Gasturbinen-Kraftanlage. Diese Erfindun- bezieht sieh auf eine Gasturbinen-Kraftanlage, bei welcher Arbeits fluidum von einem Axialkompressor in eine Erhitzungseinriehtung und dann züi einer Axialturbine gefördert wird, welche Turbine den Kompressor antreibt, wobei die Kraft anlage Mittel für die Abgabe von Nutzlei stung an einen Nutzleistang empfänger auf <B>s</B> zn weist.
Bei solchen Anlaaeil ist die erforderliche Drehzahl des Kompressors und seiner An triebsturbine im allgemeinen höher als die jenige des Nutzleistungsempfängers, wie z. B. einer Sehraube für Luftfahrzeuge Lind Schiffe, aber aueh eines Generators für sta tionäre Kraftanlagen.
Ein Ziel der vorliegenden Erfindung be steht darin, Mittel vorzusehen, wodurch die Nutzleistun- einer solehen Gasturbiner>Kraft- anla""e mit einer bedeutend niedri,Yeren Dr eh- zahl als die des Kompressors -tind'seiner An triebsturbine übertra 'gen werden kann. Die Anwendung von weiteren, hinter der Antriebs turbine des Konipressors angeordneten Tur binen sowie die Anwendung von Getrieben mit grossen) Übersetzungsverhältnis lassen sieh dadurch vermeiden.
Gemäss der vorlie genden Erfindung ist eine Gasturbinen- Kraftanlage, bei welcher Arbeitsfluidum von einem Axialkompressor in eine Erhitzungs- einriehtun,- und dann zu einer Axialturbine gefördert wird, deren wenigstens einen Lauf- sehaufelkranz aufweisender Rotor mit dem weni-stens einen Laufschaufelkranz aufwei- C senden Kompressorrotor gekuppelt ist, da durch gekennzeichnet,
dass der Kompressor einen weni-stens einen Leitsehaufelkranz auf weisenden Leitschauf elrotor besitzt, welcher unabhängig von den miteinander gekuppelten Laufschaufelrotoren drehbar und dazu be stimmt ist, mit einer kleineren Drehzahl als die Laufsehaufelrotoren zu laufen und Nutz leistung abzugeben.
Es wurde bereits vorgeschlagen, in einer Axialturbine gegenläufige Rotoren vorzu sehen, wobei einer dieser Rotoren den Kom pressor, durch welehen die Luft der Anlage zugeführt wird, antreibt und der andere die Nutzleistung abgibt. Es wurde auch bereits vorgeschlagen, bei einen durch eine Axial- turbine angetriebenen Zentrifugalkompressor aufweisenden Kraftanlagen die Wellennutz- leistun,- über ein sich drehendes, den Kom- pressorrotor umgebendes Gehäuse zu über tragen.
Die vorliegende Erfindung bezieht sich jedoch mir auf solche Anlagen, in welchen der Kompressor ein Axialkompressor ist. Der Vorteil eines Ianasamlaufenden Leitsehaufel- rotors in bezug auf die miteinander gekup- pelten Laufsehaufelrotoren kann aus fol gendem ersehen werden:
Unter Annahme von gleichen Drallkom- ponenten des Arbeitsfluidums am Einlass und AuslaR) eines Kompressors oder einer Tur bine muss das auf die Laufschaufelung wir- kende Drehmoment gleich dem auf die Leit- schaufelung wirkenden sein.
Mithin ist
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<I>wo<B>NS</B></I> und AlR die Drehzahlen des Leit- schaufelrotors -bzw. des Laufschaufelrotors sind.
Bei einer typischen Verbrennungs-Tur- binenanlage, welche 4000 Brems-Pferdestär- ken erzeugt, wobei die Turbine<B>10 000 PS</B> er zeugt und der Kompressor<B>6000 PS</B> auf nimmt, ergibt sich
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sofern die Nutzleistung am Kompressor-Leit- sehaufelrotor abgenommen wird- 2
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sofern die Nutzleistung am Turbinen-Leit- schaufelrotor abgenommen wird;
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sofern die Nutzleistung zur Hälfte am Kom pressor- und zur Hälfte am Turbinen-Leit- schaufelrotor abgenommen wird.
Im letzten Fall ist vorausgesetzt, dass die Leitschaufelrotoren von Kompressor und Tur bine mit der gleichen Drehzahl laufen -und gleiche Leistung abgeben.
Wenn ungleiche Leistungen von dem Tur binen- und vom Kompressor-Leitschaufelrotor aufgenommen werden, welche sich dann mit verschiedenen Drehzahlen drehen, gilt fol gende allgemeinere Beziehung, worin be deutet- P <B>=</B>die durch die Turbine erzeugte Ge samtleistung, Pe = die durch den Kompressor abge nommene Leistung, <I>R</I><B>=</B> das Verhältnis der von dem Kom- pressorleitschaufelrotor abgenommenen Lei stung zu der von den Turbinenleitschaufel- rotor <U>abgenommenen</U> Leistung,
Nr <B>=</B> Drehzahl der gek-Lippelten Turbinen- und Kompressorlaufschaufelrotoren, Ncs <B>=</B> Drehzahl des Kompressorleitschau- felrotors, Nts <B>=</B> Drehzahl des Turbinenleitsehaufel- rotors,
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Daher ist es durch Benutzung des Koni- pressorleitschaufelrotors oder des Turbinen- leitschaufelrotors oder beider Rotoren für Leistungsabnahme möglich, eine beträchtliche Herabsetzung der Drehzahl zu erhalten, so dass es nicht nötig sein wird, ein Reduktions getriebe vorzusehen.
Der Leitschaufelrotor eines Kompressors dreht sich in der gleichen Richtung wie der Laufschaufelrotor, während sich der Leit- schaufelrotor einer Turbine in entgegen gesetzter Richtung zum Laufschaufelrotor drelit. Wenn somit beide Leitsehaufelrotoren zur Leistungsabgabe benutzt werden, muss die Leistung von den sich in entgegengesetzten Richtungen drehenden Rotoren abgenommen werden oder die gegenläufig sieh drehenden Leitschaufelrotoren können miteinander in Getriebeverbindung stehen und die Leistung kann vom Getriebe abgenommen werden.
Auslührungsbek;piele des Erfindungsgegen standes sind auf der beiliegenden Zeichnung dargestellt.
Fig. <B>1</B> zeigt in Ansieht mit halbem Axial- schnitt eine Verbrennungsturbinen-Kraftan- lage für Luftfahrzeuge, mit Strahlvortriebs- mitteln und Zugluftsehraube.
Fig. 2 ist eine der Fig. <B>1</B> entsprechende An sieht einer andern Ausführungsform der Er findung bei einer Luftfahrzeug-Kraftanlage, bei welcher an Stelle eines Propellers zwei in i einem Kanal hintereinander angeordnete Schubverstärkungsgebläse benutzt werden. Fig. <B>3</B> ist eine Sehiiittansieht einer Ver- brennungsturbinenanlage, bei der die ganze Nutzleistung als Wellenleistung zur Verfü gung steht, geeignet als Antriebsanlage für Lokomotiven, Wasserfahrzeuge oder Strom erzeuger oder für Luftfahrzeuge mit nur Propellerantrieb.
Fig. 4 ist ein Querschnitt nach der Linie IV-IV der Fig. <B>3.</B>
Bei der Ausführungsforin nach Illig. <B>1</B> ist die Kraftanla-e in eine Luftfahr7e-uiogoildel <B>7</B> ZD eingeschlossen, deren Aussenhaut bei<B>10</B> ge zeigt ist.
Die Kraftanlage umfasst ein Ge häuse<B>11,</B> eine Welle 14, welche Kompressor- Laufräder <B>15</B> mit Laufsehaufeln <B>16</B> trägt, einen Kompressor-Leitsehaufelrotor 21,<B>17,</B> <B>18, 19,</B> eine Verbrennungskammer<B>27,</B> ein Turbinengehäuse<B>29, 31,</B> einen Turbinenrotor <B>32, 33,</B> welcher die Welle 14 antreibt, einen ringförmigen Auspuffkanal 34,<B>35</B> und eine Strahlreaktionsdüse <B>37.</B>
Das Gehäuse<B>11</B> stützt die Welle 14 in La gern 12,<B>13</B> ab. An sein hinteres Ende ist ein rippenförmiger Teil des innern Gliedes<B>29</B> des Turbinengehäuses befestigt. Der ange- C el triebene Kompressorlaufsehaufelrotor weist eine Anzahl Räder<B>15</B> a Lif, die auf die Welle 14 aufgekeilt sind und von welchen jede einen Kranz von Kompressorlaufsehaufeln <B>16</B> be sitzt, die mit Leitschaufeln<B>17, 18</B> des Kom- pressors zusammenwirken.
Die letzteren sind auf der Innenseite des Leitsehaufelträgers 21 befestigt und die innern Enden des Leit- schaufelkranzes <B>18</B> sind an den Planschen einer Zwischenwand<B>19</B> befestigt, welche dreh bar auf der Welle 14 durch ein Lager 20 ab gestützt ist. Das hintere Ende des Leit- schaufelträgers 21 ist durch radiale Lager<B>23</B> abgestützt, die in eineni. Lagergehäuse<B>25</B> an geordnet sind, welches auch Drucklager 24 enthält, welche gegen einen am Träger 21 vor gesehenen Druekring anliegen.
Das Lagergehätise <B>25</B> ist mit, dein Ge häuse<B>11</B> durch radiale Rippen<B>26</B> verbunden, welche auch als Leitflügel am Auslass des Kompressordurehströnikanals dienen, der durch den Leitsehatifelträger 21 und die Ränder der Räder<B>15</B> und der Zwischenwand <B>19</B> begrenzt ist; um die innere Begrenzung des Kanals zu vervollständigen, sind die innern Enden der Schaufeln<B>17</B> mit Deck ringen 17a versehen.
Nachdem die Luft ini Kompressor koni- primiert und zwischen den Rippen<B>26</B> hin durchgegangen ist, wird sie züi einer Anzahl in einem Kreis verteilt angeordneter Verbren nungskammern<B>27</B> geführt, welehe Brenn- stoffeinspritzdüsen <B>28</B> enthalten, wobei die Verbrennungsprodukte in einen Turbinen- ringkanal gelangen, der durch ein äusseres Turbinengehäuse<B>31</B> und das innere Gehäuse glied<B>29</B> bestimmt ist. Die zwei letzterwähnten Glieder sind durch radiale Rippen<B>30</B> ver bunden, welche auch die Leitschaufeln der Turbine bilden.
Die letztere weist ein Lauf rad<B>32</B> auf, das auf die Welle 14 aufgekeilt ist und einen Kranz von Turbinenlaufschau- feln <B>33</B> trägt.
Die Turbinenabgase gelangen in einen ringförmigen Auspuffkanal, der durch eine äussere Kanalwand<B>35</B> und eine innere Kanal wand begrenzt ist, die durch den Mantel eines konisehen Ansatzes 34 gebildet wird, welcher von der äussern Kanalwand<B>35</B> durch radiale Rippen<B>36</B> abgestützt ist. Der ringför mige Auspuffkanal endigt in einer Strahl düse<B>37.</B>
Es ist ersichtlich, dass das Kompressor- Leitschaufelgebilde nicht ortsfest, sondern drehbar ist und somit ein Leitsehaufelrotor vorhanden ist, der koaxial zu dem durch die Turbine angetriebenen Kompressor<B>-</B> Lauf- sehaufelrotor gelagert ist.
Im Betrieb wird der Kompressorleitschaufelrotor in der glei chen Richtung wie der Kompressor-Lauf- schaufelrotor <B>15, 16</B> gedreht und gibt Lei stung ab, wobei die Drehzahl und die abge gebene, Leistung des Kompressor-Leitseliaufel- rotors in dem früher erläuterten Verhältnis züi derjenigen des Konipressor-Laufsehaufel- rotors stehen.
Bei diesem Beispiel wird die durch den Kompressor-Leitseliaufelrotor gelieferte Lei stung für den Antrieb eines Zugpropellers '22 benutzt, welcher unmittelbar auf dem dreh baren Leitschaufelträger 21 angeordnet ist. Das letztere Glied stützt auch eine ringför- inige Nabenhaube 10a ab, deren äusserer Teil eine Fortsetzung der Gondelaussenhaut <B>10</B> darstellt und deren innerer Teil die äussere Begrenzung des ringförmigen Einlasses zum Kompressor bestimmt, dessen innere Begren zung durch einen Haubenansatzkörper <B>38</B> be stimmt wird,
welcher am vordersten angetrie benen Kompressorlaufrad <B>15</B> angeordnet ist.
Falls gewünscht, können die in einem Kreis verteilt angeordneten Verbrennungs kammern<B>N</B> durch eine einzige ringförmige Verbrennungskammer ersetzt sein.
Die in Fig. 2 gezeigte Ausführungsform ähnelt der in Fig. <B>1</B> gezeigten, wobei entspre chende Teile durch dieselben Überweisungs zahlen bezeichnet sind und der Index X an gehängt ist, wenn die entsprechenden Teile irgendwelche wesentlichen Unterschiede ha ben.
Bei diesem Beispiel ist die Leitsehaufe- lung am Niederdruckende des Kompressars stillstehend, während diejenige am Hoch druckende drehbar ist. Die Leitschaufeln des Niederdruckteils des Kompressors sind an der Innenseite eines Stator-Gehäuseteils 51x befe stigt, welches mit ihm aus einem Stück be stehende, radiale Rippen lind ein ringför miges, einen Teil der innern Begrenzung des zusätzlichen Gebläsekanals bildendes Element aufweist. Dieser Gehäuseteil 51x ist durch ra diale Rippen<B>52</B> mit der vordern Stirnwand <B>53</B> verbunden.
Die innern Enden des letzten stillste henden Leitschaufelkranzes (am Gehäuseteil 51x befestigt) sind an einer Zwisehenwand <B>69</B> befestigt, welche auf der Welle 14 mittels eines Lagers<B>70</B> abgestützt ist, wodurch für das hintere Ende des Gehäuseteils 51x eine Stütze vorgesehen ist.
Das hintere Ende des Kompressorstator- gehäLises ist durch einen Gehäusering 25x ge bildet, der durch radiale Rippen 26x, die auch als Auslassleitflügel für den Kompressor dienen, mit dem Gehäuse 11x verbunden ist und dessen innere Wand die äussere Begren- zLing des vom Kompressor zur Verbrennungs kammer führenden Übergangskanals und des- sen äussere Wand einen Teil der innern Be grenzung des rin-,förmigen Hilfsgebläsekanals bildet.
Zwischen den Teilen 51x und 25x ist der Kompressor-Leitschaufelrotor angeordnet. Dieser weist die von der Welle 14 mittels La ger<B>68</B> drehbar getragenen Leiträder<B>67,</B> eine mit einer Hülse versehene Stirnwand<B>77,</B> Leitschaufelkränze <B>17</B> und einen drehbaren Leitsehaufelträger <B>66</B> von kastenförmigem Querschnitt. Die Hülse der Stirnwand<B>77</B> ist mittels Lager<B>78, 79</B> auf dem vordern. Ende einer Lagerbüchse 48x abgestützt, welche auf der Innenseite Lager<B>80, 81</B> zum Abstützen der Welle 14 besitzt.
Die Ränder der Räder<B>67</B> und der mit einer Hülse versehenen Stirnwand<B>77</B> sind durch die Leitschaufelkränze <B>17</B> mit der Innenseite des Trägers<B>66</B> verbunden, dessen Aussenseite zwei Gebläseschaufelkränze <B>71, 72</B> trägt, die die Laufsehaufelndes in einem Ka nal angeordneten Hilfsgebläses bilden.
Zwi- sehen den Kränzen<B>71, 72</B> der Laufsehaufeln liegt ein Kranz<B>73</B> von Statorsehaufeln, wel- ehe von einem äussern Gehäusemantel 74 ein wärts vorstehen, der einen Teil der äussern Begrenzung des ringförmigen Hilfsgebläse- kanals bildet.
Der äussere Gehäusemantel 74 ist mit den Kompressor-Gehäuseteilen <I>51x,</I> 25x durch radiale Rippen<B>75</B> bzw. <B>76</B> ver bunden, welche auch Einlass- und Auslass- Leitflügel für das Hilfsgebläse<B>71, 72, 73</B> bilden.
Die Verbrennungskammern in dieser Fig. 2 sind mit doppelten Flammenrohren ver sehen, welche die Kammern in Längsricht-Liiig in zwei Teile unterteilen, in welchen Doppel- brennnstoffeinspritzdüsen <B>28</B> angeordnet sind.
Der ringförmige Einlass des Turbinen kanals, in welchen die Gase von den Verbren- nunaskammern eintreten, ist durch ein äusse res Glied 31x, radiale Rippen 30x und ein inneres Ringglied 29x gebildet, welches durch das hintere Ende, des Gehäuses 11x festgelegt ist.
Bei diesem Beispiel ist das Turbineilleit,- schaufelgebilde nicht feststehend, sondern drehbar gelagert; der Turbinen-Leitschaufel- rotor weist einen Leitschaufelträger <B>60</B> auf, der einwärts vorstehende Leitsehaufeln 41, 44 trägt, deren innere Enden an den Rändern von Wänden 42 bzw. 45 befestigt sind, von welchen die letztere eine mit ihr aus einem Stück bestehende Büehse besitzt, die ein Lagergehäuse bildet.
Bei diesem Beispiel be sitzt der den Kompressorrotor antreibende Turbinenrotor zwei Laufräder<B>32</B> bzw. <B>32b,</B> die Laufsehaufelkränze 33a,<B>33b</B> tragen, wobei beide Räder dureh dureh,(),ehende Bolzen am Ende der Welle 14 befestigt sind.
Zwischen den Laufrüdern 32a, 32b ist ein Lager 43 angeordnet, welches die Leitsehau- felwand 42 drehbar abstützt. Die Hauptlamger- abstützung des Leitsehaufelrotors erfolgt durch das hintere Ende der Laoerbüehse 48x, die in dem Gehäuse 11x abaestützt ist und äussere Lager 46, 47 trägt, auf welchen die Büchse der Wand 45 drebbar abgestützt ist; die Lagerbüehse 48x trägt auch mittels Innen lagern 49,<B>50</B> das hintere Ende der Welle 14.
Die Benützung einer solchen LagerblIehse 48x setzt die Geschwindigkeiten der Haupt lager wesentlieb herab, ini. Vergleich mit einer Anordnung, bei weleher die Lager unmittel- n kn bar zwischen der Hauptwelle 14 und dem Turbinen<B>-</B> Leitsehaufelrotor eingefügt sind. Vorteilhaft ist die 1,#i-#),erbüebse 48x nicht aus einem Stück mit dein Gehäuse 11x gebildet, sondern in dieses eingepasst und eingekeilt.
Die Abgase der Turbine werden in einen Auspuffkanal geleitet, der dureh die Glieder 34,<B>35</B> bestimmt ist, die in einer Strahldüse (nicht gezeigt) endigen.
Der Sehub dieser Düse wird durch einen Luftstrom unterstützt, der durch das Gebläse <B>71, 72</B> und durch ein im gleichen Kanal und in Reihe mit ihm angeordnetes Hilfsgebläse <B>61, 63</B> geliefert wird, das unmittelbar dureli den Turbinen-Leitschaufelrotor anuetrieben wird.
Dieses Ililfsgebläse <B>61, 63</B> ist wie folgt gebildet: Der drehbare Leitsehaufelträger <B>60</B> der Turbine weist zusätzlich zum innern, die äussere Begrenzung des Turbinenkanals be stimmenden Ring ein äusseres Ringelement auf, das einen Teil der innern Be-renzung eines äussern Ringkanals bestimmt, in wel- chem das Hilfsgebläse arbeitet.
Diese innere Begrenzung ist auf jeder Seite des Leit- sehaufelträ( gers <B>60</B> dureh einen stillstehenden Eino- <B>59</B> am hintern Ende und ein stillste hendes, einen Teil des stillstehenden Tur- binengehäusegliedes 31x bildendes Ringele ment am vordern Ende fortgesetzt.
Die äussere Begrenzung des Gebläsekanals ist durch ein aufgesetztes Gehäuse<B>57</B> gebildet, das vorn und hinten mit den Gliedern 31x und<B>59</B> durch radiale Rippen<B>56</B> bzw. <B>58</B> verbunden ist, welche auch als Einlass- und Auslass-Leit- flügel für das Hilfsgebläse wirken;
das let7- tere weist zwei Laufsehaufelkränze <B>61,</B> wel- ehe an dem Turbinenleitsehaufelträger <B>60</B> be festigt sind, und einen einzelnen Kranz von Statorsehaufeln <B>63</B> auf, welche an dem äussern Gehäusefflied <B>57</B> befestigt sind.
Die innern Enden der Statorsehaufeln <B>63</B> sind, wie in der Zeichnung gezeigt ist, durch einen Abdeekrin-, miteinander verbunden, I weleher in einer im äussern Ringelernent, des e Turbinen-Leitsehaufelträgers <B>60 -</B> bildeten -mit liegt.
Die äussern und innern Begrenzungen der beiden Hilfsgebläsekanäle sind vorn und hin ten durch Verkleidungen<B>39,</B> 40 bzw. <B>65,</B> 64 und dazwischen durch Verkleidungen 82,<B>83</B> fortgesetzt.
Der durch die Verkleidungen<B>65,</B> 64 bestimmte Leitkanal führt rückwärts Yii einer ringförmigen Strahldüse, welche die Stralildüse für die Auspuffgase der Turbine unngibt; die vordern Enden der Verkleidun- "en <B>39,</B> 40 bestimmen einen Lufteinlass für den Hilfsgebläsekanal, dessen Einlass in der gleiehen Ebene wie der Lufteinlass des Kom- pressors liegt,
der dureh die innere Wand 40a der Verkleidung 40 Lind eine buekelför- mi--e Verkleidun- <B>38</B> bestimmt ist, die an der vordern Stirnwand<B>53</B> angeordnet ist.
Die äussere Begrenzungswand<B>39</B> des ring förmigen Hilfsgebläsekanals ist am Einlass durch die Aussenhaut<B>10</B> der Gondel fort- -(yesetzt.
Die in Fig. <B>3</B> -und 4 gezeigte Kraftanlage ist so ausgebildet, dass die ganze Leistung der Kraftanlage als Wellenleistung zur Verfü gung steht. Das Statorgehäuse der Anlage besteht aus drei Teilen, einem Kompressorgehä-Lise <B>51,</B> einem Turbinengehäuse<B>31</B> und einem Zwi- seliengehäuseglied <B>11.</B> Das äussere Ende des Kompressorgehäuses <B>51</B> ist durch eine Stirn wand<B>53</B> abgestützt, welche mit diesem Ende durch radiale Rippen<B>52</B> verbunden ist;
das äussere Ende des Turbinengehäuses<B>31</B> ist durch eine Stirnwand<B>86</B> abgestützt, welche mit diesem Ende durch radiale Rippen<B>85</B> verbunden ist. Radiale Rippen<B>26</B> bzw. <B>30</B> verbinden das Zwisehengehäuseglied <B>11</B> mit den innern Enden der Gehäuse<B>51, 31.</B>
Zwiselienden Gehäusen<B>51, 31</B> liegt eine Verbrennungskammer<B>27,</B> welche Brennstoff- einspritzdüsen <B>28</B> enthält.
Auf die Welle 14 sind Stirnwünde <B>88, 89</B> aufgekeilt, die eine durch den Turbinenlauf- schaufelrotor angetriebene Kompressorrotor- trommel <B>87</B> abstützen, welche eine Anzahl von Kompressor-Laufsehaufelkränzen <B>16</B> trägt. Auf die Welle 14 ist auch ein Turbinen laufrad<B>32</B> aufgekeilt, das zwei Kränze von Turbinenlauischauf eln trägt.
Das Leitschaufelgebilde des Kompressors ist drehbar. Der Kompressor-Leitschaufelrotor weist einen Leitschaufelträger <B>66</B> auf, welcher einwärts vorstehende Leitschaufelkränze <B>17,</B> <B>18</B> trägt, die mit den Laufsehaufelkränzen <B>16</B> zusammenwirken. Das Leitschaufelgebilde weist am äussern Ende auch eine Stützstirn wand<B>67</B> und am innern Ende eine Stütz stirnwand<B>77</B> auf, wobei die Glieder<B>67, 77</B> mit dem Träger<B>66</B> durch die äussersten Kränze<B>18</B> der Leitschaufelung verbunden sind.
Die Stirnwand<B>67</B> stützt die Welle 14 in einem Lager<B>68</B> ab und ist mit einer hohlen Leistungsabnahmewelle <B>96</B> aus einem Stück gebildet oder daran befestigt, welche Welle <B>96</B> -zur Welle 14 koaxial ist und ihrerseits durch die Stirnwand<B>53</B> in Lagern 54 abge stützt ist; Lager<B>90</B> sind auch zwischen den Nabenteil der Stirnwand<B>77</B> und dem Ge häuseglied<B>11</B> eingefügt.
Das Turbinen-Leitschaufelgebilde ist auch drehbar; der Turbinen-Leitschaufelrotor weist einen Leitschazdelträger <B>60</B> auf, welcher Kränze, von einwärts vorstehenden Turbinen- leitschaufehi 44, 84, 41 besitzt.
Der Leit- schaufelkranz 84 liegt zwischen zwei Kränzen von Turbinen-Laufschaufeln <B>33,</B> das Leit- schaufelgebilde weist ferner einen drehbaren Teil 45 mit zwei aus einem Stiiek bestehenden Stirnwänden und eine, Stirnwand 42 auf, welche mit dem Leitschaufelträger <B>60</B> durch die Kränze 44, 41 von Leitschaufeln ver bunden sind.
Die Stirnwand 42 besteht aus einem Stüek mit einer hohlen Leistungsabgabewelle <B>97,</B> welche durch eine Stirnwand<B>86</B> in einem La ger 43 abgestützt ist und der Teil 45 ist durch Lager 46, 47 auf der Welle 14 abge stützt.
Der Leitschaufelrotor des Kompressors und derjenige der Turbine sind mittels eines Planeteii-Stirnrädergetriebes miteinander Vera bunden, das ein auf dem Ende des Naben- teils des Gliedes<B>77</B> gebildetes Sonnenrad<B>95,</B> eine Anzahl drehbar auf einer einwärts ge richteten Verlängerungdes Gehäusegliedes<B>11</B> abgestützte, Planetenräder 94 und einen liinenzahnkranz <B>93</B> aufweist, der an einer Verlängerung der innern Stirnwand des Teils 45 ausgebildet ist.
Da der durch das Glied<B>11</B> gebildete Planetenradträger fest ist, sind die Turbinen- und die Kompressor-Leitsehatifelrotoren ge- zw-Lingen, sieh gegenläufig zu drehen und ihre Drehzahlen müssen ein- konstantes Verhältnis zueinander aufweisen.
Bei der dargestellten Anordnung, bei wel cher das Sonnenrad durch den Kompressor- Leitschaufelrotor und der Innenzahnkranz durch den Turbinen-Leitsehaufelrotor getra gen wird, wird der letztere gezwungen, sieh mit einer kleineren Drehzahl zu drehen als der Kompressor-Leitschaufelrotor und daher ist die Drehzahl der Welle<B>97</B> kleiner als die jenige der Welle<B>96.</B> Die Drehzahlen dieser Wellen können so gewählt werden, dass sie einander sehr nahe kommen, indem der Durchmesser der Planetenräder 94 soweit als möglich herabgesetzt wird;
dies ist erwünscht, wenn es erforderlich ist, so nahe als mö-lieh -]eiche Leistungsabgaben von den Wellen<B>96, 97</B> zu erhalten, da, wie vorstehend erläutert, die Leistungsabgaben der Leit- schaufelrotoren proportional ihren Dreh zahlen sind.
Wenn es erforderlich ist, genau gleiche Leistungsabgaben und Drehzahlen der Wellen <B>96, 97</B> züi erhalten, ist es notwendig, das dar gestellte Stirnräder-Planetengetriebe durch ein Keaelräder-Illanetengetriebe oder ein Stirnräder-Planetengetriebe mit zwei Sonnen rädern oder zwei Innenzahnkrän7en und ineh- reren Plahetenrädern zu ersetzen, wobei alle diese alternativen C1etriebe weniger kompakt sind als das dargestellte Getriebe.
Beider Ausführungsform der Fi.-. <B>3</B> und 4 ist die stillstehende Zwisehenlagerbüchse zwi- sehen der Hauptwelle ini(l. den Leitsebaufel- rotoren weggelassen.
Die in Fig. <B>3</B> und 4 gezeigte Kraftanlage besitzt einen Lufteinlasskanal, <B>98,</B> der zum Kompressoreinlass führt; ein Auspuffkanal<B>99</B> leitet die Auspuff,-ase vom Turbinenauslass ab.
Da bei diesem Beispiel vorgesehen ist, (lass die ganze Leistung- als Wellenleistung an die Wellen<B>96, 97</B> abgegeben wird, ist nichts vor gesehen, um eine Sehubwirkung von den Aus puffgasen zu erhalten. Die Turbine ist dem nach so ausgelegt, (lass die aus der Verbren- nung%kainmei- ausströmenden Gase in der Turbine praktiseh bis ztiin Aussendruek ex pandiert werden.
Die an den Wellen<B>96, 97</B> zur Verfügung stehende Leistan- kann für irgendwelche Antriebszwecke ausgenützt werden,<B>je</B> nach <B>Z,</B> deni Zweck, ffir welchen die Kraftanlage ein gerichtet ist.
Gas turbine power plant. This invention relates to a gas turbine power plant in which working fluid is conveyed from an axial compressor to a heating unit and then to an axial turbine, which turbine drives the compressor, the power plant having means for delivering useful power to a power recipient points to <B> s </B> zn.
In such Anlaaeil the required speed of the compressor and its to drive turbine is generally higher than that of the power receiver such. B. a vision hood for aircraft and ships, but also a generator for sta tionary power plants.
One aim of the present invention is to provide means whereby the useful power of such a gas turbine power plant is transmitted at a significantly lower speed than that of the compressor in its drive turbine can. The use of further, arranged behind the drive turbine of the Konipressors turbines and the use of gears with large) transmission ratio can be avoided.
According to the present invention, there is a gas turbine power plant in which working fluid is conveyed from an axial compressor into a heating unit and then to an axial turbine, the rotor of which has at least one rotor blade ring and at least one rotor blade ring send compressor rotor is coupled, as indicated by,
that the compressor has at least one guide vane ring pointing at least one guide vane rotor, which is rotatable independently of the coupled rotor blade rotors and is intended to run at a lower speed than the rotor blade rotors and to deliver useful power.
It has already been proposed to see rotors rotating in opposite directions in an axial turbine, one of these rotors driving the compressor, through which the air is supplied to the system, and the other providing the useful power. It has also already been proposed, in the case of a power plant with a centrifugal compressor driven by an axial turbine, to transmit the useful shaft power via a rotating housing surrounding the compressor rotor.
The present invention, however, relates to such systems in which the compressor is an axial compressor. The advantage of an Ianasam running vane rotor with regard to the coupled vane rotors can be seen from the following:
Assuming the same swirl components of the working fluid at the inlet and outlet) of a compressor or a turbine, the torque acting on the rotor blade must be the same as that acting on the guide blade.
So is
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<I>wo<B>NS</B> </I> and AlR the speeds of the guide vane rotor -or. of the blade rotor are.
In a typical combustion turbine system which generates 4,000 braking horsepower, the turbine generating <B> 10,000 HP </B> and the compressor taking <B> 6,000 HP </B>, the result
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if the net power is taken from the compressor guide vane rotor - 2
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if the net power is taken from the turbine guide vane rotor;
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provided that half of the net power is taken from the compressor and half from the turbine guide vane rotor.
In the latter case, it is assumed that the guide vane rotors of the compressor and turbine run at the same speed and deliver the same power.
If unequal powers are absorbed by the turbine and the compressor guide vane rotor, which then rotate at different speeds, the following more general relationship applies, in which P <B> = </B> means the total power generated by the turbine , Pe = the power taken off by the compressor, <I>R</I> <B> = </B> the ratio of the power taken off by the compressor guide vane rotor to the power taken off by the turbine guide vane rotor <U> / U> power,
Nr <B> = </B> speed of the lipped turbine and compressor rotor blade rotors, Ncs <B> = </B> speed of the compressor guide vane rotor, Nts <B> = </B> speed of the turbine guide vane rotor,
EMI0002.0055
Therefore, by using the compressor vane rotor or the turbine vane rotor or both rotors for power take-off, it is possible to obtain a considerable reduction in speed, so that it will not be necessary to provide a reduction gear.
The guide vane rotor of a compressor rotates in the same direction as the rotor blade rotor, while the guide vane rotor of a turbine rotates in the opposite direction to the rotor blade rotor. Thus, if both guide vane rotors are used for power output, the power must be drawn from the rotors rotating in opposite directions or the counter rotating guide vane rotors can be geared to one another and the power can be drawn from the gearbox.
Details of the subject matter of the invention are shown in the accompanying drawing.
Fig. 1 shows in half an axial section a combustion turbine power plant for aircraft, with jet propulsion means and draft hood.
FIG. 2 is one of FIG. 1 corresponding to another embodiment of the invention in an aircraft power plant in which, instead of a propeller, two thrust booster fans arranged one behind the other in a duct are used. Fig. 3 is a sectional view of a combustion turbine system in which the entire useful power is available as shaft power, suitable as a drive system for locomotives, watercraft or power generators or for aircraft with propeller drive only.
Fig. 4 is a cross-section along the line IV-IV of Fig. 3
With the execution form according to Illig. <B> 1 </B> the power plant is enclosed in an aerospace uiogoildel <B> 7 </B> ZD, the outer skin of which is shown at <B> 10 </B>.
The power plant comprises a housing 11, a shaft 14 which carries compressor impellers 15 with rotor blades 16, a compressor guide vane rotor 21 B> 17, </B> <B> 18, 19, </B> a combustion chamber <B> 27, </B> a turbine housing <B> 29, 31, </B> a turbine rotor <B> 32, 33, which drives the shaft 14, an annular exhaust duct 34, <B> 35 </B> and a jet reaction nozzle <B> 37. </B>
The housing <B> 11 </B> supports the shaft 14 in bearings 12, <B> 13 </B>. A rib-shaped part of the inner link 29 of the turbine housing is attached to its rear end. The driven compressor rotor blade rotor has a number of wheels 15 a Lif which are keyed onto the shaft 14 and each of which has a ring of compressor rotor blades 16 which are connected to it Guide vanes <B> 17, 18 </B> of the compressor interact.
The latter are attached to the inside of the guide vane carrier 21 and the inner ends of the guide vane ring <B> 18 </B> are attached to the flaps of an intermediate wall <B> 19 </B>, which can be rotated on the shaft 14 a bearing 20 is supported. The rear end of the guide vane carrier 21 is supported by radial bearings 23 which are in one piece. Bearing housing <B> 25 </B> are arranged, which also contains thrust bearings 24 which bear against a pressure ring seen on the carrier 21 before.
The bearing housing <B> 25 </B> is connected to your housing <B> 11 </B> by radial ribs <B> 26 </B>, which also serve as guide vanes at the outlet of the compressor discharge duct that passes through the Leitsehatifelträger 21 and the edges of the wheels <B> 15 </B> and the partition <B> 19 </B> is limited; To complete the inner boundary of the channel, the inner ends of the blades 17 are provided with deck rings 17a.
After the air has been compressed in the compressor and passed between the ribs <B> 26 </B>, it is guided to a number of combustion chambers <B> 27 </B> which are distributed in a circle and which have fuel injection nozzles <B> 28 </B>, the combustion products reaching a turbine ring channel which is defined by an outer turbine housing <B> 31 </B> and the inner housing member <B> 29 </B>. The two last-mentioned members are connected by radial ribs <B> 30 </B> which also form the guide vanes of the turbine.
The latter has an impeller <B> 32 </B> which is keyed onto the shaft 14 and carries a ring of turbine blades <B> 33 </B>.
The turbine exhaust gases enter an annular exhaust duct which is delimited by an outer duct wall 35 and an inner duct wall which is formed by the jacket of a conical extension 34 which is attached to the outer duct wall 35 / B> is supported by radial ribs <B> 36 </B>. The ring-shaped exhaust port ends in a jet nozzle <B> 37. </B>
It can be seen that the compressor guide vane structure is not stationary, but rotatable and thus a guide vane rotor is present, which is mounted coaxially to the compressor driven by the turbine.
During operation, the compressor guide vane rotor is rotated in the same direction as the compressor rotor blade rotor <B> 15, 16 </B> and delivers power, with the speed and the output of the compressor guide vane rotor in the relationship explained earlier to that of the Konipressor moving blade rotor.
In this example, the power supplied by the compressor guide vane rotor is used to drive a traction propeller '22, which is arranged directly on the rotatable guide vane carrier 21. The latter member also supports an annular hub cap 10a, the outer part of which is a continuation of the outer skin of the nacelle 10 and the inner part of which defines the outer limit of the annular inlet to the compressor, the inner limit of which is provided by a hood attachment <B> 38 </B> is determined,
which is arranged on the foremost driven compressor impeller <B> 15 </B>.
If desired, the combustion chambers arranged distributed in a circle can be replaced by a single annular combustion chamber.
The embodiment shown in Fig. 2 is similar to that shown in Fig. 1, with corresponding parts being denoted by the same transfer numbers and the index X being appended if the corresponding parts have any significant differences.
In this example, the guide vane at the low pressure end of the compressor is stationary, while the one at the high pressure end is rotatable. The vanes of the low-pressure part of the compressor are on the inside of a stator housing part 51x BEFE Stigt, which has one-piece radial ribs with it, a ringför shaped, part of the inner boundary of the additional fan duct forming element. This housing part 51x is connected to the front end wall <B> 53 </B> by radial ribs <B> 52 </B>.
The inner ends of the last stationary vane ring (attached to the housing part 51x) are attached to an intermediate wall <B> 69 </B>, which is supported on the shaft 14 by means of a bearing <B> 70 </B>, whereby for the rear end of the housing part 51x a support is provided.
The rear end of the compressor stator housing is formed by a housing ring 25x, which is connected to the housing 11x by radial ribs 26x, which also serve as outlet guide vanes for the compressor, and the inner wall of which is the outer boundary of the compressor for combustion The transition channel leading to the chamber and the outer wall of which forms part of the inner boundary of the ring-shaped auxiliary fan channel.
The compressor guide vane rotor is arranged between the parts 51x and 25x. This has the guide wheels <B> 67, </B> rotatably supported by the shaft 14 by means of bearings <B> 68 </B>, an end wall <B> 77, </B> guide vane rings <B> 17 provided with a sleeve </B> and a rotatable guide vane carrier <B> 66 </B> with a box-shaped cross section. The sleeve of the front wall <B> 77 </B> is on the front by means of bearings <B> 78, 79 </B>. Supported at the end of a bearing bush 48x, which has bearings 80, 81 on the inside for supporting the shaft 14.
The edges of the wheels <B> 67 </B> and the end wall <B> 77 </B> provided with a sleeve are connected to the inside of the carrier <B> 66 </ by the guide vane rings <B> 17 </B> B> connected, the outside of which carries two fan blade rings <B> 71, 72 </B>, which form the rotating blades of the auxiliary fan arranged in a channel.
Between the wreaths 71, 72 of the moving blades is a wreath 73 of stator vanes which protrude inwardly from an outer housing jacket 74, which forms part of the outer boundary of the annular auxiliary fan duct forms.
The outer housing jacket 74 is connected to the compressor housing parts <I> 51x, </I> 25x by radial ribs <B> 75 </B> and <B> 76 </B>, which also have inlet and outlet - Form guide vanes for the auxiliary fan <B> 71, 72, 73 </B>.
The combustion chambers in this FIG. 2 are provided with double flame tubes, which divide the chambers into two parts in the longitudinal direction, in which double fuel injection nozzles 28 are arranged.
The annular inlet of the turbine duct into which the gases from the combustion chambers enter is formed by an outer member 31x, radial ribs 30x and an inner ring member 29x which is defined by the rear end of the housing 11x.
In this example, the turbine guide, blade structure is not fixed, but rotatably mounted; the turbine vane rotor has a vane carrier <B> 60 </B> which carries inwardly projecting vanes 41, 44, the inner ends of which are attached to the edges of walls 42 and 45, respectively, of which the latter one with it has one-piece bushing that forms a bearing housing.
In this example, the turbine rotor driving the compressor rotor has two running wheels <B> 32 </B> or <B> 32b, </B> carrying blade rims 33a, <B> 33b </B>, with both wheels being continuous , (), Ehende bolts are attached to the end of the shaft 14.
A bearing 43, which rotatably supports the guide shovel wall 42, is arranged between the impellers 32a, 32b. The main blade support of the guide vane rotor is provided by the rear end of the Laoerbüehse 48x, which is supported in the housing 11x and carries outer bearings 46, 47 on which the bushing of the wall 45 is rotatably supported; The bearing bush 48x also carries the rear end of the shaft 14 by means of internal bearings 49, 50.
The use of such a bearing cover 48x significantly reduces the speeds of the main bearings, ini. Comparison with an arrangement in which the bearings are inserted directly between the main shaft 14 and the turbine vane rotor. Advantageously, the 1, # i - #), erbüebse 48x is not formed from one piece with your housing 11x, but fitted and wedged into it.
The exhaust gases from the turbine are directed into an exhaust duct defined by members 34, 35, which terminate in a jet nozzle (not shown).
The stroke of this nozzle is supported by an air flow that is supplied by the fan <B> 71, 72 </B> and by an auxiliary fan <B> 61, 63 </B> arranged in the same duct and in series with it, which is driven directly by the turbine guide vane rotor.
This auxiliary fan <B> 61, 63 </B> is formed as follows: The rotatable guide vane carrier <B> 60 </B> of the turbine has, in addition to the inner ring that defines the outer boundary of the turbine duct, an outer ring element, the one Part of the inner boundary of an outer ring channel determines in which the auxiliary fan works.
This inner limitation is on each side of the guide vane carrier <B> 60 </B> by a stationary single <B> 59 </B> at the rear end and a stationary part of the stationary turbine housing member 31x forming Ringele element continued at the front end.
The outer boundary of the fan duct is formed by an attached housing <B> 57 </B>, which is connected to the front and rear with the links 31x and <B> 59 </B> by radial ribs <B> 56 </B> or <B> 58 </B> which also act as inlet and outlet guide vanes for the auxiliary fan;
the latter has two rotor blade rings <B> 61 </B> which are fastened to the turbine guide vane carrier <B> 60 </B>, and a single ring of stator blades <B> 63 </B>, which are attached to the outer casing element <B> 57 </B>.
The inner ends of the stator blades <B> 63 </B> are, as shown in the drawing, connected to one another by a cover, which is in an outer ring element, the turbine guide blade carrier <B> 60 - </ B> formed -with lies.
The outer and inner boundaries of the two auxiliary fan ducts are at the front and rear by cladding <B> 39, </B> 40 or <B> 65, </B> 64 and in between by cladding 82, <B> 83 </ B > continued.
The guide channel determined by the cladding <B> 65, </B> 64 leads backwards Yii an annular jet nozzle, which is the nozzle for the exhaust gases from the turbine; the front ends of the cladding <B> 39, </B> 40 define an air inlet for the auxiliary blower duct, the inlet of which lies in the same plane as the air inlet of the compressor,
which is determined by the inner wall 40a of the cladding 40 and a bead-shaped cladding which is arranged on the front end wall 53.
The outer boundary wall <B> 39 </B> of the ring-shaped auxiliary blower duct is continued at the inlet through the outer skin <B> 10 </B> of the nacelle.
The power plant shown in FIGS. 3 and 4 is designed so that the entire power of the power plant is available as shaft power. The stator housing of the system consists of three parts, a compressor housing <B> 51 </B> a turbine housing <B> 31 </B> and an intermediate housing element <B> 11. </B> The outer end of the Compressor housing <B> 51 </B> is supported by an end wall <B> 53 </B>, which is connected to this end by radial ribs <B> 52 </B>;
the outer end of the turbine housing <B> 31 </B> is supported by an end wall <B> 86 </B>, which is connected to this end by radial ribs <B> 85 </B>. Radial ribs <B> 26 </B> or <B> 30 </B> connect the intermediate housing element <B> 11 </B> to the inner ends of the housings <B> 51, 31. </B>
A combustion chamber <B> 27 </B> which contains fuel injection nozzles <B> 28 </B> is located between the housings <B> 51, 31 </B>.
End wounds 88, 89, which support a compressor rotor drum which is driven by the turbine blade rotor and which has a number of compressor blade rings 16, are keyed onto the shaft 14 </B> carries. A turbine runner <B> 32 </B>, which carries two rings of turbine blades, is also keyed onto the shaft 14.
The compressor vane structure is rotatable. The compressor guide vane rotor has a guide vane carrier <B> 66 </B>, which carries inwardly projecting guide vane rings <B> 17, </B> <B> 18 </B> which are connected to the rotor blade rings <B> 16 </ B> work together. The guide vane structure also has a supporting front wall <B> 67 </B> at the outer end and a supporting front wall <B> 77 </B> at the inner end, the links 67, 77 with the Beams <B> 66 </B> are connected by the outermost rims <B> 18 </B> of the guide vanes.
The end wall <B> 67 </B> supports the shaft 14 in a bearing <B> 68 </B> and is formed in one piece with a hollow power take-off shaft <B> 96 </B> or is attached to it, which shaft <B> 96 </B> - is coaxial with the shaft 14 and is in turn supported by the end wall <B> 53 </B> in bearings 54; Bearings <B> 90 </B> are also inserted between the hub part of the end wall <B> 77 </B> and the housing member <B> 11 </B>.
The turbine vane structure is also rotatable; The turbine guide vane rotor has a guide vane carrier <B> 60 </B> which has rings 44, 84, 41 protruding inwardly from the turbine guide vane.
The guide vane ring 84 lies between two rings of turbine rotor blades 33, the guide vane structure furthermore has a rotatable part 45 with two end walls consisting of one piece and one end wall 42 which connects to the guide vane carrier <B> 60 </B> are connected by the rings 44, 41 of guide vanes.
The end wall 42 consists of one piece with a hollow power output shaft 97, which is supported by an end wall 86 in a bearing 43 and the part 45 is supported by bearings 46, 47 the shaft 14 supports abge.
The guide vane rotor of the compressor and that of the turbine are linked to one another by means of a planetary spur gear, which has a number of a sun gear 95 formed on the end of the hub part of the link 77 rotatably supported on an inwardly directed extension of the housing member <B> 11 </B>, planet gears 94 and a line gear rim <B> 93 </B>, which is formed on an extension of the inner end wall of the part 45.
Since the planetary gear carrier formed by the link 11 is fixed, the turbine and compressor master cylinder rotors are forced to rotate in opposite directions and their speeds must have a constant ratio to one another.
In the arrangement shown, in which the sun gear is carried by the compressor guide vane rotor and the inner ring gear is supported by the turbine guide vane rotor, the latter is forced to rotate at a lower speed than the compressor guide vane rotor and therefore the speed is the The shaft <B> 97 </B> is smaller than that of the shaft <B> 96. </B> The speeds of these shafts can be selected so that they come very close to each other by reducing the diameter of the planet gears 94 as much as possible becomes;
this is desirable when it is necessary to get power outputs from the shafts 96,97 as close as possible, since, as explained above, the power outputs of the vane rotors are proportional to their rotation numbers are.
If it is necessary to obtain exactly the same power outputs and speeds of the shafts <B> 96, 97 </B> züi, it is necessary to put the spur gears planetary gear through a Keaelräder Illaneten gear or a spur gear planetary gear with two sun wheels or to replace two internal gear rims and internal plate gears, whereby all these alternative gearboxes are less compact than the gearbox shown.
In the embodiment of FIGS. <B> 3 </B> and 4 is the stationary intermediate bearing bushing between the main shaft ini (left, the Leitsebaufel rotors.
The power plant shown in FIGS. 3 and 4 has an air inlet duct, <B> 98, </B> which leads to the compressor inlet; an exhaust duct <B> 99 </B> diverts the exhaust pipe from the turbine outlet.
Since it is provided in this example, (let the entire power output as shaft power is delivered to the shafts <B> 96, 97 </B>, nothing is provided in order to obtain a lifting effect from the exhaust gases. The turbine is that designed in such a way, (let the gases emanating from the combustion% kainmei- emanating in the turbine be practically expanded up to partially external pressure.
The power available at the shafts <B> 96, 97 </B> can be used for any drive purposes, <B> depending </B> according to <B> Z, </B> the purpose for which the Power plant is directed.