EP2157285A1 - Gas turbine assembly and method for guiding the flow onto the turbine - Google Patents

Gas turbine assembly and method for guiding the flow onto the turbine Download PDF

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EP2157285A1
EP2157285A1 EP08014873A EP08014873A EP2157285A1 EP 2157285 A1 EP2157285 A1 EP 2157285A1 EP 08014873 A EP08014873 A EP 08014873A EP 08014873 A EP08014873 A EP 08014873A EP 2157285 A1 EP2157285 A1 EP 2157285A1
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EP
European Patent Office
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inner housing
turbine
gas turbine
housing
mixing
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP08014873A
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German (de)
French (fr)
Inventor
Andre Botzen
Karl Dr. Klein
Marco Link
Oliver Dr. Lüsebrink
Nicolas Savilius
Oliver Dr. Schneider
Marc Tertilt
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP08014873A priority Critical patent/EP2157285A1/en
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/026—Scrolls for radial machines or engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/15—Two-dimensional spiral
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/25—Three-dimensional helical
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/292—Three-dimensional machined; miscellaneous tapered
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/313—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being perpendicular to each other

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine arrangement comprising at least one burner and a combustion chamber for combusting fuel, a mixing housing and an adjoining inner housing and a turbine arranged substantially in relation to the at least one burner, wherein the combustion exhaust gas resulting from the combustion of the fuel flows through the mixing housing in the inner housing, wherein the inner housing is configured such that the combustion exhaust gas is deflected in the inner housing in the direction of the turbine. Furthermore, the invention relates to a gas turbine and a method for Turbinenanströmung.
  • a gas turbine plant 1 essentially comprises one or more combustion chambers 3 with burners 13 (cf. FIG. 2 ), in which a fuel is burned, a turbine 5, which are supplied to the hot and pressurized combustion exhaust gases from the combustion chambers 3 and in which the exhaust work under cooling and relaxation work and so put the turbine 5 in rotation, and a compressor 7, which is coupled to the turbine 5 via a shaft 12 which is surrounded by a hub 17, and via which the air necessary for the combustion is sucked in and compressed to a higher pressure.
  • FIG. 1 shows such a gas turbine plant in a schematic view, wherein FIG1 shows a horizontal section through the plant.
  • the combustion gases 2 flow in a direction which is substantially perpendicular to a rotation axis A of the turbine 5.
  • a mixing housing 8 is arranged, which is followed by an inner housing 9 arranged in the interior of the gas turbine housing 2 on the turbine side.
  • the inner housing 9 has the task to protect the surrounding components from heat and to redirect the emerging from the mixing housing 8 hot gases in the direction of the turbine.
  • the gas in the inner housing 9 is deflected substantially by 90 ° degrees and then fed via a common annular space of the turbine. Due to the shape of the housing, there is no clear guidance of the two gas streams from the two silo separation chambers 3 to the turbine 5, that is to say the streams impinge on the hub 17 and are then distributed to the circulating space for turbine entry. This results in an inhomogeneous flow of the turbine 5. This is to be expected with performance losses.
  • the first object is achieved by a gas turbine arrangement according to claim 1.
  • the object related to the gas turbine is solved by specifying a gas turbine according to claim 10.
  • the object related to the method is solved by claim 12.
  • the dependent claims contain advantageous embodiments of the invention.
  • a gas turbine arrangement comprises at least one burner and a combustion chamber for burning fuel, a mixing housing and an adjoining inner housing and a turbine arranged substantially perpendicular with respect to the at least one burner.
  • the combustion exhaust gas produced by the combustion of the fuel flows through the mixing housing into the inner housing, wherein the inner housing is designed such that the combustion exhaust gas is deflected in the inner housing in the direction of the turbine. This is essentially a 90 degree deflection. Since, due to the shape of the housing no clear guidance of the gas flow is carried out on the turbine, resulting in an inhomogeneous flow. This results in poor performance values.
  • the invention intervenes, and solves this long-standing problem by the at least inner casing has a turn.
  • the at least one turn is helical.
  • At least two mixing housings are present. These can be connected to two silo separation chambers. Preferably, at least two flights are provided which are connected to the two mixing housings.
  • a clear leadership of the right and left Exhaust gas flow that is, the two streams that emerge from the different mixing housings, ensures the turbine.
  • both exiting the mixing housing exhaust gas flows experience a clear flow to the turbine, which in turn improves the performance of the turbine.
  • the at least two flights are tapered.
  • the targeted rejuvenation of the two screw flights ensures that a constant acceleration of the exhaust gas from the mixing housing to the turbine is achieved over the entire path.
  • a shaft is included, on which the turbine is arranged, wherein the inner housing has an inner housing hub, which is arranged substantially parallel to the shaft.
  • the inner housing hub is at least approximately cylindrical.
  • the turn in particular the worm gear in the mixing housing on its beginning and is formed to the inner housing hub.
  • the turn especially the worm gear has the largest opening at the beginning and the smallest opening at the inner housing hub.
  • a gas turbine which at least two substantially opposite each other Burner and combustion chambers and a respectively subsequent mixing housing and an adjoining inner housing, and further comprises a, arranged around a shaft inner housing hub.
  • This can be especially known Silobrennschn.
  • the inner housing is now formed by at least two screw threads, these starting at the mixing housings and ending at the inner housing hub, with the at least two screw threads tapering towards the inner housing hub.
  • a clear guidance of the combustion exhaust gas streams emerging from the mixing housing is provided by the two screw flights.
  • the two combustion exhaust gas streams are combined in a defined manner. Strömungsstauopi are thus prevented.
  • a method of turbine flow comprising at least one burner and a combustion chamber in which fuel is burned to combustion exhaust gases, and a mixing housing and an adjoining inner housing for guiding the at least one combustion exhaust stream to a turbine substantially perpendicular to Flow direction of the combustion gases is arranged in the combustion chamber, wherein the combustion gases are deflected towards the turbine in the inner housing by means of a mecanicgephaseusenabe, wherein by means of a helical formation of the inner housing with at least one flight from the mixing housing to mecanicgephaseusenabe, wherein the at least one helical gear towards mecanicgephaseenabe tapered, a constant acceleration of the combustion exhaust gases is achieved until the turbine entry.
  • a uniform flow over the entire circumference is generated at the turbine entrance, whereby an improvement of the turbine performance is achieved.
  • gas turbine plant 1 An example of gas turbine plant 1 is in the FIG. 1 shown in a highly schematic representation.
  • the gas turbine plant 1 comprises two silo combustion chambers 3, a turbine 5, a compressor 7, two mixing housings 8 and an inner housing 9.
  • the silo combustion chambers 3 serve to burn a fuel, the hot exhaust gases 2 under high pressure being supplied via the mixing housings 8 and the inner housing 9 of the turbine 5 are supplied to drive these.
  • the turbine 5 comprises stationary guide vanes 10 and rotor blades 11 fixedly connected to a shaft 12 rotatably mounted about an axis A.
  • the hot exhaust gas 2 expanding in the turbine 5 transmits impulse to the shaft 12 via the rotor blades 11, causing them to rotate becomes.
  • the shaft 12 may be roughly divided into three sections, namely a section carrying the blades 11 of the turbine 5, a rotor blade of the compressor 7 (not shown) and a section therebetween arranged shaft portions 16 in which no blades are arranged.
  • the shaft 12 and the attached blades 11 form the so-called. Turbine rotor.
  • the shaft 12 extends through the entire gas turbine plant (not fully shown) and drives the compressor 7 and a generator, not shown.
  • the compressor 7 serves to compress air, which is then fed to the silo combustion chambers 3 for combustion.
  • FIG. 2 shows a vertical section through the silo combustion chamber 3 with burners 13 a subsequent mixing housing 8 and an inner housing 9.
  • the combustion chamber 3 as the burner 13 are vertical and are located at the top of the figure shown.
  • the conical and curved mixing housing connects, which leads the combustion exhaust gases to the inner housing 9.
  • the shaft 12 is of a wave protection jacket 15 (see. FIG. 3 ), which itself is surrounded by an inner housing hub 17 of the inner housing 9.
  • FIG. 3 shows the inner housing with inner housing hub 17 (vertical section through the inner housing), in which the inner housing hub 17 of the inner housing 9 and a part of the wave protection jacket 15 can be seen.
  • a guide vane 10 of the turbine 5 can be seen, which is opposite to the turbine-side opening 19 of the inner housing 9.
  • the inner housing hub 17 and the shaft protection jacket 15 have substantially the shape of a hollow cylinder.
  • the inner housing 9 serves to deflect the hot exhaust flowing from the mixing housings 8 into the inner housing 9 on the one hand and to distribute it as evenly as possible around the entire circumference of the turbine runner on the other hand. Here, the deflection is done by about 90 ° degrees.
  • About a common annulus are the Gases then fed to the turbine 5. Due to the shape of the mixing housing, there is no clear guidance of the two exhaust gas streams to the turbine 5, that is to say the streams impinge on the hub 17 at the level of a parting line (not shown) and then distribute themselves on the circumferential space to the turbine inlet 20. This results An inhomogeneous flow to the turbine, which is expected to loss of performance.
  • FIG. 4 schematically shows the two mixing housing 8a, 8b with inventively designed inner housing 90 which consists of two screw threads 90a, 90b.
  • inventively designed inner housing 90 which consists of two screw threads 90a, 90b.
  • the inner housing 9 is therefore designed as an inventive inner housing 90, so to speak as a screw housing with two screw flights 90a, 90b. This ensures a clear guidance of the two exhaust gas streams 22a, 22b, which flow from the two mixing housings 8a, 8b through the inner housing 90 onto the turbine 5.
  • the worm threads 90a, 90b are tapered, namely from the mixing housing with the largest openings of the screw threads 90a, 90b in the direction of the inner housing hub 17, where the check threads 90a, 90b end.
  • the tapering of the two helical flights 90a, 90b is designed such that the two streams 22a, 22b experience a constant acceleration all the way to the turbine inlet 20, and thus a uniform flow onto the turbine 5, in particular on the first turbine guide vane. As a result, the combustion exhaust gas stream 22a, 22b is better diverted.
  • the inner housing 90 as a screw housing with two screw flights 90a, 90b, a defined combination of two combustion exhaust gas flows onto a common annular space to the turbine inlet 20.
  • flow distorts in the inner housing 90 and on the hub 17 are eliminated. whereby wear of the components is reduced by oxidation and erosion.
  • Due to the inventive design of the inner housing 90 a uniform flow is generated over the entire circumference at the turbine inlet 20, whereby the turbine performance is improved.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

The gas turbine arrangement has a burner, a combustion chamber for burning fuel, a mixture housing (8a,8b) and a turbine arranged in an inner housing (90). A spiral winding is provided in the inner housing. The arrangement has a shaft (12), where the inner housing has an inner housing hub (17) that is arranged parallel to the shaft. An independent claim is included for a method for turbine incident flow.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbinenanordnung umfassend zumindest einem Brenner und einer Brennkammer zum Verbrennen von Brennstoff, einem Mischgehäuse sowie einem sich daran anschließenden Innengehäuse und einer im wesentlichen in Bezug auf den zumindest einen Brenner senkrecht angeordneten Turbine, wobei das durch das verbrennen des Brennstoffs entstehende Verbrennungsabgas durch das Mischgehäuse in das Innengehäuse strömt, wobei das Innengehäuse derart ausgestaltet ist, dass das Verbrennungsabgas im Innengehäuse in Richtung Turbine umgelenkt wird. Weiterhin betrifft die Erfindung eine Gasturbine und ein Verfahren zur Turbinenanströmung.The present invention relates to a gas turbine arrangement comprising at least one burner and a combustion chamber for combusting fuel, a mixing housing and an adjoining inner housing and a turbine arranged substantially in relation to the at least one burner, wherein the combustion exhaust gas resulting from the combustion of the fuel flows through the mixing housing in the inner housing, wherein the inner housing is configured such that the combustion exhaust gas is deflected in the inner housing in the direction of the turbine. Furthermore, the invention relates to a gas turbine and a method for Turbinenanströmung.

Eine Gasturbinenanlage 1 umfasst im Wesentlichen eine oder mehrere Brennkammern 3 mit Brennern 13 (vgl. FIG 2), in denen ein Brennstoff verbrannt wird, eine Turbine 5, der die heißen und unter Druck stehenden Verbrennungsabgase aus den Brennkammern 3 zugeführt werden und in der die Abgase unter Abkühlung und Entspannung Arbeit leisten und so die Turbine 5 in Rotation versetzen, sowie einen Verdichter 7, der mit der Turbine 5 über eine Welle 12, welche von einer Nabe 17 umgeben ist, gekoppelt ist und über den die für die Verbrennung notwendige Luft eingesaugt und auf einen höheren Druck verdichtet wird.A gas turbine plant 1 essentially comprises one or more combustion chambers 3 with burners 13 (cf. FIG. 2 ), in which a fuel is burned, a turbine 5, which are supplied to the hot and pressurized combustion exhaust gases from the combustion chambers 3 and in which the exhaust work under cooling and relaxation work and so put the turbine 5 in rotation, and a compressor 7, which is coupled to the turbine 5 via a shaft 12 which is surrounded by a hub 17, and via which the air necessary for the combustion is sucked in and compressed to a higher pressure.

Zum Führen der heißen Verbrennungsabgase kommen in Gasturbinenanlagen heißgasführenden Bauteile wie Mischgehäuse und Innengehäuse zum Einsatz. Dies trifft insbesondere für solche Gasturbinenanlagen zu, in denen so genannte Silobrennkammern 3 Verwendung finden, die in der Regel zu beiden Seiten der Turbine 5 angeordnet sind.To guide the hot combustion gases are used in gas turbine plants hot gas components such as mixing housing and inner housing used. This is especially true for such gas turbine plants, in which so-called silo separation chambers 3 are used, which are usually arranged on both sides of the turbine 5.

FIG 1 zeigt eine derartige Gasturbinenanlage in einer schematischen Ansicht, wobei FIG1 einen horizontalen Schnitt durch die Anlage zeigt. FIG. 1 shows such a gas turbine plant in a schematic view, wherein FIG1 shows a horizontal section through the plant.

Aus diesen Silobrennkammern 3 strömen die Verbrennungsabgase 2 in einer Richtung aus, die im Wesentlichen senkrecht zu einer Drehachse A der Turbine 5 verläuft. Zwischen dem Ausgang 18 der Silobrennkammern und der Turbine 5 ist eine Mischgehäuse 8 angeordnet, dem sich turbinenseitig ein im Inneren des Gasturbinengehäuses 2 angeordnetes Innengehäuse 9 anschließt. Das Innengehäuse 9 hat die Aufgabe, die umgebenden Bauteile vor Hitze zu schützen und die aus dem Mischgehäuse 8 austretenden heißen Gase in Richtung auf die Turbine umzulenken. Beim Austritt aus dem Innengehäuse 9, das heißt beim Eintritt in die Turbine 5 der Gasturbinenanlage 1 strömen die Verbrennungsabgase dann im Wesentlichen parallel zur Rotationsachse A der Turbinenwelle 12.From these Silobrennkammern 3, the combustion gases 2 flow in a direction which is substantially perpendicular to a rotation axis A of the turbine 5. Between the outlet 18 of the silo separation chambers and the turbine 5, a mixing housing 8 is arranged, which is followed by an inner housing 9 arranged in the interior of the gas turbine housing 2 on the turbine side. The inner housing 9 has the task to protect the surrounding components from heat and to redirect the emerging from the mixing housing 8 hot gases in the direction of the turbine. When exiting the inner housing 9, that is to say when entering the turbine 5 of the gas turbine plant 1, the combustion exhaust gases then flow essentially parallel to the axis of rotation A of the turbine shaft 12.

Beim Zuführen des Gases zur Turbine 5 wird das Gas im Innengehäuse 9 im Wesentlichen um 90 ° Grad umgelenkt und anschließend über einen gemeinsamen Ringraum der Turbine zugeführt. Bedingt durch die Form des Gehäuses erfolgt keine eindeutige Führung der beiden Gasströme aus den beiden Silobrennkammern 3 auf die Turbine 5, das heißt die Ströme treffen auf die Nabe 17 und verteilen sich dann auf den umlaufenden Raum zum Turbineneintritt. Dadurch ergibt sich eine inhomogene Anströmung der Turbine 5. Daraus ist mit Performanceverlusten zu rechnen.When supplying the gas to the turbine 5, the gas in the inner housing 9 is deflected substantially by 90 ° degrees and then fed via a common annular space of the turbine. Due to the shape of the housing, there is no clear guidance of the two gas streams from the two silo separation chambers 3 to the turbine 5, that is to say the streams impinge on the hub 17 and are then distributed to the circulating space for turbine entry. This results in an inhomogeneous flow of the turbine 5. This is to be expected with performance losses.

Gegenüber diesem Stand der Technik ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine verbesserte Gasturbinenanordnung zur Verfügung zu stellen, welche eine verbesserte Turbinenanströmung gewährleistet. Eine weitere Aufgabe ist die Angabe einer solchen Gasturbine. Eine weitere Aufgabe ist die Angabe eines Verfahrens, welchem eine verbesserte Turbinenanströmung zugrunde liegt.Compared to this prior art, it is an object of the present invention to provide an improved gas turbine assembly which ensures improved turbine flow. Another task is the specification of such a gas turbine. Another object is to specify a method based on improved turbine flow.

Die erste Aufgabe wird durch eine Gasturbinenanordnung nach Anspruch 1 gelöst. Die auf die Gasturbine bezogene Aufgabe wird durch die Angabe einer Gasturbine nach Anspruch 10 gelöst. Die auf das Verfahren bezogene Aufgabe wird durch Anspruch 12 gelöst. Die abhängigen Ansprüche enthalten vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.The first object is achieved by a gas turbine arrangement according to claim 1. The object related to the gas turbine is solved by specifying a gas turbine according to claim 10. The object related to the method is solved by claim 12. The dependent claims contain advantageous embodiments of the invention.

Eine erfindungsgemäße Gasturbinenanordnung umfasst zumindest einen Brenner und eine Brennkammer zum Verbrennen von Brennstoff, ein Mischgehäuse sowie ein sich daran anschließendes Innengehäuse und einer im Wesentlichen in Bezug auf den zumindest einen Brenner senkrecht angeordneten Turbine. Dabei strömt das durch das verbrennen des Brennstoffs entstehende Verbrennungsabgas durch das Mischgehäuse in das Innengehäuse, wobei das Innengehäuse derart ausgestaltet ist, dass das Verbrennungsabgas im Innengehäuse in Richtung Turbine umgelenkt wird. Dies ist im Wesentlichen eine Ablenkung um 90 °Grad. Da, bedingt durch die Form des Gehäuses keine eindeutige Führung des Gasstroms auf die Turbine erfolgt, ergibt sich eine inhomogene Anströmung. Daraus resultieren schlechte Performancewerte. Hier greift nun die Erfindung ein, und löst dieses lang bestehende Problem, indem das zumindest Innengehäuse eine Windung aufweist. Dadurch erfährt der Abgasstrom eine klar definierte Führung vom Eintritt in das Innengehäuse bis zum Eintritt in die Turbine. Dadurch resultiert eine Vergleichmäßigung der Abgasströmung im Innengehäuse, wodurch die Turbine besser angeströmt wird. Dadurch ist es beispielsweise möglich, die einzelnen Turbinenschaufeln gemäß ihrer Auslegung anzuströmen.A gas turbine arrangement according to the invention comprises at least one burner and a combustion chamber for burning fuel, a mixing housing and an adjoining inner housing and a turbine arranged substantially perpendicular with respect to the at least one burner. In this case, the combustion exhaust gas produced by the combustion of the fuel flows through the mixing housing into the inner housing, wherein the inner housing is designed such that the combustion exhaust gas is deflected in the inner housing in the direction of the turbine. This is essentially a 90 degree deflection. Since, due to the shape of the housing no clear guidance of the gas flow is carried out on the turbine, resulting in an inhomogeneous flow. This results in poor performance values. Here, the invention intervenes, and solves this long-standing problem by the at least inner casing has a turn. As a result, the exhaust gas flow experiences a clearly defined guidance from entry into the inner housing until it enters the turbine. This results in a homogenization of the exhaust gas flow in the inner housing, whereby the turbine is better flowed. This makes it possible, for example, to flow to the individual turbine blades according to their design.

Bevorzugt ist die zumindest eine Windung schneckenförmig ausgebildet.Preferably, the at least one turn is helical.

In bevorzugter Ausgestaltung sind zumindest zwei Mischgehäuse vorhanden. Diese können an zwei Silobrennkammern angeschlossen sein. Bevorzugt sind zumindest zwei Schneckengänge vorhanden, welche an die zwei Mischgehäuse angeschlossen sind. Somit wird eine eindeutige Führung des rechten und des linken Abgasstroms, das heißt der beiden Ströme, die aus den unterschiedlichen Mischgehäusen austreten, auf die Turbine gewährleistet. Damit erfahren beide aus dem Mischgehäuse austretenden Abgasströme eine eindeutige Anströmung auf die Turbine, was wiederum die Performance der Turbine verbessert. Durch die Ausführung als Scheckengehäuse, also mit zwei Schneckengängen erfolgt eine definierte Zusammenführung der beiden aus dem Mischgehäuse strömenden Abgasströme auf einen gemeinsamen Ringraum zum Turbineneintritt. Durch diese aerodynamische Optimierung werden Strömungsstaupunkte im Innengehäuse beseitigt, wodurch eine Verschleißminderung durch Reduzierung der Oxidation und der Erosion erzielt wird.In a preferred embodiment, at least two mixing housings are present. These can be connected to two silo separation chambers. Preferably, at least two flights are provided which are connected to the two mixing housings. Thus, a clear leadership of the right and left Exhaust gas flow, that is, the two streams that emerge from the different mixing housings, ensures the turbine. Thus, both exiting the mixing housing exhaust gas flows experience a clear flow to the turbine, which in turn improves the performance of the turbine. By carrying out the execution as Scheckengehäuse, so with two flights a defined merger of the two flowing from the mixing housing exhaust gas flows to a common annulus to the turbine inlet. This aerodynamic optimization eliminates flow points in the inner shell, reducing wear by reducing oxidation and erosion.

Bevorzugt sind die zumindest zwei Schneckengänge verjüngt. Die gezielte Verjüngung der beiden Schneckengänge bewirkt, dass über den gesamten Weg eine konstante Beschleunigung des Abgases von dem Mischgehäuse bis zur Turbine erzielt wird. Somit erfolgt eine gleichmäßige Anströmung auf die Schaufeln der Turbine, insbesondere auf die erste Leitschaufel der Turbine.Preferably, the at least two flights are tapered. The targeted rejuvenation of the two screw flights ensures that a constant acceleration of the exhaust gas from the mixing housing to the turbine is achieved over the entire path. Thus, a uniform flow to the blades of the turbine, in particular to the first guide vane of the turbine.

Bevorzugt ist eine Welle umfasst, an der die Turbine angeordnet ist, wobei das Innengehäuse eine Innengehäusenabe aufweist, welche im Wesentlichen parallel zur Welle angeordnet ist.Preferably, a shaft is included, on which the turbine is arranged, wherein the inner housing has an inner housing hub, which is arranged substantially parallel to the shaft.

Die Innengehäusenabe ist dabei wenigstens näherungsweise zylindrisch ausgebildet.The inner housing hub is at least approximately cylindrical.

Bevorzugt weist die Windung, insbesondere der Schneckengang beim Mischgehäuse seinen Anfang auf und ist bis zur Innengehäusenabe ausgebildet. Die Windung insbesondere der Schneckengang weist am Anfang die größte Öffnung und bei der Innengehäusenabe die kleinste Öffnung auf. Dadurch kann eine Beschleunigung der Abgase erzielt werden.Preferably, the turn, in particular the worm gear in the mixing housing on its beginning and is formed to the inner housing hub. The turn especially the worm gear has the largest opening at the beginning and the smallest opening at the inner housing hub. As a result, an acceleration of the exhaust gases can be achieved.

Erfindungsgemäß wird weiterhin eine Gasturbine offenbart, welche zumindest zwei sich im Wesentlichen gegenüberliegende Brenner und Brennkammern sowie ein sich jeweils daran anschließendes Mischgehäuse und ein sich daran anschließendes Innengehäuse umfasst, sowie weiterhin eine, um eine Welle angeordnete Innengehäusenabe aufweist. Dies können vor allem bekannte Silobrennkammern sein. Erfindungsgemäß ist nun das Innengehäuse durch zumindest zwei Schneckengänge ausgebildet, wobei diese bei den Mischgehäusen beginnen und bei der Innengehäusenabe enden, wobei sich die zumindest zwei Schneckengänge zur Innengehäusenabe hin verjüngen. Dadurch wird eine bessere Umlenkung als auch eine bessere Anströmung der Turbine erzielt.According to the invention, a gas turbine is further disclosed, which at least two substantially opposite each other Burner and combustion chambers and a respectively subsequent mixing housing and an adjoining inner housing, and further comprises a, arranged around a shaft inner housing hub. This can be especially known Silobrennkammern. According to the invention, the inner housing is now formed by at least two screw threads, these starting at the mixing housings and ending at the inner housing hub, with the at least two screw threads tapering towards the inner housing hub. As a result, a better deflection and a better flow of the turbine is achieved.

Bevorzugt ist durch die beiden Schneckengänge eine eindeutige Führung der aus dem Mischgehäuse austretenden Verbrennungsabgasströme vorhanden. Dadurch werden die beiden Verbrennungsabgasströme definiert zusammengeführt. Strömungsstaupunkte werden somit verhindert.Preferably, a clear guidance of the combustion exhaust gas streams emerging from the mixing housing is provided by the two screw flights. As a result, the two combustion exhaust gas streams are combined in a defined manner. Strömungsstaupunkte are thus prevented.

Erfindungsgemäß wird weiterhin ein Verfahren zur Turbinenanströmung umfassend zumindest einen Brenner und einer Brennkammer, in welchem Brennstoff zu Verbrennungsabgasen verbrannt wird, offenbart, sowie ein Mischgehäuse und ein sich daran anschließendes Innengehäuse, zum Führen des mindestens einen Verbrennungsabgasstroms zu einer Turbine, die im wesentlichen senkrecht zur Strömungsrichtung der Verbrennungsabgase in der Brennkammer angeordnet ist, wobei im Innengehäuse mittels einer Innengehäusenabe die Verbrennungsabgase in Richtung Turbine abgelenkt werden, wobei mittels einer schneckenartigen Ausbildung des Innengehäuses mit wenigstens einen Schneckengang ausgehend vom Mischgehäuse bis zur Innengehäusenabe, wobei sich der wenigstens eine Schneckengang in Richtung Innengehäusenabe verjüngt, eine konstante Beschleunigung der Verbrennungsabgase bis zum Turbineneintritt erreicht wird. Dadurch wird eine vergleichmäßigte Anströmung über den gesamten Umfang am Turbineneinritt erzeugt, wodurch eine Verbesserung der Turbinenperformance erreicht wird.According to the invention there is further disclosed a method of turbine flow comprising at least one burner and a combustion chamber in which fuel is burned to combustion exhaust gases, and a mixing housing and an adjoining inner housing for guiding the at least one combustion exhaust stream to a turbine substantially perpendicular to Flow direction of the combustion gases is arranged in the combustion chamber, wherein the combustion gases are deflected towards the turbine in the inner housing by means of a Innengehäusenabe, wherein by means of a helical formation of the inner housing with at least one flight from the mixing housing to Innengehäusenabe, wherein the at least one helical gear towards Innengehäusenabe tapered, a constant acceleration of the combustion exhaust gases is achieved until the turbine entry. As a result, a uniform flow over the entire circumference is generated at the turbine entrance, whereby an improvement of the turbine performance is achieved.

Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren.

FIG 1
zeigt einen horizontalen Schnitt durch eine Gasturbinenanlage mit zwei Silobrennkammern in einer stark schematisierten Darstellung nach dem Stand der Technik,
FIG 2
zeigt einen vertikalen Schnitt einer Silobrennkammer, dem Mischgehäuse und dem Innengehäuse nach dem Stand der Technik,
FIG 3
zeigt einen Ausschnitt eines Innengehäuses und zugehöriger Innengehäusenabe nach dem Stand der Technik,
FIG 4
zeigt schematisch ein Mischgehäuse mit erfindungsgemäß ausgebildetem Innengehäuse umfassend zweier Schneckengänge.
Further features, properties and advantages of the present invention will become apparent from the following description of embodiments with reference to the accompanying figures.
FIG. 1
shows a horizontal section through a gas turbine plant with two Silobrennkammern in a highly schematic representation of the prior art,
FIG. 2
shows a vertical section of a silo combustion chamber, the mixing housing and the inner housing according to the prior art,
FIG. 3
shows a section of an inner housing and associated inner housing hub according to the prior art,
FIG. 4
schematically shows a mixing housing with inventively designed inner housing comprising two screw flights.

Ein Beispiel für Gasturbinenanlage 1 ist in der Figur 1 in einer stark schematisierten Darstellung gezeigt. Die Gasturbinenanlage 1 umfasst zwei Silobrennkammern 3, eine Turbine 5, einen Verdichter 7, zwei Mischgehäuse 8 sowie ein Innengehäuse 9. Die Silobrennkammern 3 dienen zum Verbrennen eines Brennstoffes, wobei die heißen und unter hohem Druck stehenden Abgase 2 über die Mischgehäuse 8 und das Innengehäuse 9 der Turbine 5 zugeführt werden, um diese anzutreiben.An example of gas turbine plant 1 is in the FIG. 1 shown in a highly schematic representation. The gas turbine plant 1 comprises two silo combustion chambers 3, a turbine 5, a compressor 7, two mixing housings 8 and an inner housing 9. The silo combustion chambers 3 serve to burn a fuel, the hot exhaust gases 2 under high pressure being supplied via the mixing housings 8 and the inner housing 9 of the turbine 5 are supplied to drive these.

Die Turbine 5 umfasst stationäre Leitschaufeln 10 sowie mit einer um eine Achse A drehbar gelagerten Welle 12 fest verbundene Laufschaufeln 11. Durch das in der Turbine 5 expandierende heiße Abgas 2 wird Impuls über die Laufschaufeln 11 auf die Welle 12 übertragen, wodurch diese in Rotation versetzt wird.The turbine 5 comprises stationary guide vanes 10 and rotor blades 11 fixedly connected to a shaft 12 rotatably mounted about an axis A. The hot exhaust gas 2 expanding in the turbine 5 transmits impulse to the shaft 12 via the rotor blades 11, causing them to rotate becomes.

Die Welle 12 kann grob in drei Abschnitte unterteilt werden, nämlich einen die Laufschaufeln 11 der Turbine 5 tragenden Abschnitt, einen Laufschaufeln des Verdichters 7 (nicht dargestellt) tragenden Abschnitt sowie einen zwischen diesen beiden Abschnitten angeordneten Wellenabschnitt 16, in dem keine Laufschaufeln angeordnet sind. Die Welle 12 und die daran angebrachten Laufschaufeln 11 bilden den sog. Turbinenläufer.The shaft 12 may be roughly divided into three sections, namely a section carrying the blades 11 of the turbine 5, a rotor blade of the compressor 7 (not shown) and a section therebetween arranged shaft portions 16 in which no blades are arranged. The shaft 12 and the attached blades 11 form the so-called. Turbine rotor.

Die Welle 12 erstreckt sich durch die gesamte Gasturbinenanlage (nicht vollständig dargestellt) und treibt den Verdichter 7 sowie einen nicht dargestellten Generator an. Der Verdichter 7 dient dabei dazu, Luft zu verdichten, die anschließend den Silobrennkammern 3 für die Verbrennung zugeführt wird.The shaft 12 extends through the entire gas turbine plant (not fully shown) and drives the compressor 7 and a generator, not shown. The compressor 7 serves to compress air, which is then fed to the silo combustion chambers 3 for combustion.

FIG 2 zeigt einen vertikalen Schnitt durch die Silobrennkammer 3 mit Brennern 13 einem sich anschließendem Mischgehäuse 8 und einem Innengehäuses 9. Die Brennkammer 3 wie die Brenner 13 verlaufen vertikal und befinden sich am oberen Ende der gezeigten Figur. An das untere Ende der Brennkammer 3 schließt sich das konische und gekrümmte Mischgehäuse an, das die Verbrennungsabgase zu dem Innengehäuse 9 führt. FIG. 2 shows a vertical section through the silo combustion chamber 3 with burners 13 a subsequent mixing housing 8 and an inner housing 9. The combustion chamber 3 as the burner 13 are vertical and are located at the top of the figure shown. At the lower end of the combustion chamber 3, the conical and curved mixing housing connects, which leads the combustion exhaust gases to the inner housing 9.

Die Welle 12 ist von einem Wellenschutzmantel 15 (vgl. FIG 3) umgeben, welche selbst von einer Innengehäusenabe 17 des Innengehäuses 9 umgeben ist.The shaft 12 is of a wave protection jacket 15 (see. FIG. 3 ), which itself is surrounded by an inner housing hub 17 of the inner housing 9.

FIG 3 zeigt das Innengehäuse mit Innengehäusenabe 17 (vertikaler Schnitt durch das Innengehäuse), in dem die Innengehäusenabe 17 des Innengehäuses 9 sowie ein Teil des Wellenschutzmantels 15 zu erkennen sind. Ausschnittsweise ist auch eine Leitschaufel 10 der Turbine 5 zu erkennen, die der turbinenseitigen Öffnung 19 des Innengehäuses 9 gegenüberliegt. FIG. 3 shows the inner housing with inner housing hub 17 (vertical section through the inner housing), in which the inner housing hub 17 of the inner housing 9 and a part of the wave protection jacket 15 can be seen. In sections, a guide vane 10 of the turbine 5 can be seen, which is opposite to the turbine-side opening 19 of the inner housing 9.

Die Innengehäusenabe 17 sowie der Wellenschutzmantel 15 haben im Wesentlichen die Form eines Hohlzylinders. Das Innengehäuse 9 dient dazu, das aus den Mischgehäusen 8 in das Innengehäuse 9 einströmende heiße Abgas einerseits abzulenken und andererseits möglichst gleichmäßig um den gesamten Umfang des Turbinenläufers zu verteilen. Hierbei erfolgt die Ablenkung um ca. 90 °Grad. Über einen gemeinsamen Ringraum werden die Gase dann der Turbine 5 zugeführt. Bedingt durch die Form des Mischgehäuses erfolgt keine eindeutige Führung der beiden Abgasströme auf die Turbine 5, das heißt, die Ströme treffen in Höhe einer Teilfuge (nicht gezeigt) auf die Nabe 17 und verteilen sich dann auf den umlaufenden Raum zum Turbineneintritt 20. Dadurch ergibt sich eine inhomogene Anströmung auf die Turbine, wodurch mit Performanceverlusten zu rechnen ist.The inner housing hub 17 and the shaft protection jacket 15 have substantially the shape of a hollow cylinder. The inner housing 9 serves to deflect the hot exhaust flowing from the mixing housings 8 into the inner housing 9 on the one hand and to distribute it as evenly as possible around the entire circumference of the turbine runner on the other hand. Here, the deflection is done by about 90 ° degrees. About a common annulus are the Gases then fed to the turbine 5. Due to the shape of the mixing housing, there is no clear guidance of the two exhaust gas streams to the turbine 5, that is to say the streams impinge on the hub 17 at the level of a parting line (not shown) and then distribute themselves on the circumferential space to the turbine inlet 20. This results An inhomogeneous flow to the turbine, which is expected to loss of performance.

FIG 4 zeigt schematisch die beiden Mischgehäuse 8a, 8b mit erfindungsgemäß ausgebildetem Innengehäuse 90 welches aus zwei Schneckengängen 90a, 90b besteht. Um eine optimale Anströmung auf die Turbine 5 zu erreichen, muss der Abgasstrom aus beiden Mischgehäusen 8a,8b eine definierte Führung vom Eintritt am Innengehäuse 9 bis zum Turbineneintritt 20 erfahren. Das Innengehäuse 9 wird daher als erfindungsgemäßes Innengehäuse 90, sozusagen als Schneckengehäuse mit zwei Schneckengängen 90a,90b ausgeführt. Damit ist eine eindeutige Führung der beiden Abgasströme 22a, 22b, welche aus den beiden Mischgehäusen 8a,8b durch das Innengehäuse 90 auf die Turbine 5 strömen, gewährleistet. Die Schneckengänge 90a, 90b sind dabei verjüngt, und zwar vom Mischgehäuse aus mit der größten Öffnungen der Schneckengänge 90a,90b in Richtung Innengehäusenabe 17, wo die Scheckengänge 90a,90b enden. Die Verjüngung der beiden Schneckengänge 90a,90b ist dabei so ausgestaltet, dass die beiden Ströme 22a,22b über den gesamten Weg eine konstante Beschleunigung bis zum Turbineneintritt 20 erfahren, und somit eine gleichmäßige Anströmung auf die Turbine 5, insbesondere auf die erste Turbinenleitschaufel erfolgt. Dadurch wird der Verbrennungsabgasstrom 22a, 22b besser umgeleitet. Durch die erfindungsgemäße Ausführungen des Innengehäuses 90 als Schneckengehäuse mit zwei Schneckengängen 90a,90b erfolgt somit eine definierte Zusammenführung von zwei Verbrennungsabgasströmen auf einen gemeinsamen Ringraum zum Turbineneintritt 20. Durch diese aerodynamische Optimierung im Innengehäuse 90 werden Strömungsstaupunkte im Innengehäuse 90 und an der Nabe 17 beseitigt, wodurch ein Verschleiß der Bauteile durch Oxidation und Erosion vermindert wird. Durch die erfindungsgemäße Ausführung des Innengehäuses 90, wird zudem eine vergleichmäßigte Anströmung über den gesamten Umfang am Turbineneintritt 20 erzeugt, wodurch die Turbinenperformance verbessert wird. FIG. 4 schematically shows the two mixing housing 8a, 8b with inventively designed inner housing 90 which consists of two screw threads 90a, 90b. In order to achieve optimum flow to the turbine 5, the exhaust gas flow from both mixing housings 8a, 8b must experience a defined guidance from the inlet on the inner housing 9 to the turbine inlet 20. The inner housing 9 is therefore designed as an inventive inner housing 90, so to speak as a screw housing with two screw flights 90a, 90b. This ensures a clear guidance of the two exhaust gas streams 22a, 22b, which flow from the two mixing housings 8a, 8b through the inner housing 90 onto the turbine 5. The worm threads 90a, 90b are tapered, namely from the mixing housing with the largest openings of the screw threads 90a, 90b in the direction of the inner housing hub 17, where the check threads 90a, 90b end. The tapering of the two helical flights 90a, 90b is designed such that the two streams 22a, 22b experience a constant acceleration all the way to the turbine inlet 20, and thus a uniform flow onto the turbine 5, in particular on the first turbine guide vane. As a result, the combustion exhaust gas stream 22a, 22b is better diverted. As a result of the embodiments according to the invention of the inner housing 90 as a screw housing with two screw flights 90a, 90b, a defined combination of two combustion exhaust gas flows onto a common annular space to the turbine inlet 20. By means of this aerodynamic optimization in the inner housing 90, flow distorts in the inner housing 90 and on the hub 17 are eliminated. whereby wear of the components is reduced by oxidation and erosion. Due to the inventive design of the inner housing 90, a uniform flow is generated over the entire circumference at the turbine inlet 20, whereby the turbine performance is improved.

Claims (12)

Gasturbinenanordnung umfassend zumindest einem Brenner (13) und einer Brennkammer (3) zum Verbrennen von Brennstoff, einem Mischgehäuse (8a,b) sowie einem sich daran anschließenden Innengehäuse (90) und daran nachangeordneten Turbine (5), wobei das durch das verbrennen des Brennstoffs entstehende Verbrennungsabgas durch das Mischgehäuse (8a,8b) in das Innengehäuse (90) strömt, so dass das Verbrennungsabgas im Innengehäuse (90) in Richtung Turbine (5) umgelenkt wird,
dadurch gekennzeichnet, dass das Innengehäuse (90) zumindest eine Windung aufweist.Gas turbine arrangement comprising at least one burner (13) and a combustion chamber (3) for burning fuel, a mixing housing (8a, b) and an adjoining inner housing (90) and subsequent turbine (5), which by the combustion of the fuel resulting combustion exhaust gas flows through the mixing housing (8a, 8b) into the inner housing (90), so that the combustion exhaust gas in the inner housing (90) is deflected in the direction of the turbine (5),
characterized in that the inner housing (90) has at least one turn. Gasturbinenanordnung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Windung schneckenförmig ausgebildet ist.Gas turbine arrangement according to claim 1,
characterized in that the at least one turn is helical. Gasturbinenanordnung nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, dass dass zumindest zwei Mischgehäuse (8a)(8b)vorhanden sind.Gas turbine arrangement according to claim 2,
characterized in that there are at least two mixing housings (8a) (8b). Gasturbinenanordnung nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, dass dass zumindest zwei Schneckengänge (90a)(90b) vorhanden sind.Gas turbine arrangement according to claim 3,
characterized in that there are at least two flights (90a) (90b). Gasturbinenanordnung nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, dass dass die zumindest zwei Schneckengänge (90a)(90b) verjüngt sind.Gas turbine arrangement according to claim 4,
characterized in that the at least two flights (90a) (90b) are tapered. Gasturbinenanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass eine Welle (12) umfasst ist, an der die Turbine (5) angeordnet ist und wobei das Innengehäuse (90) eine Innengehäusenabe (17) aufweist, welche im Wesentlichen parallel zur Welle (12) angeordnet ist.Gas turbine arrangement according to one of the preceding claims,
characterized in that a shaft (12) is included, on which the turbine (5) is arranged, and wherein the inner housing (90) has an inner housing hub (17), which is arranged substantially parallel to the shaft (12). Gasturbinenanordnung nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass die Innengehäusenabe (17) wenigstens näherungsweise zylindrisch ausgebildet ist.Gas turbine arrangement according to claim 6,
characterized in that the inner housing hub (17) is at least approximately cylindrical. Gasturbinenanordnung nach Anspruch 6 oder 7,
dadurch gekennzeichnet, dass die Windung insbesondere der Schneckengang (90a,90b) beim Mischgehäuse (8a,8b) seinen Anfang aufweist und bis zur Innengehäusenabe (17) ausgebildet ist.Gas turbine arrangement according to claim 6 or 7,
characterized in that the turn, in particular the worm gear (90a, 90b) at the mixing housing (8a, 8b) has its beginning and is formed to the inner housing hub (17). Gasturbinenanordnung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet, dass die Windung insbesondere der Schneckengang (90a,90b) am Anfang die größte Öffnung aufweist und bei der Innengehäusenabe die kleinste Öffnung aufweist.Gas turbine arrangement according to claim 8,
characterized in that the turn, in particular the worm gear (90a, 90b) has the largest opening at the beginning and has the smallest opening in the inner housing hub. Gasturbine (5) umfassend zumindest zwei sich im Wesentlichen gegenüberliegenden Brenner und Brennkammern sowie einem sich jeweils daran anschließenden Mischgehäuse (8a),(8b) und ein sich daran anschließendes Innengehäuse (90) sowie einer um eine Welle angeordneten Innengehäusenabe (17),
dadurch gekennzeichnet, dass das Innengehäuse (90) durch zumindest zwei Schneckengänge (90a)(90b) ausgebildet ist, wobei diese bei den Mischgehäuse (8a),(8b) beginnen und bei der Innengehäusenabe (17) enden, wobei sich die zumindest zwei Schneckengänge(90a)(90b) zur Innengehäusenabe (17) hin verjüngen.Gas turbine (5) comprising at least two substantially oppositely disposed burners and combustion chambers and a respective mixing housing (8a), (8b) and an adjoining inner housing (90) and an inner housing hub (17) arranged around a shaft,
characterized in that the inner housing (90) is formed by at least two flights (90a) (90b) starting at the mixing housings (8a), (8b) and terminating at the inner housing hub (17), the at least two flights being at least (90a) (90b) taper towards the inner housing hub (17). Gasturbine (5) nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet, dass durch die beiden Schneckengänge (90a)(90b) eine eindeutige Führung der aus dem Mischgehäuse (8a), (8b) austretenden Verbrennungsabgasströme (22a ),(22b) vorhanden ist.Gas turbine (5) according to claim 10,
characterized in that a clear guidance of the combustion exhaust gas streams (22a), (22b) emerging from the mixing housing (8a), (8b) is provided by the two screw flights (90a) (90b). Verfahren zur Turbinenanströmung umfassend zumindest einem Brenner und einer Brennkammer, in welchem Brennstoff zu Verbrennungsabgasen verbrannt wird, und einem Mischgehäuse (8a,8b) sowie ein sich daran anschließendes Innengehäuse (90) zum Führen des mindestens einen Verbrennungsabgasstroms zu einer Turbine (5), die im wesentlichen senkrecht zur Strömungsrichtung der Verbrennungsabgase in der Brennkammer (3) angeordnet ist, wobei im Innengehäuse (9) mittels einer Innengehäusenabe die Verbrennungsabgase in Richtung Turbine (5) abgelenkt werden,
dadurch gekennzeichnet,
dass mittels einer schneckenartigen Ausbildung des Innengehäuses (90) mit wenigstens einen Schneckengang (90a,90b) ausgehend vom Mischgehäuse (8a,8b) bis zur Innengehäusenabe (17), wobei sich der wenigstens eine Schneckengang (90a,90b) in Richtung Innengehäusenabe (17) verjüngt, eine konstante Beschleunigung der Verbrennungsabgase bis zum Turbineneintritt (20) erreicht wird.A method of turbine induction comprising at least one burner and a combustion chamber in which fuel is burned to combustion exhaust gases and a mixing housing (8a, 8b) and an adjoining inner housing (90) for guiding the at least one combustion exhaust gas flow to a turbine (5) is arranged substantially perpendicular to the flow direction of the combustion exhaust gases in the combustion chamber (3), wherein in the inner housing (9) by means of a Innengehäusenabe the combustion exhaust gases are deflected towards the turbine (5),
characterized,
that by means of a worm-like formation of the inner housing (90) having at least one screw flight (90a, 90b) starting from the mixing housing (8a, 8b) to the inner housing hub (17), wherein the at least one screw flight (90a, 90b) (in the direction of the inner housing hub 17 ) is tapered, a constant acceleration of the combustion exhaust gases until the turbine inlet (20) is achieved.
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