EP2598736A2 - Turbinenradanordnung für eine gasturbine - Google Patents

Turbinenradanordnung für eine gasturbine

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EP2598736A2
EP2598736A2 EP11817300.4A EP11817300A EP2598736A2 EP 2598736 A2 EP2598736 A2 EP 2598736A2 EP 11817300 A EP11817300 A EP 11817300A EP 2598736 A2 EP2598736 A2 EP 2598736A2
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EP
European Patent Office
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turbine
gas
gas turbine
turbine according
runner
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP11817300.4A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Dirk Büchler
Gerhard Buttkewitz
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.)
BaltiCo GmbH
Original Assignee
BaltiCo GmbH
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Filing date
Publication date
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F01D1/04—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially axially
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Definitions

  • the invention relates to a turbine wheel arrangement for a gas turbine with two successive, opposite to each other rotating turbine wheels.
  • the currently known gas turbines are designed for the highest possible performance with the highest possible efficiencies, which means that the components and materials used are loaded to the maximum permissible limits. This applies in particular to the turbine blades of the first turbine stage, which are subjected to the most extreme stresses, with the result that very expensive materials are used and expensive cooling measures for blade cooling must be taken. In addition, there are loads due to high mechanical stresses due to the high flow velocities, but above all the large centrifugal forces due to the high rotational speeds. Overall, it is difficult to achieve overall efficiencies higher than 35%.
  • the object of the invention is to provide a gas turbine, which is distinguished from conventional turbines by a lower temperature load of the turbine stage and a high temperature and Druckgesocite of the combustion chamber to the turbine blades in a large power range allows, so that high thermal efficiencies can be achieved.
  • the invention advantageously has the effect that the thermal energy and pressure energy of the gas at the nozzle inlet is largely converted into flow energy at the turbine stage outlet.
  • the impulse force of the nozzles drives the turbine wheel.
  • the escaping gas from the Laval nozzles has a very high flow
  • CONFIRMATION COPY speed is above Mach 1 and is directed to the vanes of the downstream turbine runner, creating a moment and rotation opposite the direction of rotation of the front turbine runner.
  • the speed of the gas jet is much greater than the peripheral speed of the turbine runner.
  • the rear turbine wheel is designed so that the tangential velocity at the outlet ideally almost disappears.
  • the combined loads can be thermally, mechanically and centrifugally separated.
  • a relaxation in Laval nozzles which reduce almost all the thermal energy and pressure energy and convert into kinetic energy.
  • the material stresses are therefore essentially reduced to this area.
  • the Laval nozzles themselves can be made of suitable, temperature-resistant materials such as ceramics or metal alloys and can withstand the thermal stresses.
  • the remaining kinetic energy in the gas jet is fully utilized by the pulse in the second turbine stage. Due to the mating principle, the required speed can be halved, which considerably reduces the centrifugal forces.
  • Another significant advantage of the invention is that the gap between the wheels has no significant effect on the efficiency. Furthermore, the components can be made simpler and cheaper than in conventional turbines, because it is enough a single-stage turbine to achieve the entire energy conversion. It is also advantageous that cooling is only required at the Laval nozzles, while a second turbine wheel requires no cooling, as a result of which the losses occurring in conventional turbines due to the considerable bleed air for turbine cooling are avoided. to be avoided.
  • a gas turbine comprises an inner rotor, on the outside of which several first rows of blades of a multi-stage axial compressor and the downstream turbine wheel are mounted, that this gas turbine further comprises a hollow shaft on the inside several second blade rows of the axial compressor are mounted, which are arranged in the axial direction alternately to the first rows of blades, that further on the hollow at least one combustion chamber and the front turbine runner are mounted. Since alternate in the axial direction of the compressor, the blade rings of the rotating shafts against each other, almost any higher number of stages in opposite constructions are possible.
  • the speeds of the two shafts are preferably the same size. In certain applications, e.g. in a booster mode, but also a speed variance between the two shafts is possible.
  • FIG. 1 shows an axial section through a gas turbine as a power generator
  • FIG. 2 shows a cross section through the gas turbines according to FIG. 1,
  • FIG. 3 shows an axial section through a Pelton-type gas turbine
  • Figure 4 a cross section through the gas turbine according to Figure 3
  • Figure 5 a perspective view of a gas turbine with axial turbine stage.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 10a in axial section, which consists of a multi-stage axial compressor 12, a single-stage centrifugal compressor 4, a combustion chamber 16, a first radial turbine runner 18 and a second radial turbine runner 20.
  • the two radial turbine wheels 18, 20 together form a single-stage counter-rotating turbine.
  • Each second blade ring of the axial compressor 12 and the second turbine wheel 20 are mounted together on an inner rotor 22 which is supported by bearings 24 on a fixed axis 26.
  • the rotor 28a of a first generator is further attached, the outer stator is not shown.
  • a hollow-shaft-shaped outer rotor 30 carries on the inside the respective other blade rings of the axial compressor 12, further the blade ring of the centrifugal compressor 14, the combustion chamber 16 and the first turbine runner 18.
  • the outer rotor 30 is supported via a first bearing 32a on the fixed axis 26 and a second bearing 32b on the inner rotor 22 from.
  • the outer rotor 30 is connected via a first blade ring 34 with a rotor hub 36 which is supported on the shaft 26 via the front bearing 32a.
  • a rotor 28b of a second generator Radially outwardly, a rotor 28b of a second generator, whose outer stator is not shown, is mounted on the outer rotor 30.
  • FIG. 2 shows a cross section through the gas turbine 10a according to Figure 1 in the axial height of the turbine wheels 18, 20, as shown by the arrow II.
  • FIG. 2 shows a ring of molded parts 40 of the first turbine runner 18 (FIG. 1), which have a shape that forms between these flow passages 42, each with the cross-section of a Laval nozzle.
  • the flow channels 42 comprise substantially radially aligned gas inlets 43 and substantially tangentially or circumferentially oriented gas outlets 45.
  • the Laval cross-sectional shape of the flow channels 42 is preferably in only one direction, namely the circumferential direction, while there is a constant cross-section in the axial direction.
  • the shape of the molded parts 40 is also possible to design the shape of the molded parts 40 such that a cross-sectional change also takes place in the axial direction.
  • the mold parts 40 are preferably formed on an end plate 41, which closes off the flow channel for the gas flow in the axial direction.
  • outer turbine blades 44 of the second turbine runner 20 are arranged, which are acted on by the gas flow emerging through the flow passages 42 with supersonic and are set in rotation opposite to the first turbine runner 18.
  • air is drawn into the inlet located at the first blade ring 34 and compressed by the axial compressor 12.
  • the axial compressor 12 compresses the air via the two oppositely rotating shafts 22 and 30 with the blade rows arranged alternately thereon.
  • Downstream of the axial compressor 12 the air flow is radially outward deflected and enters the blade ring of the single-stage centrifugal compressor 14, via which the pressure is further increased.
  • Behind the outlet of the radial compressor 14, the air flow is again deflected radially inward and enters the inlet of the rotating combustion chamber 16, injected into the fuel and the air-fuel mixture is burned.
  • the gas flow Downstream of the combustion chamber 16, the gas flow is again deflected radially outward and enters the first turbine runner 18.
  • the cross-section Laval nozzle flow channels 42 ( Figure 2) of the first turbine runner 18 accelerate the gas flow to more than Mach 1, redirecting this in the circumferential direction and encounter the gas flow then predominantly in the circumferential direction. Due to the resulting angular momentum, the first turbine runner 18 is rotated in the counterclockwise direction as viewed in FIG. The supersonic gas flow then impinges on the outer turbine blades 44 of the second turbine runner 20 and is deflected there, which accordingly rotates inversely to the first turbine runner 18.
  • the rotation of the first turbine runner 18 is transmitted via the outer shaft 30 to the radial compressor 14 and the outer rotor-side blade rows of the axial compressor 12 and the generator rotor 28b.
  • the opposite rotation of the second turbine runner 20 is transmitted to the generator rotor 28 a and via the inner rotor 22 to the inner rotor-side compressor blades of the axial compressor 12.
  • the gas turbine 10a shown in FIGS. 1 and 2 serves to generate electrical energy. Alternatively, it may also be used for other applications, e.g. be used as the engine of a motor vehicle, sea or aircraft.
  • the generator rotors 28 may also be operated as starters for the shafts 22, 30.
  • FIGS. 3 and 4 show a gas turbine 10b in which, in contrast to the embodiment according to FIGS. 1 and 2, only a single-stage Pelton turbine is used.
  • the same reference numerals as in FIGS. 1 and 2 denote the same components.
  • the gas turbine embodiment 10b also includes a multi-stage axial compressor 12, which comprises a hollow shaft 30, to which each second row of blades is fastened in the axial direction. In between blade rows are provided which are fixed to a main rotor 52.
  • the main rotor 52 is supported by bearings 24 on the one hand on the axis 26 and on the other hand on a housing, not shown.
  • a Peltonturbinenrad 54 is further formed, which is shown in Figure 4 in cross-section and explained in more detail below.
  • a mounting flange 56 is further provided for discharging the generated power.
  • the hollow shaft 30 comprises a blade ring of a centrifugal compressor 14 and is connected to a rotating combustion chamber 16 and a nozzle impeller 58.
  • a first blade ring 34 connects the hollow shaft 30 with a hub shaft 60, which in turn is supported by means of a front bearing 32 a on the housing, not shown.
  • the nozzle impeller 58 is supported on the main rotor 52 by means of the bearing 32b.
  • a mounting flange 62 is provided for discharging the power generated in a manner analogous to the main rotor 52.
  • FIG. 4 shows the nozzle impeller 58 in cross section, which has a number of nozzles 64, which have a predominantly tangential outflow direction. Opposite this, the Pelton turbine wheel 54 has a number of circumferentially distributed Pelton buckets 66, which are acted upon by the nozzles 64.
  • the air flow enters through the first blade ring 34 in the multi-stage axial compressor 12 and is compressed there. Subsequently, a further compression in the radial compressor 14, from where the air flow of the co-rotating combustion chamber 16 is supplied. There fuel is added and the mixture is burned. The combustion gases flow through the nozzles 64 and from there they impinge on the Pelton buckets 66.
  • the jet impeller 58 is rotated in the counterclockwise direction as viewed in FIG. 4, while the Pelton turbine wheel 54 is rotated clockwise.
  • the rotation of the nozzle impeller 58 is transmitted to the hollow shaft 30 and via the blade ring 34 and the hub shaft 60 on the mounting flange 62.
  • the rotation of the Peltonturbinenrades 54 is transmitted via the main rotor 52 to the mounting flange 56.
  • FIG. 5 shows a gas turbine 10c in which, in contrast to the embodiment according to FIGS. 1 and 2, the second turbine stage 20b is designed as an axial stage and not as a radial stage.
  • an air supply passage 80 is provided, which supplies heated air from a combustion chamber or a heat exchanger and the first radial turbine stage 18 is applied.
  • the turbine stage 18 has a channel curvature 82 in the axial direction so that the gas flow leaves the turbine stage 18 at least substantially without a radial velocity component and acts on the second axial turbine stage 20b.
  • the first turbine stage 18 has Laval nozzle-like flow channels 42.
  • a gas outlet channel 84 Downstream of the axial turbine stage 20b is a gas outlet channel 84.
  • the turbine stage 18 may be connected to the air supply passage 80, and in a second vanante, the turbine stage 8 is separated from the air supply passage 80 and thus the air supply passage 80 also forms the housing of the gas turbine.

Landscapes

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbinenradanordnung für eine Gasturbine mit zwei aufeinanderfolgenden, gegenläufig zueinander rotierenden Turbinenlaufrädern (18, 20), wobei das erste Turbinenlaufrad (18) über dem Umfang verteilte Strömungskanäle (42) mit Laval-Querschnittsform mit radial innen liegenden Gaseinlässen (43) und radial weiter außen liegenden Gasauslässen (45) jeweils mit im wesentlichen tangentialer Strömungsrichtungskotnponente umfasst, wobei die Gasauslässe (45) das in Strömungsrichtung zweite axial oder radial wirkende Turbinenlaufrad (20) beaufschlagen. Dies bewirkt, dass die thermische Energie und Druckenergie des Gases am Düseneintritt weitgehend in Strömungsenergie am Turbinenstufenaustritt umgewandelt wird. Dabei lassen sich die Drehzahlen der beiden mit den Turbinenlaufrädern gekoppelten Rotoren beliebig einstellen, wodurch die Betriebszustände beider Systeme ohne Verstellsysteme optimal eingestellt werden können.

Description

Turbinenradanordnunq für eine Gasturbine
Die Erfindung betrifft eine Turbinenradanordnung für eine Gasturbine mit zwei aufeinanderfolgenden, gegenläufig zueinander rotierenden Turbinenlaufrädern.
Die derzeit bekannten Gasturbinen sind auf höchstmögliche Leistungen mit höchstmöglichen Wirkungsgraden ausgelegt, was zur Folge hat, dass die eingesetzten Bauteile und Werkstoffe bis an die Zu lässig keitsgrenzen belastet werden. Insbesondere gilt dies für die Turbinenschaufeln der ersten Turbinenstufe, die extremsten Beanspruchungen ausgesetzt werden, was zur Folge hat, dass sehr teure Materialien verwendet und aufwändige Kühlmaßnahmen zur Schaufelkühlung getroffen werden müssen. Dazu kommen Belastungen durch hohe mechanische Beanspruchungen durch die hohen Strömungsgeschwindigkeiten, vor allem aber der großen Fliehkräfte durch die hohen Drehzahlen. Insgesamt ist es dabei schwierig, Gesamtwirkungsgrade von höher als 35% zu erzielen.
Es ist im Dampfturbinenbau bekannt, stationäre Leiträder von Axialturbinen mit
Lavaldüsenkanalen auszubilden, die in einem Winkel von ca. 45° zur Umfangsrichtung ausgerichtet sind.
Aus der AT 239606 ist eine Gasturbine bekannt, bei der Verbrennungsgase über zwei entgegengesetzt orientierte Radialkanäle nach außen geführt und anschließend in Umfangsrichtung umgelenkt werden und durch lavaldüsenartige Austrittskanäle auf Schaufeln eines entgegengesetzt rotierenden Schaufelrades gelenkt werden.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Gasturbine bereitzustellen, die sich gegenüber herkömmlichen Turbinen durch eine geringere Temperaturbelastung der Turbinenstufe auszeichnet und ein hohes Temperatur- und Druckgefälte von der der Brennkammer bis zu den Turbinenschaufeln in einem großen Leistungsbereich zu ermöglicht, so dass damit hohe thermische Wirkungsgrade erzielbar sind.
Die Erfindung ergibt sich aus den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche. Vorteilhafte Weiterbildungen und Ausgestaltungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.
Die Erfindung bewirkt vorteilhafterweise, dass die thermische Energie und Druckenergie des Gases am Düseneintritt weitgehend in Strömungsenergie am Turbinenstufenaustritt umgewandelt wird. Durch die Impulskraft der Düsen wird das Turbinenlaufrad angetrieben. Das austretende Gas aus den Lavaldüsen besitzt eine sehr hohe Ström ungsge-
BESTÄTIGUNGSKOPIE schwindigkeit oberhalb von Mach 1 und wird auf die Schaufeln des in Strömungsrichtung hinteren Turbinenlaufrades geleitet, wodurch in diesem ein Moment und eine Rotation entsteht, die der Rotationsrichtung des vorderen Turbinenlaufrades entgegengesetzt ist. Die Geschwindigkeit des Gasstrahles ist dabei wesentlich größer als die Umfangsgeschwindigkeit des Turbinenlaufrades. Somit wird die aus der ersten Energiewandlung in den Lavaldüsen im Strömungsstrahl verbleibende kinetische Energie genutzt. Dabei wird das hintere Turbinenlaufrad so ausgelegt, dass die Tangentialgeschwindigkeit am Austritt idealerweise nahezu verschwindet.
Durch eine geeignete Steuerung der Belastung an jedem Laufrad z.B. über Generatoren lassen sich die Drehzahlen der beiden mit den Turbinenlaufrädern gekoppelten Rotoren beliebig einstellen, wodurch die Betriebszustände beider Systeme ohne Verstellsysteme optimal eingestellt werden können.
Durch die Erfindung können die kombinierten Belastungen thermisch, mechanisch und fliehkraftbedingt separiert werden. So erfolgt eine Entspannung in Lavaldüsen, die nahezu die gesamte thermische Energie und Druckenergie abbauen und in kinetische Energie wandeln. Die Materialbeanspruchungen reduzieren sich daher im Wesentlichen auf diesen Bereich. Die Lavaldüsen selber können aus geeigneten, temperaturfesten Materialen wie Keramiken oder Metalllegierungen gefertigt werden und den thermischen Belastungen widerstehen. Die danach noch vorliegende kinetische Energie im Gasstrahl wird durch den Impuls in der zweiten Turbinenstufe vollständig genutzt. Durch das Gegenlauf- prinzip kann die notwendige Drehzahl halbiert werden, was die fliehkraftbedingten Belastungen erheblich reduziert.
Durch das erfindungsgemäße Konzept können sehr hohe Verdichtungsverhältnisse von > 25, hohe Brennkammertemperaturen von > 2.000 °C und dementsprechend große thermische Wirkungsgrade von > 60 % und Gesamtwirkungsgrade der Gasturbine von > 50 % erzielt werden.
Ein weiterer wesentlicher Vorteil der Erfindung besteht darin, dass das Spaltmaß zwischen den Laufrädern keinen wesentlichen Einfluss auf den Wirkungsgrad hat. Ferner können die Bauteile einfacher und preiswerter gefertigt werden als bei herkömmlichen Turbinen, denn es reicht eine einstufige Turbine, um die gesamte Energieumsetzung zu erzielen. Auch ist von Vorteil, dass nur an den Lavaldüsen eine Kühlung nötig ist, während ein zweites Turbinenrad ohne Kühlung auskommt, wodurch die bei herkömmlichen Turbinen durch die erhebliche Zapfluft zur Turbinenkühlung entstehenden Verluste ver- mieden werden.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung umfasst eine Gasturbine einen Innenrotor, auf dem außenseitig mehrere erste Schaufelreihen eines mehrstufigen Axialverdichters und das in Strömungsrichtung hintere Turbinenlaufrad angebracht sind, dass diese Gasturbine ferner eine Hohlwelle umfasst, an der innenseitig mehrere zweite Schaufel reihen des Axialverdichters angebracht sind, die in Axialrichtung alternierend zu den ersten Schaufelreihen angeordnet sind, dass ferner an der Hohlweile mindestens eine Brennkammer sowie das vordere Turbinenlaufrad angebracht sind. Da in axialer Richtung des Verdichters sich die Schaufelkränze der gegeneinander rotierenden Wellen abwechseln, sind nahezu beliebig höhere Stufenzahlen in gegenläufiger Bauweise möglich. Die Drehzahlen der beiden Wellen sind dabei vorzugsweise gleich groß. Bei bestimmten Anwendungsfällen, z.B. in einem Boostermodus, ist aber auch eine Drehzahlvarianz zwischen beiden Wellen möglich.
Weitere Vorteile, Merkmale und Einzelheiten ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung, in der unter Bezug auf die Zeichnung Ausführungsbeispiele im Einzelnen beschrieben sind. Beschriebene und/oder bildlich dargestellte Merkmale bilden für sich oder in beliebiger, sinnvoller Kombinatton den Gegenstand der Erfindung, gegebenenfalls auch unabhängig von den Ansprüchen, und können insbesondere zusätzlich auch Gegenstand einer oder mehrerer separaten Anmeldung/en sein. Gleiche, ähnliche und/oder funktionsgleiche Teile sind mit gleichen Bezugszeichen versehen.
Es zeigen:
Figur 1 einen Axialschnitt durch eine Gasturbine als Stromerzeuger,
Figur 2: einen Querschnitt durch die Gasturbinen gemäß Figur 1 ,
Figur 3: einen Axialschnitt durch eine Gasturbine mit Peltonausführung,
Figur 4: einen Querschnitt durch die Gasturbinen gemäß Figur 3, und
Figur 5: eine perspektivische Darstellung einer Gasturbine mit Axialturbinenstufe.
In Figur 1 ist eine Gasturbine 10a im Axialschnitt dargestellt, die aus einem mehrstufigen Axialverdichter 12, einem einstufigen Radialverdichter 4, einer Brennkammer 16, einem ersten radialen Turbinenlaufrad 18 sowie einem zweiten radialen Turbinenlaufrad 20 besteht. Die beiden radialen Turbinenlaufräder 18, 20 bilden zusammen eine einstufige gegenläufige Turbine. Jeder zweite Schaufelkranz des Axialverdichters 12 sowie das zweite Turbinenlaufrad 20 sind gemeinsam auf einem Innenrotor 22 montiert, der sich über Lager 24 auf einer feststehenden Achse 26 abstützt. Auf dem Innenrotor 22 ist ferner der Läufer 28a eines ersten Generators befestigt, dessen außen liegender Stator nicht dargestellt ist.
Ein hohlwellenförmiger Außenrotor 30 trägt innenseitig die jeweils anderen Schaufelkränze des Axialverdichters 12, ferner den Schaufelkranz des Radialverdichters 14, die Brennkammer 16 sowie das erste Turbinenlaufrad 18. Der Außenrotor 30 stützt sich über ein erstes Lager 32a auf der feststehenden Achse 26 und ein zweites Lager 32b auf dem Innenrotor 22 ab. Dazu ist der Außenrotor 30 über einen ersten Schaufelkranz 34 mit einer Rotornabe 36 verbunden, die über das vordere Lager 32a auf der Welle 26 abgestützt ist. Radial außen ist auf dem Außenrotor 30 ein Läufer 28b eines zweiten Generators befestigt, dessen außen liegender Stator nicht dargestellt ist.
Figur 2 zeigt einen Querschnitt durch die Gasturbine 10a gemäß Figur 1 in axialer Höhe der Turbinenlaufräder 18, 20, wie durch den Pfeil II dargestellt. In Figur 2 ist ein Kranz von Formteilen 40 des ersten Turbinenlaufrades 18 (Figur 1) dargestellt, die eine Form aufweisen, dass sich zwischen diesen Strömungskanäle 42 jeweils mit dem Querschnitt einer Lavaldüse ausbilden. Die Strömungskanäle 42 umfassen im Wesentlichen radial ausgerichtete Gaseinlässe 43 und im Wesentlichen in Tangential- oder Umfangsrichtung ausgerichtete Gasauslässe 45. Die Laval-Querschnittsform der Strömungskanäle 42 liegt vorzugsweise nur in einer Richtung, nämlich der Umfangsrichtung vor, während in Axialrichtung ein konstanter Querschnitt vorliegt. Alternativ ist es auch möglich, die Form der Formteile 40 so zu gestalten, dass auch in Axialrichtung eine Querschnittsveränderung erfolgt. Die Formteile 40 sind vorzugsweise an einer Endscheibe 41 angeformt, welche den Strömungskanal für den Gasstrom in axialer Richtung abschließt.
Radial außerhalb der Formteile 40 sind äußere Turbinenschaufeln 44 des zweiten Turbinenlaufrades 20 angeordnet, die von der durch die Strömungskanäle 42 mit Überschall austretenden Gasströmung beaufschlagt werden und dabei in Drehung entgegengesetzt zum ersten Turbinenlaufrad 18 versetzt werden.
Im Betrieb wird bei der in den Figuren 1 und 2 dargestellten Gasturbine 10a Luft in den am ersten Schaufelkranz 34 befindlichen Einlass gesaugt und durch den Axialverdichter 12 verdichtet. Der Axialverdichter 12 verdichtet über die beiden entgegengesetzt rotierenden Wellen 22 und 30 mit den daran befestigten alternierend angeordneten Schaufelreihen die Luft. Stromabwärts des Axialverdichters 12 wird der Luftstrom nach radial außen umgelenkt und gelangt in den Schaufelkranz des einstufigen Radialverdichters 14, über den der Druck weiter erhöht wird. Hinter dem Austritt des Radialverdichters 14 wird der Luftstrom wieder nach radial innen umgelenkt und gelangt in den Einlass der rotierenden Brennkammer 16, in der Brennstoff eingespritzt und das Luft-Brennstoffgemisch verbrannt wird. Stromabwärts der Brennkammer 16 wird der Gasstrom erneut nach radial außen umgelenkt und gelangt in das erste Turbinenlaufrad 18. Die im Querschnitt Lavaldüsenförmigen Strömungskanäle 42 (Figur 2) des ersten Turbinenlaufrades 18 beschleunigen den Gasstrom auf mehr als Mach 1 , lenken diesen in Umfangsrichtung um und stoßen den Gasstrom dann überwiegend in Umfangsrichtung aus. Durch den entstehenden Drehimpuls wird das erste Turbinenlaufrad 18 in Figur 2 betrachtet entgegen dem Uhrzeigersinn in Drehung versetzt. Der Überschallgasstrom prallt anschließend auf die äußeren Turbinenschaufeln 44 des zweiten Turbinenlaufrades 20 und wird dort umgelenkt, die dementsprechend umgekehrt zum ersten Turbinenlaufrad 18 rotiert.
Die Rotation des ersten Turbinenlaufrades 18 wird über die Außenwelle 30 auf den Radialverdichter 14 sowie die außenrotorseitigen Schaufelreihen der Axialverdichter 12 und den Generatorläufer 28b übertragen. Die entgegengesetzte Rotation des zweiten Turbinenlaufrades 20 wird auf den Generatorläufer 28a und über den Innenrotor 22 auf die in- nenrotorseitigen Verdichterschaufeln des Axialverdichters 12 übertragen.
Die in den Figuren 1 und 2 dargestellte Gasturbine 10a dient zur Erzeugung elektrischer Energie. Alternativ kann diese auch für andere Anwendungen, z.B. als Triebwerk eines Kraftfahr-, See- oder Luftfahrzeugs verwendet werden. Die Generatorläufer 28 können auch als Anlasser für die Wellen 22, 30 betrieben werden.
Die Figuren 3 und 4 zeigen eine Gasturbine 10b, bei der im Gegensatz zur Ausführung gemäß der Figuren 1 und 2 nur eine einstufige Peltonturbine zur Anwendung kommt. Gleiche Bezugszeichen wie in den Figuren 1 und 2 bezeichnen gleiche Bauteile.
Auch die Gasturbinenausführung 10b umfasst einen mehrstufigen Axialverdichter 12, der eine Hohlwelle 30 umfasst, an der in Axialrichtung jede zweite Schaufelreihe befestigt ist. Dazwischen sind Schaufelreihen vorgesehen, die an einem Hauptrotor 52 befestigt sind. Der Hauptrotor 52 ist mittels Lager 24 einerseits an der Achse 26 und andererseits an einem nicht gezeigten Gehäuse gelagert. Am Hauptrotor 52 ist ferner ein Peltonturbinenrad 54 angeformt, das in Figur 4 im Querschnitt dargestellt und weiter unten näher erläutert wird. Am Hauptrotor 52 ist ferner ein Befestigungsflansch 56 zur Abführung der erzeugten Leistung vorgesehen. Die Hohlwelle 30 umfasst einen Schaufelkranz eines Radialverdichters 14 und ist mit einer rotierenden Brennkammer 16 sowie einem Düsenlaufrad 58 verbunden. Ein erster Schaufelkranz 34 verbindet die Hohlwelle 30 mit einer Nabenwelle 60, die wiederum mittels eines vorderen Lagers 32a am nicht gezeigten Gehäuse abgestützt ist. Am anderen Ende stützt sich das Düsenlaufrad 58 mittels des Lagers 32b am Hauptrotor 52 ab. An der Nabenwelle 60 ist in analoger Weise wie am Hauptrotor 52 ein Befestigungsflansch 62 zur Abführung der erzeugten Leistung vorgesehen.
In Figur 4 ist das Düsenlaufrad 58 im Querschnitt dargestellt, das eine Anzahl von Düsen 64 aufweist, die eine überwiegend tangentiale Ausströmungsrichtung aufweisen. Diesen gegenüberliegend weist das Peltonturbinenrad 54 eine Anzahl über dem Umfang verteilte Peltonschaufeln 66 auf, die von den Düsen 64 beaufschlagt werden.
Im Betrieb tritt der Luftstrom durch den ersten Schaufelkranz 34 in den mehrstufigen Axialverdichter 12 ein und wird dort verdichtet. Anschließend erfolgt eine weitere Verdichtung im Radialverdichter 14, von wo der Luftstrom der mitrotierenden Brennkammer 16 zugeführt wird. Dort wird Brennstoff zugefügt und das Gemisch verbrannt. Die Verbrennungsgase strömen durch die Düsen 64 und von dort beaufschlagen diese die Peltonschaufeln 66. Dadurch wird das Düsenlaufrad 58 in Figur 4 gesehen entgegen dem Uhrzeigersinn gedreht, während das Peltonturbinenrad 54 im Uhrzeigersinn gedreht wird. Die Drehung des Düsenlaufrades 58 wird auf die Hohlwelle 30 übertragen und über den Schaufelkranz 34 und die Nabenwelle 60 auf den Befestigungsflansch 62. Analog wird die Drehung des Peltonturbinenrades 54 über den Hauptrotor 52 auf den Befestigungsflansch 56 übertragen.
Die Figur 5 zeigt eine Gasturbine 10c, bei der im Gegensatz zur Ausführung gemäß der Figuren 1 und 2 die zweite Turbinenstufe 20b als Axialstufe und nicht als Radialstufe ausgebildet ist. Gleiche Bezugszeichen wie in den anderen Figuren bezeichnen gleiche Bauteile. Bei dieser Ausführung ist ein Luftzufuhrkanal 80 vorgesehen, der erhitzte Luft aus einer Brennkammer oder einem Wärmetauscher zuführt und die erste radiale Turbinenstufe 18 beaufschlagt. Im stromabwärtigen Bereich weist die Turbinenstufe 18 eine Kanalkrümmung 82 in die axiale Richtung so dass die Gasströmung die Turbinenstufe 18 mindestens weitgehend ohne radiale Geschwindigkeitskomponente verlässt und die zweite axiale Turbinenstufe 20b beaufschlagt. Die erste Turbinenstufe 18 weist dabei lavaldüsenartige Strömungskanäle 42 auf. Stromab der axialen Turbinenstufe 20b befindet sich ein Gasaustrittskanal 84. In einer Variante kann die Turbinenstufe 18 mit dem Luftzufuhrkanal 80 verbunden sein und in einer zweiten Vanante ist die Turbinenstufe 8 vom Luftzufuhrkanal 80 getrennt und somit bildet der Luftzufuhrkanal 80 auch das Gehäuse der Gasturbine.

Claims

Patentansprüche
1. Gasturbine (10a), die ein erstes Turbinenlaufrad (18) sowie ein zweites, gegenläufig rotierendes Turbinenlaufrad (20) umfasst, das vom ersten Turbinenlaufrad (20) beaufschlagt ist, die ferner eine Innenwelle (22) umfasst, auf dem außenseitig mehrere erste Schaufelreihen eines mehrstufigen Axialverdichters (12) und das zweite Turbinenlaufrad (20) angebracht sind, die ferner eine Hohlwelle (30) umfasst, an der das erste Turbinenlaufrad (18) sowie mehrere zweite Schaufelreihen des Axialverdichters (12) angebracht sind, die in Axialrichtung alternierend zu den ersten Schaufelreihen angeordnet sind,
2. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Turbinenlaufrad (18) über dem Umfang verteilte Strömungskanäle (42) umfasst, die Gasauslässe (45) mit Laval-Querschnittsform aufweisen.
3. Gasturbine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Gasauslässe (45) eine im wesentlichen tangentiale Strömungsrichtungskomponente aufweisen.
4. Gasturbine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Gasauslässe (45) des ersten Turbinenlaufrades (18) in einem Winkel von 10° bis 30° zur Tangentialrichtung ausgerichtet sind.
5. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass an der Hohlwelle (30) mindestens eine rotierende Brennkammer (16) angebracht ist.
6. Gasturbine nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungskanäle (42) in einer Strömungsquerrichtung einen lavaldüsenartigen Querschnittsverlauf aufweisen und in der anderen Strömungsquerrichtung keine Querschnittsveränderung aufweisen.
7. Gasturbine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Turbinenlaufrad (18) eine Scheibe (41) umfasst, an der über dem Umfang verteilte Formstücke (40) angebracht oder angeformt sind, zwischen denen die Strömungskanäle (42) mit Laval-Querschnittsform ausgebildet sind.
8. Gasturbine nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekenn- zeichnet, dass das in Strömungsrichtung hintere Turbinenlaufrad (54)
Peltonturbinen-Schaufeln (66) aufweist.
9. Gasturbine nach Anspruch l.dadurch gekennzeichnet, dass das zweite Turbinenlaufrad (20b) ein Axialturbinenrad ist.
10. Gasturbine nach Anspruch 1 , d a d u r c h g e k e n n ze i c h n e t , dass das zweite Turbinenlaufrad (20) ein Radialturbinenrad ist.
11. Gasturbine nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass jedem Strömungskanal (42) mit Laval-Querschnittsform eine mitrotierende Brennkammer (16) zugeordnet ist.
12. Gasturbine nach Anspruch 1 , d a d u r c h g e ke n n ze i c h n e t , dass an der Hohlwelle (30) stromabwärts des Axialverdichters (12) ein Radialverdichter (1 ) angebracht ist.
13. Gasturbine nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass auf den Innenrotor 22 der Läufer (28a) des ersten Generators und außenseitig auf der Hohlwelle (30) der Läufer (28b) des zweiten Generators angebracht sind.
14. Gasturbine nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass durch eine Steuerung der beiden Generatoren die Drehzahlen der beiden Turbinenlaufrädern (18, 20) beliebig eingestellt werden können, wodurch die Betriebszustände beider Systeme ohne Verstellsysteme optimierbar sind.
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