DE869572C

DE869572C - Gas turbine plant with device for partial load control

Info

Publication number: DE869572C
Application number: DEE1971A
Authority: DE
Inventors: Ernest George Sterland
Original assignee: English Electric Co Ltd
Current assignee: English Electric Co Ltd
Priority date: 1945-12-13
Filing date: 1950-08-19
Publication date: 1953-03-05

Description

Gasturbinenanlage mit Einrichtung zur Teillastregelung Gegenstand der Erfindung ist eine Gasturbinenanlage mit wenigstens zwei Turbinen, von denen die eine äußere Nutzleistung innerhalb eines weiten Drehzahlbereiches, z. B. für Schiffsschraubenantrieb, erzeugt, während die andere innerhalb eines weiten Drehzahlbereiches einen aerodynamischen Kompressor antreibt, der ein gasförmiges Arbeitsmittel diesen Turbinen über Heizeinrichtungen zuführt, bei welchen die Brennstoffbeschickung der Heizeinrichtungen in Abhängigkeit von getrennten Steuerventilen gebracht ist, von welchen das eine die Brennstoffbeschickung der Heizeinrichtung regelt, durch welche die Gase zu der Leistungsturbine gehen, während das andere Ventil die Brennstoffbeschickung der Heizeinrichtung regelt, durch welche die Gase zu der den Kompressor antreibenden Turbine gehen.Gas turbine plant with device for partial load control Subject of the invention is a gas turbine system with at least two turbines, one of which an external useful power within a wide speed range, z. B. for Propeller drive, generated while the other within a wide speed range an aerodynamic compressor that drives a gaseous working fluid Turbines supplied via heating devices, in which the fuel feed of the Heating devices depending on separate control valves is brought from which one regulates the fuel feed of the heating device, through which the gases go to the power turbine while the other valve is the fuel feed the heating device regulates, through which the gases to the compressor driving Turbine go.

Die Erfindung beschränkt sich auf eine Anlage, bei welcher der aerodynamische Kompressor mit axialer oder zentrifugaler Strömung ins Pumpen kommt, wenn er an der Förderung einer gewissen minimalen Strömungsmenge gehindert wird, deren Wert von der Drehzahl abhängt.The invention is limited to a system in which the aerodynamic Compressor with axial or centrifugal flow starts pumping when it starts the promotion of a certain minimum flow rate is prevented, its value depends on the speed.

Die Erfindung ist bei strömungsmäßig parallel oder in Reihe geschalteten Turbinen anwendbar. Im letzteren Falle wird die Niederdruckturbine als Antrieb des Kompressors gekuppelt, und die Hochdruckturbine liefert äußere Nutzleistung.The invention is connected in parallel or in series in terms of flow Turbines applicable. In the latter case, the low pressure turbine is called drive of the compressor is coupled, and the high pressure turbine provides external useful power.

Die Bezeichnung Kompressor wird hier in einem-Sinne verwendet, der eine Mehrzahl von Kompressoren umfaßt, die in Reihe und/oder parallel arbeiten und mechanisch miteinander gekuppelt sind. Der Ausdruck Turbine wird in dem Sinne verwendet, daß er die mögliche, wenn auch nicht gebräuchliche- Anordnung einer Mehrzahl von Turbinen umfaßt, die mechanisch in Ein- oder Mehrwellenanordnung, thermodynamisch in Reihe oder parallel verbunden sind, jedoch ohne dazwischenliegende Verbrennungskammern.The term compressor is used here in a sense that comprises a plurality of compressors operating in series and / or in parallel and are mechanically coupled to one another. The term turbine is used in the sense that he is the possible, albeit not common, arrangement of a plurality of Turbines, mechanically in a single or multi-shaft arrangement, thermodynamically are connected in series or in parallel, but without intervening combustion chambers.

Die Erfindung steht im Zusammenhang mit dem Problem, das Pumpen (Pendeln) des Kompressors zu verhindern, wenn der Leistungsbedarf der Leistungsturbine vermindert wird.The invention is related to the problem of pumping (oscillating) to prevent the compressor when the power requirement of the power turbine decreases will.

Die Gasturbinenanlage gemäß der Erfindung kennzeichnet sich dadurch, daß, die genannten Steuerventile durch gemeinsame Steuermittel betätigt werden, die so angeordnet sind, daß sie eine allmähliche Verminderung der Leistungsabgabe der Anlage von der Höchstleistung aus bewirken, indem sie fortschreitend zunächst die Brennstoffbeschikkung der Heizeinrichtung, durch welche die Gase zu der Leistungsturbine gehen, bei annähernder Konstanthältung der Temperatur der Gase am Einlaß der den Kompressor antreibenden Turbine und dann fortschreitend die gesamte Brennstoffbeschikkung vermindern, um diese Temperatur der Gase am Einlaß herabzusetzen.The gas turbine plant according to the invention is characterized in that that the said control valves are operated by common control means, which are arranged so that they have a gradual decrease in power output effect of the plant from the maximum output by progressively initially the fuel feed of the heater through which the gases to the power turbine go, with approximately constant maintenance of the temperature of the gases at the inlet of the Compressor driving turbine and then progressively the entire fuel charge decrease in order to lower this temperature of the gases at the inlet.

Bei einer besonderen Ausführungsform der Erfindung; welche Turbinen mit- pärallelerl-- StrÖrrieilumfaßt, ist das gemeinsame System für die Steuerung der Verbrennungskammern der beiden Turbinen so angeordnet, daß die Leistungsabgabe geregelt wird, indem zunächst die Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer der Leistungsturbine allmählich, annähernd bis auf Null, vermindert wird, während die Temperatur am Einlaß der Kompressorturbine wenigstens annähernd so hoch wie bei voller Leistung der Leistungsturbine gehalten wird, und daß dann allmählich die Temperatur am Einlaß der Kompressorturbine vermindert wird.In a particular embodiment of the invention; which turbines mit- parallelerl- StrÖrrieil includes, is the common system for the control the combustion chambers of the two turbines arranged so that the power output is regulated by first feeding the fuel to the combustion chamber Power turbine is gradually reduced to almost zero, while the Temperature at the inlet of the compressor turbine at least approximately as high as at full power of the power turbine is kept, and that then gradually the Temperature at the inlet of the compressor turbine is reduced.

Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel, welches Turbinen in Serie aufweist, bewirkt das Steuersystem für die Regelung der Leistungsabgabe der Leistungsturbine bei voller Leistung nur die Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer der Leistungsturbine und dann, wenn die Leistung vermindert wird: a) während der Betriebszustände von voller Leistung bis zu ungefähr s/4 der vollen ,Leistung um nur die Beschickung der Verbrennungskammer der Leistungsturbine mit allmählich abnehmenden 'Brennstoffmengen; b) während der Betriebszustände von etwa 3/4 der vollen Leistung kleiner werdend eine weitere allmähliche Verminderung der BrennstofFbeschikkung der Verbrennungskammer der Leistungsturbine und gleichzeitig allmählich, annähernd von Null an, eine Erhöhung der .Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer der Kompressorturbine, bis die Brennstoffbeschickung derVerbrennungskammer der Leistungsturbine annähernd Null bis etwa 15 % der vollen Leistung erreicht, und c) _ dann eine allmähliche Verminderung der Brennstoffbeschickungder Verbrennungskammer der Kompressorturbine.According to a further embodiment, which turbines in series causes the control system to regulate the power output of the power turbine at full power only the fuel feed to the combustion chamber of the power turbine and when the power is reduced: a) during the operating states of full power up to about s / 4 of full power, just the load the combustion chamber of the power turbine with gradually decreasing amounts of fuel; b) decreasing during the operating states of about 3/4 of the full power a further gradual decrease in the fuel load of the combustion chamber of the power turbine and, at the same time, gradually, almost from zero, an increase the .fuel charge of the combustion chamber of the compressor turbine until the Fuel charge to the combustion chamber of the power turbine near zero until about 15% of full power is reached, and c) _ then a gradual decrease the fuel feed to the combustion chamber of the compressor turbine.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen an Hand der Zeichnung.Further details and advantages of the invention emerge from the following description of exemplary embodiments with reference to the drawing.

Fig. i zeigt in schematischer Darstellung eine Anlage mit parallel geschalteten Turbinen.Fig. I shows a schematic representation of a system with parallel switched turbines.

Das Verhalten dieser Anlage ist in den Diagrammen der Fig. 2 und 3 veranschaulicht. Fig. 2 zeigt ein Diagramm für den Kompressor i und seine Antriebsturbine 2. Die Ordinaten stellen das Druckverhältnis, die Abszissen die Leistung des Kompressors dar, d. h. die Leistungsabgabe der Turbine oder die an den Kompressor i gelieferte Leistung, wobei diese Leistungen gleich sind. In der Fig. 3, die sich auf die Leistungsturbine 5 bezieht, stellen die Ordinaten das Druckverhältnis und dieAbszissen die Strömungsmenge der Leistungsturbine dar.The behavior of this system is shown in the diagrams in FIGS. 2 and 3 illustrated. Fig. 2 shows a diagram for the compressor i and its drive turbine 2. The ordinates represent the pressure ratio, the abscissas the output of the compressor dar, d. H. the power output of the turbine or that supplied to the compressor i Performance, whereby these performances are the same. In Fig. 3, relating to the power turbine 5, the ordinates represent the pressure ratio and the abscissas represent the flow rate the power turbine.

Fig. i a zeigt in schematischer Form eine Anlage mit in Reihe geschalteten Turbinen. Das Verhalten dieser Anlage ist durch die Diagramme der Fig. 2a und 3 a veranschaulicht. Fig. 2 a zeigt das Diagramm für den Kompressor i und seine Antriebsturbine 2. Die Ordinaten stellen die Leistung des Kompressors dar, d. h. die Leistungsabgabe der Turbine 2 oder die dem Kompressor i zugeführte Leistung, wobei diese Leistungen gleich sind. Die Abszissen stellen die Strömungsmenge dar. In Fig. 3 a, die sich auf die Leistungsturbine 5 bezieht, stellen die Ordinaten das Druckverhältnis für die Leistungsturbine und die Abszissen die Strömungsmenge dar.Fig. 1a shows in schematic form a system with series-connected Turbines. The behavior of this system is shown by the diagrams in FIGS. 2a and 3 a illustrates. Fig. 2a shows the diagram for the compressor i and its drive turbine 2. The ordinates represent the power of the compressor, i. H. the power output of the turbine 2 or the power supplied to the compressor i, these powers are the same. The abscissas represent the flow rate. In Fig. 3 a, the relates to the power turbine 5, the ordinates represent the pressure ratio for the power turbine and the abscissa the flow rate.

Gemäß Fig. i liefert ein Kompressor i einen Teil seiner Druckluftförderung durch eine Verbrennungskammer 3 in eine Turbine 2, die mechanisch als Antrieb des Kompressors i gekuppelt ist. Ein Anlaufmotor- io ist ebenfalls mit dem Kompressor i und mit der Turbine 2 gekuppelt. Der Rest der Druckluftförderung des Kompressors i geht durch eine Verbrennungskammer 4 und dann zu einer Turbine 5, welche die äußere Nutzleistung durch Antrieb der Belastung 6 liefert, die ein elektrischer Generator eines Schiffsantriebssystems sein kann. Die Auspuffgase der beiden Turbinen gehen durch einen Wärmeaustauscher 7, welcher die Temperatur der von dem Kompressor i geförderten Luft erhöht, bevor sie zu den Verbrennungskammern 3 und geht. Ein normalerweise ganz geöffnetes Drosselventil 9 und ein normalerweise geschlossenes Dekompressionsventil $ sind an den dargestellten Stellen eingeschaltet, wobei das Ventil 9 in dem zu der Verbrennungskammer 4 führenden Zweig der Förderleitung des Kompressors i und das Ventil 8 an derselben Leitung vor dem Ventil 9 abgezweigt ist. Es ist ein Handrad oder ein einziger Hebel 16 für die Handbetätigung vorgesehen, welcher über die Nockenwelle 17 und die Nocken 3¢, da, Ventile 3b, 4b in der Brennstoffleitung 18 in der Weise betätigt, daß die Brennstoffbeschick ung der beiden Verbrennungskammern 3 und 4 in einem reziproken Verhältnis, das später näher erläutert wird, vermindert wird.According to FIG. I, a compressor i supplies part of its compressed air delivery through a combustion chamber 3 into a turbine 2, which mechanically drives the Compressor i is coupled. A starting motor- io is also with the compressor i and coupled to the turbine 2. The rest of the compressor's compressed air delivery i goes through a combustion chamber 4 and then to a turbine 5, which is the outer Useful power by driving the load 6 delivers, which is an electric generator of a marine propulsion system. The exhaust gases from the two turbines go out through a heat exchanger 7, which the temperature of the compressor i conveyed air increases before it goes to the combustion chambers 3 and. One normally fully open throttle valve 9 and a normally closed decompression valve $ are switched on at the points shown, with valve 9 in the closed position the combustion chamber 4 leading branch of the delivery line of the compressor i and the valve 8 is branched off on the same line in front of the valve 9. It's a hand wheel or a single lever 16 is provided for manual operation, which is via the camshaft 17 and the cams 3 [, da, valves 3b, 4b in the fuel line 18 in the manner actuated that the fuel supply to the two combustion chambers 3 and 4 in a reciprocal Ratio, which will be explained in more detail later, is decreased.

Das Dekompressionsventil 8 und das Drosselventil 9 werden ebenfalls durch den gleichen Hebel 16 mittels der Nocken 811 und 9a betätigt. An Stelle eines Handrades oder Handhebels kann man jede bekannte Bauart eines hydraulischen oder pneumatischen Steuerantriebes oder eines auf mechanischem oder elektrischem Wege betätigten (nicht dargestellten) Getriebes verwenden.The decompression valve 8 and the throttle valve 9 are also operated by the same lever 16 by means of cams 811 and 9a. Instead of one Handwheel or hand lever can be any known type of hydraulic or pneumatic control drive or one by mechanical or electrical means Use actuated (not shown) transmission.

In der Brennstoffleitung zu der Verbrennungskammer 3 ist ein durch eine thermostatische Kapsel 20 betätigtes Ventil i9 eingeschaltet, das durch eine Leitung 21 mit der Leitung verbunden ist, welche die Verbrennungskammer 3 mit der Turbine des Kompressors i verbindet.In the fuel line to the combustion chamber 3 there is a through a thermostatic capsule 20 actuated valve i9 switched on, which is controlled by a Line 21 is connected to the line which the combustion chamber 3 with the Turbine of compressor i connects.

Es ist klar, daß die Kapsel 2o durch irgendeine andere bekannte Einrichtung ersetzt «erden könnte, die auf Druck oder Temperatur anspricht.It is clear that the capsule 2o by some other known means replaced «that responds to pressure or temperature.

" Die Arbeitsweise der in Fig. i gezeigten Anord.-iiung wird im folgenden an Hand der Diagramme der Fig. 2 und 3 erläutert."The operation of the arrangement shown in Fig. I is as follows explained on the basis of the diagrams in FIGS.

In Fig.2 ist die strichpunktierte Linie A-0 die Grenzlinie für den stabilen Betrieb des Kompressors und die Linien A-C, B-D und E-F stellen je eine Charakteristik für konstante Drehzahl des Kompressors dar. Die Linien G-H und J-K sind Linien für konstante Temperaturen am Einlaß der Turbine 2 des Kompressors, die durch Untersuchung bestimmt werden können. Die Linie G-H stellt eine höhere Temperatur dar als die Linie J-K. In Fig. 3 sind die Linien L-11?, NO und PQ Linien für konstante Temperaturen am Einlaß der Leistungsturbine 5; wobei die Linie L-117 diejenige der höchsten Temperatur ist. Die Linien R-S, T- U und V- W sind - Linien konstanter Leistungsabgabe. Die Punkte X in Fig. 2 und X' in Fig. 3 bezeichnen den Betriebszustand, für welchen die Anlage gebaut ist.In Fig. 2, the dash-dotted line A-0 is the boundary line for the stable operation of the compressor, and the lines AC, BD and EF each represent a constant speed characteristic of the compressor. The lines GH and JK are lines for constant temperatures at the inlet of the turbine 2 of the compressor, which can be determined by examination. The line GH represents a higher temperature than the line JK. In Fig. 3, lines L-11?, NO and PQ are lines for constant temperatures at the inlet of the power turbine 5; line L-117 being that of the highest temperature. The lines RS, T- U and V- W are - lines of constant power output. The points X in Fig. 2 and X 'in Fig. 3 denote the operating state for which the system is built.

Aus Fig. 2 ist ersichtlich, daß zur Aufrechterhaltung eines stabilen Betriebes bei verminderten Leistungen verhindert werden muß, daß die Einlaßtemperatur der Turbine a des Kompressors mehr als sehr wenig unter die konstante Temperatur absinkt, die durch die Linie G-H dargestellt wird, «-elche von der- Pumpgrenzlinie A-0 entfernt ist. Um sicher zu geben, daß .die Pumplinie A-0 nicht in Richtung auf die Linie J-K für niedrigere Temperatur überschritten wird, die schon -in dem unstabilen Pumpbetriebszuständ liegt, wird diese Einlaßtemperatur konstant gehalten oder sogar etwas erhöht, wenn die Leistung vermindert wird. Offensichtlich müssen übermäßig- hohe Temperaturen vermieden werden. Man erreicht dieses Ziel bei Tier dargestellten Anlage, wenn man die Leistungsabgabe der Leistungsturbine vermindert, indem man zunächst nur die Einlaßtemperatur an der Leistungsturbine 5 vermindert und gleichzeitig die Brennstoffbeschickung. der Verbrennungskammer 3 -der Kompressorturbine 2 nur soviel herabsetzt, wie nötig ist, um die Einlaßtemperatur der Kompressorturbine 2 annähernd konstant zu halten oder ihre Erhöhung nur um einen so kleinen Wert zuzulassen, wie zulässig ist: Dieser Vorgang dauert an, bis die Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer d. annähernd auf Null vermindert wurde. Die Arbeitsweise der Antriebsturbine a während dieses Vorganges wird durch den Bereich X-Y auf der isothermischen Linie G-H in Fig.2, die wie oben erwähnt, die Arbeitsweise des Kompressors i und seiner Antriebsturbine 2 darstellt, bei verschiedenen Betriebszuständen und durch die Linie X'-Y' in Fig.3 wiedergegeben. Die letztere stellt die Verminderung der Leistungsabgabe der Leistungsturbine 5 von der Leistung RS, für welche die Anlage bestimmt ist, auf eine niedrigere Leistung (zwischen den Linien T- U und h- W) dar, und gleichzeitig die Verminderung der Einlaßtemperatur an der Leistungsturbine von der Isotherme LM auf eine niedrigere Temperatur (zwischen den Isothermen NO und PQ). Die Punkte Y und Y' stellen den Betriebszustand dar, bei welchem in die Verbrennungskammer q. der Leistungsturbine 5 kein Brennstoff eingelassen wird.From Fig. 2 it can be seen that, in order to maintain stable operation at reduced powers, it is necessary to prevent the inlet temperature of the turbine a of the compressor from falling more than very little below the constant temperature represented by the line GH, "-elche from the surge line A-0 is removed. In order to ensure that the pump line A-0 is not exceeded in the direction of the line JK for a lower temperature, which is already in the unstable pump operating state, this inlet temperature is kept constant or even increased slightly when the power is reduced. Obviously, excessively high temperatures must be avoided. This goal is achieved in the system shown in Tier if the power output of the power turbine is reduced by initially only reducing the inlet temperature at the power turbine 5 and at the same time reducing the fuel charge. the combustion chamber 3 -of the compressor turbine 2 only lowers as much as is necessary to keep the inlet temperature of the compressor turbine 2 approximately constant or to allow it to be increased only by as small a value as is permissible: this process continues until the fuel is fed into the combustion chamber d. has been reduced to approximately zero. The mode of operation of the drive turbine a during this process is indicated by the area XY on the isothermal line GH in FIG 'shown in Fig.3. The latter represents the reduction in the power output of the power turbine 5 from the power RS, for which the system is intended, to a lower power (between the lines T-U and h- W) , and at the same time the reduction in the inlet temperature at the power turbine from the isotherm LM to a lower temperature (between the isotherms NO and PQ). The points Y and Y 'represent the operating state in which the combustion chamber q. the power turbine 5 no fuel is admitted.

Die Turbine 5 wird dann mit Luft gespeist; die von dem Kompressor i adiabatisch verdichtet und in dem W ärmeaustauscher 7 durch die Auspuffgase der Turbine z erwärmt wurde, und ihre Leistungsabgabe beträgt annähernd 2o °lo der ganzen Leistung: Eine weitere Verminderung der Leistungsabgabe der Leistungsturbine 5 wird vorgenommen, indem man die Einlaßtemperatur an der Kompressorturbine 2 so weit vermindert, bis ein Punkt erreicht wird, wo jede weitere Verminderung die Gefahr des Pumpens für den Kompressor i in sich schließen würde. Die Linien Y-Z und Y'-Z' stellen den entsprechenden Betriebszustand der Anlage dar. Wie ersichtlich, liegt der Punkt Z sehr nahe an der Pumplinie des Kompressors i und muß als Grenze gewählt werden, die nicht überschritten werden darf.The turbine 5 is then fed with air; those from the compressor i compressed adiabatically and in the heat exchanger 7 through the exhaust gases of the Turbine z has been heated, and its power output is approximately 20 ° lo of the whole Power: A further reduction in the power output of the power turbine 5 is made by reducing the inlet temperature on the compressor turbine 2 so much, until a point is reached where any further diminishes the risk of pumping for the compressor i would be included. The lines Y-Z and Y'-Z 'represent the corresponding operating status of the system. As can be seen, the point is Z very close to the pump line of the compressor i and must be chosen as the limit, which must not be exceeded.

Die letzte Verminderung der Leistungsabgabe der Leistungsturbine wird vorgenommen, indem man gleichzeitig das Dekompressionsventil 8 öffnet und das Drosselventil 9 schließt, wobei diese Ventile allmählich geöffnet bzw. geschlossen werden, bis man die Belastung Null erreicht, wenn das Dekompressionsventil fast vollständig geöffnet und das Drosselventil vollständig geschlossen ist, falls die Turbine 5 im Leerlauf weiterlaufen soll, oder aber vollständig geöffnet bzw. -geschlossen ist, falls die Turbine 5 ganz stillgesetzt werden soll.The final reduction in the power output of the power turbine will be made by opening the decompression valve 8 and the throttle valve at the same time 9 closes, these valves being gradually opened and closed until one reaches zero load when the decompression valve is almost completely open and the throttle valve is fully closed if the turbine 5 should continue to idle, or completely open or closed is if the turbine 5 is to be shut down completely.

Wenn die Ventile 8 und 9 in den in Fig. i angezeigten Stellen angeordnet sind, d. h. vor der Verbrennungskammer q., sind sie nur der verhältnismäßig niedrigen Temperatur der aus dem Wärmeaustauscher 7 austretenden und in die Verbrennungskammern 3 und q. eintretenden Gase ausgesetzt.When the valves 8 and 9 are arranged in the positions indicated in FIG are, d. H. in front of the combustion chamber q., they are only of the relatively low one Temperature of the exiting from the heat exchanger 7 and into the combustion chambers 3 and q. exposed to incoming gases.

Für den Betrieb der Anlage zwischen den Punkten X, Y und X', Y' der Fig. 2 und 3 kann die Brennstoffbeschickung der beiden Verbrennungskammern 3 und q. gleichzeitig geregelt werden, indem man die Ventile 3b und .ab mit Hilfe der Nocken 3a und q,a während des ganzen Betriebes unter die Kontrolle des Hebels 16 bringt.For the operation of the plant between the points X, Y and X ', Y' of FIGS. 2 and 3, the fuel feed of the two combustion chambers 3 and q. can be controlled simultaneously by bringing the valves 3b and .ab under the control of the lever 16 with the aid of the cams 3a and q, a during the entire operation.

In anderer Weise kann jedoch das Ventil 3b vollständig geöffnet bleiben und die Brennstoffbeschikkung der Verbrennungskammer 3 in Abhängigkeit von der Temperatur und dem Einlaßdruck der Turbine 2 durch die thermostatische Einrichtung gesteuert werden, welche das Ventil ig und die Kapsel 2o der obenerwähnten, abgeänderten Anordnung umfaßt. Der Druck und die Temperatur in der Leitung 21 steigen mit der wachsenden Einlaßtemperatur der Turbine 2 und bewirken, daß sich die Kapsel 2o ausdehnt und der Brennstoffdurchlaß durch das Ventil ig beschränkt wird.In another way, however, the valve 3b can remain fully open and the fuel loading of the combustion chamber 3 as a function from the temperature and the inlet pressure of the turbine 2 through the thermostatic device be controlled, which the valve ig and the capsule 2o of the above-mentioned modified Arrangement includes. The pressure and temperature in line 21 increase with the increasing inlet temperature of the turbine 2 and cause the capsule 2o to expand and the passage of fuel is restricted by the valve ig.

Für den Betrieb der Anlage zwischen den Punkten Y, Z und Z' überwacht der Hebel 16 in jedem Fall die Speisung der Verbrennungskammer 3 und verschließt diejenige der Verbrennungskammer ¢ mit Hilfe der Nocken 3a und 4a- und der Ventile 3b und 4b.Monitored for the operation of the system between points Y, Z and Z ' the lever 16 in each case the supply of the combustion chamber 3 and closes that of the combustion chamber ¢ with the help of the cams 3a and 4a and the valves 3b and 4b.

Gemäß Fig. i a fördert der Kompressor i seine verdichtete Luft durch eine Verbrennungskammer 4 in die Turbine 5, die die äußere Nutzleistung durch Antrieb der Belastung 6 liefert. Diese Belastung kann z. B. durch den Generator eines elektrischen Schiffsantriebssystems gebildet werden. Die Auspuffgase der Turbine 5 gehen durch die andere Verbrennungskammer 3 in die Turbine 2, die mechanisch als Antrieb des. Kompressors i gekuppelt ist. Ein Anlaufmotor io ist ebenfalls mit dem Kompressor i und mit der Turbine 2 gekuppelt. Die Auspuffgase der Turbine 2 gehen durch einen Wärmeaustauscher 7, welcher die Temperatur der von dem Kompressor i geförderten Luft erhöht, bevor diese Luft in die Verbrennungskammer 4 geht. Ein Drosselventil g, das normalerweise ganz geöffnet ist, und ein normalerweise geschlossenes Dekompressionsv entil 8 sind an den dargestellten Stellen zwischen dem Kompressor i und der Verbrennungskammer 4 angeordnet. Ein Abzweigventil i i, das normalerweise geschlossen ist, ist in einem Kanal angeordnet, der von dem Kompressor i abgezweigt ist und direkt zu der Verbrennungskammer 3 führt. Der einzige Betätigungshebel 16 betätigt eine Nockenwelle 17 mit Nocken 11",-8a, 9a, 4a und 3a zur Betätigung des Abzweigventils i i, des Dekompressionsventils 8, des Drosselventils g sowie der Brennstoffventile 4b und 3b, welche die Brennstoffbeschickung der Speiseleitung i8 zu den Verbrennungskammern 4 und 3 steuern.According to FIG. 1 a, the compressor i conveys its compressed air through a combustion chamber 4 into the turbine 5, which delivers the external useful power by driving the load 6. This load can, for. B. be formed by the generator of an electric ship propulsion system. The exhaust gases from the turbine 5 pass through the other combustion chamber 3 into the turbine 2, which is mechanically coupled to drive the compressor i. A starting motor io is also coupled to the compressor i and to the turbine 2. The exhaust gases from the turbine 2 pass through a heat exchanger 7 which increases the temperature of the air conveyed by the compressor i before this air goes into the combustion chamber 4. A throttle valve g, which is normally fully open, and a normally closed Dekompressionsv valve 8 are arranged between the compressor i and the combustion chamber 4 at the positions shown. A branch valve ii, which is normally closed, is arranged in a duct which is branched from the compressor i and leads directly to the combustion chamber 3. The single actuating lever 16 actuates a camshaft 17 with cams 11 ", -8a, 9a, 4a and 3a for actuating the branch valve ii, the decompression valve 8, the throttle valve g and the fuel valves 4b and 3b, which feed the fuel line i8 to the combustion chambers Control 4 and 3.

-In Fig. 2 a ist die strichpunktierte Linie A- O die Pumpgrenzlinie des Kompressors i und die Linien A-C, B-D und E-F sind je eine Charakteristik für konstante Drehzahl des Kompressors. Die Linien G-H und 7-K sind Linien konstanter Einlaßtemperatur für die Turbine 2 des Kompressors, die durch Untersuchung bestimmt werden können. Die Linie G-H stellt eine höhere Temperatur dar als die Linie I-K. Der Punkt X bezeichnet den Betriebszustand, für welchen die Anlage bestimmt ist, und die Punkte Y und Z stellen Betriebszustände mit verminderter Leistung dar. Die Punkte X', Y', Z' in dem Diagramm der Fig. 3 a stellen die entsprechenden Betriebszustände für die Leistungsturbine 5 dar. Die Linien X-Y-Z und X'-Y'-Z' wurden "durch Untersuchung bestimmt.In Fig. 2a, the dash-dotted line A- O is the surge line of the compressor i and the lines AC, BD and EF are each a characteristic for constant speed of the compressor. Lines GH and 7-K are constant inlet temperature lines for the turbine 2 of the compressor, which can be determined by examination. The line GH represents a higher temperature than the line IK. The point X denotes the operating state for which the system is intended, and the points Y and Z represent operating states with reduced performance. The points X ', Y', Z 'in the diagram of FIG. 3a represent the corresponding operating states for represents the power turbine 5. The lines XYZ and X'-Y'-Z 'were "determined by examination.

Um in dem gesamten Betriebsbereich während der Leistungsverminderung bis auf Null im Abstand von der Pumplinie A- O zu bleiben, wird die Drennstoffbeschickung zu den beiden Verbrennungskammern in folgender Weise geregelt: Während des durch die Linie X-Y in Fig. 2 a und durch die Linie X'-Y in Fig. 3 a dargestellten Betriebes wird der Brennstoff im wesentlichen nur der Verbrennungskammer 4 der Leistungsturbine zugeführt, wobei die Brennstoffmenge allmählich vermindert wird, wenn die Betriebsverhältnisse sich von denjenigen, die durch die Punkte X und X' dargestellt sind, in Richtung auf die durch die Punkte Y und Y' dargestellten, entfernen. In order to stay at a distance from the pump line A-O during the power reduction down to zero in the entire operating range, the fuel feed to the two combustion chambers is regulated in the following manner: During the through the line XY in Fig. 2a and the line X. In the operation shown in FIG. 3a, the fuel is essentially only supplied to the combustion chamber 4 of the power turbine, the amount of fuel being gradually reduced when the operating conditions differ from those shown by the points X and X ' in the direction on those represented by the points Y and Y ', remove.

Dadurch wird zunächst die Einlaßtemperatur an der Leistungsturbine 5 vermindert, was eine Verminderung des Druckverhältnisses p2 : p1 jeder der in Reihe geschalteten Turbinen 2 und 5 zur Folge hat, und daraus ergibt sich eine Verminderung des Temperaturverlustes in der Leistungsturbine 5. In Verbindung mit der verminderten Einlaßtemperatur bewirkt dies, daß die Ausgangstemperatur der Leistungsturbine 5, welche die Einlaßtemperatur der in Reihe mit der Turbine 5 liegenden Turbine 2 ist, annähernd konstant bleibt.As a result, the inlet temperature at the power turbine 5 is initially reduced, which results in a reduction in the pressure ratio p2 : p1 of each of the series-connected turbines 2 and 5, and this results in a reduction in the temperature loss in the power turbine 5 The inlet temperature has the effect that the outlet temperature of the power turbine 5, which is the inlet temperature of the turbine 2 lying in series with the turbine 5, remains approximately constant.

Wie ersichtlich, ist demnach die Linie X-Y in Fig. 2 a, welche die Temperatur am Eintritt der Turbine 2 darstellt, annähernd parallel zu den Linien G-H und I-K, und sie ist daher selbst eine Isötherme.As can be seen, is therefore the line X-Y in Fig. 2 a, which the Represents temperature at the inlet of the turbine 2, approximately parallel to the lines G-H and I-K, and it is therefore an isotherm itself.

Wenn die Punkte Y und Y' bei etwa 3/s der vollen Leistungsabgabe der Leistungsturbine 5 erreicht werden, beginnt die Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer 3 der Turbine des Kompressors. Bei dem durch die Linie Y-Z in Fig. 2 a und Y'-Z' ift Fig. 3 a dargestellten Betriebszustand wird die Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer 3 der Turbine des Kompressors allmählich erhöht, während diejenige der Verbrennungskammer 4 der Leistungsturbine allmählich vermindert wird. Die Punkte Z und Z' stellen die Verhältnisse dar, die vorhanden sind, wenn die Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer 4 der Leistungsturbine annähernd auf Null vermindert wurde. Nach Überschreiten der Punkte Z und Z' wird eine weitere Leistungsverminderung durch allmähliche Verminderung der Brennstoffbeschickung der Verbrennungskammer 3 der Turbine des Kompressors vorgenommen, bis die Betriebsverhültnisse sich der Pumpgrenzlinie des Kompressors zu weit nähern. Eine weitere Verminderung der Belastung wird dann vorgenommen, indem man das Drosselventil g allmählich schließt und das Dekompressionsventil 8 oder das Abzweigventil i 1 mit Hilfe des Hebels 16 öffnet.When the points Y and Y 'are reached at about 3 / s of the full power output of the power turbine 5, the fueling of the combustion chamber 3 of the turbine of the compressor begins. In the operating state shown by the line YZ in Fig. 2a and Y'-Z 'ift Fig. 3a, the fuel charge of the combustion chamber 3 of the turbine of the compressor is gradually increased, while that of the combustion chamber 4 of the power turbine is gradually decreased. The points Z and Z 'represent the relationships which exist when the fuel charge of the combustion chamber 4 of the power turbine has been reduced to approximately zero. After the points Z and Z 'have been exceeded, a further reduction in output is carried out by gradually reducing the fuel charge of the combustion chamber 3 of the compressor's turbine until the operating conditions approach the surge limit line of the compressor too far. The load is then reduced further by gradually closing the throttle valve g and opening the decompression valve 8 or the branch valve i 1 with the aid of the lever 16.

Bei der an Hand der Figuren beschriebenen Anlage wird die Brennstoffbeschickung der Brennstoffkammer der Leistungsturbine unter gewissen Betriebsbedingungen vollständig unterbrochen. Inder Praxis wird man es vorziehen, eine geringe Brennstoffbeschickung jeder Verbrennungskammer zu allen Zeiten aufrechtzuerhalten, um keine neue Zündung erforderlich zu machen, wenn die Betriebsverhältnisse sich ändern. Eine derartige geringe Beschickung hat jedoch auf die charakteristischen, Eigenschaften der Anlage keinen wesentlichen Einfluß.In the system described on the basis of the figures, the fuel feed the fuel chamber of the power turbine completely under certain operating conditions interrupted. In practice it will be preferred to have a low fuel load maintain each combustion chamber at all times so as not to re-ignition to make necessary if the operating conditions change. Such a one low loading has, however, on the characteristic, properties the system has no significant influence.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Gas turbine system with at least two turbines, one of which is an external useful power within a wide speed range, e.g. B. for propeller propulsion, while the other drives an aerodynamic compressor within a wide speed range, which supplies a gaseous working fluid to these turbines via heating devices, in which the fuel feed of the heating devices is brought into function of separate control valves, one of which is the fuel feed Regulates heating device through which the gases go to the power turbine, while the other valve regulates the fuel feed of the heating device through which the gases go to the turbine driving the compressor, characterized in that these valves (3b, 4b) share common control means (16 ), which are arranged so that, starting from the maximum output, the power output of the system is gradually reduced by first gradually reducing and increasing the fuel charge of the heating device (4) through which the gases go to the power turbine (5) next the temperature of the gases at the inlet of the compressor (i) driving turbine (2) is kept approximately constant, whereupon the total fuel charge is gradually reduced. Gas turbine plant according to claim i with two turbines connected in parallel, characterized in that the common control means of the combustion chambers (4, 3) of the two turbines are arranged in such a way that the power output is regulated starting from the maximum power by initially feeding the fuel to the combustion chamber (4) of the Power turbine (5) gradually reduced to almost zero and the temperature of the inlet of the turbine (2) of the compressor is kept at least approximately at the same level as during operation at full power of the power turbine (5), whereupon the temperature of the inlet of the turbine (2 ) of the compressor is gradually decreased. 3. Gas turbine system according to claim i with two turbines arranged in series, characterized in that the common control means for the combustion chambers (4, 3) of the two turbines are arranged so that the power output of the power turbine (5) starting from the maximum power up to approximately 3/4 of the full power output is regulated by initially only the combustion chamber (4) of the power turbine gradually decreasing amounts of fuel are fed and during this stage the temperature at the inlet of the turbine (2) of the compressor remains approximately constant and then to further reduce the operation of about 3 / a of the full power to initially the fuel chamber (3) of the compressor turbine gradually increasing amounts of fuel are supplied, while the fuel charge of the combustion chamber (4) of the power turbine is further gradually reduced to approximately zero to about 15% of the full power output, with during this level the temp erature of the inlet of the two turbines (2, 5) is gradually reduced and finally the fuel charge of the combustion chamber (3) of the compressor turbine is gradually reduced. 4. Gas turbine system according to claim i, characterized in that the common control means of the combustion chambers of the two turbines are actuated by a single actuating lever (16) with the aid of cams (3a, 4a, ga, 9a, i ia) which on inlet valves (4b , 3b) of the combustion chambers (4, 3) and act on additional control elements (S, 9, 11). 5. Gas turbine plant according to claim 4, characterized in that the common control means comprise a thermostatic device (20) which is responsive to the inlet temperature of the turbine (2) of the compressor and the fuel supply of the fuel chamber (3) of this turbine in connection with the single operating lever (16) regulates. 6. A method for regulating the output power of a gas turbine system with at least two turbines, one of which is an external useful power within a wide speed range, e.g. B. for propeller propulsion, while the other drives an aerodynamic compressor within a wide speed range, which supplies a gaseous working fluid to these turbines via heating devices, in which the fuel feed of the heating devices is brought into function of separate control valves, one of which is the fuel feed Regulates the heating device through which the gases go to the power turbine, while the other valve regulates the fuel feed of the heating device through which the gases go to the turbine driving the compressor, characterized in that to avoid vibrations in the compressor, a reduction in the output power, starting from full power, is carried out by first gradually reducing the fuel charge of the combustion chamber of the power turbine and during which the inlet temperature of the compressor turbine is kept approximately constant, w or is decreased to the total fuel charge to lower the gas inlet temperature of the compressor turbine. 7. The method according to claim 6 in a plant, where the turbines connected in parallel to the compressor -sin'd; - Characterized in that the output power is reduced, starting from full power, by first gradually reducing the fuel charge to the combustion chamber of the power turbine to almost zero and - meanwhile, the inlet temperature of the compressor turbine is kept at least approximately at the same level as at full power of the power turbine, whereupon this temperature is gradually reduced by reducing the fuel charge of the combustion chamber of the compressor turbine. B. The method according to claim 6 for a system where the turbines are connected to the compressor in series, the power turbine being the high-pressure turbine, characterized in that the output power, starting from full power, is reduced by First, the fuel charge of the combustion chamber of the power turbine is gradually reduced until the output power is about 75% of full power, and during which the inlet temperature of the compressor turbine is kept approximately constant, whereupon the combustion chamber of the compressor turbine is charged with fuel in gradually increasing quantities and at the same time the fuel charge of the Combustion chamber of the power turbine reduced to almost zero and thereby. the output power is reduced to about 15% of full power while the temperature in both turbine inlets decreases, whereupon the fuel charge to the combustion chamber of the compressor turbine is gradually reduced. Cited publications: German Patent Specifications No. 73: 2981, 632316; USA. Pat. No. 2 303 2G5.