Gleicbdr uekgasturbine. Die Erfindung betrifft eine GleicUdruck- gasturbine, welche mit Eintrittstempera turen des Treibmittels von<B>800'</B> C abs. und darüber arbeitet.
Soweit bisher Vorschläge zur Benutzung von voll beaufschlagten Axialturbinen für die Durchführung des Gleichdruckgasturbinenprinzips bekannt ge worden sind, lehnen sich diese Vorschläge hinsichtlich der Ausbildung der Axialtur- binen im wesentlichen an die bekannten Vor bilder des Dampfturbinenbaus an. Indessen sind die Axialdampfturbinen, selbst. wenn sie für den Dampfbetrieb die günstigsten Ergebnisse zeitigen, für die Durchführung des Gleichdruckverfahrens für Gasturbinen nicht brauchbar.
Die Gleichdruckgasturbine zeichnet sich aus durch eine vollbeaufschlagte Axialtur- bine, deren mittlere Schaufeldurchmesser auf der Eintrittsseite der Turbine so gering ge halten sind, dass dort die mittlere Umfangs- geschwindigkeit bei normaler Drehzahl der Tuxbine etwa 100 m/sec. beträgt, wobei die mittleren Schaufeldurchmesser und die Durchmesser der die Schaufeln tragenden Scheiben gegen den Austritt hin ständig zu nehmen und die Schaufellänge auf die Ein trittsseite wenigstens 10 % des mittleren Schaufeldurchmessers beträgt.
Bei Innehal- tung der relativ niedrigen Umfangsgeschwin- digkeit von etwa 100 m/sec. auf der Ein trittsseite, ist es möglich die Schaufelbean spruchungen trotz der ausserordentlich hohen Eintrittstemperaturen des Treibmittels in nerhalb der Grenzen zu halten, die konstruk tiv beherrschbar sind. Diese Vorschrift, den mittleren Schaufeldurchmesser so gering wie möglich zu machen, ist für Axialdampftur- binen nicht so zwingend, da diese ja mit we sentlich geringeren Eintrittstemperaturen und demgemäss auch geringen Materialbean spruchungen arbeiten.
Die Erfüllung der Bedingung, dass die Schaufellänge auf der Eintrittsseite wenig stens 10% des mittleren Schaufeldurchmes sers sein muss, ergibt eine Schaufelkonstruk- tion, die bisher im Dampfturbinenbau nicht angewendet worden ist. Vielmehr waren hier bei Turbinen mit von der Eintrittsseite nach dem Auslass zu ständig zunehmenden Durchmessern die Schaufellängen bei voll beaufschlagten Turbinen gewöhnlich 2 bis 4% des mittleren Schaufeldurchmessers.
Diese geringe Schaufellänge ist bei Dampf turbinen durchaus zulässig, da ja wegen der relativ geringen Anfangstemperaturen im Dampfturbinenbetrieb die Spiele so gering werden, dass derartig kurze Schaufeln hin sichtlich der Undichtigkeitsverluste unbe denklich sind.
Wollte man aber diese im Dampfturbinenbau übliche Bauart auf raleicbdruckgasturbinen anwenden, so wür den sich infolge der wesentlich höheren Ein- trittstemperaturen Spiele von solcher Grösse ergeben, dass die daraus resultierenden Un- dichtigkeitsverluste die Erreichung eines praktisch brauchbaren thermodynamischen Wirkungsgrades in der Axialturbine aus schliessen müssten.
Bei der voll beaufschlag- ten Axialturbine gemäss der Erfindung bei der die Schaufellänge auf der Eintrittsseite wenigstens<B>10%</B> des mittleren Schaufel durchmessers ist, ergibt sich eine Konstruk tion, welche für den Gasturbinenbetrieb be sonders günstig ist, und zwar aus folgenden Gründen:
Wird die Schaufel verhältnismässig lang, so wird sie mit zunehmender Länge un empfindlicher gegen Undichtigkeitsverluste. Diese Unempfindlichkeit erlaubt aber grösse res Spiel zwischen Schaufeln und Gehäuse bezw. Leitschaufeln zuzulassen, und das ist insofern gerade für den Gasturbinenbau entscheidend, als dieses grössere Spiel grössere Kriechungen zulässt, die bei den hohen Ein trittstemperaturen des Gleichdruckverfahrens unvermeidbar sind, sofern man die Turbine mit amgreichendem thermo - dynamischem Wirkungsgrad betreiben will.
Ausführungsbeispiele des Erfindungs gegenstandes und Detailvarianten sind in den Zeichnungen dargestellt.
Es zeigen: Fig. 1 einen halben Axialschnitt durch eine mit einem Kompressor auf gleicher Welle sitzender Gleichdruckgasturbine, Fig. 2' eine Stirnansicht dieser Turbine;
von der Auspuffseite gesehen, Fig. 3 einen, Teilausschnitt aus Fig. 1 in grösserem Massstabe, Fig. 4 einen halben Axialschnitt durch eine andere Gleichdruckgasturbine, Fig. 5 und 6 Teilausschnitte aus Fig. 4 in grösserem Massstabe, Fig. 7 die Darstellung einer Anlage, die die Turbine gemäss Fig. 4 bis 6 aufweist, und Fig. 8 und 9 zwei Detailvarianten bil dende Ausbildungen der Turbinenscheibe.
In einem gemeinsamen Gehäuse liegen ein Kompressor A und eine voll beaufschlagte Axialturbine B, beide auf derselben Welle. Die Welle ist eine Hohlwelle, die aus meh reren Rohrteilen besteht, die durch die Ver bindungen 1, 2 miteinander verbunden und beiderseits in Endlagern 3 und 4 gelagert sind. Zur Unterstützung der Welle in der Mitte ist ferner noch ein Zwischenlager 5 vorgesehen.
Der Kompressor saugt die bei 6 eintre tende Luft an und verdichtet sie auf bei spielsweise 3. atü. Die verdichtete Luft tritt am Ende des Verdichters durch den Ring spalt 7 aus, geht in Richtung der Pfeile um die Brennkammer 8 herum nach hinten, um durch die Öffnungen 9 in das Innere der Brennkammer einzutreten. Diesen sind eine Mehrzahl von Mischtrichtern 10 vorgeschal tet, durch deren Öffnungen 11 ein. Primär teilluftstrom eintritt, in den mittelst einer Anzahl gleichmässig über den Umfang ver teilter Düsen 12 Brennstoff, zum Beispiel Rohöl, eingespritzt wird. Das Gemisch strömt aus den Trichtern 10 aus und mischt sich mit dem andern Teilstrom.
Der Brenn stoff entzündet sich an den erhitzten Wän den der Brennkammer. Infolge der Verbren nung des Brennstoffes in der Brennkammer 8 wird die verdichtete Luft auf 800 C abs. und höher erhitzt. Sie tritt mit dieser Tem- peratur durch den an die Brennkammer 8 anschliessenden Ringkanal 13 in die Turbine ein. Der mittlere Durchmesser der Schau feln der ersten Räder ist so niedrig wie möglich gehalten, er ist zum Beispiel 200 mm. Die Schaufellänge x dieser ersten Räder ist 20% des mittleren Schaufeldurch messers d, also 40 mm.
In der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform der Erfin dung kann die Gasturbine als Antriebsma schine für ein Propellerfahrzeug, zum Bei spiel ein Flugzeug, verwendet werden. Für diesen Fall braucht nicht die volle ausnutz- bare Energie des heissen Treibmittels in den Turbinenschaufeln verwertet zu werden. Man kann aus der letzten Stufe der Axialturbine die Gase mit. hoher Geschwindigkeit nach aussen austreten lassen. Die Reaktionskraft birgt einen Raketeneffekt, der das Flugzeug nach vorne treibt.
In diesem Falle wird zweckmässig das Schaufelverhältnis an der Auslassseite ein anderes als an der Eintritts seite sein., derart, dass hier die Schaufel länge, bezogen auf den mittleren Durchmes ser, geringer ist als an der Einlassseite.
Die Brennkammer 8 ist in dem beschrie benen Ausführungsbeispiel ein ringförmiger Behälter. dessen Querschnitt aus Fig. 1 er sichtlich ist und der sozusagen wie ein hoh ler Mantel das Turbinengehäuse umgibt. Durch die Brennkammer 8 führen auf der dem Verdichter benachbarten Seite Verbin dungsstutzen 32 hindurch, so dass ein Teil der vom Verdichter 7 kommenden Luft durch diese Verbindungsstutzen 32 strei chend zwischen Turbinengehäuse und der innern Wandung 15 der Verbrennungskam mer hindurchströmen kann.
Ein Teil der vom Verdichter gelieferten Luft geht auf dem durch den Pfeil 16' angedeuteten )Vege um die Aussenwandung der Verbrennungs kammer 8 herum und tritt vor den ersten Laufschaufeln 17 in den gemäss Pfeil 18 in die Turbine eintretenden heissen Treibmittel strom ein. Diese Abscheidung eines Teils der Verdichterluft entlang dem Wege des Pfeils 16' hat den Zweck, die Dichtung 19 und das Lager 5 gegen Hitzeeinstrahlung von der Verbrennungskammer aus zu schützen.
Es sind wie ersichtlich Schutzräume vor handen durch die Kühlluft streicht. Diese Schutzräume umgeben die Brennkammer völlig.
Der Gesamtaufbau ist folgender: Das Verdichtergehäuse besteht in an sich bekannter Weise aus Gehäuseabschnitten 220 bezw. 21, 22. Der letztere enthält den Luft einlasskanal 6 und auf der Stirnseite das La ger 3. An den Gehäuseabschnitt 21 ist eine Stirnwand 23 angeschweisst, die in der Mitte da; Zwischenlager 5 trägt und die den. Kom pressor auf der Turbinenseite abschliesst.
An der Stirnwand ist ein Ringflansch 24 be festigt, zum Beispiel angeschweisst, der dazu dient, um das Turbinengehäuse zu halten und zu zentrieren, und zwar in folgender Weise: Das linke Ende des Turbinengehäuses 25 läuft in einen Anschlussstutzen 2,6 aus, der mittelst durch die Kanäle 3.2 sieh er streckende Rippen 26' mit einem Endflansch 27 verbunden ist. Dieser Endflansch 27 um schliesst den Ringflansch 24 und wird mit diesem durch eine ausdehnungsfähige Stif't- verbindnng verbunden, so dass etwaige ra diale Ausdehnungen und daraus sieh erge bende Veränderungen der Durchmesser des Ringflansches 24 und des Endflansches 2 7 sich ausgleichen können.
Die Stiftverbin dung ist gleich wie die in Fig. 4 in grösse rem Massstabe dargestellte und wird bei Er läuterung dieser Figur noch genauer be schrieben.
In der Wandung des Teils 216 sind Durch brechungen vorhanden, durch welche die Verbindungsstutzen hindurchtreten.
Das ganze Turbinengehäuse ist einteilig ohne Trennfugen hergestellt und eignet sich daher besonders gut für die ausserordentlich hohen Betriebstemperaturen, für welche sich ein geteiltes Turbinengehäuse weniger eig-. neu würde. Der Durchmesser des Turbinen gehäuses 25 nimmt, wie Fig. 1 erkennen lässt, von Stufe zu Stufe treppenförmig zu, auch das Innere des Gehäuses ist treppen- förmig ausgebildet.
Die Wandungen sind verhältnismässig schwach, was wegen der un geteilten Ausführung des Gehäuses zulässig ist und den Vorteil mit sich bringt, dass sie die Betriebstemperatur sehr schnell anneh men können und in gleicher Weise erwärmt werden, wie die Welle, bei welcher die Wär- mezufuhrverhältnisse günstiger liegen.
Der Läufer besteht aus einer Hohlwelle 33, auf deren äusserem Umfange aus einem Stück mit ihr bestehend, die Scheiben 34 angeordnet sind. In diesen sind die Laufschaufeln in geeigneter Weise mit Hilfe von bekannten Verbindungen, zum Beispiel Schwalben schwanz und Nut, befestigt und diese Ver bindung durch zusätzliche Schweissung ins besondere gegen ungünstige Einflüsse der Kriechung gesichert. Die Schw eissstellen sind in der Zeichnung mit 35 (Fig. 3) bezeichnet.
Das äussere Ende der Schaufeln wird durch Deckbänder 36 gesichert, mit denen die äu ssern Schaufelenden verschweisst sind.
Der Leitapparat (Fig. 3) besteht aus einer Anzahl von Leitscheibenkränzen 37 mit Z-förmigem Querschnitt. Mit diesen sind die Leitschaufeln 38 verbunden, die ihrerseits wieder mit den zugehörigen Leit- scheiben 39 durch geeignete Mittel verbun den und durch Schweissung 40 gesichert sind.
Eine ähnliche Schaufelverbindung ist in Fig. 6 gezeigt, in der die Schweissstellen mit 40' bezeichnet sind. Bei der links in Fig. 6 gezeigten Laufradkonstruktion sind die Schaufeln mit den Scheiben 34 ausser durch die dargestellte Schwalbenschwanzverbin- dung durch Stumpfschweissung verbunden,
indem man die Schaufeln mit den Scheiben in den Flächen 40" zusammenspannt und durch einen elektrischen Strom in diesen Flächen 40" stumpf zusammenschweisst.
Sehr wesentlich ist die Schaufelsicherung durch Schweissen, weil durch diese Mass nahme die bei den ausserordentlich hohen Be triebstemperaturen infolge der Kriechung be sonders drohenden Lockerungen der Verbin dungen mit Sicherheit verhütet werden.
Die Deckbänder 36 sind am äussern Um fange mit vier Dichtungskanten ausgestat- tet, von denen je eine 3!6" nach rechts und nach links und zwei 36' in radialer Richtung nach aussen weisen. Die links am Laufrad umfange angeordneten Dichtungskanten le gen sich gegen den äussern Kranz 3 7 des Leitapparates, die rechts am Umfange der Laufräder liegenden Dichtungskanten einer seits gegen den innern Gehäuseumfang 25' und nach rechts gegen die linke Seite des äussern Ringes des benachbarten Leitappa rates.
Die Dichtung zwischen Läufer und Leit- scheiben erfolgt in ähnlicher Weise ebenfalls bei jeder Leitscheibe durch ider Dichtungs kanten, von denen zwei 39' radial nach au ssen gerichtet auf dem Läuferumfange sitzen, während zwei andere 39" rechts und links auf den Leitscheiben 39 in axialer Richtung entgegengesetzt gerichtet angeordnet sind.
Diese letzteren legen sich gegen entspre chende Dichtungsflächen, die sich am Grunde der Laufräder 34 befinden, die er steren gegen am innern Umfang der Leit- scheiben 39 angeordnete gegeneinander im Durchmesser versetzte umfängliche Dich tungsflächen 39"'.
An das Kompressorgehäuse schliesst sich nach hinten ein Turbinenmantel 41-an, der hinten in einem Ringflansch 42 endet, der mit dem Turbinengehäuse durch Schweissung bei 43 verbunden ist. An diesen Flansch an geschlossen ist ein Ringblech 44, an welches der trichterförmige Auslassstutzen 45 des Turbinengehäuses 25 angeschlossen ist. In nerhalb des trichterförmigen Auslassstutzens 45 sind mit stromlinienförmigem Querschnitt ausgestattete radiale Stützrippen 46 ange ordnet, die an eine zentrale Turbinenwand 47, die das Endlager 4 trägt, angeschlossen sind.
Die Nabe der Turbine und das End- lager sind mit einer stromlinienförmig nach hinten sich verjüngenden Endkappe 48 nach aussen abgedeckt, deren grösster Aussen durchmesser dort liegt, wo die Kappe an den letzten Schaufelkranz herangeht. Nach hin ten ist die Kappe in eine gut abgerundete Spitze 49 ausgezogen. Die Ausbildung die- ser Kappe hat den Zweck eine verlustlose Abströmung der Abgase aus der Turbine nach hinten zu ermöglichen, was insbeson dere dann wichtig wird, wenn die Turbine als Raketenturbine wirken soll.
Das Ringblech 44, an dessen innerem Umfang das Turbinengehäuse mit seinem Auslassteil 45 befestigt ist, wird, indem es entsprechend dünn gemacht wird, mit solcher Nachgiebigkeit ausgestattet, dass die ver schiedenen Ausdehnungen des äussern Gehäu ses 41 und des innern Turbinengehäuses 25 hier ausgeglichen werden können. Da das Endlager 4 als Axiallager ausgebildet ist und seinerseits wieder im Turbinenauslass- stutzen 45 liegt, so ist dadurch gewährleistet, dass einerseits auch die Welle sich ungehin dert ausdehnen kann, und zwar in gleichem Masse wie das Gehäuse, wodurch Ausdeh nungsunterschiede in axialer Richtung zwi schen Läufer und Gehäuse auf ein Minimum herabgesetzt werden.
Das Ausführungsbeispiel gemäss Fig. 4 entspricht im wesentlichen dem der Fig. 1. Die hier dargestellte axiale Gleichdruck turbine ist für volle Ausnutzung des verfüg baren Wärmegefälles gedacht und demge mäss ist das Verhältnis von Schaufellänge zum mittleren Schaufeldurchmesser über die gesamte Axiallänge der Turbine im wesent lichen gleich.
Das Turbinengehäuse 50, das wiederum treppenstufenartig nach dem Auslass hin sich vergrössert, ist aus einem einzigen ungeteil ten Körper hergestellt. Gehalten wird das Gehäuse in einem konischen Zwischenstück 51, das mittelst Flansch 52 an das Gehäuse 5'3 einer angeschlossenen Maschine, zum Bei spiel eines Verdichters oder eines Genera- tors, angeschlossen ist. Die Verbindung zwi schen Turbinengehäuse 50 und dem Zwi schenstück 51 wird durch radial eingesetzte Bolzen 54 gesichert.
Diese liegen in radialen Bohrungen 57 und 58 des Ringflansches 56 bezw. des Turbinengehäuses (bezw. des Ring flansches 24 und des Endflansches 27) und besitzen am äussern Ende einen seitlich vor stehenden Kopf 59, der gegen den Boden 60 einer erweiterten Bohrung 55 anliegt. In diese Bohrung ist von oben ein mit Gewinde 61 versehener Pfropfen 62 hineingeschraubt, wodurch jeder Bolzen 54 in seiner Lage in radialer Richtung _ gesichert ist.
Nach aussen ist das Turbinengehäuse ab geschlossen durch einen seiner Form sich an passenden Blechmantel 63.
Am Auslassende des Turbinengehäuses ist ein Ring 64 angeschlossen, der mit dem Tur binengehäuse mittelst Flanschen 65, 66 ver bunden ist. Er trägt zweckmässig mit Strom- linienprofil versehene Tragrippen 67, die wie Speichen eines Rades in radialer Richtung verlaufen und am äussern Umfang einer ko nischen Endwand 68 befestigt sind, die ihrerseits in der Mitte das Endlager trägt. Ein zylindrischer Stutzen 69 enthält eine ringförmige Lagerbüchse 70, die in der La gerbohrung mit einem Lagermetallfutter 70', zum Beispiel aus Weissmetall versehen ist.
In der Lagerbüchse 70 läuft der Wel- lenendzapfen 29 der Turbinenwelle. Das Weissmetallfutter erstreckt sich auch, wie bei 72 gezeigt, auf die rechte Stirnseite der La gerbüchse 70. Hier liegt gegen das Weiss metallfutter 72 eine Druckscheibe 73 n, die mit den Stirnenden der Welle durch Schrau benbolzen 74 fest verbunden ist. Die äussere Seite der Draekscheibe 73 legt sich gegen ein ebenfalls mit Lagermetallfutter 75 ver sehenes Stirnendlager 76, das durch Schrau- benverbindung (nicht gezeigt) mit dem zy lindrischen Stutzen 69 des Endteils 68 fest verbunden ist.
Die äussere Lagerung ist nach aussen vollständig abgeschlossen durch einen Enddeckel 77, der zugleich mit dem Stirn endlager 76 verschraubt ist. Am innern Ende des zylindrischen Lagerstutzens 69 sitzt eine Öldichtung 78, die das Abfliessen des Öls aus dem Lager nach dem Turbinenläufer verhin dern soll.
Die Dichtungsräume 78' sind in an sich bekannter Weise mit Sperrluft gefüllt.
Mit dem linken Teil geringeren Durch messers ragt das Turbinengehäuse in das Innere des konischen Verbindungsgehäuse teils 51 hinein und grenzt hier an eine ring- förmige Einlasskammer 79, die mit ihrem Ringauslass 80 an die erste Turbinenstufe an schliesst. Diese ringförmige Einlasskammer 79 steht durch eine geeignete Leitung mit der Verbrennungskammer in Verbindung, so dass das heisse Brenngas von der Brennkam- mer kommend in die Einlasskammer 79 ein strömt und von hier zur Turbine gelangt.
Die Einlasskammer 79 ist von einem engen Luftraum 81, 82 umgeben, welcher von kal ter Luft durchströmt wird, die bei dem Ringauslass, 80 der E.inlasskammer 79 in den aus dieser in die Turbine eintretenden heissen Gasstrom eintritt. Diese Luftströme schüt zen das Turbinengehäuse bezw. die Diohtun- gen 82, 83 und das Lager 84 gegen die Hit zeeinstrahlung von der die heissen Verbren nungsgase führenden Einlasskammer 79. Die Räume 83' der Dichtungen 83 sind mit Sperrluft gefüllt.
Bei dieser Ausführungsform der Erfin- dung sind die Scheiben, welche die Lauf schaufeln tragen, nicht mit der Welle aus einem Stück bestehend hergestellt, sondern als Einzelscheiben ausgebildet. Die Form der Einzelscheiben 85 ist aus der Zeichnung (vergleiche auch die grössere Darstellung in Fig. 5) erkennbar.
Die Welle 86 ist eine Hohlwelle, die etwa bei 87 ihren grössten Durchmesser hat. Von hier ab nimmt der Durchmesser von Stufe zu Stufe nach rechts und links ab, so dass die Welle nach rechts und links sich verjüngend treppenstufenförmig abgestuft ist. Die Tur binenscheiben sind so geformt, dass ihr in nerer Durchmesser ebenfalls abgesetzt ist. Die Turbinenscheiben 85 tragen an einer Seite einen Ringbund 88, dessen innerer Durchmesser etwas kleiner ist, als der Durchmesser der über die grösste Breite der Turbinenscheibe sich erstreckenden Bohrung 88'. Infolgedessen entsteht an dieser Stelle ein Anschlag, mit dem sich die Ringbunde 88 gegen die durch Abstufung der Welle. ent standenen Anschlagkanten 89 anlegen.
Da durch ist die axiale Lage der hintereinander auf die Welle aufgeschobenen Scheiben be stimmt. Die Sicherung in dieser Lage er- folgt mit Hilfe von Stiften 90, die durch miteinander übereinstimmende Bohrungen 91 der Turbinenscheiben bezw. 92 der Welle hindurchgehen.
Jede Turbinenscheibe hat auf der dem Ringbund 88 entgegengesetzt gerichteten Seite eine Eindrehung 93, in welche der Ringbund 88 der benachbarten Scheibe ein tritt. Infolgedessen überdeckt jeder Ring das äussere Ende der Stifte 90, so dass diese nach aussen nicht fort können. In der Zeichnung ist dargestellt, dass, zwischen den benachbar ten Turbinenscheiben ein kleiner Spalt 94 vorgesehen ist. Die Grösse dieses Spaltes richtet sich nach den jeweiligen Erfordernis sen. Sie braucht nur so gross zu sein, um den im äussersten Falle zu erwartenden Wärme dehnungen Rechnung zu tragen. Der Spalt kann jedoch auch etwas grösser gewählt wer den, und zwar zum Zwecke eine Beheizung der Welle herbeizuführen.
Auf der Welle sind eine Anzahl achsparallele Kanäle 95 (Fig. 4) eingeschnitten, welche zwei benach barte Spälte miteinander verbinden. Dieses hat zur Folge, dass heisses Treibmittel von einer Stufe höheren Druckes dem Wege des eingezeichneten Pfeils folgend zu einer Stufe niedrigeren Druckes übertreten kann. Hierbei streicht das heisse Treibmittel durch den Kanal 95 der Welle und gibt hier seine Wärme an die Welle ab.
Derartige Verbin dungskanäle zwischen den einzelnen Stufen können in beliebiger Form und beliebiger Anzahl angeordnet sein. Eine andere Art der Wellenbeheizung ist an jener Stufe vorhan den, die in der Nähe des grössten Durchmes sers der Turbinenwelle liegt. Hier führt von Raum 97 zwischen zwei benachbarten Schei ben ein Kanal 9.8 bis zur Welle, die hier eine oder mehrere radiale Kanäle 99 aufweist, welche bis an die innere Bohrung 100 der Turbinenwelle gehen. Heisses Treibmittel kann also aus dem Raum 97 durch die Ka näle 98 und 99 in die Innenbohrung 100 der Welle entweichen und dadurch die Welle von innen heizen.
Die Heizung der Welle ist bedeutungs voll, weil es durch entsprechende Erwär- mung der Welle von innen her möglich ist, ihre Ausdehnung unter dem Wärmeeinfluss so zu regulieren, dass die Spannungsverhält nisse und auch die Ausdehnungsverhältnisse zwischen Welle und Gehäuse möglichst gün stig werden,.
Die beiden in diesem Ausführungsbei spiel gezeigten Beheizungsmöglichkeiten für die Welle könnten auch nur einzeln vorhan den sein. Die in die Bohrung 100 der Welle abströmenden Heizgase werden durch am Ende der Welle angeordnete Auslasskanäle 101 in Richtung des Pfeils 102 in den Aus lass der Turbine entfernt.
Die Spaltdichtung ist in diesem Ausfüh rungsbeispiel etwas anders gestaltet als beim ersten. Am äussern Umfang tragen die Deck ringe 103 (Fig. 5, 6) der Turbinenscheiben 85 nach aussen gerichtete Dichtungskanten 104, 105, von denen die Dichtungskanten 104 gegen die entsprechenden zylindrischen In nenflächen 106 des Turbinengehäuses, die Kanten 105 gegen entsprechend ausgebildete Flächen 107 der äussern Leitapparatringe 108 anliegen. Die Aussenringe 10-8 tragen nach rechts gerichtete ringförmige Blech streifen 109, deren Kanten mit entsprechen dem Spiel gegen die linke Begrenzungsfläche der Deckringe 103 stehen.
Auf der linken Seite tragen die Aussenringe 108 der Leit- schaufeln ebenfalls Blechringe 110, die gegen die linke Stirnkante des Abdeckringes der benachbarten Turbinenscheibe anliegen. Die Dichtung am innern Umfang erfolgt in der Weise, dass die Leitscheiben 111 rechts und links axial gerichtete Blechringe 112 und 113 tragen, die gegen entsprechende Seiten flächen 114, 115 der benachbarten Turbi nenscheiben gerichtet sind, während diese selbst nach aussen gerichtete Dichtungskan ten 39', 116, 117 tragen, die gegen die ent sprechenden innern Umflächen 11.8, 119 der feststehenden Leitscheibe 111 gerichtet sind.
Bei dieser Ausführungsform der Tur bine können auch die äussern Zwischenringe 108 des Leitapparates ungeteilt sein, da die Scheiben des Turbinenläufers einzeln aufge schoben werden können.
Aus einer Betrachtung der Fig. 4 folgt, dass auch bei diesem Ausführungsbeispiel die Turbine als vollbeaufschlagte Achsial- turbine ausgeführt ist, bei der die mittleren Schaufeldurchmesser d und die Durchmesser der die Schaufeln tragenden Scheiben gegen den Austritt hin beständig zunehmen. Die Schaufellänge x auf der Eintrittsseite be trägt hier ebenfalls etwa 20 % des mittleren Schaufeldurchmessers. Der mittlere Schau feldurchmesser auf der Eintrittsseite wird so bemessen,, dass daselbst die mittlere Um fangsgeschwindigkeit bei normaler Drehzahl der Maschine etwa 100 m/sec. beträgt.
Im Ausführungsbeispiel nach Fig. 1 bis 3 bestehen die Turbinenscheiben und die Welle aus einem Stück; im Ausführungsbei spiel nach Fig. 4 bis 6 sind die einzelnen Turbinenscheiben auf eine gemeinsame Welle aufgesetzt. Diese Ausführungen können je doch, wie die Fig. 8 und 9 zeigen, geändert werden.
Gemäss Fig. 8 sind einzelne Turbinen scheiben 140 mit ihren Naben 141 nebenein- andergereiht und miteinander durch ringsum laufende Schweissnähte 142 verbunden, da mit die zusammengeschweissten Naben 141 die Welle ersetzen.
Fig. 9 zeigt eine ähnliche Bauart, nur mit dem Unterschiede, dass die Scheiben 140 sich nach innen in das Innere der Bohrung hinein erstrecken und hier einen Innenring 143 aufweisen. Diese Bauart vermindert die Fliehkraftbeanspruchungen. Der Innenring 143 erleichtert die Schweissung, indem er als Führung dient.
Wie aus Fig. 1 und 4 hervorgeht, ist das Axiallager 4 bezw. 70 sehr nahe an die Tur binenscheiben heranverlegt, um eine mög lichst gute Agialdichtung an der Turbinen auslassseite zu erhalten, da die Turbinen scheiben hier ein ziemlich grosses Spiel in ra dialer Richtung verlangen. Dagegen müssen die radialen Spiele an der Einlassseite der Turbine, wo die Durchmesser der Scheiben klein aber die axialen Versehiebungen ver- hältnismässig gross sind, so klein als möglich gehalten werden.
In Fig. 7 ist eine Gasturbinenanlage dar gestellt, die mit zwei Axialturbinen gemäss Fig. 4 bis 6 ausgerüstet ist.
120 ist ein Verdichter, an den die Axial turbine 121 in der oben beschriebenen Weise angeschlossen ist. Getrennt davon ist eine zweite ähnliche Turbine 122 angeordnet, die auf der gleichen Welle arbeitet, wie ein mit ihr verbundener Stromerzeuger 123. Die vom Verdichter gelieferte Luft tritt in die Lei tung 124 ein. In diese wird durch die Vor- richtung 125 Wasser eingespritzt, wodurch eine Kühlung der im Verdichter erwärmten Luft herbeigeführt und gleichzeitig in bekannter Weise Dampf erzeugt wird. Die Luft geht dann durch die Leitung 124 wei ter zu einem Regenerator 125a, der in Fig. 3a teilweise im Schnitt dargestellt ist.
Er ent hält Einbauten mit einer gewissen Oberfläche und wird. erhitzt von den Abgasen der Tur binenanlage, die durch die Leitung 126a ab strömen. Vom Regenerator strömt die hoch erhitzte Luft durch die Leitung 126 zur Brennkammer 127. In diese wird mit Hilfe geeigneter Einspritzvorrichtungen 128 Brenn stoff eingespritzt, der sich an den heissen Wänden entzündet, so dass hier ein Brenngas von sehr hoher Temperatur entsteht, das nun durch die Leitungen 129 und 130. zu den bei den Turbinen 121 und 122 strömt.
In die Brennkammer mündet ferner eine Wassereinspritzvorrichtung 128', mit deren Hilfe Wasser eingespritzt wird, wodurch die Ladung für Überbelastungen erhöht werden kann.
Nachdem das Arbeitsmittel in den Tur binen Arbeit geleistet hat, geht es durch die Ableitungen 131 und 132 zum Regenerator 125a und nach dessen Durchströmung zur Endauslassleitung 12:6a. .
In der gezeichneten Anlage sind die bei den Turbinen parallel geschaltet.
Ein Teil der im Verdichter hochverdich teten Luft wird in dem Zwischengefäss 138 abgezapft und durch eine Leitung 134 in eine Umluftleitung 135 geführt, die zu dem Luftumwälzungssystern des elektrischen Ge- nerators <B>123</B> gehört. Im Gehäuse des Gene- rators befindet sich das Gebläse 136, wel ches die Luftumwälzung durch den Genera tor hindurch zum einen Stirnende des Ge- neratorgehäuses und von hier durch die Um luftleitung 135 zum andern Stirnende des Generators bewirkt.
Die Uinluftleitung 135 ist mit einer Kühlvorrichtung 137 versehen, durch welche der durch die Maschine zirku lierende Luftstrom abgekühlt wird.
Diese Unterdrucksetzung der Generator umluftkühlung ist von wesentlicher Bedeu tung insofern, als der Kühleffekt der umlau fenden Luft bei Hochdruck wesentlich bes ser ist als bei normalem Druck.
Die Unterdrucksetzung des Generatorge- häuses hat aber auch den weiteren Vorteil, dass, in diesem kein niedrigerer Druck herrscht, als an der Eintrittsseite der an schliessenden Gasturbine. Es brauchen also für das zwischen Turbine und Generator lie gende Lager keine besonders sorgfältig aus geführten Überdruckdichtungen vorgesehen zu werden.
In ähnlicher Weise kann auch die La gerdichtung bei der den Verdichter treiben den Turbine durchgeführt werden, indem ein dem zwischen Verdichter und antreiben der Gasturbine liegenden Lager benachbar ter Raum, und zwar auf der Kompressorseite liegender Raum durch eine Anzapfleitung 138 unter Druck gesetzt wird, so dass auch hier eine Überdruckdichtung zwischen Gas turbine und Kompressor entbehrlich wird.
Same pressure gas turbine. The invention relates to a GleicUdruck- gas turbine, which with entry temperatures of the propellant of <B> 800 '</B> C abs. and works about it.
As far as proposals for the use of fully loaded axial turbines for the implementation of the constant pressure gas turbine principle have been known, these proposals with regard to the design of the axial turbines are based essentially on the well-known prior images of steam turbine construction. However, the axial steam turbines, even if they produce the most favorable results for steam operation, cannot be used to carry out the constant pressure method for gas turbines.
The constant pressure gas turbine is characterized by a fully loaded axial turbine whose mean blade diameter on the inlet side of the turbine is kept so small that the mean circumferential speed there at normal speed of the Tuxbine is around 100 m / sec. is, with the mean blade diameter and the diameter of the discs carrying the blades towards the outlet constantly to take and the blade length on the entry side is at least 10% of the mean blade diameter.
If the relatively low circumferential speed of around 100 m / sec is maintained. On the entry side, it is possible to keep the stresses on the blades within the limits that can be structurally controlled despite the extraordinarily high inlet temperatures of the propellant. This rule of making the mean blade diameter as small as possible is not so compelling for axial steam turbines, since they work with significantly lower inlet temperatures and, accordingly, also with low material stresses.
The fulfillment of the condition that the blade length on the inlet side must be at least 10% of the mean blade diameter results in a blade construction that has not been used in steam turbine construction up to now. Rather, in the case of turbines with constantly increasing diameters from the inlet side to the outlet, the blade lengths with fully loaded turbines were usually 2 to 4% of the mean blade diameter.
This short blade length is quite permissible in steam turbines, since the games are so small because of the relatively low initial temperatures in steam turbine operation that such short blades are unlikely to occur in terms of leakage losses.
However, if one wanted to apply this type of construction, which is common in steam turbine construction, to radial pressure gas turbines, the significantly higher inlet temperatures would result in games of such magnitude that the resulting leakage losses would have to preclude the achievement of a practically useful thermodynamic efficiency in the axial turbine.
In the fully loaded axial turbine according to the invention, in which the blade length on the inlet side is at least <B> 10% </B> of the mean blade diameter, the result is a construction which is particularly favorable for gas turbine operation for the following reasons:
If the shovel is relatively long, it becomes less sensitive to leakage with increasing length. This insensitivity, however, allows greater play between blades and housing BEZW. Allowing guide vanes, and this is particularly important for gas turbine construction, as this greater clearance allows greater creep, which is unavoidable at the high inlet temperatures of the constant pressure process, provided that the turbine is to be operated with sufficient thermodynamic efficiency.
Embodiments of the subject invention and detailed variants are shown in the drawings.
1 shows a half axial section through a constant pressure gas turbine seated on the same shaft with a compressor, FIG. 2 'shows an end view of this turbine;
Seen from the exhaust side, FIG. 3 shows a partial section from FIG. 1 on a larger scale, FIG. 4 shows a half axial section through another constant pressure gas turbine, FIGS. 5 and 6 partial sections from FIG. 4 on a larger scale, FIG System which has the turbine according to FIGS. 4 to 6, and FIGS. 8 and 9 show two detail variants bil Dende designs of the turbine disk.
A compressor A and a fully loaded axial turbine B are located in a common housing, both on the same shaft. The shaft is a hollow shaft, which consists of several pipe parts, which are connected by the Ver connections 1, 2 and are stored in end bearings 3 and 4 on both sides. An intermediate bearing 5 is also provided to support the shaft in the middle.
The compressor sucks in the air entering at 6 and compresses it to, for example, 3. atm. The compressed air exits at the end of the compressor through the ring gap 7, goes in the direction of the arrows around the combustion chamber 8 around to enter through the openings 9 into the interior of the combustion chamber. These are a plurality of mixing hoppers 10 upstream, through their openings 11 a. Primary partial air flow enters, into which fuel, for example crude oil, is injected by means of a number of nozzles 12 evenly distributed over the circumference. The mixture flows out of the funnels 10 and mixes with the other partial flow.
The fuel ignites on the heated walls of the combustion chamber. As a result of the combustion of the fuel in the combustion chamber 8, the compressed air is at 800 C abs. and heated higher. At this temperature it enters the turbine through the annular channel 13 adjoining the combustion chamber 8. The mean diameter of the blades on the first wheels is kept as low as possible, for example 200 mm. The blade length x of these first wheels is 20% of the mean blade diameter d, that is 40 mm.
In the embodiment of the invention shown in Fig. 1, the gas turbine can be used as a drive machine for a propeller vehicle, for example an airplane. In this case, the full usable energy of the hot propellant does not need to be used in the turbine blades. You can use the gases from the last stage of the axial turbine. let out at high speed. The reaction force harbors a rocket effect that propels the aircraft forward.
In this case, the blade ratio on the outlet side will expediently be different from that on the inlet side, such that the blade length here, based on the mean diameter, is less than on the inlet side.
The combustion chamber 8 is an annular container in the described embodiment enclosed. whose cross-section from Fig. 1 it is visible and which, so to speak, surrounds the turbine housing like a hollow jacket. Through the combustion chamber 8, on the side adjacent to the compressor, connection nozzles 32 lead through, so that part of the air coming from the compressor 7 can flow through these connecting nozzles 32 between the turbine housing and the inner wall 15 of the combustion chamber.
Part of the air supplied by the compressor goes around the outer wall of the combustion chamber 8 on the path indicated by the arrow 16 'and enters the hot propellant stream entering the turbine according to arrow 18 in front of the first rotor blades 17. This separation of part of the compressor air along the path of the arrow 16 'has the purpose of protecting the seal 19 and the bearing 5 against heat radiation from the combustion chamber.
As can be seen, there are shelters in front of which the cooling air passes. These shelters completely surround the combustion chamber.
The overall structure is as follows: The compressor housing consists in a manner known per se of housing sections 220 respectively. 21, 22. The latter contains the air inlet channel 6 and on the front side the bearing 3. An end wall 23 is welded to the housing section 21, which is there in the middle; Intermediate storage 5 carries and the. Compressor closes on the turbine side.
On the end wall, an annular flange 24 is fastened, for example welded, which serves to hold and center the turbine housing, in the following way: The left end of the turbine housing 25 runs into a connecting piece 2,6 from the middle through the channels 3.2 he see stretching ribs 26 'with an end flange 27 is connected. This end flange 27 encloses the annular flange 24 and is connected to it by an expandable pin connection so that any radial expansions and changes in the diameter of the annular flange 24 and the end flange 27 can be compensated for.
The pin connection is the same as that shown in Fig. 4 in a larger scale and will be described in more detail when explaining this figure.
In the wall of the part 216 there are openings through which the connecting pieces pass.
The entire turbine housing is made in one piece without parting lines and is therefore particularly suitable for the extraordinarily high operating temperatures for which a divided turbine housing is less suitable. would be new. The diameter of the turbine housing 25 increases, as can be seen in FIG. 1, step-shaped from step to step, and the interior of the housing is also step-shaped.
The walls are relatively weak, which is permissible because of the undivided design of the housing and has the advantage that they can assume the operating temperature very quickly and are heated in the same way as the shaft, in which the heat supply conditions are more favorable lie.
The rotor consists of a hollow shaft 33, on the outer circumference of which consists of one piece with it, the disks 34 are arranged. In these, the blades are secured in a suitable manner with the help of known compounds, for example swallow tail and groove, and this connection is secured by additional welding in particular against adverse effects of creep. The welding points are designated in the drawing with 35 (Fig. 3).
The outer end of the blades is secured by shrouds 36 to which the outer blade ends are welded.
The diffuser (FIG. 3) consists of a number of guide disk rings 37 with a Z-shaped cross section. The guide vanes 38 are connected to these, which in turn are connected to the associated guide disks 39 by suitable means and secured by welding 40.
A similar blade connection is shown in FIG. 6, in which the weld points are designated 40 '. In the case of the impeller construction shown on the left in FIG. 6, the blades are connected to the disks 34 by butt welding, in addition to the dovetail connection shown.
by clamping the blades together with the disks in the surfaces 40 ″ and butt-welding them together in these surfaces 40 ″ by means of an electric current.
The protection of the blades by welding is very important because this measure reliably prevents the loosening of the connections, which is particularly threatening at the extraordinarily high operating temperatures as a result of creep.
The outer circumference of the shrouds 36 is equipped with four sealing edges, one 3/6 "each pointing to the right and to the left and two 36 'pointing outwards in the radial direction. The sealing edges arranged on the left of the impeller lie opposite one another the outer ring 3 7 of the diffuser, the sealing edges lying on the right at the circumference of the impellers on the one hand against the inner casing circumference 25 'and to the right against the left side of the outer ring of the adjacent diffuser rates.
The seal between the rotor and the guide disks is carried out in a similar way with each guide disk by means of the sealing edges, two 39 'of which are directed radially outwards on the rotor circumference, while two others 39 ″ sit axially on the right and left on the guide disks 39 Direction opposite are arranged.
The latter lie against corresponding sealing surfaces which are located at the bottom of the running wheels 34, which it steren against circumferential sealing surfaces 39 '' 'which are arranged on the inner circumference of the guide disks 39 and are offset in diameter.
A turbine casing 41 connects to the rear of the compressor housing, which ends at the rear in an annular flange 42 which is connected to the turbine housing by welding at 43. An annular plate 44, to which the funnel-shaped outlet connection 45 of the turbine housing 25 is connected, is closed on this flange. Within the funnel-shaped outlet connection 45, radial support ribs 46 equipped with a streamlined cross section are arranged, which are connected to a central turbine wall 47 which carries the end bearing 4.
The hub of the turbine and the end bearing are covered to the outside with a streamlined end cap 48 which tapers towards the rear and whose largest outer diameter lies where the cap approaches the last blade ring. The cap is pulled out into a well-rounded tip 49 towards the rear. The purpose of the design of this cap is to enable the exhaust gases to flow out of the turbine to the rear without loss, which is particularly important when the turbine is to act as a rocket turbine.
The ring plate 44, on the inner circumference of which the turbine housing is attached with its outlet part 45, is, by making it correspondingly thin, equipped with such flexibility that the various dimensions of the outer housing 41 and the inner turbine housing 25 can be compensated here . Since the end bearing 4 is designed as a thrust bearing and is in turn located in the turbine outlet connector 45, this ensures that on the one hand the shaft can also expand unhindered, to the same extent as the housing, whereby expansion differences in the axial direction between between rotor and housing are reduced to a minimum.
The embodiment according to FIG. 4 corresponds essentially to that of FIG. 1. The axial constant pressure turbine shown here is intended for full utilization of the available heat gradient and accordingly the ratio of blade length to mean blade diameter over the entire axial length of the turbine is essentially union equal.
The turbine housing 50, which in turn increases in the manner of a staircase towards the outlet, is made from a single undivided body. The housing is held in a conical intermediate piece 51 which is connected by means of a flange 52 to the housing 5'3 of a connected machine, for example a compressor or a generator. The connection between the turbine housing 50 and the inter mediate piece 51 is secured by bolts 54 inserted radially.
These are in radial bores 57 and 58 of the annular flange 56 respectively. of the turbine housing (respectively. The ring flange 24 and the end flange 27) and have a laterally projecting head 59 at the outer end, which rests against the bottom 60 of an enlarged bore 55. A plug 62 provided with a thread 61 is screwed into this bore from above, whereby each bolt 54 is secured in its position in the radial direction.
To the outside, the turbine housing is closed off by a sheet metal jacket 63 that matches its shape.
At the outlet end of the turbine housing, a ring 64 is connected, which is connected to the turbine housing by means of flanges 65, 66 a related party. It expediently carries support ribs 67 provided with a streamlined profile, which run in the radial direction like the spokes of a wheel and are attached to the outer circumference of a conical end wall 68, which in turn carries the end bearing in the middle. A cylindrical nozzle 69 contains an annular bearing bush 70 which is provided in the bearing bore with a bearing metal chuck 70 ', for example made of white metal.
The shaft end journal 29 of the turbine shaft runs in the bearing bush 70. The white metal chuck also extends, as shown at 72, to the right end of the bearing bushing 70. Here is against the white metal chuck 72 a pressure washer 73 n, which is firmly connected to the end of the shaft by screw 74 benbolzen. The outer side of the Draek disk 73 rests against a front end bearing 76 which is also provided with a metal bearing lining 75 and which is firmly connected to the cylindrical connector 69 of the end part 68 by a screw connection (not shown).
The outer bearing is completely closed off from the outside by an end cover 77 which is screwed to the end bearing 76 at the same time. At the inner end of the cylindrical bearing stub 69 sits an oil seal 78 which is intended to prevent the oil from flowing out of the bearing after the turbine rotor.
The sealing spaces 78 'are filled with sealing air in a manner known per se.
With the left-hand part of the smaller diameter, the turbine housing protrudes into the interior of the conical connecting housing part 51 and here borders an annular inlet chamber 79, which with its annular outlet 80 adjoins the first turbine stage. This annular inlet chamber 79 is connected to the combustion chamber by a suitable line, so that the hot fuel gas, coming from the combustion chamber, flows into the inlet chamber 79 and from there to the turbine.
The inlet chamber 79 is surrounded by a narrow air space 81, 82, through which cold air flows, which enters the hot gas stream entering the turbine at the annular outlet 80 of the inlet chamber 79. These air currents protect the turbine housing BEZW. the seals 82, 83 and the bearing 84 against the heat radiation from the inlet chamber 79 carrying the hot combustion gases. The spaces 83 'of the seals 83 are filled with sealing air.
In this embodiment of the invention, the disks that carry the rotor blades are not made as one piece with the shaft, but are designed as individual disks. The shape of the individual disks 85 can be seen from the drawing (see also the larger illustration in FIG. 5).
The shaft 86 is a hollow shaft, which has its largest diameter approximately at 87. From here on, the diameter decreases from step to step to the right and left, so that the wave is stepped tapering to the right and left in a stepped manner. The turbine washers are shaped so that their diameter is also offset. The turbine disks 85 have an annular collar 88 on one side, the inner diameter of which is somewhat smaller than the diameter of the bore 88 'extending over the greatest width of the turbine disk. As a result, a stop is created at this point with which the annular collars 88 are against the gradation of the shaft. Position the stop edges 89 created.
Since the axial position of the slices pushed one behind the other onto the shaft is true. The securing in this position takes place with the help of pins 90, which respectively through matching bores 91 of the turbine disks. 92 go through the shaft.
Each turbine disk has on the opposite side of the annular collar 88 a recess 93 into which the annular collar 88 of the adjacent disk occurs. As a result, each ring covers the outer end of the pins 90 so that they cannot go outwards. The drawing shows that a small gap 94 is provided between the adjacent turbine disks. The size of this gap depends on the respective requirements. It only needs to be large enough to take into account the thermal expansions to be expected in the extreme case. The gap can, however, also be chosen to be somewhat larger, specifically for the purpose of heating the shaft.
On the shaft, a number of axially parallel channels 95 (Fig. 4) are cut, which connect two neighboring gaps with each other. The consequence of this is that hot propellant can pass from a higher pressure level, following the path of the arrow drawn, to a lower pressure level. Here, the hot propellant passes through the channel 95 of the shaft and gives off its heat to the shaft.
Such connec tion channels between the individual stages can be arranged in any shape and any number. Another type of shaft heating is available at the stage that is close to the largest diameter of the turbine shaft. Here leads from space 97 between two adjacent disks ben a channel 9.8 to the shaft, which here has one or more radial channels 99, which go to the inner bore 100 of the turbine shaft. Hot propellant can therefore escape from the space 97 through the channels 98 and 99 into the inner bore 100 of the shaft and thereby heat the shaft from the inside.
The heating of the shaft is important because by heating the shaft from the inside it is possible to regulate its expansion under the influence of heat in such a way that the tension ratios and also the expansion ratios between shaft and housing are as favorable as possible.
The two heating options for the shaft shown in this Ausführungsbei could also only be individually IN ANY. The hot gases flowing into the bore 100 of the shaft are removed through outlet channels 101 arranged at the end of the shaft in the direction of arrow 102 into the outlet of the turbine.
The gap seal is designed somewhat differently in this exemplary embodiment than in the first. On the outer periphery, the cover rings 103 (Fig. 5, 6) of the turbine disks 85 wear outwardly directed sealing edges 104, 105, of which the sealing edges 104 against the corresponding cylindrical inner surfaces 106 of the turbine housing, the edges 105 against correspondingly formed surfaces 107 of the outer diffuser rings 108 rest. The outer rings 10-8 carry to the right directed annular sheet metal strips 109, the edges of which correspond to the clearance against the left boundary surface of the cover rings 103.
On the left-hand side, the outer rings 108 of the guide vanes also carry sheet-metal rings 110, which bear against the left-hand front edge of the cover ring of the adjacent turbine disk. The seal on the inner circumference takes place in such a way that the guide disks 111 carry axially directed sheet metal rings 112 and 113 on the right and left, which are directed against corresponding side surfaces 114, 115 of the adjacent turbine disks, while these themselves outwardly directed sealing edges 39 ' , 116, 117 wear which are directed against the corresponding inner peripheral surfaces 11.8, 119 of the stationary guide disc 111.
In this embodiment of the turbine, the outer intermediate rings 108 of the diffuser can also be undivided, since the disks of the turbine rotor can be pushed up individually.
From a consideration of FIG. 4, it follows that in this exemplary embodiment, too, the turbine is designed as a fully loaded axial turbine in which the mean blade diameter d and the diameter of the disks carrying the blades steadily increase towards the outlet. The blade length x on the inlet side is also about 20% of the mean blade diameter. The mean field diameter on the inlet side is dimensioned so that there the mean circumferential speed at normal speed of the machine is about 100 m / sec. amounts.
In the embodiment according to FIGS. 1 to 3, the turbine disks and the shaft consist of one piece; In the Ausführungsbei game according to FIGS. 4 to 6, the individual turbine disks are placed on a common shaft. These designs can, however, as FIGS. 8 and 9 show, be changed.
According to FIG. 8, individual turbine disks 140 with their hubs 141 are lined up next to one another and connected to one another by weld seams 142 running all around, since the hubs 141 welded together replace the shaft.
FIG. 9 shows a similar design, the only difference being that the disks 140 extend inward into the interior of the bore and have an inner ring 143 here. This design reduces the centrifugal forces. The inner ring 143 facilitates the welding by serving as a guide.
As can be seen from FIGS. 1 and 4, the axial bearing 4 is respectively. 70 moved very close to the turbine disks in order to obtain the best possible agial seal on the turbine outlet side, since the turbine disks here require a fairly large amount of play in radial direction. In contrast, the radial clearances on the inlet side of the turbine, where the diameters of the disks are small but the axial misalignments are relatively large, must be kept as small as possible.
In Fig. 7, a gas turbine system is provided, which is equipped with two axial turbines according to FIGS.
120 is a compressor to which the axial turbine 121 is connected in the manner described above. Separately therefrom, a second similar turbine 122 is arranged, which operates on the same shaft as a power generator 123 connected to it. The air supplied by the compressor enters the line 124. Water is injected into this by device 125, thereby cooling the air heated in the compressor and at the same time generating steam in a known manner. The air then passes through line 124 further to a regenerator 125a, which is shown partially in section in FIG. 3a.
It contains fixtures with a certain surface and will. heated by the exhaust gases from the turbine system, which flow through line 126a. From the regenerator, the highly heated air flows through the line 126 to the combustion chamber 127. In this, with the help of suitable injection devices 128, fuel is injected, which ignites on the hot walls, so that a fuel gas of very high temperature is produced here, which is now through the Lines 129 and 130. to the flows at the turbines 121 and 122.
A water injection device 128 'also opens into the combustion chamber, with the aid of which water is injected, as a result of which the charge for overloads can be increased.
After the working medium has done work in the turbines, it goes through the discharge lines 131 and 132 to the regenerator 125a and after flowing through it to the end outlet line 12: 6a. .
In the system shown, the turbines are connected in parallel.
Part of the air that is highly compressed in the compressor is drawn off in the intermediate vessel 138 and passed through a line 134 into a circulating air line 135 which belongs to the air circulation system of the electrical generator 123. The fan 136 is located in the housing of the generator, which causes the air to circulate through the generator to one end of the generator housing and from here through the air circulation line 135 to the other end of the generator.
The air duct 135 is provided with a cooling device 137, through which the air flow circulating through the machine is cooled.
This pressurization of the convection cooling generator is of essential importance insofar as the cooling effect of the circulating air is much better at high pressure than at normal pressure.
Pressurizing the generator housing also has the further advantage that there is no lower pressure in it than on the inlet side of the gas turbine connected to it. So there is no need to be provided for the between the turbine and generator lie lowing bearing particularly carefully made pressure seals.
In a similar way, the bearing seal can also be carried out in the case of the compressor driving the turbine by pressurizing a space adjacent to the bearing between the compressor and the gas turbine drive, on the compressor side, through a bleed line 138, see above that here, too, an overpressure seal between the gas turbine and the compressor can be dispensed with.