EP1270874A1 - Gasturbine mit einem Verdichter für Luft - Google Patents

Gasturbine mit einem Verdichter für Luft Download PDF

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EP1270874A1
EP1270874A1 EP01114599A EP01114599A EP1270874A1 EP 1270874 A1 EP1270874 A1 EP 1270874A1 EP 01114599 A EP01114599 A EP 01114599A EP 01114599 A EP01114599 A EP 01114599A EP 1270874 A1 EP1270874 A1 EP 1270874A1
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gas turbine
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cross
turbine according
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Charles Ellis
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Siemens Corp
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Siemens AG
Siemens Corp
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    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
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    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/184—Two-dimensional patterned sinusoidal

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine with a compressor for air flowing in a variety of parallel flow switched combustion chambers is warmed up before over a transfer duct flows into a gas duct in a turbine.
  • Gas turbines are typically used to achieve an economical Power-density sucked air is initially compressed and then heated up in combustion chambers. The generated thereby Hot gas then drives a turbine.
  • FIG used arrangement In US Pat. No. 4,719,748 one of these is widespread in FIG used arrangement specified. With this arrangement lies a long connecting channel between a combustion chamber and a turbine inlet directly in an air duct the compressed air flows to a burner. With this arrangement no diffuser for air guidance is shown and the The air flow rate is when the connecting duct is reached sunk far. Correct cooling is consequently at most at relatively low temperatures Hot gas possible because higher temperatures are specific Flow rate for both the compressed air as well also for the hot gas and a specific duct height and - require alignment for the air duct.
  • Adequate Cooling is so far recognizable with this solution for neither Still accessible for the underside of the connecting channel, because on the one hand the volume of the air duct in this area is very large and because both the length of the to cooling channel section as well as that of the compressed Air to be returned after exiting a compressor Route is relatively long.
  • the invention is based on the object for a gas turbine to create an arrangement of the type mentioned at the beginning, in which an inevitable loss of pressure in the stream of compressed Air is further reduced.
  • a section of a rotor 1 of a gas turbine system rotates around an axis 2. Compressed in a compressor 3 Air leaves it through a ring of guide vanes 4 and flows in the direction of arrows 5 initially by an axially parallel in cross-section Channel section 6 of an air duct, which is inwardly through a Wall 38 and is limited to the outside by a wall 39.
  • the compressed passes Air webs 7.
  • the webs 7 have an annular cross section C-shaped deflector 8 and are over webs 7 in the end of the channel section 6 anchored.
  • One in the end of the canal section 6 lying leg 9 of the cross section of the deflector 8 with its upstream edge 9 forms one around wavy line 37 concentric to the axis 1 concentric circle.
  • the wall thickness of the deflector 8 increases, starting from the edge 9 to to its center, strongly to and is also in the circumferential direction of the Deflector 8 not constant, but increasing and decreasing like a wave.
  • Combustion chambers 10 for heating are located radially above the deflector 8 the compressed air.
  • a radially outside Cross-sectional leg of the deflector 8 is essentially adapted to the contour of the combustion chambers and forms its free end has a wavy edge 35.
  • This outer cross-sectional leg of the deflector 8 is moreover also designed in a wave shape, the so formed Waves opposed to the waves of the wave line 37 are, as can be seen particularly well from FIG. 3.
  • the special shape of the deflector 8 in its circumferential direction Waves 35 and 37 forming legs of his C-shaped Cross-section forces a division in its area of the air flow into a partial flow 5a to the top of the Combustion chambers 10 and in a partial flow 5b to the bottom of the Combustion chambers 10.
  • the top of the combustion chambers is located here 10, based on the gas turbine, radially outside and accordingly the bottom radially inside.
  • the distances of the partial flows 5a and 5b are approximately the same size, so that all parts of the cooling air from the compressor 3 to the entry into the combustion chambers 10 have to travel equally long distances.
  • Each of the combustion chambers 10 is supported via webs 11 from the inside on an outer casing 12, which at the same time the outer wall of an air duct 20 and a continuation of the air duct 6 for the air flowing in the direction of arrows 5.
  • the envelope 12 carries at its outer free end a cap 13 through which the air enters the interior of the combustion chamber 10 is performed.
  • the combustion chambers 10 are so close to one another in the circumferential direction arranged that the outer wrappers 12 on penetrate each other their end facing the runner 1 would.
  • the interior of the combustion chambers 10 is also by a Fuel nozzle, not shown, for example a combustible Supplied with gas or atomized liquid fuel, by burning the air in the combustion chamber 10 to a hot gas 34 is heated.
  • a Fuel nozzle not shown, for example a combustible Supplied with gas or atomized liquid fuel, by burning the air in the combustion chamber 10 to a hot gas 34 is heated.
  • the combustion chamber 10 and the outer casing 12 holding it are stored in a socket 14 in a housing shell 15 and via one firmly connected to the outer casing 12 Flange 16 fixed on the outer end of the nozzle 14.
  • On inner end 36 of the combustion chamber 10 is sealed in one Transfer channel 17, the output of the combustion chamber 10 with a in cross section annular gas channel 18 in one Turbine connects.
  • Around the gas channel 18 as far as possible on its circumference is one Variety of, for example, 10 to 30 combustion chambers 10 evenly distributed over the circumference of the turbine system and are their Junctions into the transfer duct 17 through one in the direction on the gas channel 18 open peripheral channel 19 with each other connected.
  • the transfer channel 17 is on by thin webs 21 anchored part 22 of the turbine.
  • the guide part 22 and a guide part 23 are in a housing shell 24 stored and are against each other by securing blocks 25 Rotation secured.
  • the guide parts 22 and 23 however, for example by hydraulic or pneumatic Motors 26 can be moved axially parallel over short distances, wherein a flange 27 is elastically deformed and with in it stored deformation energy to reset the guide part 22 or 23 serves.
  • One of the housing shells 15 and 24 enclosed volume is divided into compartments by partitions 28.
  • the guide parts 22 and 23 have a funnel-like shape and wear on their inner side in guide rings 29 fixed guide vanes 30, the ends opposite the guide rings 29 are firmly connected by rings 31. Between each other neighboring wreaths of guide vanes 30 are each one Ring of blades 32 wedged on rotor 1 is provided, whose free tips guide rings 33 are opposite. there the guide rings 29 and 33 form an outer ring and the rings 31, together with the feet of the blades 32, an inner boundary of the gas channel 18 for the hot gas 34 in the turbine.
  • Parts of the turbine plant immediately exposed to hot gas 34 are usually through channels not shown Bleed air from the compressor or from the duct section 6 cooled. In special cases, where necessary, also directly adjacent to the transfer duct 17, lying in a blind spot of the air flow near the deflector 8 Bags chilled this way. These bags are then Expediently by partition walls, not shown, from the air duct separated so that its free and effective cross-section is straight in the area of the transfer duct 17 more precisely to the cross section of the channel section 6 or the sum of the individual cross sections the channels 20 is customizable. This cross section is in addition by varying the wall thickness of the deflector 8 both in its circumferential direction and in its cross section exactly adjustable.

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Abstract

Bei Gasturbinen wird verdichtete Luft über einen Luftkanal (6,20) Brennkammern (10) zugeführt und dort aufgeheizt. Zur Gewährleistung eines guten Gesamtwirkungsgrads sind Druckverluste in dem Luftkanal (6,20) zu minimieren. Dazu wird der Luftkanal (6,20) so gestaltet, daß die verdichtete Luft vom Verdichter (4) bis zum Eintritt in die Brennkammer (10) mit annähernd konstanter Geschwindigkeit strömt. Dies wird dadurch unterstützt, daß der wirksame Querschnitt des Luftkanals (6,20) über diese Strecke nahezu konstant ist. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit einem Verdichter für Luft, die in einer Vielzahl von strömungstechnisch parallel geschalteten Brennkammern aufgeheizt ist, bevor sie über einen Überleitkanal einem Gaskanal in einer Turbine zuströmt.
In Gasturbinen wird üblicherweise zur Erzielung einer wirtschaftlichen Leistungsdichte angesogene Luft zunächst verdichtet und dann in Brennkammern aufgeheizt. Das dabei erzeugte Heißgas treibt dann eine Turbine.
Zur Erzielung eines guten Gesamtwirkungsgrads ist es u. a. erforderlich, Strömungsverluste bei der Führung der verdichteten Luft gering zu halten. Gleichzeitig sollen jedoch mit der verdichteten, noch nicht aufgeheizten Luft verschiedene Bauteile der Turbinenanlage gekühlt werden. So muß zur Vermeidu'ng von Schäden beispielsweise ein Überleit- oder Verbindungskanal, durch den aus den Brennkammern abfließendes Heißgas zur Turbine strömt, vor Überhitzung geschützt werden.
In der US-PS 4,719,748 ist in Fig. 1 eine hierzu verbreitet eingesetzte Anordnung angegeben. Bei dieser Anordnung liegt ein langer Verbindungskanal zwischen einer Brennkammer und einem Turbineneinlass unmittelbar in einem Luftkanal, durch den komprimierte Luft zu einem Brenner fließt. Bei dieser Anordnung ist kein Diffusor zur Luftlenkung dargestellt und die Strömungsgeschwindigkeit der Luft ist bei Erreichen des Verbindungskanals weit abgesunken. Eine korrekte Kühlung ist demzufolge allenfalls bei relativ niedrigen Temperaturen des Heißgases möglich, weil höhere Temperaturen eine spezifische Strömungsgeschwindigkeit sowohl für die komprimierte Luft als auch für das Heißgas und eine spezifische Kanalhöhe und - ausrichtung für den Luftkanal erfordern. Eine ausreichende Kühlung ist soweit erkennbar bei dieser Lösung weder für die Ober- noch für die Unterseite des Verbindungskanals erreichbar, weil einerseits das Volumen des Luftkanals in diesem Bereich sehr groß ist und weil außerdem sowohl die Länge des zu kühlenden Kanalabschnitts als auch die von der komprimierten Luft nach dem Austritt aus einem Verdichter zurückzulegende Strecke verhältnismäßig lang ist.
Gegenstand der genannten US-PS 4,719,748 ist in den Fig. 2 bis 7 und der zugehörigen Beschreibung jedoch außerdem eine aufwendige Kühleinrichtung, bei der eine Brennkammer und ein von dieser zu einer Turbine führender Verbindungskanal durch eine zweite Wand gegen den Strom der komprimierten Luft abgedeckt sind. In dieser zweiten Wand sind eine Vielzahl von Öffnungen vorgesehen, durch die die komprimierte Luft gezielt auf die zu kühlenden Wandabschnitte gelenkt ist. Durch die für diese Lösung angegebenen Variationen für die Anzahl, die Größe und die Form dieser Öffnungen ist zwar eine gute Kühlung erreichbar, nachteilig ist aber ein hierbei nicht unerheblicher, unvermeidbarer Druckverlust der komprimierten Luft, weil diese wiederholt verzögert und wieder beschleunigt werden muß.
Der Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde, für eine Gasturbine der eingangs genannten Art eine Anordnung zu schaffen, in der ein unvermeidbarer Druckverlust im Strom der komprimierten Luft weiter verringert ist.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß gelöst, in dem die verdichtete Luft in einem Luftkanal vom Austritt aus dem Verdichter bis zum Eintritt in die Brennkammern auf der gesamten Strecke mit annähernd konstanter Geschwindigkeit strömt. Zweckmäßigerweise ist dabei der Überleitkanal kürzer, als eine der Brennkammern im Durchmesser misst. Diese Lösung ist überraschend vorteilhaft, weil nicht nur der Druckabfall im Luftkanal, sondern darüber hinaus auch ein Druckabfall im Überleitkanal auf einen sehr geringen Wert abgesenkt sind. Dabei wird eine konstante Geschwindigkeit der Luft im Luftkanal dadurch erreicht, daß der wirksame Querschnitt des Luftkanals über die gesamte Strecke vom Austritt aus dem Verdichter bis zum Eintritt in die Brennkammern nahezu konstant ist.
Weitere zweckmäßige und/oder vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Ansprüchen 3 bis 14 angegeben.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist anhand einer Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigen
Fig. 1
einen Ausschnitt einer Gasturbine im Längsschnitt,
Fig. 2
einen Schnitt entlang der Linie II - II in Fig. 1,
Fig. 3
einen Schnitt entlang der Linie III - III in Fig. 1 und
Fig. 4
eine Ansicht in Richtung IV aus Fig. II auf eine dort nicht dargestellte äußere Umhüllung einer Brennkammer.
Ein ausschnittsweise dargestellter Läufer 1 einer Gasturbinenanlage rotiert um eine Achse 2. In einem Verdichter 3 komprimierte Luft verlässt diesen durch einen Kranz aus Leitschaufeln 4 und strömt in Richtung der Pfeile 5 zunächst durch einen im Querschnitt kreisringförmigen achsparallelen Kanalabschnitt 6 eines Luftkanals, der nach innen durch eine Wand 38 und nach außen durch eine Wand 39 begrenzt ist.
Am Ende dieses Kanalabschnitts 6 passiert die verdichtete Luft Stege 7. Die Stege 7 tragen einen ringförmigen im Querschnitt C-förmigen Umlenker 8 und sind über Stege 7 im Ende des Kanalabschnitts 6 verankert. Ein im Ende des Kanalabschnitts 6 liegender Schenkel 9 des Querschnitts vom Umlenker 8 bildet mit seinem stromauf gewandten Rand 9 eine um einen zur Achse 1 konzentrischen Kreis geschwungene Wellenlinie 37. Die Wanddicke des Umlenkers 8 nimmt, ausgehend vom Rand 9 bis zu seiner Mitte, stark zu und ist auch in Umfangsrichtung des Umlenkers 8 nicht konstant, sondern wellenartig zu- und abnehmend.
Radial über dem Umlenker 8 sind Brennkammern 10 zur Aufheizung der verdichteten Luft angeordnet. Ein radial außen liegender Querschnittsschenkel des Umlenkers 8 ist im wesentlichen an die Kontur der Brennkammern angepasst und bildet mit seinem freien Ende einen wellenförmigen Rand 35. Dieser äußere Querschnittsschenkel des Umlenkers 8 ist darüber hinaus auch in sich wellenförmig gestaltet, wobei die so gebildeten Wellen gegenüber den Wellen der Wellenlinie 37 gegenläufig sind, wie besonders gut aus Fig. 3 ersichtlich ist.
Die besondere Form des Umlenkers 8 mit in seiner Umfangsrichtung Wellen 35 bzw. 37 bildenden Schenkeln seines C-förmigen Querschnitts erzwingt in seinem Bereich eine Aufteilung des Luftstromes in einen Teilstrom 5a zur Oberseite der Brennkammern 10 und in einen Teilstrom 5b zur Unterseite der Brennkammern 10. Dabei liegt die Oberseite der Brennkammern 10, bezogen auf die Gasturbine, radial außen und entsprechend die Unterseite radial innen. Die Wegstrecken der Teilströme 5a und 5b sind etwa gleich groß, so daß alle Teile der Kühlluft vom Verdichter 3 bis zum Eintritt in die Brennkammern 10 gleich lange Wege zurückzulegen haben.
Jede der Brennkammern 10 stützt sich über Stege 11 von innen an einer äußeren Umhüllung 12 ab, die gleichzeitig die Außenwand eines Luftkanals 20 ist und eine Fortsetzung des Luftkanals 6 für die in Richtung der Pfeile 5 strömende Luft darstellt. Die Umhüllung 12 trägt an ihrem äußeren freien Ende eine Kappe 13, durch die die Luft in den Innenraum der Brennkammer 10 geführt ist.
Die Brennkammern 10 sind in Umfangsrichtung so dicht nebeneinander angeordnet, daß sich die äußeren Umhüllungen 12 an ihrem dem Läufer 1 zugekehrten Ende gegenseitig durchdringen müssten. Um die Brennkammern 10 mitsamt ihren äußeren Umhüllungen 12 trotzdem soweit wie gewünscht in Richtung auf den Läufer 1 schieben zu können, sind an den äußeren Umhüllungen 12 Ausnehmungen 40 (Fig. 4) vorgesehen, in deren Bereich benachbarte Brennkammern 10 zwischen sich einen gemeinsamen Luftkanal 20 aufweisen.
Dem Innenraum der Brennkammern 10 ist außerdem durch eine nicht dargestellte Düse Brennstoff, beispielsweise ein brennbares Gas oder zerstäubter, flüssiger Brennstoff zugeführt, durch dessen Verbrennung die Luft in der Brennkammer 10 zu einem Heißgas 34 ausgeheizt wird.
Die Brennkammer 10 und die sie haltende äußere Umhüllung 12 sind in einem Stutzen 14 in einer Gehäuseschale 15 gelagert und über einen mit der äußeren Umhüllung 12 fest verbundenen Flansch 16 auf dem äußeren Ende des Stutzens 14 fixiert. Ein inneres Ende 36 der Brennkammer 10 liegt abgedichtet in einem Überleitkanal 17, der den Ausgang der Brennkammer 10 mit einem im Querschnitt kreisringförmigen Gaskanal 18 in einer Turbine verbindet. Um den Gaskanal 18 auf seinem Umfang möglichst gleichmäßig mit Heißgas 34 zu beaufschlagen, ist eine Vielzahl von beispielsweise 10 bis 30 Brennkammern 10 gleichmäßig auf den Umfang der Turbinenanlage verteilt und sind deren Einmündungen in den Überleitkanal 17 durch einen in Richtung auf den Gaskanal 18 offenen Umfangskanal 19 miteinander verbunden. Der Überleitkanal 17 ist durch dünne Stege 21 an einem Leitteil 22 der Turbine verankert.
Um die in Richtung der Pfeile 5 strömende komprimierte Luft möglichst verlustarm aus dem Kanalabschnitt 6 in die die Brennkammern 10 umhüllenden Kanäle 20 umzuleiten, trägt der Umlenker 8 einen in Richtung auf das freie Ende der Brennkammern 10 weisenden Querschnittsschenkel. Dessen Rand 35 folgt wellenförmig in geringem Abstand der Kontur des Überleitkanals 17 und den Konturen der in diesen einmündenden Enden 16 der Brennkammern 10. Auf diese Art und Weise ist der Luftstrom aus dem Kanalabschnitt 6 um mehr als 90° in eine Richtung parallel zu den Achsen der Brennkammern 10 umgelenkt. Dadurch sind die Brennkammern 10 mit ihren Achsen ohne besondere Nachteile stark geneigt gegen die Achse 1 positionierbar, wobei sie mit deren verdichterseitigem Ende einen spitzen Winkel einschließen, so daß sie auf einem zur Achse 2 konzentrischen Kegelmantel liegen.
Das Leitteil 22 und ein Leitteil 23 sind in einer Gehäuseschale 24 gelagert und sind durch Sicherungsklötze 25 gegen Rotation gesichert. Andererseits sind die Leitteile 22 und 23 jedoch durch beispielsweise hydraulische oder pneumatische Motoren 26 achsparallel über geringe Distanzen verschiebbar, wobei ein Flansch 27 elastisch verformt ist und mit in ihm gespeicherter Verformungsenergie zur Rückstellung des Leitteiles 22 bzw. 23 dient. Ein von den Gehäuseschalen 15 und 24 umfaßtes Volumen ist durch Trennwände 28 in Kammern unterteilt.
Die Leitteile 22 und 23 haben eine trichterartige Gestalt und tragen auf ihrer Innenseite in Leitringen 29 befestigte Leitschaufeln 30, deren den Leitringen 29 gegenüberliegende Enden durch Ringe 31 fest miteinander verbunden sind. Zwischen einander benachbarten Kränzen aus Leitschaufeln 30 ist je ein Kranz aus auf dem Läufer 1 verkeilten Laufschaufeln 32 vorgesehen, deren freien Spitzen Leitringe 33 gegenüberliegen. Dabei bilden die Leitringe 29 und 33 eine äußere und die Ringe 31, zusammen mit Füssen der Laufschaufeln 32, eine innere Begrenzung des Gaskanals 18 für das Heißgas 34 in der Turbine.
Unmittelbar dem Heißgas 34 ausgesetzte Teile der Turbinenanlagesind über nicht dargestellte Kanäle üblicherweise durch Anzapfluft aus dem Verdichter oder aus dem Kanalabschnitt 6 gekühlt. In besonderen Einsatzfällen sind, soweit erforderlich, auch unmittelbar an den Überleitkanal 17 angrenzende, in einem toten Winkel des Luftstroms nahe dem Umlenker 8 liegende Taschen auf diese Art gekühlt. Diese Taschen sind dann zweckmäßig durch nicht dargestellte Trennwände vom Luftkanal getrennt, so daß dessen freier und wirksamer Querschnitt gerade im Bereich des Überleitkanal 17 genauer an den Querschnitt des Kanalabschnitts 6 bzw. die Summe der Einzelquerschnitte der Kanäle 20 anpassbar ist. Dieser Querschnitt ist darüber hinaus durch Variation der Wanddicke des Umlenkers 8 sowohl in dessen Umfangsrichtung als auch in dessen Querschnitt genau einstellbar.
Da der Querschnitt des Kanalabschnitts 6 und die Summe der Einzelquerschnitte der Kanäle 20 mindestens annähernd gleich groß sind, ist in diesen Kanalabschnitten eine konstante, gleich große Strömungsgeschwindigkeit für die verdichtete Luft gewährleistet. Diese Strömungsgeschwindigkeit ist durch die besondere Form des im Querschnitt C-förmigen Umlenkers 8 auch während der Umlenkung der verdichteten Luft um mehr als 90° beibehalten. Dadurch sind Verzögerungen und erneute Beschleunigen der verdichteten Luft vermieden und dadurch sind hierdurch bedingte Verluste stark vermindert.

Claims (14)

  1. Gasturbine mit einem Verdichter für Luft, die in einer Vielzahl von strömungstechnisch parallel geschalteten Brennkammern (10) aufgeheizt ist, bevor sie über einen Überleitkanal (17) einem Gaskanal (18) in einer Turbine zuströmt,
    dadurch gekennzeichnet, daß die vendichtete Luft in einem Luftkanal (6,20) vom Austritt (4) aus dem Verdichter bis zum Eintritt in die Brennkammern (10) auf der gesamten Strecke mit annähernd konstanter Geschwindigkeit strömt.
  2. Gasturbine nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, daß der wirksame Querschnitt des Luftkanals (6,20) über die gesamte Strecke vom Austritt (4) aus dem Verdichter bis zum Eintritt in die Brennkammer (10) nahezu konstant ist.
  3. Gasturbine nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Luftkanal (6,20) im Bereich des Überleitkanals (17) für die strömende Luft eine Richtungsänderung von mehr als 90° erzwingt und daß im Luftkanal (6,20) lediglich in diesem Bereich ein Umlenker (8) vorgesehen ist.
  4. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Umlenker (8) von einem im Querschnitt C-förmigen Ring dargestellt ist.
  5. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Wanddicke des Umlenkers (8) sowohl im Querschnitt als auch in Umfangsrichtung sehr unterschiedlich ist und dadurch in seinem Bereich einen wirksamen Querschnitt des Luftkanals an dessen konstanten Querschnitt angleicht.
  6. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
    dadurch gekennzeichnet, daß ein Schenkel vom Querschnitt des Umlenkers (8) mit seinem freien Ende (9) auf einem zur Turbinenachse (2) konzentrischen Zylindermantels liegt und daß der andere Schenkel mit seinem freien Ende (35) wellenförmig in geringem Abstand Konturen der Brennkammern (10) folgt.
  7. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
    dadurch gekennzeichnet, daß der den Konturen der Brennkammern (10) folgende Schenkel des C-förmigen Querschnitts mit wellenförmigem Rand (35) für seine Länge jeweils unter einer Brennkammerachse ein Minimum und jeweils unter einem Zwischenraum zwischen benachbarten Brennkammern (10) ein Maximum erreicht.
  8. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Luftkanal (26) in mehr als 10 bis zu 30 gleichmäßig auf den Umfang der Turbine verteilte Brennkammern (10) mündet.
  9. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
    dadurch gekennzeichnet, daß eine mittlere Länge eines aufgeheizten Gasstromes (34) innerhalb des Überleitkanals (17) vom Ausgang (16) der Brennkammern (10) bis zum Eintritt in einen Gaskanal (18) in der Turbine etwa gleich der doppelten Weite dieses Gaskanals (18) am Eintritt in die Turbine ist, so daß die Länge dieses Gasstromes (34) in dem Überleitkanal (17) kürzer ist als der Durchmesser einer der Brennkammern (10).
  10. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
    dadurch gekennzeichnet, daß Achsen der Brennkammern (10) auf einem Kegelmantel liegen und mit der Turbinenachse (2) einen spitzen Winkel einschließen.
  11. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 10,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Luftkanal auf der Strecke vom Umlenker (8) bis zur Mündung in die Brennkammern (10) in eine der Anzahl der Brennkammern (10) gleiche Anzahl von Teilluftkanälen (20) aufgefächert ist, die zusammen annähernd den konstanten Querschnitt des Luftkanals (6) aufweisen.
  12. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 11,
    dadurch gekennzeichnet, daß sich die Teilluftkanäle (20) von benachbarten Brennkammern an deren turbinenseitigem Ende (16) gegenseitig durchdringen, indem Außenwände (12) der Teilluftkanäle (20) in diesem Bereich mit einer entsprechenden Ausnehmung versehen sind.
  13. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 12,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Umlenker (8) über seinen stromauf im Luftkanal (6) liegenden Querschnittsschenkel (9) von Stegen (7) getragen ist, die etwa radial im Ende eines im Querschnitt kreisringförmigen Abschnitts des Luftkanals (6) angeordnet sind.
  14. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 13,
    dadurch gekennzeichnet, daß Querschnittsschenkel des im Querschnitt C-förmigen Umlenkers (8) in Umfangsrichtung einander gegenläufige Wellenlinien bilden, deren Wellenlänge dem Abstand der Brennkammern voneinander entspricht.
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