DE4209046A1 - Small gas turbine for driving model aircraft - has compressor running wheel equipped with cover plate and backwardly curved blades - Google Patents

Small gas turbine for driving model aircraft - has compressor running wheel equipped with cover plate and backwardly curved blades

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DE4209046A1
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Abstract

The blade height at the inlet is higher than at the outlet by a factor of 1.5. The housing (3) of the turbine is bottle-shaped, in which at the transition part to the narrowest dia. the guide blades (4) for the turbine stage are integrated, and in the narrowest part an axial turbine wheel (5) is centred. The shaft-side end of the turbine blades is formed by a thin-walled flow body (6), the dia. of which is 0.1 to 0.2 mm smaller than the foot circle dia. of the guide blades. The flow body carries on the inner surface a concentrically drilled ring (7), through which the turbine-side end of the shaft tunnel (8) with a roller bearing (9) extends. USE/ADVANTAGE - To drive model aircraft, using diesel fuel, and achieving a max. thrust of approximately 30 N.

Description

Eine Kleingasturbine speziell für den Antrieb von Flugmo­ dellen wird erstmals von der Firma JPX-ZI Nord, F-72 320 Vibraye gefertigt. Dieses Triebwerk arbeitet wie fast alle Kleingasturbinen mit einstufigem Verdichterrad mit radial endenden Schaufeln ohne Deckscheibe und radialer Turbinen­ stufe. Zum Flugbetrieb benötigt es verflüssigtes Propan als Kraftstoff aus einem Drucktank mit spezieller Regel­ vorrichtung.A small gas turbine especially for the drive of Flugmo Dellen is made for the first time by the company JPX-ZI Nord, F-72 320 Vibraye made. This engine works like almost everyone Small gas turbines with a single-stage compressor wheel with radial ending blades without shroud and radial turbines step. Liquefied propane is required for flight operations as fuel from a pressure tank with a special rule contraption.

Fundstelle: Zeitschrift FMT Flug- und Modelltechnik 12/91, Seite 51/52 sowie technisches Datenblatt der Hersteller­ firma.Find: FMT Flug- und Modelltechnik 12/91 magazine, Page 51/52 and the manufacturer's technical data sheet company.

Der Betrieb mit flüssigem Propangas für den Flugbetrieb er­ fordert erheblichen sicherheitstechnischen Aufwand.Operation with liquid propane gas for flight operations requires considerable security-related effort.

Eine andere Entwicklung wurde vom Anmelder mehrfach vorge­ stellt. Nach dem letzten Stande der Veröffentlichungen ist die als "Strahlturbine FD3" bezeichnete Gasturbine durch fol­ gende technische Merkmale gekennzeichnet:Another development has been proposed several times by the applicant poses. According to the latest status of publications the gas turbine designated as "jet turbine FD3" by fol marked technical features:

Als Kraftstoff für den Flugbetrieb wird Diesel oder ein Ge­ misch von Diesel mit Vergaserbenzin benötigt. Der Betrieb im Stand ist auch mit Propan oder Butan gasförmig oder flüssig dosiert, möglich. Die radial wirkende Verdichterstufe hat ein Laufrad mit rückwärts gekrümmten Schaufeln und Deckscheibe. Das Turbinenrad wirkt axial. Der Kraftstoff wird in einem wendelförmigen Rohr, das gleichzeitig als Kühlschlange für den Wellentunnel wirkt, verdampft.Diesel or a Ge is used as fuel for flight operations mix of diesel with gasoline. Operation in The stand is also gaseous or liquid with propane or butane dosed, possible. The radial compressor stage has one Impeller with backward curved blades and cover plate. The turbine wheel acts axially. The fuel comes in one helical tube that doubles as a cooling coil for the wave tunnel works, evaporates.

Fundstellen:
FMT Flug- u. Modelltechnik 405-10/89 S. 20/21
408-1/90 S. 52/53
FMT Spezial Scale 89/90 S. 69/71
Scale Nr. 1 90 S. 34/37.Locations:
FMT Flug- u. Model technology 405-10 / 89 p. 20/21
408-1 / 90 pp. 52/53
FMT Special Scale 89/90 p. 69/71
Scale No. 1 90 pp. 34/37.

Alle Zeitschriften erscheinen im Verlag für Technik und Hand­ werk, Baden-Baden. All magazines are published by the Verlag für Technik und Hand plant, Baden-Baden.  

Dieser Stand der Technik enthält aber noch folgende Mängel:However, this prior art still has the following shortcomings:

  • - Die Kühlwirkung der Verdampferwendel reichte nicht aus, um die über das Leitsystem und dem Turbinenrad eingeleitete Wärme abzuführen, so daß das turbinenseitige Lager bei höheren Dreh­ zahlen häufig versagte.- The cooling effect of the evaporator coil was not sufficient to the heat introduced via the control system and the turbine wheel dissipate, so that the turbine-side bearing at higher rotation often fail.
  • - Infolge fehlender Kühlung ist die Drehzahlfestigkeit des Turbinenrades erheblich gemindert.- Due to the lack of cooling, the speed stability of the Turbine wheel significantly reduced.
  • - Die mechanische Verbindung des Turbinen-Leitschaufelsystems mit dem Wellentunnel führt infolge der unvermeidbaren Tem­ peraturdifferenzen zu bleibenden Deformationen der Leit­ schaufel und Dezentrierung des Wellentunnels. Zur Vermei­ dung des Anstreifens der Turbinenschaufeln mußte ein re­ lativ großer Spalt zwischen Gehäuse und Turbinenschaufeln in Kauf genommen werden. Das führt zwangsläufig zu einer unerwünschten Reduzierung des inneren Wirkungsgrades der Turbinenstufe und damit zu einer Begrenzung des Schub- Gewichtsverhältnisses.- The mechanical connection of the turbine guide vane system with the wave tunnel leads due to the unavoidable tem temperature differences to permanent deformations of the guide shovel and decentration of the wave tunnel. To avoid In order to brush the turbine blades, a re relatively large gap between the housing and the turbine blades to be accepted. That inevitably leads to one undesirable reduction in the internal efficiency of the Turbine stage and thus to limit the thrust Weight ratio.

Der im Anspruch 1 angegebenen Erfindung liegen folgende Pro­ bleme zugrunde:The invention specified in claim 1 are the following pro underlying bleme:

  • - Eine Gasturbine zu schaffen, die zum Antrieb von Flug­ modellen vorzugsweise mit Dieselkraftstoff betrieben wer­ den kann.- To create a gas turbine that drives flight models preferably operated with diesel fuel that can.
  • - Die bei stationärem Betrieb wahlweise auch mit gasför­ migen Kraftstoffen, vorzugsweise Propan/Butangas betrie­ ben werden kann, bei Wechsel der Kraftstoffqualität aber keine Umstellungen oder Veränderungen an der Gasturbine erforderlich sind.- In the case of stationary operation, optionally also with gas fuels, preferably propane / butane gas can be used, but when changing the fuel quality no changes or changes to the gas turbine required are.
  • - Als Richtwert für den maximalen Schub sollen etwa 30 N bei einem Schub-Gewichtsverhältnis von mindestens 3 er­ reicht werden. - As a guideline for the maximum thrust, about 30 N should be used with a thrust-weight ratio of at least 3 be enough.  
  • - Eine gewerbmäßige Fertigung soll möglich sein.- Commercial production should be possible.

Diese Probleme werden erfindungsmäßig mit den Maßnahmen des Anspruches 1 gelöst.These problems are inventively with the measures of claim 1 solved.

Fig. 1 zeigt ein Schnittbild der Kleingasturbine in ver­ einfachter Darstellung gemäß Anspruch 1. Durch die Anwen­ dung eines Verdichterrades mit Deckscheibe (1) und rück­ wärts gekrümmten Schaufeln (2) werden folgende Vorteile erzielt: Der innere Wirkungsgrad der Verdichterstufe ist sehr hoch bei minimalem Aufwand am Leitsystem. Das Axial­ spiel des gedeckten Verdichterrades ist relativ unkritisch. Das rückwärts gekrümmte Rad wirkt beim Anblasen mittels Druckluft bereits als Turbine, so daß bereits ein kleines Gebläse mit weniger als 20 W Antriebsleistung zum Anlassen der Kleingasturbine ausreicht. Die Wahl einer größeren Schaufelhöhe am Radeintritt ergibt auch bei hohem Luft­ durchsatz einen guten Stufenwirkungsgrad. Fig. 1 shows a sectional view of the small gas turbine in a simple representation according to claim 1. By applying a compressor wheel with a cover plate ( 1 ) and backward curved blades ( 2 ), the following advantages are achieved: The internal efficiency of the compressor stage is very high with minimal Effort on the control system. The axial play of the covered compressor wheel is relatively uncritical. The backward curved wheel already acts as a turbine when compressed air is blown, so that a small fan with less than 20 W drive power is sufficient to start the small gas turbine. The choice of a larger bucket height at the wheel inlet results in a good step efficiency even with high air throughput.

Bei den bekannten Kleingasturbinen mit halboffenen Ver­ dichterrädern muß dagegen ein hoher fertigungstechnischer Aufwand bei der konturgenauen Anpassung der Deckelinnen­ seite an die Laufschaufeln betrieben werden und gleich­ zeitig ist nur ein sehr geringes axiales Lagerspiel zu­ lässig.In the known small gas turbines with half-open Ver dichterradn must have a high manufacturing technology Effort when contouring the inside of the lid side operated on the blades and the same only a very small axial bearing clearance is in time casual.

Besonders problematisch ist die wärmetechnische und me­ chanische Entkopplung des turbinenseitigen Lagers (9), dies ist erfindungsmäß gemäß Anspruch 1 dadurch gelöst, daß zwischen den Leitschaufeln (4) und dem Strömungskör­ per (6) ein kleiner Spalt vorgesehen ist und eine direkte mechanische Verbindung des Ringes (7) mit den Wellentun­ nel (8) verhindert wird und in diesem Bereich Kühlluft um das Lager (9) geführt wird, die anschließend den zentralen Teil des Turbinenrades (5) kühlt. The thermal and mechanical decoupling of the turbine-side bearing ( 9 ) is particularly problematic. This is achieved according to the invention in accordance with claim 1 in that a small gap is provided between the guide vanes ( 4 ) and the flow body ( 6 ) and a direct mechanical connection of the Ring ( 7 ) with the wave tunnel ( 8 ) is prevented and in this area cooling air is guided around the bearing ( 9 ), which then cools the central part of the turbine wheel ( 5 ).

Im Hinblick auf eine rationelle Fertigung wird die innere Begrenzung der Brennkammer der Kegelstumpf (16) gleichzei­ tig zur Kühlluftführung für die Teile (6), (7), (9) ge­ nutzt.With a view to rational production, the inner limitation of the combustion chamber of the truncated cone ( 16 ) is used simultaneously for cooling air guidance for the parts ( 6 ), ( 7 ), ( 9 ).

Besonders problematisch und bisher bei Kleingasturbinen in dieser Weise noch nicht gelöst ist die Verbrennung von Flüs­ sigen Kraftstoffen in einer verhältnismäßig kleinen Brenn­ kammer. Bei Kleingasturbinen vergleichbarer Größe z. B. für den Einsatz zum Anlassen von großen Turbo-Luftstrahltrieb­ werken werden vorzugsweise Reversions-Ringbrennkammern, oder auch scheibenförmige Brennkammern verwendet. Beide Baufor­ men würden aber die Masse und das Volumen einer Kleingas­ turbine insbesondere zum Antrieb von Flugmodellen ungünstig heraufsetzen. Das Problem ist erfindungsmäßig dadurch gelöst, daß der Kegelstumpf (16) in Verbindung mit dem Außenteil (15) einen sich in Strömungsrichtung erweiternden Querschnitt bildet, das zu einer Stabilisierung der Flammenfront in der Brenn­ kammer auch bei schnellem Lastwechsel bei Änderung der Kraft­ stoffdisierung führt. Experimentell wurde gefunden, daß die Anordnung der Öffnungen (19), (20) und (21) gemäß Anspruch, eine stabile Flammenführung im Brennraum gewährleistet. Daneben ist eine gleichmäßige radialsymetrische Temperatur­ verteilung für die Beaufschlagung der Turbinenstufe für eine zuverlässige Arbeitsweise unerläßlich. Dieses Problem wurde erfindungsmäßig dadurch gelöst, daß der ringförmige Ver­ teiler (23) für den Kraftstoff in die Ecke, gebildet aus dem Kegelstumpf (16) und dem Übergangsteil (17) plaziert wurde, wobei diese Ecke vorteilhaft etwa halbkreisförmig gerundet wird. Bei anderen Plazierungen des Verteilers im Brennraum kommt es infolge der Umströmung mit Heißgas und gleichzei­ tiger Abströmung von verdampften Kraftstoff durch die Boh­ rungen (24) zu einer asymmetrischen Temperaturverteilung des Verteilerringes und infolge dessen zu asymmetrischem Aus­ strömen von verdampften Kraftstoff, das wiederum zu un­ gleichmäßiger Temperaturverteilung an der Turbinenstufe führt.Particularly problematic and has not yet been solved in this way in small gas turbines is the combustion of liquid fuels in a relatively small combustion chamber. In small gas turbines of comparable size, for. B. for use for starting large turbo air jet engines are preferably reversing ring combustion chambers, or disc-shaped combustion chambers used. Both types of construction would, however, disadvantageously increase the mass and volume of a small gas turbine, particularly for driving model aircraft. The problem is solved according to the invention in that the truncated cone ( 16 ) in connection with the outer part ( 15 ) forms a cross section widening in the flow direction, which leads to stabilization of the flame front in the combustion chamber even with rapid load changes when the fuel is changed. It was found experimentally that the arrangement of the openings ( 19 ), ( 20 ) and ( 21 ) according to claim ensures stable flame guidance in the combustion chamber. In addition, a uniform radial symmetrical temperature distribution is essential for the application of the turbine stage for reliable operation. This problem was solved according to the invention in that the annular United distributor ( 23 ) for the fuel in the corner, formed from the truncated cone ( 16 ) and the transition part ( 17 ) was placed, this corner is advantageously rounded approximately semicircular. In other positions of the distributor in the combustion chamber, the flow of hot gas and simultaneous discharge of vaporized fuel through the bores ( 24 ) lead to an asymmetrical temperature distribution of the distributor ring and, as a result, to an asymmetrical flow of vaporized fuel, which in turn is more uneven Temperature distribution at the turbine stage leads.

Die Ausweitung mit drallerzeugenden Luftschlitzen nach An­ spruch 2 sowie die Deformation der Öffnungen (19) nach An­ spruch 7 zu drallerzeugenden Luftöffnungen begünstigt die Gleichverteilung und den Ausbrand des verdampften Kraft­ stoffes im Brennraum.The expansion with swirl-producing air slots according to claim 2 and the deformation of the openings ( 19 ) according to claim 7 to swirl-producing air openings favors the even distribution and the burnout of the vaporized fuel in the combustion chamber.

Die Verdampferwendel (22) und der Verteilerring (23) können kostengünstig aus einem einzigen Rohrstück aus warm­ festem Material gefertigt werden. Die Einschnürungen (26) ge­ mäß Anspruch 3 begünstigen den Wärmeübergang von der Ver­ dampferwendel auf den durchströmenden Kraftstoff. Durch die Einschnürungen wird die laminare Strömung innerhalb des Rohres zur Turbulenz gezwungen, was den Wärmeübergang auf den Kraftstoff begünstigt. Der gleiche Effekt wird durch das Einbringen einer metallischen Perlenkette gemäß An­ spruch 4 erreicht. Im letzten Fall erübrigt sich das Ein­ schnüren des Rohres.The evaporator coil ( 22 ) and the distributor ring ( 23 ) can be manufactured inexpensively from a single piece of pipe made of heat-resistant material. The constrictions ( 26 ) according to claim 3 favor the heat transfer from the evaporator coil to the fuel flowing through. The constrictions force the laminar flow inside the tube to turbulence, which favors the heat transfer to the fuel. The same effect is achieved by introducing a metallic pearl necklace according to claim 4. In the latter case, there is no need to constrict the tube.

Die Luftklappen (27) gemäß Anspruch 5 erlauben eine Fein­ einstellung des Temperaturgradienten in radialer Richtung an der Turbinenstufe.The air flaps ( 27 ) according to claim 5 allow fine adjustment of the temperature gradient in the radial direction at the turbine stage.

Fig. 2 und 3 zeigt schematisch die Anordnung der Boh­ rungen (24) für den Kraftstoffdampf aus dem Verteilerring (23). Figs. 2 and 3 schematically shows the arrangement of the Boh extensions (24) for the fuel vapor from the manifold ring (23).

Fig. 4 und 5 verdeutlicht die Anordnung der Klappen (27) im Außenteil (15). Die Einstellung der Klappen erfolgt durch mehr oder minder starkes Aufbiegen, verzugsweise in Richtung Brennkammer-Innenraum. FIGS. 4 and 5, the arrangement of the flaps (27) illustrated in the outer part (15). The flaps are adjusted by bending them more or less strongly, preferably towards the interior of the combustion chamber.

Fig. 6 und 7 zeigt stark vergrößert eine einzelne zur Drallerzeugung deformierte Öffnung (19) im Kegelstumpf (16). FIGS. 6 and 7 is a greatly enlarged, a single deformed to swirl generation port (19) in the truncated cone (16).

Fig. 8 zeigt annähernd maßstabgerecht die Schlitze (25) im Übergangsteil (17), Fig. 9 zeigt einen vergrößerten Schnitt im Bereich eines Schlitzes. Fig. 8 shows approximately to scale the slots (25) in the transition part (17), Fig. 9 shows an enlarged section in the region of a slot.

Fig. 10 zeigt annähernd maßstabgerecht einen Abschnitt der Verdampferwendel (22) mit Einschnürungen (26) gemäß Anspruch 3. Fig. 10 shows approximately to scale a portion of the evaporator coil (22) having constrictions (26) according to claim 3.

Claims (7)

1. Kleingasturbine, insbesondere zum Antrieb von Flugmo­ dellen mit folgenden Merkmalen:
  • - Das Verdichterlaufrad ist mit Deckscheibe (1) und rück­ wärts gekrümmten Schaufeln 2 ausgerüstet, wobei die Schaufelhöhe am Eintritt mindestens um den Faktor 1,5 höher ist als am Austritt.
  • - Das Gehäuse (3) ist flaschenförmig, bei dem im Über­ gangsteil zum engsten Durchmesser die Leitschaufeln (4) für die Turbinenstufe integriert sind und im engsten Teil ein Axialturbinenrad (5) zentriert ist.
  • - Der wellenseitige Abschluß der Turbinenleitschaufeln wird durch einen dünnwandigen Strömungskörper (6), dessen Durchmesser um 0,1 bis 0,2 mm kleiner ist als der Fußkreisdurchmesser der Leitschaufeln gebildet. Der Strömungskörper trägt auf der Innenfläche einen konzentrisch gebohrten Ring (7), durch den das tur­ binenseitige Ende des Wellentunnels (8) mit dem Wälz- Lager (9) herausragt. Der Außendurchmesser des Wellen­ tunnels ist an dieser Stelle um 0,5 bis 1 mm geringer als die Bohrung des Ringes (7).
  • - Der Wellentunnel (8) wird mindestens über drei radial­ symmetrische Streben (10) mit dem Gehäuse (3) verbun­ den, wobei diese Verbindungsstelle als Schraubverbin­ dung (11) gleichzeitig die Verbindung des verdichter­ seitigen Deckels (12) mit dem Gehäuse (3) wirkt.
  • - Das verdichterseitige Ende des Wellentunnels (8) wirkt als Zentrierung des radialsymmetrischen Leitschaufel­ trägers (13), wobei die zentrale Stufenbohrung des Leitschaufelträgers als axiale Sicherung für das vor­ dere Lager wirkt und über die Schraubverbindung (14) mit den Streben (10) verbunden ist.
  • - Der Brenn- und Mischraum wird gebildet aus einem zur Drehachse der Turbine rotationssymmetrischen zylindri­ schen Außenteil (15) sowie einem an beiden Kreisflä­ chen offenen dünnwandigen Kegelstumpf (16), dessen größerer Durchmesser vorzugsweise das 0,7-fache des Innendurchmessers des Außenteiles (15) beträgt, und an dieser Stelle mit dem Übergangsteil (17) den vor­ deren Abschluß des Brennraumes bildet, während der tur­ binenseitige Abschluß durch den sich verjüngenden Teil des Gehäuses (3) mit Hilfe der Kraft von mindestens zwei Federelementen (18) die axial auf das Übergangs­ teil (17) wirken, erzwungen wird.
  • - Die Luftführung in den Brenn- und Mischraum führt über­ wiegend durch Öffnungen (19), (20), (21) durch die Man­ telfläche des Kegelstumpfes (16), während ein kleinerer Teil des Luftstromes durch den Ringspalt zwischen dem kleineren Durchmesser des Kegelstumpfes und dem Außen­ durchmesser des Wellentunnels geführt wird, der auf dem Spalt zwischen dem gebohrten Ring (7) und dem Wellentun­ nel gerichtet ist, wobei die Querschnitte dieser Spalte so bemessen sind, daß der Hauptteil dieses Luftstromes in Richtung Brennraum strömt.
  • - Die Vorrichtung zur Aufbereitung des Kraftstoffes besteht aus der aus einem Rohr geformten Verdampferwendel (22), die allseitig umströmt ist, deren kaltes Ende durch das Übergangsteil (17) hindurchgeführt ist und dessen heißes Ende zu einem ringförmigen Verteiler (23) geformt ist und der in der Ecke, gebildet aus dem Kegelstumpf (16) und Übergangsteil (17), plaziert ist und der Vertei­ ler (23) mit Bohrungen (24) ausgerüstet ist.
1. Small gas turbine, in particular for driving aircraft models with the following features:
  • - The compressor impeller is equipped with a cover plate ( 1 ) and backward curved blades 2 , the blade height at the inlet being at least 1.5 times higher than at the outlet.
  • - The housing ( 3 ) is bottle-shaped, in which the guide vanes ( 4 ) for the turbine stage are integrated in the transition part to the narrowest diameter and an axial turbine wheel ( 5 ) is centered in the narrowest part.
  • - The shaft end of the turbine guide vanes is formed by a thin-walled flow body ( 6 ), the diameter of which is 0.1 to 0.2 mm smaller than the root diameter of the guide vanes. The flow body carries a concentrically drilled ring ( 7 ) on the inner surface, through which the end of the shaft tunnel ( 8 ) with the roller bearing ( 9 ) protrudes. The outer diameter of the shaft tunnel is 0.5 to 1 mm smaller than the bore of the ring ( 7 ) at this point.
  • - The shaft tunnel ( 8 ) is connected via at least three radially symmetrical struts ( 10 ) to the housing ( 3 ), this connection as screw connection ( 11 ) simultaneously connecting the compressor-side cover ( 12 ) to the housing ( 3 ) works.
  • - The compressor-side end of the shaft tunnel ( 8 ) acts as a centering of the radially symmetrical guide vane carrier ( 13 ), the central stepped bore of the guide vane carrier acting as an axial securing means for the front bearing and connected via the screw connection ( 14 ) to the struts ( 10 ) .
  • - The combustion and mixing chamber is formed from a cylindri's outer part ( 15 ) which is rotationally symmetrical to the axis of rotation of the turbine and a thin-walled truncated cone ( 16 ) open at both circular surfaces, the larger diameter of which is preferably 0.7 times the inner diameter of the outer part ( 15 ) is, and at this point with the transition part ( 17 ) that forms before the end of the combustion chamber, while the door-side closure by the tapering part of the housing ( 3 ) with the help of the force of at least two spring elements ( 18 ) on the axially the transition part ( 17 ) act, is forced.
  • - The air flow into the combustion and mixing chamber leads mainly through openings ( 19 ), ( 20 ), ( 21 ) through the man telfläche of the truncated cone ( 16 ), while a smaller part of the air flow through the annular gap between the smaller diameter of the truncated cone and the outer diameter of the shaft tunnel is guided, which is directed to the gap between the drilled ring ( 7 ) and the shaft tunnel, the cross sections of this column being dimensioned such that the main part of this air flow flows towards the combustion chamber.
  • - The device for processing the fuel consists of a tube-shaped evaporator coil ( 22 ) which is flowed around on all sides, the cold end of which is passed through the transition part ( 17 ) and the hot end of which is shaped into an annular distributor ( 23 ) and which in the corner, formed from the truncated cone ( 16 ) and transition part ( 17 ), is placed and the distributor ( 23 ) is equipped with holes ( 24 ).
2. Kleingasturbine nach Anspruch 1, bei der der Übergangs­ teil (17) des Brennraumes mit drallerzeugenden Luft­ schlitzen (25) ausgerüstet ist.2. Small gas turbine according to claim 1, wherein the transition part ( 17 ) of the combustion chamber with swirl-generating air slots ( 25 ) is equipped. 3. Kleingasturbine nach Anspruch 1 oder 2, bei der der Quer­ schnitt der Verdampferwendel (22) in Abständen von 1 bis 2 cm durch Einschnürungen (26) vielfach geändert wird. 3. Small gas turbine according to claim 1 or 2, in which the cross section of the evaporator coil ( 22 ) is changed many times at intervals of 1 to 2 cm by constrictions ( 26 ). 4. Kleingasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 2, bei der in die Verdampferwendel (22) eine metallische Per­ lenkette eingeführt ist, deren Perlendurchmesser etwas geringer ist als der Innendurchmesser der Verdampferwendel.4. Small gas turbine according to one of claims 1 to 2, in which in the evaporator coil ( 22 ) a metallic Per chain is introduced, the pearl diameter of which is slightly less than the inner diameter of the evaporator coil. 5. Kleingasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei der das Außenteil (15) des Brennraumes mit einstell­ baren Luftklappen (27) ausgerüstet ist.5. Small gas turbine according to one of claims 1 to 4, in which the outer part ( 15 ) of the combustion chamber is equipped with adjustable air flaps ( 27 ). 6. Kleingasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei der die Hinterkante des Außenteiles (15) mit Luftschlit­ zen (28) ausgerüstet ist.6. Small gas turbine according to one of claims 1 to 5, in which the rear edge of the outer part ( 15 ) with Luftschlit zen ( 28 ) is equipped. 7. Kleingasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 7, bei der die Öffnungen (19) im vorderen Teil des Kegelstumpfes (16) so deformiert werden, daß die durchströmende Luft im Brennraum einen Drall erfährt.7. Small gas turbine according to one of claims 1 to 7, in which the openings ( 19 ) in the front part of the truncated cone ( 16 ) are deformed so that the air flowing through undergoes a swirl in the combustion chamber.
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