbine shaft 13 is at least two Stel len 45 , 46 , namely between the radial compressor 10 and the radial turbine 11 and on the output side of the turbine shaft 13 stored.

Die Halbschalen 41, 42 sind im Bereich der Öffnungen 43, 44 gewölbt, d.h. mit Abstand von den Schenkelrohren 33, 34 ausgebildet. Auf diese Weise werden im Inneren der Ra dialturbine bei hohen Umdrehungszahlen geringe Strömungs verluste erzielt. Zur Vermeidung von Nebenluft ist die Halbschale 41 im Bereich der Öffnung 43 gegenüber dem Mit telrohr 32 mit einer nicht gezeigten Gleitdichtung verse hen.The half-shells 41 , 42 are curved in the area of the openings 43 , 44 , that is to say they are formed at a distance from the leg tubes 33 , 34 . In this way, low flow losses are achieved in the interior of the Ra dialturbine at high speeds. To avoid secondary air, the half-shell 41 is hen in the region of the opening 43 with respect to the central tube 32 with a sliding seal, not shown.

Entgegen der Ausführung gemäß Fig. 3 ist die Ummantelung 29 der Radialturbine 11 in einer nicht gezeigten Ausfüh rungsform entsprechend der Außenwand 38 des Radialverdich ters 10 mit in umlaufender Richtung zunehmendem Abstand zur Turbinenwelle 13 ausgebildet. Im in Richtung des Pfeils 27 auf den Abgasstutzen 30 folgenden Bereich der Ummantelung 29 bis hin zur Brennkammerdüse 21 besteht dann der geringste radiale Abstand der Ummantelung 29 von der Turbinenwelle 13.Contrary to the embodiment according to FIG. 3, the shell is the outer wall 29 is formed ters of the radial turbine 11 in a manner not shown exporting approximate shape corresponding to 38 of Radialverdich 10 with increasing distance in the circumferential direction to the turbine shaft 13. In the region of the casing 29 following the exhaust pipe 30 in the direction of the arrow 27 up to the combustion chamber nozzle 21, there is then the smallest radial distance of the casing 29 from the turbine shaft 13 .

Gemäß Fig. 1 ist die Einspritzdüse 19 im Bereich des an den Auslaß 37 anschließenden Rohrschenkel 16 vorgesehen. Die Einspritzdüse 19 kann aber auch, wie Fig. 2 zeigt, im Krümmer 18, nahe dem Rohrschenkel 16 angeordnet sein.Referring to FIG. 1, the injection nozzle 19 is provided in the region of adjacent to the outlet 37 pipe leg 16. The injection nozzle 19 can also, as shown in FIG. 2, be arranged in the elbow 18 near the pipe leg 16 .

Der Querschnitt der Brennkammerdüse 21 im Bereich der Um mantelung 29 ist so bemessen, daß er größer ist als die Summe der Querschnitte in den beiden Schenkelrohren 33, 34. The cross section of the combustion chamber nozzle 21 in the region of the casing 29 is dimensioned such that it is greater than the sum of the cross sections in the two leg tubes 33 , 34 .

Bezugszeichenliste:Reference symbol list:

10 Radialverdichter
11 Radialturbine
12 Brennkammer
13 Turbinenwelle
14 Laufrad
15 Verdichterrotor
16 Rohrschenkel
17 Rohrschenkel
18 Krümmer
19 Einspritzdüse
20 Kraftstoffleitung
21 Brennkammerdüse
22 Pfeil
23 Laufschaufel
24 Laufschaufelkranz
25 Laufschaufelscheibe
26 Laufschaufelscheibe
27 Pfeil
28 Nabe
29 Ummantelung
30 Abgasstutzen
31 Pfeil
32 Mittelrohr
33 Schenkelrohr
34 Schenkelrohr
35 Umfangskanal
36 Pfeil
37 Auslaß
38 Außenwand
39 Abrißkante
40 Pfeil
41 Halbschale
42 Halbschale
43 Öffnung
45 Lager
46 Lager 10 radial compressors
11 radial turbine
12 combustion chamber
13 turbine shaft
14 impeller
15 compressor rotor
16 pipe legs
17 pipe legs
18 manifolds
19 injector
20 fuel line
21 combustion chamber nozzle
22 arrow
23 blade
24 blade ring
25 blade disc
26 rotor blade disc
27 arrow
28 hub
29 sheathing
30 flue gas spigot
31 arrow
32 center tube
33 leg tube
34 leg tube
35 circumferential channel
36 arrow
37 outlet
38 outer wall
39 tear-off edge
40 arrow
41 half-shell
42 half-shell
43 opening
45 bearings
46 bearings

Claims

1. Gas turbine, in particular for driving motor vehicles, consisting of a radial compressor, a Brennkam mer, and a radial turbine, characterized in that the radial compressor ( 10 ) and the radial turbine ( 11 ) are arranged side by side on a common shaft ( 13 ) and that the combustion chamber ( 12 ) connects the radial compressor ( 10 ) and the radial turbine ( 11 ) together at their periphery.

2. Gas turbine according to claim 1, characterized in that the combustion chamber ( 12 ) consists of one or more individual combustion chambers emerging from the radial compressor ( 10 ), which are preferably U-shaped and tubular legs ( 16. 17 ) which are transverse to Extend turbine shaft ( 13 ).

3. Gas turbine according to claim 1 or 2, characterized in that the combustion chamber ( 12 ) consists of a single combustion chamber which connects tangentially to the circumference of the Radialver poet ( 10 ) and passes parallel to the transverse axis of the radial turbine ( 11 ) in this.

4. Gas turbine according to claim 1 and one or more of the further claims, characterized in that the radial turbine ( 11 ) has an impeller ( 14 ) with a running ring ( 24 ), the individual, plate-shaped blades ( 23 ) so directed with the Impeller ( 14 ) are connected so that they are in the region of a transition of the combustion chamber ( 12 ) into the radial turbine ( 11 ) forming the combustion chamber nozzle ( 21 ) parallel to the main flow direction of the combustion gases ( 12 ) emerging from the combustion chamber.

5. A gas turbine according to claim 4 and one or more of the further claims, characterized in that the rotor blades ( 23 ) of the radial turbine ( 11 ) are arranged in such a way that the further claims, characterized in that the rotor blades ( 23 ) are closed on one along their circumference Hub ( 28 ) of the impeller ( 14 ) are arranged, the type that between the hub ( 28 ) and a casing ( 29 ) of the impeller ( 14 ) only through the Brennkammerdü sen ( 21 ) and an exhaust pipe ( 30 ) to the outside open, otherwise closed space is formed.

7. Gas turbine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the radial compressor ( 10 ) has an axially arranged suction area through which air can be sucked axially, in particular directly in the area of a compressor axis of rotation.

8. Gas turbine according to one of claims 1 to 7, characterized in that the radial compressor ( 10 ) one from a central tube ( 32 ) and one or more, preferably two, connected leg tubes ( 33 , 34 ) GE formed compressor rotor ( 15 ) Air being sucked in through the center tube ( 32 ) rotating about its longitudinal axis and forced out of the radially directed leg tubes ( 33 , 34 ) by centrifugal force.

9. Gas turbine according to claim 7 or 8, characterized in that the radial compressor ( 10 ) has an annular peripheral channel ( 35 ) with an outlet ( 37 ) to the combustion chamber ( 12 ), the peripheral channel ( 35 ) for receiving and guiding the the leg tubes ( 33 , 34 ) escape the air to the turbine shaft ( 13 ) is open.

10. Gas turbine according to claim 9, characterized in that the annular circumferential channel ( 35 ) has a direction of rotation of the turbine shaft ( 13 ) increasing cross-section, the outlet ( 37 ) to the combustion chamber ( 12 ) being provided in the largest cross-section .

11. A gas turbine according to claim 9 or 10, characterized in that an outer wall (38) being spaced from the turbine shaft (13) of the perimeter channel (35) which increases in the direction of rotation of the shaft (13), said outlet (37) for Combustion chamber ( 12 ) with an opening and a tear-off edge ( 39 ) is provided between a section of the outer wall ( 38 ) with the largest and a section of the outer wall ( 38 ) with the smallest distance from the shaft ( 13 ).

12. Gas turbine according to one of claims 1 to 11, characterized in that the radial compressor ( 10 ) has a special in particular from two half-shells ( 41 , 42 ) existing housing, each centrally with an opening ( 43 , 44 ) for receiving the turbine shaft ( 13 ) are provided and which are curved to form a cavity between themselves and the compressor terrotor ( 15 ) in the region of the openings ( 43 , 44 ).

13. Gas turbine according to one of claims 8 to 12, characterized in that the tubes ( 32 , 33 , 34 ) of the compressor rotor ( 15 ) each have constant round cross-sections, in particular with a ratio of the diameter water each a leg tube to the central tube in height of 4: 5, preferably the diameter of each ken tube ( 33 , 34 ) 8 mm and the diameter of the central tube res ( 32 ) is 10 mm.