Gasturbinenaggregat. Gasturbinen sind bereits bekannt, bei denen die Beschaufelung in zwei oder mehr in demselben Turbinengehäuse angeordnete und auf .derselben Welle angebrachte Schau felsysteme aufgeteilt ist. Auch ist bereits vorgeschlagen, das sich unter hohem Druck befindliche Treibmittel mittelst in ihm er folgender Verbrennung von in flüssiger oder anderer Form zugeführtem Brennstoff zu erwärmen.
Ferner ist schon vorgeschlagen, das Treibmittel nach Durchströmung eines Teils -der in .einem einzigen Gehäuse befind lichen Beschaufelung wieder zu erwärmen, und zwar durch Zufuhr von Brennstoff und Luft, welche in dem Raum zwischen den ver schiedenen Schaufelsystemen der Beschaufe- lung verbrennen und somit das Treibmittel erwärmen, ehe es in die Schaufelringe des nächstfolgenden Schaufelsystems strömt.
Bei derartigen Gasturbinen, insbesondere solchen, bei denen die Beschaufelung nach dem Aktionsprinzip ausgeführt ist, sind ver schiedene Nachteile aufgetreten, die die prak- tische Verwendung einer solchen Turbine un möglich gemacht haben. Um das verdichtete Treibmittel in der geeignetsten Weise aus nützen zu können, wurde es auf sehr hohe. .die Wärmebeständigkeit der Schaufelsysteme der Turbine gefährdende Temperaturen er wärmt.
Das hierbei angewendete Verfahren zur Erwärmung des Treibmittels hatte be deutend höhere Temperaturen als die berech neten zur Folge, da die Wiedererwärmung innerhalb des die Beschaufelung umgeben den, gemeinsamen Turbinengehäuses statt fand, und zwar in unmittelbarer Nähe des nächstfolgenden Schaufelsystems. Die Ver brennung hatte somit unter unvollständiger Mischung stattgefunden, @so .dass ein Teil des Treibmittels auf bedeutend höhere Tempera turen als die berechneten erwärmt wurde. während der andere Teil niedrigere Tempe raturen als die berechneten erhielt.
Die Erfindung bezieht sich auf ein Radialschaufelsysteme aufweisendes Gastur binenaggregat mit mehrstufiger Verbrennung und wird dadurch gekennzeichnet, dass die einzelnen Radialschaufelsysteme mehrstufig und in getrennten Gehäusen angeordnet sind, denen die Verbrennungskammern vor geschaltet sind. Bei einem derartigen Gas turbinenaggregat kann die Anlassleitung je der einzelnen Radialturbine mit einer Ver brennungskammer in Verbindung stehen, und wenigstens zwei Radialturbinen des Aggre gates können für dieselbe Anfangstemperatur des Treibmittels ausgeführt werden.
Auf der Zeichnung sind einige beispiels weise Ausführungsformen des Erfindungs gegenstandes schematisch idargestellt. Es zeigt: Fig. 1 ein zwei Radialschaufelsysteme aufweisendes Ausführungsbeispiel, Fig. 2 ein Ausführungsbeispiel mit Kom pressoren zum Verdichten des Treibmittels, und Fig. 3 ein ,drittes Ausführungsbeispiel. In Fig. 1 bezeichnen 1 und 2 eine Hoch druck- und eine Niederdruckturbine mit den Gehäusen 3 und 4.
Diese Turbinen 1 und 2 sind in getrennten Gehäusen angeordnet und auf derselben Welle 5 angebracht wie ein elektrischer Generator 6. Die Hochdrucktur bine 1 erhält ihr Treibmittel durch eine An lassleitung 7. Diese Anlassleitung verbindet das Innere 8 der Turbine mit einer Verbren nungskammer 9 für das Treibmittel. Durch die Leitung 10 wird der Verbrennungskam mer 9 zum Beispiel Luft unter Druck zu geführt.
Durch eine Rohrleitung 11 wird der Kammer 9 auch noch ein Brennstoff, zum Beispiel in flüssiger Form, kontinuierlich zu geführt, der innerhalb der Kammer 9 in dem durch die Leitung 10 zugeführten Luftstrom verbrennt. Die Wände der Kammer können doppelt ausgeführt werden, um einen Kühl mantel zu bilden, durch welchen Wasser strömt. Das Wasser hält somit die Kammer auf einer für die Wärmebeständigkeit des Materials geeigneten Temperatur und wird hierbei erwärmt.
Die Wärme dieses Wassers kann dann einer Turbine dadurch zugeführt werden, dass es zum Einspritzen in das Treibmittel verwendet wird.
Das Treibmittel, das aus der Verbren nungskammer austritt, wird hierbei nur auf eine so hohe Temperatur gebracht, wie es die Wärmebeständigkeit der Beschaufelung der Turbine 1 zulä.sst, zum Beispiel auf ,500 bis 700 0. Die Beschaufelung dieser Turbine besteht aus einem mehrstufigen Radial schaufelsystem. Bei dieser Erwärmung in der Kammer 9 steigt die Temperatur, aber nicht der Druck. Die Regelung der Erwär mung erfolgt durch Zufuhr von Brennstoff in einer Menge, die zur Erzielung der ge nannten Temperatur erforderlich ist.
Für niedrigere, geringere Anfangstemperaturen bedingende Belastungen wird entsprechend dieser Temperaturen weniger Brennstoff menge zugeführt. Die Verbrennung erfolgt mit grossem Luftüberschuss. Das in den zen tralen Raum 8 der Hochdruckturbine ein tretende Treibmittel enthält somit ausser den bei der Erwärmung entstandenen Gasen auch unverbrannte Luft. Unter Expansion strömt dieses Treibmittel in radialer Richtung durch die Turbine 1.
Durch die Leitung 12 wird das Treibmittel fortgeleitet und dann einer zweiten Verbrennungskammer 13 zugeführt, die gleich beschaffen ist wie die erstgenannte und in der das Treibmittel wieder erwärmt wird, zum Beispiel auf die gleiche Tempera tur, auf die es in der Kammer 9 erwärmt wurde. Auch in diesem Falle erfolgt die Wiedererwärmung durch eine innere, im Treibmittel stattfindende Verbrennung von durch eine Leitung 14 zugeführtem Brenn stoff.
Da die Verbrennung in der Kammer 9 unter grossem Luftüberschuss vorsichging, enthält das Treibmittel bei Durchströmung der Kammer 13 genügend Sauerstoff, um die Verbrennung so weit zu unterhalten, dass an nähernd dieselbe Temperatur in der Kammer 9 erreicht wird. Dabei ist der Druck in der Kammer 13 niedriger als in der Kammer 9. Das auf diese Weise von neuem erwärmte, in der Leitung 15 von der Kammer 13 zum zentralen Raum 16 der Turbine 2. strömende Treibmittel enthält somit hauptsächlich Ver- brennungsgase, und nur wenig unverbrannte Luft.
In der Turbine 2 gibt das Treibmittel weitere Energie ab, die von den ausserhalb der Turbine herrschenden Verhältnissen ab hängig ist. Das Treibmittel kann nämlich beim Austritt aus der letzten Turbine an nähernd den Druck und die Temperatur der ausserhalb der Turbine befindlichen Luft ent halten. Auch die Turbine 2 ist als Reaktions turbine mit voller Beaufschlagung aus geführt.
Das Treibmittel strömt in Richtung der Pfeile zuerst durch das mehrstufige Ra dialschaufelsystem und dann durch das Ach sialschaufelsystem dieser Turbine 2, bei der das letztere System auf der das rotierende Radialschaufelsystem tragenden Turbinen scheibe angebracht ist.
Bei dem dargestellten Gasturbinenaggre- gat sind zwei mehrstufige Radialschaufel- systeme vorhanden, die in getrennten Tur binengehäusen untergebracht sind, wobei die Erwärmung des Treibmittels in den Verbren nungskammern 9 und 13 erfolgt,
die den Turbinengehäusen vorgeschaltet sind. Die zur Erzeugung des Treibmittels erforderliche Luft wird bei dieser Ausführungsform einem andern Aggregat entnommen. Da das Treib mittel in der Kammer 13 auf die gleiche Temperatur erwärmt wird wie in der Kam mer 9" so müssen die beiden Turbinen für dieselbe Anfangstemperatur des Treibmittels gebaut sein. Fig.2 stellt eine Ausführungsform dar, bei der die Luft in dem Aggregat zugehö rigen Kompressoren verdichtet wird.
Dieses Gasturbinenaggregat kann daher als aus zwei Teilen bestehend betrachtet werden, wobei der eine Teil hauptsächlich. zur Erzeugung von verdichteter Luft und der andere Teil hauptsächlich zum Abgeben von effektiver Leistung bestimmt ist.
In Fig. 2 bezeichnen 21, 22 und 23 drei Kompressoren, welche in der Strömungs richtung der zu verdichtenden Luft in Reihe geschaltet sind. Die Luft strömt durch die Leitung 24 ein und wird durch eine Leitung 25 vom Kompressor 21 zum Kompressor 22 und weiter durch eine Leitung 26 zum Kom pressor 23 geleitet. Vom Kompressor 23 wird die endgültig verdichtete Luft, durch eine Leitung 27 einem Vorwärmer 28 zugeführt, indem sie in später noch zu beschreibender Weise eine erste Erwärmung erfährt. Durch eine Leitung 29 strömt dann die Luft von diesem Vorwärmer zu einer Verbrennungs kammer 31, in welcher eine innere Verbren nung des durch die Leitung 3 2 zugeführten Brennstoffes stattfindet.
Sämtliche Verbren nungskammern können in gleicher Weise aus geführt sein. In ähnlicher Weise wie bei der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform er folgt die Verbrennung unter grossem Luft überschuss, so dass das durch eine Leitung 33 der Turbine 34 zugeführte Gas aus mit Ver brennungsgasen vermischter Luft besteht. Die Turbine 34, die ein mehrstufiges Radia.l- schaufelsystem aufweist, ist auf derselben Welle angebracht wie ein Hochdruck1rom- pressor 23, welcher von ihr getrieben wird.
Eine Leitung 3:5 führt das Gas von der Tur bine 34 einer Turbine 36 zu, die auch ein mehrstufiges Radialschaufelsystem aufweist. In der Auslassleitung 35 dieser Turbine<B>36</B> ist eine Verbrennungskammer 37 angebraeht, in der das Gas durch innere Verbrennung des durch eine Leitung 38 zugeführten Brenn stoffes wieder erwärmt wird.
Das Treib mittel wird durch eine Leitung 41 von der Turbine 36 einer Turbine 40 zugefiihrt. Auch in diesem Falle erfolgt Wiedererwärmung durch eine in der Leitung 41 angebrachte Verbrennungskammer 42. Die Wiedererwär mung sowohl in diesem, als auch in noch folgenden Verbrennungskammern erfolgt in vorher beschriebener Weise. Die mehr stufigen Radialschaufelsysteme der Turbine 36 und der Turbine 40 sind auf derselben Welle wie ein Generator 39 angebracht, so dass dieser somit von beiden Turbinen ge trieben wird.
Der Auslass der Turbine 4() steht durch eine Leitung 44 mit dem Anlass einer Turbine 43 in Verbindung. In der Lei tung 44 ist eine Verbrennungskammer 45 an gebracht. Eine Leitung 46 führt das Treib mittel von der Turbine 43 einer Turbine 4 7 zu. 48 bezeichnet eine Verbrennungskammer zur Wiedererwärmung des Treibmittels. ehe es einer Turbine 47 zugeführt wird. Die Aus lassleitung 49 der Turbine 47 verzweigt sich in zwei Leitungen 50 und 51, die zu zwei Turbinen 52 und 53 führen, die somit in der Strömungsrichtung des Treibmittels pa rallel geschaltet sind.
Vor Eintritt in diese beiden Niederdruckteile des Gasturbinen aggregates erfährt das Treibmittel keine Wiedererwärmung. Die Turbine 52 treibt den Niederdruckkompressor 21. Die Turbine 53 ist auf derselben Welle angebracht wie die Turbine 47 und ein von diesen Turbinen ge triebener Generator 30.
Die Auslässe der Turbine 52 und 53 sind durch die Leitungen 54 bezw. 55 mit dem Vorwärmer 28 verbun den, in dem ein Teil der etwa noch vorhande nen Wärme des Treibmittels an die durch die Leitung 27 zugeführte verdichtete Luft ab gegeben wird. Bei diesem Beispiel weist das Gasturbinenaggregat sieben Turbinen auf, die je ein mehrstufiges Radialschaufelsystem aufweisen, so dass die Radialschaufelsysteme in getrennten Gehäusen angeordnet sind.
Die zu den Turbinengehäusen führenden Anlässe sind mit Ausnahme der den Niederdruck turbinenteilen zugehörigen mitVerbrennungs- kammern für das Treibmittel versehen. Die Verbrennungskammern sind also den Tur binengehäusen vorgeschaltet. Sämtliche Tur binen mit Ausnahme der Niederdrucktur- binen 52, ,53 können somit mit Treibmittel mit der Anfangstemperatur arbeiten. Die Erwärmung des Treibmittels, als auch seine Wiedererwärmung erfolgt mit grossem Luft überschuss, so dass der Sauerstoff in der der ersten Verbrennungskammer zugeführten Luftmenge zur Aufrechterhaltung der Ver brennung in allen andern Verbrennungskam mern ausreichend ist.
Die Luftmenge ist im Verhältnis zur Brennstoffmenge so berechnet, dass der Sauerstoff fast verbraucht ist, wenn das Treibmittel seine Wiedererwärmung in der letzten Verbrennungskammer 48 erfahren hat. Um nämlich den besten Wirkungsgrad des Aggregates zu erhalten, ist es nötig, die komprimierte Luft vollständig auszunutzen. In dieser Ausführungsform gehören die Turbinen 52, 43, und 34 zusammen mit den Kompressoren 21, 22 und 23 zu demjenigen Teil des Gasturbinenaggregates, der zur Kom primierung der Luft dient, während die Tur binen 36, 40 und 53 zu dem Leistung ab gebenden Aggregatteil zählen. Statt der Luft könnte auch ein anderes, Sauerstoff ent haltendes Gas verwendet werden.
In Fig. 3 bezeichnen 61, 6,2 und 63 drei in Reihe geschaltete Kompressoren. Die Luft, deren Druck und Temperatur bei der Kom pression steigen, wird durch die Anlass- leitung 64 dem Niederdruckkompressor 61 und dann von diesem durch eine Leitung 65 dem Mitteldruckkompressor 62 zugeführt. Eine Leitung 67 führt die endgültig ver dichtete Luft vom Hochdruckkompressor 63 einer Verbrennungskammer 64 zu, in der das Treibmittel durch innere Verbrennung des durch die Leitung .65! zugeführten Brenn stoffes erwärmt wird.
Die Verbrennung er folgt ohne grossen Luftüberschuss und kann höhere Temperaturen des Treibmittels als die für die Turbine 6<B>8</B> berechneten hervor bringen. Das Treibmittel wird jedoch durch Einspritzung von Wasser durch eine Leitung 66 auf die berechnete Temperatur abgekühlt. Hierdurch erhält man ein Treibmittel, das sowohl Verbrennungsgase, als auch Wasser dampf und gegebenenfalls auch noch einen geringen Luftüberschuss enthält. Der Wärme inhalt des Treibmittels wird erhöht, wenn die Dampfmenge in dem Treibmittel vergrössert wird, da hierdurch die spezifische Wärme erhöht wird. Eine Leitung 67 führt das auf diese Weise erwärmte und vorbereitete Treib mittel einer Turbine 68 zu.
Diese Turbine ist auf derselben Welle angebracht, wie der Hochdruckkompressor 63 und eine weitere Turbine 69, die ihr Treibmittel durch eine Leitung 70 erhält. In dieser Leitung 70 ist eine Verbrennungskammer 71 eingeschaltet. In derselben findet Verbrennung eines durch Leitung 72 zugeführten Brennstoffes statt. Damit Verbrennung stattfinden kann, wird durch eine Leitung 73 Frischluft von einer Stelle im Hochdruckkompressor 63 zu. geführt, die den Druckverhältnissen in der Leitung 70 entspricht.
Die Verbrennung in dieser Verbrennungskammer erfolgt ohne grossen Luftüberschuss in derselben Weise wie in der Kammer 64 und in den übrigen, später noch zu erwähnenden Verbrennungskammern dieses Beispiels. Von der Turbine 69 wird das Treibmittel durch eine Leitung 60 einer Turbine 74 zugeführt. Die Wiedererwär mung des Treibmittels erfolgt in. einer in der Leitung 60 angeordneten Verbrennungskam mer 75. Auch in diesem Falle wird durch eine Leitung 76 die für die Verbrennung er forderliche Frischluft zugeführt. Die Tur bine 74 ist auf derselben Welle angebracht wie eine Turbine 77 und ein Generator 78. Der Generator 78 wird somit von den Tur binen 74 und 77 getrieben.
Eine Leitung 79 überführt das Treibmittel von der Turbine 74 zur Turbine 77.
In der Leitung 79 ist eine Verbrennungs kammer 80 angebracht, der durch eine Lei tung 81 Frischluft zugeführt wird. Eine Lei tung 82 führt das Treibmittel von der Tur bine 77 zu einer Turbine 83. 84 bezeichnet eine in der Leitung 82 angebrachte Verbren nungskammer für das Treibmittel, das der Turbine 83 zugeführt wird.
Die Verbrennung in der Kammer 84 erfolgt unter Einwirkung von Frischluft, die durch eine Leitung 85 zugeführt wird. Eine Leitung 8,6 führt das Treibmittel von der Turbine 83 zu einer Tur bine 87; 88 bezeichnet eine in der Leitung & 6 vor der Turbine 87 angebrachte Ver brennungskammer für das Treibmittel. Die Verbrennung erfolgt mit Hilfe von durch eine Leitung 89 zugeführter Frischluft. Die Auslassleitung 90 der Turbine 87 verzweigt sieh in zwei Leitungen 91 und 92.
Durch diese Zweigleitungen wird das Treibmittel ohne MTiedererwärmung den Turbinen 93 und 94 zugeführt. Die Turbine 93 steht ohne Einschaltung einer Verbrennungskammer durch eine Leitung 9,5 mit einer Turbine 96 in Verbindung. Die Turbinen 93 und 96 sind auf derselben Welle angebracht wie der Nie derdruckkompressor 61, der somit von den beiden Turbinen getrieben wird. Die Tur- bine 94 und eine weitere Turbine 98 sind auf derselben Welle angebracht wie ein Gene rator 97, der somit von beiden Turbinen ge trieben wird.
Eine Leitung 99 führt da@ Treibmittel von der Turbine 94 zur Turbine 98. Durch eine Leitung<B>100</B> wird das in die ser Weise ausgenützte Treibmittel abgeleitet. zum Beispiel einem Vorwärmer zu, ähnlieb wie es oben bei der Ausführungsform nach Fig. 2 beschrieben ist.
Alle oben erwähnten Turbinen dieses Bei spiels weisen je ein Radialschaufelsystem und eventuell auch ein Aehsialschaufelsystem auf und sind nach dem Reaktionsprinzip mii- Vollanlass ausgeführt. Bei dieser Ausfüh rungsform weist das Gasturbinenaggregat zehn Turbinen auf, wobei die einzelnen Ra dialschaufelsysteme mehrstufig und in ge trennten Gehäusen angeordnet sind. Sämt liche zu diesen Turbinengehäusen führenden Anlässe sind mit Ausnahme derjenigen für die Niederdruckteile mit Verbrennungskam mern für das Treibmittel versehen.
Dies(, Kammern sind also den Turbinengebäusen vorgeschaltet. Die Erwärmung des Treib mittels erfolgt, wie erwähnt, ohne ;grossen Luftüberschuss, was möglich ist durch Ver wendung nicht russender Brennstoffe. Die verschiedenen Verbrennungskammern sind mit verschiedenen Teilen der Kompressoren oder Leitungen zwischen den Kompressoren verbunden, derart, dass Frischluft von an nähernd dem gleichen Druck, unter welchem die Verbrennung vor sich geht, den Ver brennungskammern zugeführt werden kann.
Das Gasturbinenaggregat gemäss Fig.3 besteht wiederum aus zwei Aggregatteilen, wobei die Turbinen 9.6. 93, 87, 83. 69 und 68 zusammen mit den Kompressoren 61, 62 und 63 den gompressorteil des Gasturbinen aggregates und die Turbinen 74, 77, 94 und 98 mit den Generatoren 7.8 und<B>97,</B> den effelk- tive Leistung abgebenden Aggregatteil des Gasturbinenaggregates bilden. Die Turbinen 68 und 69 können als Hochdruckturbinen angesprochen werden, während die Turbinen 83 und 87 Mitteldruckturbinen bilden.
Die Turbinen 93 und 9,6 einerseits, sowie die Turbinen 94 und 98 anderseits bilden Nieder druckturbinen.
Mit den dargestellten Ausführungsformen können zur Verfügung stehende, verdichtete Gase oder Luft in vorteilhafter Weise aus genützt werden, ohne dass die Anfangstempe ratur der Gase einen für die Turbinen schäd lichen hohen Grad anzunehmen braucht. Auch die Wiedererwärmung braucht nicht auf einen für die Turbinen schädlichen Grad zu erfolgen. Die dem Treibmittel zugeführte Wärme kann somit ausgenutzt werden, ohne dass die Schaufelsysteme der Turbinen da durch gefährdet werden.
Die Verbrennungskammern sind den Tur binengehäusen soweit vorgeschaltet, dass die Verbrennung vor Eintritt des Treibmittels in die betreffende Turbine abgeschlossen ist.
Bei den in Fig. 2 und $ dargestellten Gas turbinenaggregaten, in denen Luft von dem Turbinenaggregat zugehörigen Kompressoren verdichtet wird, ist es notwendig, die ver dichtete Luft in vorteilhafter Weise auszu nutzen, da ein so grosser Teil der gesamten Effektivleistung zum Verdichten der Luft verwendet wird, dass ein schlechtes Wirt schaften mit der verdichteten Luft grossen Einfluss auf den Wirkungsgrad des gesamten Aggregates ausübt.
Gas turbine unit. Gas turbines are already known in which the blading is divided into two or more rock systems arranged in the same turbine housing and attached to the same shaft. It has also already been proposed that the propellant, which is under high pressure, be heated by means of subsequent combustion of fuel supplied in liquid or other form in it.
It has also been proposed to re-heat the propellant after it has flowed through part of the blading located in a single housing, by supplying fuel and air which burn and thus burn in the space between the various blade systems of the blading heat the propellant before it flows into the blade rings of the next following blade system.
In such gas turbines, in particular those in which the blading is carried out according to the principle of action, various disadvantages have arisen which have made the practical use of such a turbine impossible. In order to be able to utilize the compressed propellant in the most appropriate manner, it was increased to a very high level. . The heat resistance of the turbine blade systems endangering temperatures it warms.
The method used here to heat the propellant resulted in significantly higher temperatures than the calculated ones, since the re-heating took place within the common turbine housing surrounding the blades, in the immediate vicinity of the next following blade system. The combustion had thus taken place with incomplete mixing, so that part of the propellant was heated to significantly higher temperatures than those calculated. while the other part received lower temperatures than those calculated.
The invention relates to a gas turbine unit having radial vane systems with multi-stage combustion and is characterized in that the individual radial vane systems are arranged in several stages and in separate housings, to which the combustion chambers are connected. In such a gas turbine unit, the starting line for each individual radial turbine can be connected to a combustion chamber, and at least two radial turbines of the unit can be designed for the same initial temperature of the propellant.
In the drawing, some example embodiments of the subject invention are shown schematically. It shows: FIG. 1 an embodiment having two radial vane systems, FIG. 2 an embodiment with compressors for compressing the propellant, and FIG. 3 a third embodiment. In Fig. 1, 1 and 2 designate a high-pressure and a low-pressure turbine with the housings 3 and 4.
These turbines 1 and 2 are arranged in separate housings and mounted on the same shaft 5 as an electric generator 6. The high-pressure turbine 1 receives its propellant through a lassleitung 7. This starting line connects the interior 8 of the turbine with a combustion chamber 9 for the Propellant. Through line 10, the combustion chamber 9 is fed to, for example, air under pressure.
A fuel, for example in liquid form, is also continuously fed to the chamber 9 through a pipe 11, which fuel burns within the chamber 9 in the air flow supplied through the pipe 10. The walls of the chamber can be made double to form a cooling jacket through which water flows. The water thus keeps the chamber at a temperature suitable for the material's heat resistance and is heated in the process.
The heat from this water can then be supplied to a turbine by using it to inject it into the propellant.
The propellant that emerges from the combustion chamber is only brought to as high a temperature as the heat resistance of the blades of the turbine 1 allows, for example 500 to 700 0. The blades of this turbine consist of a multi-stage Radial paddle system. With this heating in the chamber 9, the temperature rises, but not the pressure. The heating is regulated by supplying fuel in an amount that is necessary to achieve the temperature mentioned.
For lower, lower initial temperatures causing loads, less fuel is supplied according to these temperatures. The combustion takes place with a large excess of air. The propellant entering the central space 8 of the high pressure turbine thus also contains unburnt air in addition to the gases produced during the heating. While expanding, this propellant flows in the radial direction through the turbine 1.
The propellant is passed on through line 12 and then fed to a second combustion chamber 13, which is of the same nature as the first-mentioned and in which the propellant is reheated, for example to the same temperature as it was heated in chamber 9. In this case, too, the reheating takes place by an internal combustion of fuel supplied through a line 14 in the propellant.
Since the combustion in the chamber 9 took place under a large excess of air, the propellant contains enough oxygen when flowing through the chamber 13 to maintain the combustion to such an extent that approximately the same temperature is reached in the chamber 9. The pressure in the chamber 13 is lower than in the chamber 9. The propellant flowing in the line 15 from the chamber 13 to the central space 16 of the turbine 2 thus mainly contains combustion gases, and only little unburned air.
In the turbine 2, the propellant emits further energy, which is dependent on the conditions prevailing outside the turbine. The propellant can namely hold ent when exiting the last turbine to approach the pressure and temperature of the air outside the turbine. Turbine 2 is also designed as a reaction turbine with full admission.
The propellant flows in the direction of the arrows first through the multi-stage Ra dialschaufelsystem and then through the Ach sialschaufelsystem this turbine 2, in which the latter system is mounted on the rotating radial blade system bearing turbine disk.
In the gas turbine unit shown, there are two multistage radial blade systems that are housed in separate turbine housings, with the propellant being heated in the combustion chambers 9 and 13,
which are connected upstream of the turbine housings. In this embodiment, the air required to generate the propellant is taken from another unit. Since the propellant in the chamber 13 is heated to the same temperature as in the Kam mer 9 ″, the two turbines must be built for the same initial temperature of the propellant. Fig.2 shows an embodiment in which the air in the unit is zugehö igen compressors is compressed.
This gas turbine unit can therefore be regarded as consisting of two parts, one part mainly. for the production of compressed air and the other part is mainly intended for delivering effective power.
In Fig. 2, 21, 22 and 23 designate three compressors which are connected in series in the flow direction of the air to be compressed. The air flows in through line 24 and is passed through a line 25 from the compressor 21 to the compressor 22 and further through a line 26 to the compressor 23. The finally compressed air is fed from the compressor 23 through a line 27 to a preheater 28, where it is first heated in a manner to be described later. The air then flows through a line 29 from this preheater to a combustion chamber 31, in which internal combustion of the fuel supplied through line 3 2 takes place.
All combustion chambers can be made in the same way. In a manner similar to the embodiment shown in FIG. 1, the combustion takes place with a large excess of air, so that the gas supplied through a line 33 of the turbine 34 consists of air mixed with combustion gases. The turbine 34, which has a multi-stage radial oil blade system, is mounted on the same shaft as a high-pressure compressor 23 which is driven by it.
A line 3: 5 leads the gas from the turbine 34 to a turbine 36, which also has a multi-stage radial blade system. In the outlet line 35 of this turbine <B> 36 </B> there is a combustion chamber 37 in which the gas is reheated by internal combustion of the fuel supplied through a line 38.
The propellant is fed from the turbine 36 to a turbine 40 through a line 41. In this case, too, reheating takes place through a combustion chamber 42 installed in line 41. Reheating both in this and in subsequent combustion chambers takes place in the manner described above. The multi-stage radial blade systems of the turbine 36 and the turbine 40 are mounted on the same shaft as a generator 39, so that it is thus driven by the two turbines.
The outlet of the turbine 4 (FIG. 14) is connected to the start of a turbine 43 through a line 44. In the Lei device 44, a combustion chamber 45 is brought to. A line 46 leads the propellant from the turbine 43 to a turbine 47. 48 denotes a combustion chamber for reheating the propellant. before it is fed to a turbine 47. The outlet line 49 of the turbine 47 branches into two lines 50 and 51, which lead to two turbines 52 and 53, which are thus connected in parallel in the direction of flow of the propellant.
Before entering these two low-pressure parts of the gas turbine unit, the propellant does not undergo any reheating. The turbine 52 drives the low-pressure compressor 21. The turbine 53 is mounted on the same shaft as the turbine 47 and a generator 30 driven by these turbines.
The outlets of the turbine 52 and 53 are respectively through the lines 54. 55 verbun with the preheater 28, in which part of the approximately still existing heat of the propellant is given to the compressed air supplied through line 27. In this example, the gas turbine unit has seven turbines, each of which has a multi-stage radial vane system, so that the radial vane systems are arranged in separate housings.
With the exception of those associated with the low-pressure turbine parts, the points leading to the turbine housings are provided with combustion chambers for the propellant. The combustion chambers are upstream of the turbine housing. All turbines, with the exception of the low-pressure turbines 52, 53, can thus work with propellant at the initial temperature. The propellant is heated and rewarmed with a large excess of air, so that the oxygen in the amount of air supplied to the first combustion chamber is sufficient to maintain combustion in all other combustion chambers.
The amount of air is calculated in relation to the amount of fuel in such a way that the oxygen is almost consumed when the propellant has been reheated in the last combustion chamber 48. In order to get the best efficiency of the unit, it is necessary to fully utilize the compressed air. In this embodiment, the turbines 52, 43, and 34, together with the compressors 21, 22 and 23, belong to that part of the gas turbine unit that is used to compress the air, while the turbines 36, 40 and 53 are part of the power unit counting. Instead of the air, another gas containing oxygen could also be used.
In Fig. 3, 61, 6, 2 and 63 denote three compressors connected in series. The air, the pressure and temperature of which rise during the compression, is fed through the starting line 64 to the low-pressure compressor 61 and then from there through a line 65 to the medium-pressure compressor 62. A line 67 leads the finally ver compressed air from the high pressure compressor 63 to a combustion chamber 64, in which the propellant by internal combustion of the through line .65! supplied fuel is heated.
The combustion takes place without a large excess of air and can bring about higher temperatures of the propellant than those calculated for the turbine 6 <B> 8 </B>. However, the propellant is cooled to the calculated temperature by injection of water through line 66. This gives a propellant that contains both combustion gases and water vapor and possibly also a small excess of air. The heat content of the propellant is increased when the amount of steam in the propellant is increased, since this increases the specific heat. A line 67 feeds the propellant, which has been heated and prepared in this way, to a turbine 68.
This turbine is mounted on the same shaft as the high-pressure compressor 63 and a further turbine 69, which receives its propellant through a line 70. A combustion chamber 71 is switched on in this line 70. Combustion of a fuel supplied through line 72 takes place in the same. So that combustion can take place, fresh air is supplied through a line 73 from a point in the high-pressure compressor 63. which corresponds to the pressure conditions in line 70.
The combustion in this combustion chamber takes place without a large excess of air in the same way as in chamber 64 and in the other combustion chambers of this example, which will be mentioned later. The propellant is fed from the turbine 69 through a line 60 to a turbine 74. The propellant is reheated in a combustion chamber 75 arranged in line 60. In this case too, the fresh air required for combustion is supplied through a line 76. The turbine 74 is mounted on the same shaft as a turbine 77 and a generator 78. The generator 78 is thus driven by the turbines 74 and 77.
A line 79 transfers the propellant from the turbine 74 to the turbine 77.
In the line 79, a combustion chamber 80 is attached, the device 81 fresh air is supplied through a Lei. A line 82 leads the propellant from the turbine 77 to a turbine 83. 84 designates a combustion chamber for the propellant which is fed to the turbine 83, which is attached in the line 82.
The combustion in the chamber 84 takes place under the action of fresh air which is supplied through a line 85. A line 8,6 carries the propellant from the turbine 83 to a turbine 87; 88 designates a combustion chamber for the propellant which is attached in line & 6 in front of the turbine 87. The combustion takes place with the aid of fresh air supplied through a line 89. The outlet line 90 of the turbine 87 branches off into two lines 91 and 92.
The propellant is fed to the turbines 93 and 94 through these branch lines without Theating. The turbine 93 communicates with a turbine 96 through a line 9.5 without the activation of a combustion chamber. The turbines 93 and 96 are mounted on the same shaft as the low-pressure compressor 61, which is thus driven by the two turbines. The turbine 94 and a further turbine 98 are mounted on the same shaft as a generator 97, which is thus driven by both turbines.
A line 99 leads the propellant from the turbine 94 to the turbine 98. The propellant used in this way is discharged through a line 100. for example a preheater, similar to how it is described above in the embodiment of FIG.
All of the above-mentioned turbines in this example each have a radial blade system and possibly also an axial blade system and are designed according to the reaction principle with full start. In this embodiment, the gas turbine unit has ten turbines, with the individual radial blade systems being arranged in multiple stages and in separate housings. All events leading to these turbine housings are provided with combustion chambers for the propellant, with the exception of those for the low-pressure parts.
These (, chambers are connected upstream of the turbine housings. As mentioned, the propellant is heated without a large excess of air, which is possible by using non-sooting fuels. The various combustion chambers are connected to different parts of the compressors or lines between the compressors , such that fresh air can be supplied to the combustion chambers from approximately the same pressure under which the combustion is taking place.
The gas turbine unit according to FIG. 3 in turn consists of two unit parts, the turbines 9.6. 93, 87, 83, 69 and 68 together with the compressors 61, 62 and 63 the compressor part of the gas turbine unit and the turbines 74, 77, 94 and 98 with the generators 7.8 and <B> 97, </B> the effelk- Form tive power-releasing unit part of the gas turbine unit. The turbines 68 and 69 can be addressed as high-pressure turbines, while the turbines 83 and 87 form medium-pressure turbines.
The turbines 93 and 9.6 on the one hand and the turbines 94 and 98 on the other hand form low pressure turbines.
With the illustrated embodiments, available, compressed gases or air can be used in an advantageous manner without the initial temperature of the gases having to assume a high level that is harmful to the turbines. The reheating does not have to take place to a degree that is harmful to the turbines either. The heat supplied to the propellant can thus be used without endangering the turbine blade systems.
The combustion chambers are upstream of the turbine housings to such an extent that the combustion is completed before the propellant enters the turbine in question.
In the gas turbine units shown in Fig. 2 and $, in which air is compressed by the compressor associated with the turbine unit, it is necessary to use the compressed air in an advantageous manner, since such a large part of the total effective power is used to compress the air is that bad economics with the compressed air exerts a great influence on the efficiency of the entire unit.