DE730168C

DE730168C - Gas turbine with constant pressure combustion

Info

Publication number: DE730168C
Application number: DEA68608D
Authority: DE
Inventors: Alf Lysholm
Original assignee: Milo AB
Current assignee: Milo AB
Priority date: 1933-02-11
Filing date: 1933-02-11
Publication date: 1943-01-07

Description

Gasturbine mit Gleichdruckverbrennung Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit Gleichdruckv erbrennung, welche mit Antriebstemperaturen des Treibmittels von mindestüns 527° C arbeitet. Vorzugsweise betrifft die Erfindung solche Turbinen, die mit einem verhältnismäßig niedrigen Anfangs-'druck, etwa ¢ bis io atü, arbeiten. Soweit bisher Vorschläge zur Benutzung von voll beaufschlagten Axialturbinen für Betrieb mit Gleichdruckverbrennung bekanntgeworden sind, lehnen sich diese Vorschläge hinsichtlich der Ausbildung der Axialturbinen im wesentlichen an die bekannten Vorbilder des Dampfturbinenbaues an. Indessen sind die axialen Dampfturbinen, selbst wenn sie für den Dampfbetrieb günstige Ergebnisse zeitigen, für die Durchführung des Gleichdruckverbrennungsv erfahrens für Gasturbinen nicht brauchbar.Gas turbine with constant pressure combustion The invention relates to a Gas turbine with constant pressure combustion, which with drive temperatures of the propellant of at least 527 ° C works. The invention preferably relates to such turbines which work with a relatively low initial pressure, about ¢ to 10 atm. So far as suggestions for the use of fully loaded axial turbines for Operation with constant pressure combustion have become known, these suggestions lean with regard to the design of the axial turbines essentially to the known models of steam turbine construction. Meanwhile, the axial steam turbines are, even if they produce favorable results for steam operation, for the implementation of the Constant pressure combustion process for gas turbines not useful.

Die Erfindung bezweckt, eine Gasturbine mit Gleichdruckv erbrennung zu schaffen, bei der die besonderen Voraussetzungen des Betriebes darin liegen, daß die Eintrittstemperaturen des Treibmittels bei mindestens 527° C und verhältnismäßig niedrigen Anfangsdrücken liegen. Hinsichtlich dieser beiden Bedingungen unterscheidet sich grundsätzlich das zur Durchführung zu bringende Gleichdruckverbrennungsverfahren von dem Dampfturbinenbetriebsverfahren insofern, als hier wesentlich geringere Anfangstemperaturen und wesentlich höhere Anfangsdrücke des Dampfes üblich sind. Die Lösung der Aufgabe einer zur Durchführung des Gleichdruckverbrennungsverfahrens geeigneten voll beaufschlagten und axial durchströmten Gasturbine erfolgt gemäß der Erfindung dadurch, daß der voll beaufschlagte mittlere Laufschaufeldurchmesser an der Eintrittsseite der Turbine so klein gewählt ist, daß die Umfangsgeschwindigkeit der Laufschaufeln den Wert von etwa ioo m/s erhält, und bei welcher sowohl der Außendurchmesser des Laufschaufelträgers als auch der mittlere Laufschaufeldurchmesser von der Eintrittsseite zur Austrittsseite hin ständig zunehmen und die wirksame Laufschaufellänge auf der Eintrittsseite wenigstens io, vorzugsweise 15 bis 2o % des mittleren Laufschaufeldurchmessers beträgt.The aim of the invention is to create a gas turbine with equal pressure combustion, in which the particular requirements for operation are that the inlet temperatures of the propellant are at least 527 ° C. and relatively low initial pressures. With regard to these two conditions, the constant pressure combustion process to be carried out differs fundamentally from the steam turbine operating process insofar as significantly lower initial temperatures and significantly higher initial pressures of the steam are common here. The object of a fully loaded gas turbine with an axial flow through which is suitable for carrying out the constant pressure combustion process is achieved according to the invention in that the fully loaded mean rotor blade diameter on the inlet side of the turbine is selected to be so small that the circumferential speed of the rotor blades is approximately 100 m / s, and in which both the outer diameter of the blade carrier and the mean blade diameter increase continuously from the inlet side to the outlet side and the effective blade length on the inlet side is at least 10 %, preferably 15 to 20% of the mean blade diameter.

Bei Innehaltung der relativ niedrigen Umfangsgeschwindigkeit ist es möglich, die Laufschaufelbeanspruchungen trotz der hohen Eintrittstemperaturen des Treibmittels innerhalb der Grenzen zu halten, die mit üblichen Baustoffen beherrschbar sind. Die Vorschrift, den mittleren Laufschaufeldurchmesser so gering wie möglich zu machen, ist für Axialdampfturbinen nicht so zwingend, da diese ja mit wesentlich geringeren Eintrittstemperaturen ,und deiiigemäß auch geringen Baustoffbeanspruchungen arbeiten. .If the relatively low peripheral speed is maintained, it is possible to reduce the stresses on the rotor blades despite the high inlet temperatures of the Keep propellant within the limits that are manageable with common building materials are. The requirement to keep the mean blade diameter as small as possible To do this is not so essential for axial steam turbines, as these are essential lower inlet temperatures , and accordingly also low building material loads work. .

Wird gemäß der Erfindung die Bauschaufellänge mit wenigstens 1o, vorzugsweise 15 bis 20 °%o des mittleren Laufschaufeldurchinessers bestimmt, dann ergibt sich eine Laufschaufelbauart, die bisher im Danipfturbinenbau nicht angewendet worden ist. Vielmehr waren hier bei Turbinen mit von der Eintrittsseite nach <lern Auslaß ztt ständig zunehmendem Durchmesser die Laufschaufellängen bei voll beaufschlagten Turbinen gewöhnlich mit 2 bis .I °1o des mittleren Laufschaufeldurchmessers bestimmt. Diese geringe Laufschaufellänge ist bei Dampfturbinen durchaus zulässig. da ja wegen der relativ geringen Anfangstemperaturen im Dampfturbinenbetrieb die Spiele so gering werden, daß derartig kurze Laufschaufeln hinsichtlich der Undichtigkeitsverluste unbedenklich sind. Wollte man aber diese im Dampfturbinenbau übliche Bauart im Gleichdruckverbrennungsverfahren bei Gasturbinen anwenden, so würden sich infolge der wesentlich höheren Eintrittstemperaturen Spiele von solcher Größe ergeben, tlaß die daraus entstehenden Undichtigkeitsverluste die Erreichung eines praktisch brauchbaren thermodvnamischen Wirkungsgrades in der Axialturbine ausschließen müßten. Wird dagegen gemäß der Erfindung bei einer voll beaufschlagten Axialturbine die Regel angewendet, die Laufschaufellänge auf der Eintrittsseite mit wenigstens i o, insbesondere i 5 bis 2o o'o des mittleren Laufschaufeldurchinessers zu bemesseil, so ergibt sich eine Bauart, welche für den Gasturbinenbetrieb besonders günstig ist. und zwar aus folgenden Gründen: Wird die Laufschaufel verhältnismäßig lang, so wird sie mit zunehmender Länge unempfindlicher gegen Undichtigkeitsverluste. Diese Unempfindlichkeit erlaubt aber, größeres Spiel -zwischen Laufschaufeln und Gehäuse oder Leitschaufeln -zuzulassen, und das ist insofern gerade für den Gasturbinenbau entscheidend, als dieses größere Spiel größere Kriechungen zuläßt, die bei den hohen Eintrittstemperaturen des Gleichdruckverbrennungsverfahrens unvermeidbar sind, sofern man die Turbine finit ausreichendem tlierino-(lvnatnischem Wirkungsgrad betreiben will.If, according to the invention, the construction blade length is determined to be at least 10, preferably 15 to 20% o, of the mean rotor blade diameter, then the result is a rotor blade design that has not previously been used in Danipp turbine construction. Rather, in the case of turbines with a diameter that is constantly increasing from the inlet side to the outlet, the blade lengths for fully loaded turbines were usually determined to be 2 to 1 ° of the mean blade diameter. This short blade length is absolutely permissible in steam turbines. because, because of the relatively low initial temperatures in steam turbine operation, the clearances are so small that such short blades are harmless with regard to leakage losses. However, if one wanted to use this type of construction common in steam turbine construction in the constant pressure combustion process for gas turbines, the significantly higher inlet temperatures would result in games of such magnitude that the resulting leakage losses would have to preclude the achievement of a practically useful thermodynamic efficiency in the axial turbine. If, on the other hand, according to the invention, with a fully loaded axial turbine, the rule is applied to measure the blade length on the inlet side with at least io, in particular i 5 to 2o o'o of the mean blade diameter, a design results which is particularly favorable for gas turbine operation . for the following reasons: If the rotor blade becomes relatively long, it becomes less sensitive to leakage as the length increases. This insensitivity, however, allows greater play between the rotor blades and the casing or guide vanes, and this is particularly important for gas turbine construction, as this greater play allows greater creep, which is unavoidable at the high inlet temperatures of the constant pressure combustion process, provided that the turbine is finite wants to operate with sufficient Italian efficiency.

Die Lehre, den Durchmesser der Eintrittslaufschaufelkränze so gering wie möglich zu bemessen, steht finit den Erfahrungen des Dampfmaschinenbaues zwar in :einem Widerspruch; denn bei voll beaufschlagten Dampfturbinen führt wegen der Berücksichtigung der Parsonschen Kennzahl die `Fahl eines kleinen, mittleren Laufschaufeldurchniessers im Eintritt zu einer unzulässigen Vermehrung der Stufenzahlen, also zu Baulängen, die, wie die ersten Parsonturbinen lehren, deren Durchmesser itii Eintritt bekanntlich gering war, unbrauchbare Axialturbinenbauarten ergeben. Sprechen also diese Erfahrungen des Dampfmaschinenbaues an sieh gegen die Wahl zu kleiner Eintrittsraddurchmesser, so ergibt die nähere Überlegung. daß gegen die Anwendung dieser geringen Eintrittsdurchmesser bei Gasturbinen keine Bedenken bestehen, und zwar deshalb nicht, weil, besonders wenn die Turbine in niedrigen Anfangsdruckgebieten arbeitet, das Gefälle innerhalb der Turbine verhältnismäßig gering, jedenfalls viel geringer ist als in einer Dampfturbine. Das steht auch im Zusammenhang damit, daß das Treil)-mittel einer solchen Gasturbine, niinlich Brenngase, eine wesentlich geringere spezifische Wärme hat als das Betriebsmittel der Dampfturbine, dessen spezifische @N'ärine etwa doppelt so groß ist. Infolgedessen ist der Temperaturabfall in den einzelnen Stufen der Gasturbine ein wesentlich größerer als in der Dampfturbine, so <1a1 die Wahl des kleinen Eintrittsraddurchmessers, der bei der Dampfturbine zu unbrauchbaren Baulängen führt, bei der Gasturbine mit Gleichdruckverbrennung diesen Übelstand nicht mit sich bringen kann, so daß also eine solche Gasturbine, obgleich siemit kleinemEintrittsraddurchrnesser gebaut ist, nicht zu unbrauchbaren Baulängen führen kann.The doctrine, the diameter of the inlet blade rings so small to be measured as possible, is finite to the experience of steam engine construction in: a contradiction; because with fully loaded steam turbines leads because of the Taking into account the Parson key figure, the `pale of a small, medium-sized rotor blade diameter in the event of an inadmissible increase in the number of steps, i.e. construction lengths, which, as the first Parson turbines teach, whose diameter itii inlet is known to be was small, resulted in unusable axial turbine designs. So speak these experiences of the steam engine construction look against the choice of too small inlet wheel diameters, so the closer consideration results. that against the use of this small inlet diameter there are no concerns with gas turbines, and not because, especially when the turbine is operating in low initial pressure areas, the gradient is within the turbine is relatively small, in any case much smaller than in a steam turbine. This is also connected with the fact that the fuel of such a gas turbine, In fact, fuel gases have a significantly lower specific heat than the operating medium the steam turbine, whose specific @ n'ärine is about twice as large. Consequently the temperature drop in the individual stages of the gas turbine is significantly greater than in the steam turbine, so <1a1 the choice of the small inlet wheel diameter, which leads to useless overall lengths in the steam turbine, with the gas turbine Constant pressure combustion cannot bring this disadvantage with it, so that such a gas turbine, although it is built with a small inlet wheel diameter, cannot lead to unusable overall lengths.

Der geringe, mittlere Laufschaufeldurchinesser an der Eintrittsseite der Gasturbine bedingt auch, daß die Turbinenwelle nahe an die heiße Eintrittsseite herankommt, so daß die Welle schnell erwärmt wird. was wegen der Erreichung einer möglichst gleichmäßigen Wärmeausdehnung aller Bauteile gerade für den hohen Temperaturbereich der Gasturbine im Interesse der Herabsetzung des Spieles anzustreben ist.The low, average blade diameter on the inlet side the gas turbine also means that the turbine shaft is close to the hot inlet side approaches so that the shaft is heated quickly. what about achieving a As uniform as possible thermal expansion of all components, especially for the high temperature range the gas turbine is to be aimed for in the interest of reducing the backlash.

Bei Gasturbinenanlagen, in denen eine möglichst weitgehende Ausnutzung des verfügbaren Wärmegefälles durchgeführt werden :oll. wird zweckmäßig das Verhältnis von Laufschaufellänge zu mittlerem Laufschaufeldurchmesser etwa ebenso groß gehalten wie an der T:intrittsseite, derart. <laß die Laufschaufellängen io, insbesondere 15 bis 200'o der ständig wachsenden mittleren Laufschaufeldurchmesser betragen.In gas turbine systems in which the greatest possible utilization of the available heat gradient: oll. the ratio becomes appropriate from the blade length to the mean blade diameter kept about the same like on the T: intrittsseite, like that. <let the blade lengths ok, in particular 15 to 200 o of the constantly growing mean blade diameter.

Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in den Zeichnungen dargestellt.Embodiments of the invention are shown in the drawings.

Es zeigen: Fig. i eitlen halben Axialschnitt durch eine hr'eiselverdichteraxialturbinengruppe, Fig.2 eine Stirnansicht der Turbine. von der Auspuffseite gesehen.They show: FIG. 1, a half axial section through a rotary compressor axial turbine group, Fig. 2 is an end view of the turbine. seen from the exhaust side.

In einem gemeinsamen Gehäuse liegen ein `'erdichten rl und eine Axialturbine B. beide auf derselben Welle. Die Welle ist eine Hohlwelle, die aus mehreren Rohrteilen besteht, die durch die Verbindungen i, 2 miteinander verbunden und beiderseits in Endlagern 3 und 4. gelagert sind. Zur Unterstützung der Welle in der Mitte ist ferner noch ein' Zwischenlager 5 vorgesehen.In a common housing there are a `` '' forged rl and an axial turbine B. both on the same shaft. The shaft is a hollow shaft made up of several pipe parts consists of that connected to one another by the connections i, 2 and are stored on both sides in repositories 3 and 4. To support the wave in the middle is also an 'intermediate storage 5 is provided.

Der Verdichter saugt die bei 6 eintretende Luft an und verdichtet sie auf beispielsweise. 3 atü. Die verdichtete Luft tritt am Ende des Verdichters durch den Ringspalt 7 aus, geht in Richtung des Pfeiles um die Brennkammer 8 herum nach hinten, um durch die Öffnung 9 in das Innere der Brennkammer einzutreten. Dieser ist eine Mehrzahl von Trichtern i o vorgeschaltet, durch deren Öffnung i i ein Hauptluftstrom eintritt, in den mittels einer Anzahl gleichmäßig über den Umfang verteilter Düsen 12 Brennstoff, z. B. Rohöl, eingespritzt wird. Der Brennstoff wird in bekannter Weise gezündet. Infolge der Verbrennung des Brennstoffes in der Brennkammer 8 wird das Treibmittel auf mindestens 527° C erhitzt. Es tritt mit dieser Temperatur durch den an die Brennkammer 8 anschließenden Ringkanal 13 in die Turbine ein. Der mittlere Durchmesser der ersten Räder ist so niedrig wie möglich gehalten, er sei z. B. bei einer Turbine gemäß Fig. i etwa Zoo mm. Die Laufschaufellänge x sei gemäß der Erfindung 20'/, des mittleren Laufschaufeldurchmessers, also etwa 4.o mm. In der in Fig. i dargestellten Ausführungsform der Erfindung kann die Gasturbine als Antriebsmaschine für ein Propellerfahrzeug, z. B. ein Flugzeug, verwendet werden. Für diesen Fall braucht nicht die volle ausnutzbare Energie des heißen Treibmittels in den Turbinenschaufeln verwertet zu werden. Man kann aus der letzten Stufe der Axialturbine die Gase mit hoher Geschwindigkeit nach außen austreten lassen. Die Rückstoßkraft bringt einen Raketeneffekt, der das Flugzeug nach vorn treibt.The compressor sucks in the air entering at 6 and compresses it them on for example. 3 atü. The compressed air enters the end of the compressor through the annular gap 7, goes around the combustion chamber 8 in the direction of the arrow to the rear to enter the interior of the combustion chamber through the opening 9. This a plurality of funnels i o are connected upstream, through the opening i i of which a main air flow is present enters by means of a number of nozzles evenly distributed over the circumference 12 fuel, e.g. B. crude oil is injected. The fuel is known in Way ignited. As a result of the combustion of the fuel in the combustion chamber 8 the propellant heated to at least 527 ° C. It passes through at this temperature the annular channel 13 adjoining the combustion chamber 8 into the turbine. The middle one The diameter of the first wheels is kept as low as possible. B. at a turbine according to FIG. 1 about zoo mm. The blade length x is assumed according to the invention 20 '/, of the mean blade diameter, i.e. about 4.o mm. In the in Fig. I The illustrated embodiment of the invention can use the gas turbine as a prime mover for a propeller vehicle, e.g. B. an airplane can be used. In this case does not need the full usable energy of the hot propellant in the turbine blades to be exploited. You can use the gases from the last stage of the axial turbine let out at high speed. The recoil force brings you Rocket effect propelling the aircraft forward.

Die Brennkammer 8 ist in dem beschriebenen Ausführungsbeispiel ein ringförmiger Behälter, dessen Querschnitt aus Fig. i ersichtlich ist und der etwa wie ein hohler Mantel das Turbinengehäuse umgibt. Durch die Brennkammer 8 führen auf der dem Verdichter benachbarten Seite Kanäle 32 hindurch, so daß die vom Verdichter 7 kommende Luft, durch diese Kanäle 32 streichend, zwischen Turbinengehäuse und der inneren Wandung 15 der Brennkammer hindurchstreichen kann. Ein Teil der vom Verdichter gelieferten Luft geht auf dem durch den Pfeil 16 angedeuteten Wege um die Außenwandung der Brennkammer 8 herum und tritt vor der ersten Laufschaufel 17 in den gemäß Pfeil 18 in die Turbine eintretenden heißen Treibmittelstrom ein. Diese Abscheidung eines Teiles der Verdichter= Luft entlang dem Wege des Pfeiles 16 hat den Zweck, die Dichtung i9 und das Lager 5 gegen Hitzeeinstrahlung von der Brennkamcner aus zu schützen.The combustion chamber 8 is a in the described embodiment annular container, the cross section of which can be seen from Fig. i and the approximately like a hollow jacket surrounds the turbine housing. Guide through the combustion chamber 8 on the side adjacent to the compressor channels 32 therethrough, so that the from the compressor 7 incoming air, stroking through these channels 32, between the turbine housing and the inner wall 15 of the combustion chamber can pass through. Part of the Air supplied to the compressor goes around on the path indicated by the arrow 16 the outer wall of the combustion chamber 8 and occurs in front of the first rotor blade 17 into the hot propellant flow entering the turbine according to arrow 18. These Separation of part of the compressor = air along the path of arrow 16 has the purpose, the seal 19 and the bearing 5 against heat radiation from the combustion chamber from protecting.

Der Gesamtaufbau ist folgender: Das V erdichtergehäuse besteht in an sich bekannter Weise aus Gehäuseabschnitten 2o, 21, 22. Der letztere enthält den Lufteinlaßkanal 6 und auf der Stirnseite das Lager 3. Anden Gehäuseabschnitt 2i ist eine Blechwand 23 angeschweißt, die in der Mitte das Zwischenlager 5 trägt. An der Blechwand ist ein Ring 24 befestigt, z. B. angeschweißt, der dazu dient, um das Turbinengehäuse zu halten und zu zentrieren, und zwar in folgender Weise: Das linke Ende des Turbinengehäuses 25 läuft in einen Flansch 26 aus, der in einen Ringflansch 27 endet. Dieser Ringflansch 27 umschließt den Ring 24 und ist mit diesem durch eine ausdehnungsfähige Stiftverbindung 54 verbunden, so daß sich etwaige radiale Ausdehnungen und daraus sich ergebende Veränderungen der Durchmesser des Ringes 24 und des Ringflansches 27 angleichen können.The overall structure is as follows: The compressor housing consists of in a manner known per se from housing sections 2o, 21, 22. The latter contains the air inlet duct 6 and on the front side the bearing 3. Andes housing section 2i a sheet metal wall 23 is welded on, which carries the intermediate bearing 5 in the middle. A ring 24 is attached to the sheet metal wall, e.g. B. welded on, which serves to to hold and center the turbine casing in the following way: The left end of the turbine housing 25 runs into a flange 26 which is in a Annular flange 27 ends. This annular flange 27 encloses the ring 24 and is with this connected by an expandable pin connection 54, so that any radial Expansion and resulting changes in the diameter of the ring 24 and the annular flange 27 can match.

In der Wandung des Flansches 26 befinden sich Durchbrechungen 27, durch welche Kanäle 32 hindurchgehen, die ihrerseits wieder einen Ringraum 3 i umschließen, dessen rechte, ringförmige Öffnung 13 unmittelbar gegen die Eintrittsseite der Turbine öffnet.In the wall of the flange 26 there are openings 27 through which channels 32 pass, which in turn enclose an annular space 3 i, the right, annular opening 13 of which opens directly towards the inlet side of the turbine.

Gemäß der Erfindung ist das ganze Turbinengehäuse einteilig ohne Trennfugen hergestellt und eignet sich daher besonders gut für hohe Betriebstemperaturen, für welche sich ein geteiltes Turbinengehäuse weniger eignen würde. Der Durchmesser des Turbinengehäuses 25 nimmt, wie Fig. i erkennen 1ä ßt, von Stufe zu Stufe treppenförmig zu, auch das Innere des Gehäuses ist treppenförmig ausgebildet. Die Wandungen sind verhältnismäßig schiwach, was wegen der ungeteilten Ausführung des Gehäuses zulässig ist und den Vorteil mit sich bringt, daß die Gehäusewandungen die Betriebstemperatur schnell annehmen können und -in gleicher `'reise erwärmt werden wie die Welle, bei welcher die Wärmezufuhrverhältnisse günstiger liegen. Der Läufer besteht aus einer Hohlwelle 33, auf deren äußerem Umfange, aus einem Stück mit ihr bestehend, die Scheiben 3..1. angeordnet sind. In diesen sind die Laufschaufeln mit Hilfe von bekannten Verbindungen, z. B. Schwalbenschwanz und -Nut, befestigt und diese Verbindung durch zusätzliche Schweißung insbesondere gegen ungünstige Einflüsse der Kriechung gesichert.According to the invention, the entire turbine housing is in one piece without parting lines manufactured and is therefore particularly suitable for high operating temperatures, for which a split turbine housing would be less suitable. The diameter The turbine housing 25 takes, as FIG to, the interior of the housing is also designed in the shape of a staircase. The walls are relatively weak, which is permissible because of the undivided design of the housing is and has the advantage that the housing walls the operating temperature can accept quickly and be warmed up in the same '' journey as the wave which the heat supply conditions are more favorable. The runner consists of one Hollow shaft 33, on the outer circumference, consisting of one piece with it, the Washers 3..1. are arranged. In these the blades are with the help of known ones Connections, e.g. B. dovetail and groove attached and this connection through additional weld, in particular, secured against adverse effects of creep.

Die Leitvorrichtung besteht aus einer Anzahl von Leitscheibenkränzen 37 mit Z-winkelförmigem Querschnitt. Mit diesen sind die Leitschaufeln verbunden, die ihrerseits wieder mit den zugehörigen Leitscheiben 39 verbunden und durch Sch@veißung4o gesichert sind.The guide device consists of a number of guide disk rings 37 with a Z-angled cross section. With these the guide vanes are connected, which in turn are connected to the associated guide disks 39 and secured by Sch @veißung4o.

An das Verdichtergehäuse schließt sich nach hinten ein Außengehäuse 41 an, das hinten in einen Ringflansch .42 endet, der mit dem Gehäuse beispielsweise durch Schweißung bei .I3 verbunden ist. An diesen Flansch angeschlossen ist ein ringförmiges Blech .L.1., an cvelches der trichterförmige Auslaß .15 des Turbinengehäuses 23 angeschlossen ist. Innerhalb des trichterförmigen Auslasses 4.5 sind zweckmäßig mit stromlinienförmigem Querschnitt ausgestattete Tragrippen 4.6 angeordnet, die mit Hilfe eines Ringbleches -.7 das Endlager .I tragen. Die Nabe der Turbine und das Endlager sind mit einer stromlinienförmig nach hinten verlaufenden Kappe 48 nach außen abgedeckt, deren größter Außendurchinesser dort liegt, wo die Kappe an den letzten Schaufelkranz herangeht. \ach hinten ist die Kappe in eine gut abgerundete Spitze .4g ausgezogen. Die Ausbildung dieser Kappe hat den Zweck, eine verlustlose Abströmung der Abgase aus der Turbine nach hinten zu ermöglichen, was inbesondere dann wichtig wird, wenn die Turbine als Raketenturbine @virken soll.An outer housing closes at the rear of the compressor housing 41, which ends at the back in an annular flange .42, which is connected to the housing, for example connected by welding at .I3. Connected to this flange is a ring-shaped sheet metal .L.1., on cvelches the funnel-shaped outlet .15 of the turbine housing 23 is connected. Within the funnel-shaped outlet 4.5 are appropriate with a streamlined cross-section equipped support ribs 4.6 arranged, the Carry the repository .I with the help of a ring plate -.7. The hub of the turbine and the end bearings are provided with a streamlined rearwardly extending cap 48 covered to the outside, the largest outer diameter is where the cap is approaches the last blade ring. \ at the back the cap is in a well rounded shape Tip .4g extended. The purpose of this cap is to make it lossless To allow the exhaust gases to flow backwards from the turbine, something in particular then becomes important when the turbine is supposed to @virken as a rocket turbine.

Die Scheibe 4..1., an deren innerem -Umfang das Turbinengehäuse mit seinem Auslaßventil :I5 befestigt ist, wird erfindungsgemäß mit solcher -Nachgiebigkeit ausgestattet, indem der Blechring44 entsprechend dünn gemacht wird, daß die verschiedenen Ausdehnungen des äußeren Gehäuses .ti und des inneren Turbinengehäuses 25 hier ausgeglichen werden können. Da das Endlager .1 als Axiallager ausgebildet ist und seinerseits wieder im Turbinenauslaß 45 liegt, so ist dadurch gewährleistet, daß einerseits auch die Welle sich ungehindert ausdehnen kann, und zwar in gleichem Maße wie das Gehäuse, wodurch Ausdehnungsunterschiede in axialer Richtung zwischen Läufer und Gehäuse auf ein kleines Maß herabgesetzt werden.The disk 4..1., On the inner circumference of which the turbine housing its outlet valve: I5 is attached, is according to the invention with such compliance equipped by making the sheet metal ring44 thin enough that the various Expansions of the outer housing .ti and the inner turbine housing 25 are balanced here can be. Since the end bearing .1 is designed as an axial bearing and in turn is again in the turbine outlet 45, this ensures that on the one hand the wave can also expand unhindered to the same extent as that Housing, whereby expansion differences in the axial direction between the rotor and Housing can be reduced to a small level.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Fully loaded and axially flowed gas turbine with constant pressure combustion of the propellant and with at least 527 ° C inlet temperature of the propellant at the first stage, characterized in that the fully loaded mean rotor blade diameter on the inlet side of the turbine is selected so small that the peripheral speed of the rotor blades is the value of about ino m / s and at which both the outer diameter of the blade carrier and the mean blade diameter continuously increase from the inlet side to the outlet side and the effective blade length on the inlet side at least io, preferably i ,; to 2o ° /, of the mean blade diameter. Gas turbine with constant pressure combustion of the propellant according to Claim i, characterized in that the ratio of rotor blade length to average rotor blade diameter remains practically the same in all turbine stages. 3. Gas turbine with constant pressure: combustion according to claim i with an inlet chamber annularly surrounding the turbine shaft at the turbine inlet, characterized in that this inlet chimney (3 ") is provided directly with a combustion chamber (8). Gas turbine with constant pressure combustion of the propellant according to claim i, characterized in that the connecting piece (26-) of the turbine housing lying on the inlet side of the turbine has several openings (27 @) through which passages (32) pass through which the combustion chamber (S) Gas turbine with constant pressure combustion of the propellant according to claim i, characterized in that between the combustion chamber (@) and the inlet chamber (3i) and the parts adjacent to them (turbine housing 25, casing .1i, end wall 23, seals ig ;, There are shelters through which the cold propellant flows and thus the gen Anten parts from overheating due to the high temperatures of the combustion chamber (8) 'and. Protect the inlet chamber (31) . Gas turbine with a constant-pressure combustion of the propellant according to claim i and 5, characterized in that the fuel introduction zurBrennkammer (8) len at its Lie on the turbine outlet g Y e Il (end SUC-t.. Gas turbine with constant-pressure combustion of the propellant according to claim i, 5 and 6, characterized by such an arrangement of the protective spaces that all of the air supplied by the compressor (A i) is preheated on its walls before it enters: the combustion chambers (S), completely enveloping them. B. Gas turbine with constant pressure combustion of the propellant according to claim i , characterized in that the cold propellant flow (air flow) is split into two partial flows before entering the combustion chamber (8), the main flow of which enters the mixing funnel (to) upstream of the combustion chamber inlet openings (9), which are spaced apart between fuel nozzles (1a) and combustion chamber inlet openings (9) are arranged and from which the main propellant flow exits with the rest hen propellant stream enters the combustion chamber (8) as a unit. 9. Gas turbine with constant pressure combustion of the propellant according to claim r, characterized in that a streamlined rearwardly tapering end cap (q.8) is connected to the inner circumference of the turbine outlet for the purpose of lossless outflow of the propellant.