Газотурбинный двигатель с двумя камерами сгорания



Газотурбинный двигатель с двумя камерами сгорания
Газотурбинный двигатель с двумя камерами сгорания
Газотурбинный двигатель с двумя камерами сгорания
Газотурбинный двигатель с двумя камерами сгорания

 


Владельцы патента RU 2474708:

Верткин Михаил Аркадьевич (RU)

Газотурбинный двигатель содержит две камеры сгорания высокого и низкого давления и, по крайней мере, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины, рекуперативный воздухоподогреватель, а также компрессор и воздушную турбину. Вторая из турбин на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления. Рекуперативный воздухоподогреватель сообщен на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу, на выходе по греющему газу - с атмосферой. Воздушная турбина установлена на одном валу с компрессором и сообщена на входе по воздуху с выходом компрессора по воздуху через тракт рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой. Камера сгорания низкого давления на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху. Вторая газовая турбина на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу. Изобретение направлено на повышение КПД газотурбинного двигателя, достигаемого при умеренных температурах газа перед второй газовой турбиной и за последней газовой турбиной. 1 табл., 4 ил.

 

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для повышения КПД стационарных и судовых газотурбинных двигателей (ГТД).

Наибольший эффект может быть получен при использовании изобретения на компрессорных станциях и на других удаленных объектах, расположенных в холодных климатических зонах, где эксплуатация парогазовых установок затруднена и где предпочтение отдают тепловым двигателям, использующим в качестве рабочего тела только атмосферный воздух и продукты сгорания газового топлива в воздухе.

Используемые термины и определения (согласно ГОСТ Р 51852-2001 «Установки газотурбинные. Термины и определения»)

Газотурбинный двигатель, ГТД: машина, предназначенная для преобразования тепловой энергии в механическую. Машина может состоять из одного или нескольких компрессоров, одного или нескольких тепловых устройств, в которых повышается температура рабочего тела, одной или нескольких газовых турбин, вала отбора мощности, системы управления и необходимого вспомогательного оборудования. Теплообменники в основном контуре рабочего тела, в которых реализуются процессы, влияющие на термодинамический цикл, являются частью ГТД.

Газотурбинная установка, ГТУ: ГТД и все основное оборудование, необходимое для генерирования энергии в полезной форме (электрической, механической и др.)

Газогенератор: комплекс компонентов ГТД, которые производят горячий газ под давлением для совершения какого-либо процесса или для привода силовой турбины. Газогенератор ГТД состоит из одного или более компрессоров, устройств(а) для повышения температуры рабочего тела, одной или более турбин, приводящих компрессор(ы), системы управления и необходимого вспомогательного оборудования.

Камера сгорания (основного [промежуточного] подогрева), КС ГТД: устройство газотурбинного двигателя для основного [промежуточного] подогрева рабочего тела путем окисления (сжигания) органического топлива в свободном кислороде, содержащемся в рабочем теле на входе в камеру сгорания.

В известных ГТД на вход по нагреваемому рабочему телу КС ГТД основного подогрева (или КС ГТД высокого давления) подают воздух высокого давления, на вход по нагреваемому рабочему телу КС ГТД промежуточного подогрева (или КС ГТД низкого давления) - продукты сгорания КС ГТД основного подогрева после их расширения в газовой турбине (ступени) высокого давления (Арсеньев Л.В. и др. Стационарные газотурбинные установки. - Л., Машиностроение, Ленингр. отделение, 1989, стр.39, рис.127 и др.).

Промежуточный перегрев рабочего тела в ГТД, наряду с промежуточным охлаждением воздуха в компрессоре (Арсеньев Л.В. и др. Стационарные газотурбинные установки. - Л., Машиностроение, Ленингр. отделение, 1989, стр.35, рис.123) относится к основным способам повышения КПД ГТД с достаточно высокой степенью сжатия. Однако их применение по известной схеме затруднено из-за проблем с обеспечением надлежащей полноты сгорания топлива во второй камере сгорания, возникающих вследствие низкой концентрации кислорода в рабочем теле перед второй камерой. Из числа стационарных серийных ГТД с промперегревом в мировой практике известны только ГТ-100 производства ПО «ЛМЗ», выпускавшийся в семидесятых годах 20 века, и ГТД типа GT24 и GT26, выпускаемые компанией Alstom в настоящее время. В ГТ-100 приемлемый уровень концентрации кислорода в газе перед второй камерой сгорания был обеспечен низким уровнем температуры перед газовой турбиной высокого давления (720°C), в GT24 и GT26 - рядом других факторов: относительно большим расходом воздуха на охлаждение высокотемпературных ступеней газовой турбины, выводимого в проточную часть турбины перед КС низкого давления, а также высокой температурой воздуха за компрессором (перед первой камерой сгорания), достигаемой за счет высокой степени сжатия (равной 30) в основном компрессоре.

Последнее позволяет повысить содержание остаточного кислорода в продуктах сгорания за первой камерой, но, во-первых, исключает применение промежуточного охлаждения воздуха в компрессоре, во-вторых, существенно осложняет систему охлаждения газовой турбины. В GT24 и GT26, в частности, это потребовало проведения охлаждения воздуха, отбираемого за компрессором на охлаждение газовой турбины и, в итоге, не позволило достичь высокого уровня КПД ГТД, который у GT24 и GT26 оказался ниже, чем, например, у ГТД производства компании «General Electric Со» («GE») LM2500, LM6000 и LMS100, не имеющих промперегрева.

Известны также устройства, основанные на утилизации тепла выхлопных газов ГТД путем установки дополнительного воздушного компрессора, рекуперативного воздухоподогревателя и воздушной турбины для выработки воздухом дополнительной полезной мощности по циклу Брайтона (патент US №5,927,065, МПК F02C 6/18, от 16.07.1996 г., опубл. 27.07.1999 г. и др.).

Наиболее близким аналогом (прототипом) является ГТД (патент US №6,050,082, МПК F02C 3/04, F02C 006/18 от 20.01.1998 г., опубл. 18.04.2000 г., fig.1), содержащий две камеры сгорания высокого и низкого давления 30 и 36, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины 32 и 38, вторая из которых (38) на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления 36 по газу, рекуператор (рекуперативный воздухоподогреватель) 28, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины (в данном случае - турбины 38) по газу, на выходе по газу - с атмосферой, а также компрессор 14 и воздушную турбину 12, установленную на одном валу с компрессором 14 и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора 14 по воздуху через тракт рекуператора 28 по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой.

В прототипе камера сгорания низкого давления 36 на входе по рабочему телу сообщена с выходом первой газовой турбины 32 по рабочему телу (по газу), а весь воздух, подаваемый в рекуператор 28, поступает в воздушную турбину 12, совершающую работу по приводу компрессора 14, сообщенного также на выходе по воздуху через воздушный тракт воздухоохладителя 24 с входом по воздуху компрессора высокого давления 26 ГТД.

Недостатком данного устройства является его практическая неосуществимость - как вследствие невозможности обеспечить приемлемую полноту сгорания топлива в камере низкого давления по изложенным выше причинам (недостаточно высокая концентрация кислорода в рабочем теле на входе в камеру сгорания низкого давления 36), так и в связи с тем, что привод дополнительного компрессора 14 воздушной турбиной 12 с расходом воздуха примерно вдвое меньшим расхода воздуха через турбину 12 возможен только при чрезмерно высоком уровне температуры воздуха перед воздушной турбиной 12 (по расчетам заявителя - выше 700°C) и, соответственно, при чрезмерно высокой температуре газа за последней турбиной на входе в рекуператор (выше 770°C).

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является устранение указанных недостатков прототипа в обеспечение возможности применения промежуточного перегрева рабочего тела в ГТД вне зависимости от состава перегреваемого рабочего тела, с утилизацией тепла отработанных газов для генерации дополнительного рабочего тела ГТД и, в итоге, повышение КПД ГТД.

Данная задача решена в заявляемом газотурбинном двигателе с двумя камерами сгорания, содержащем две камеры сгорания высокого и низкого давления и, по крайней мере, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины, вторая из которых на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления по газу, рекуперативный воздухоподогреватель, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу, на выходе по греющему газу - с атмосферой, а также компрессор и воздушную турбину, установленную на одном валу с компрессором и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора по воздуху через тракт рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой.

Согласно изобретению камера сгорания низкого давления на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, а вторая газовая турбина на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу.

Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение концентрации кислорода в рабочем теле на входе в камеру сгорания низкого давления и снижение минимально необходимой величины температуры воздуха перед воздушной турбиной до приемлемого уровня на всех режимах работы ГТД.

Сущность изобретения поясняется схематическими чертежами, на которых изображено:

на фиг.1, фиг.2 и фиг.3 - ГТД с двумя камерами сгорания. Варианты с ГТД в трех-, двух- и одновальном исполнении без промежуточного охлаждения воздуха в компрессорах;

на фиг.4 - ГТД с двумя камерами сгорания. Вариант с ГТД в трехвальном исполнении с промежуточным охлаждением воздуха в компрессорах.

Представленный на фиг.1 ГТД с двумя камерами сгорания содержит две камеры сгорания (КС) высокого и низкого давления 1 и 2, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины 3 и 4, вторая из которых (турбина 4) на входе по газу сообщена с выходом КС низкого давления 2 по газу, рекуперативный воздухоподогреватель 5, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу (в данном примере - турбины 4), на выходе по греющему газу - с атмосферой, а также компрессор 6 и воздушную турбину 7, установленную на одном валу с компрессором 6 и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора 6 по воздуху через воздушный тракт рекуперативного воздухоподогревателя 5, на выходе по воздуху - с атмосферой.

Согласно изобретению КС низкого давления 2 на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя 5 по воздуху, а вторая газовая турбина 4 на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу 3.

Помимо указанных ограничительных и отличительных признаков ГТД в данном примере содержит основной компрессор 8, установленный на одном валу с турбиной 3, а турбина 4 является силовой (т.е. установлена на одном отдельном валу с потребителем мощности - электрогенератором 9). Таким образом, в приведенном на фиг.1 варианте ГТД выполнен состоящим из силовой турбины 4, основного газогенератора - в составе основного компрессора 8, КС высокого давления 1 и турбины 3, и утилизационного газогенератора, состоящего из компрессора 6, рекуперативного воздухоподогревателя (рекуператора) 5, воздушной турбины 7 и КС низкого давления 2 и обеспечивающего сжатие и подогрев воздуха перед КС низкого давления 2 за счет утилизации теплоты отработанных газов за турбиной 4.

ГТД работает следующим образом.

Сжатый в основном компрессоре 8 воздух подают в камеру сгорания высокого давления 1. Продуты сгорания из камеры сгорания 1 поступают на вход первой газовой турбины 2 по газу, где, расширяясь, совершают работу по приводу основного компрессора 8, при этом давление газа за первой газовой турбиной 2 (перед второй газовой турбиной 3) составляет порядка 3.0…7.0 бар (в зависимости от начальной температуры газа перед первой газовой турбиной 2, степени сжатия в основном компрессоре 8 и наличия промежуточного охлаждения в основном компрессоре 8). Сжатый в компрессоре 6 утилизационного газогенератора воздух подают в рекуператор 5 в количестве, соответствующем примерному равенству тепловых эквивалентов (произведений расхода на среднюю теплоемкость) со стороны греющего газа и воздуха в рекуператоре 5. Далее, нагретый воздух подают на входы по воздуху КС низкого давления 2 и воздушной турбины 7.

Воздух в воздушную турбину 7 поступает в количестве, необходимом и достаточном для привода компрессора 6. Избыточный воздух поступает в КС низкого давления 2. Высокотемпературные продукты сгорания из КС низкого давления 2 подают на смешение с газами за турбиной 3, осуществляя таким образом промежуточной подогрев газов перед силовой турбиной 4. Далее, газы, расширяясь в силовой турбине 4 до примерно атмосферного давления, совершают полезную работу по приводу электрогенератора 9. Отработанные в турбине 4 газы поступают на вход рекуператора 5 по газам, где отдают свое тепло, расходуемое на нагрев воздуха, и далее, отводятся в атмосферу.

Подача воздуха на вход по рабочему телу КС низкого давления 2 позволяет обеспечить сжигание топлива в этой КС с надлежащей полнотой сгорания независимо от содержания свободного кислорода в газе за турбиной 3. Подогрев воздуха в рекуператоре 5 перед КС низкого давления 2 позволяет снизить расход топлива в КС 2, а параллельное соединение выхода рекуператора 5 по воздуху с входами по воздуху воздушной турбины 7 и КС 2 снимает какие-либо ограничения по минимально допустимой температуре воздуха перед воздушной турбиной 7, характерные для прототипа, поскольку уровень температуры воздуха перед воздушной турбиной 7 влияет только на количество воздуха, поступающего в КС низкого давления 2.

Эффективность применения изобретения в приведенном на фиг.1 варианте проиллюстрирована приведенными ниже тепловыми расчетами на примере надстройки утилизационным газогенератором серийного ГТД компании «GE» PGT2500+G4. В расчетах пропускная способность силовой турбины PGT2500+G4 (газовой турбины 4), равная величине (где G - расход газа в турбину, Т и Р - температура и давление газа перед турбиной 4), предполагается увеличенной по условию сохранения давления Р (при увеличении G и Т) неизменным.

ПАРАМЕТРЫ PGT2500+G4 С УТИЛИЗАЦИОННОЙ НАДСТРОЙКОЙ

Показатели исходного и надстроенного ГТД

Мощность исходного ГТД (ISO), кВт 33057.0
КПД исходного ГТД 0.40000
Расход газов из газогенератора, кг/с 89.600
Давление перед СТ, МПа 0.47214
Температура перед СТ, °C 821.5
Давление за исходной ГТ, МПа 0.10132
Температура за исходной ГТ, °C 510.0
Теплопотери осн. газоген-ра (мех. и др.), кВт 668.8
Расход тепла в рекуператор (РВП), кВт 49353.8
в т.ч. тепловосприятие РВП, кВт 49107.1
и теплопотери из РВП, кВт 246.8
Затраты мощн. ВТ на привод осн. компр-ра, кВт .0
Расход топлива в основную КС, кг/с 1.65285
Расход топлива в КС низкого давления, кг/с 0.605138
Суммарный расход топлива в ГТД, кг/с 2.257988
при уд. теплотворн. способн. топлива, кДж/кг 50000.0
Мощность надстроенного ГТД, кВт 52465.0
КПД надстроенного ГТД 0.46471

Параметры рабочих тел

Температура воздуха перед компр-ром ГТД, °C 15.0
Относительная влажность воздуха .600
Расход газов на выхлопе ГТ, кг/с 135.464
Коэффициент избытка воздуха за ГТД 3.4085
Объемн. сост. сух. фазы газа за РВП,%: N2 81.510
O2 15.310
CO2 3.180
Объемное содерж-е Н2O в ух. газах за РВП, % 6.898
Температура точки росы за РВП, °C 39.0
Расход тепла в рекуператор (РВП), кВт 49353.8
в т.ч. тепловосприятие РВП, кВт 49107.1
и теплопотери из РВП, кВт 246.8
Таблица 1
Параметры газа в воздушном тракте утилизационной надстройки и в газовом тракте ГТД за камерой сгорания низкого давления и газогенератором
Наим. уч-ка Относ. изм-е давл-я Давл-е на вых., МПа Расход через уч., кг/с Мас. доля добавл. вод/пара Темпер-ра на Энтальпия на КПД участка Мощность участка, кВт
входе, °C выходе, °C входе, кДж/кг выходе, кДж/кг
КВОУ .983 .0996 141.92 .00631 15.0 15.0 30.9 30.9 .0000 .0
комп 4.413 .4396 141.92 .00631 15.0 183.5 30.9 202.2 .9000 24308.8
РВПВ .980 .4485 141.92 .00631 183.5 509.1 202.2 548.2 .0000 .0
ВТ 4.294 .1045 96.66 .00631 509.1 273.5 548.2 295.5 .9200 24430.9
КС2 .950 .4721 45.86 .03600 509.1 1052.7 548.2 1289.1 .0000 .0
смеш .990 .4674 135.46 .04381 821.5 899.9 1045.4 1127.9 .0000 .0
СТ 4.383 .1067 135.46 .04381 899.9 569.1 1127.9 730.7 .9300 53804.7
РВПГ .950 .1013 135.46 .04381 569.1 243.5 730.7 366.4 .0000 .0

Обозначения участков газовоздушного тракта утилизационной турбовоздушной надстройки и в ГТД за основным газогенератором:

КВОУ - комплексное воздухоочистительное устройство;

комп - компрессор утилизационной надстройки;

РВПВ - воздушный тракт рекуперативного воздухоподогревателя;

ВТ - воздушная турбина;

смеш - участок смешения газа за основным и за утилизационным газогенератором перед силовой турбиной;

СТ - силовая турбина;

РВПГ - газовый тракт рекуперативного воздухоподогревателя.

Из приведенных расчетов следует, что даже без применения промежуточного охлаждения воздуха в компрессорах и с промежуточным перегревом газа до температуры не выше 900°C заявляемое изобретение позволяет достичь КПД более 46,4% в нормальных условиях, что выше известного максимального значения для известных серийных ГТД, использующих в качестве рабочих тел только воздух и продукты сгорания органического топлива в воздухе.

Представленный на фиг.1 пример, приведенный для иллюстрации принципа действия заявляемого изобретения, не исчерпывает всех возможных вариантов его реализации. Формула заявляемого изобретения ни в ограничительной, ни в отличительной части не накладывает никаких ограничений ни на кинематическую схему ГТД (на число валов и установку компрессоров и турбин на валах), ни на общее чисто компрессоров и турбин (число которых может быть более двух), ни на исполнение компрессоров ГТД.

В частности, компрессор 6 может быть установлен на одном валу с основным компрессором 8 (фиг.2), что позволяет произвести надстройку серийного двухвального ГТД без реконструкции второй газовой турбины 4, связанной с увеличением ее пропускной способности. В этом случае мощность воздушной турбины будет расходоваться не только на привод компрессора 6, но и на компенсацию снижения мощности газовой турбины 3, связанной с увеличением давления за ней вследствие увеличения расхода и температуры газов перед второй турбиной 4. Соответственно, подача воздуха в КС низкого давления 2 снизится, но зато увеличится степень расширения и теплоперепад, срабатываемый в этой турбине.

Кроме того, ГТД может быть выполнен одновальным (фиг.3), либо, наоборот, трехвальным, с двухвальным (двухкаскадным) основным газогенератором, при этом основной компрессор 8 и компрессор 6 могут быть выполнены с промежуточными воздухоохладителями 10 (фиг.4). По оценке заявителя, надстройка вышеупомянутого трехвального ГТД с промежуточным охлаждением воздуха в компрессоре типа LMS100 компании «GE» по варианту, схематически изображенному на фиг.4, позволит достичь КПД выше 51% в нормальных условиях.

Наконец, компрессор 6 может быть выполненным совмещенным с основным компрессором низкого давления, как в прототипе, и т.д.

Газотурбинный двигатель с двумя камерами сгорания, содержащий две камеры сгорания высокого и низкого давления и, по крайней мере, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины, вторая из которых на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления по газу, рекуперативный воздухоподогреватель, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу, на выходе по греющему газу - с атмосферой, а также компрессор и воздушную турбину, установленную на одном валу с этим компрессором и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора по воздуху через тракт рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой, отличающийся тем, что камера сгорания низкого давления на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, а вторая газовая турбина на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для повышения КПД стационарных и судовых парогазовых установок (ПГУ). .

Изобретение относится к процессу метанирования, в частности к рекуперации тепла в процессе, включающем реакцию метанирования и объединенном с процессом газификации угля.

Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано для газоперекачивающих станций, включающих в себя газоперекачивающие агрегаты магистральных газопроводов.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано на газораспределительных станциях, в составе которых имеется энергетическая установка.

Изобретение относится к газотранспортному оборудованию и может быть использовано при создании газотурбинных газоперекачивающих агрегатов. .

Изобретение относится к области управления газоперекачивающими агрегатами (ГПА) при транспортировке газа. .

Изобретение относится к способам работы комбинированных двигателей внутреннего сгорания (ДВС) и может быть использовано в автомобильных, тракторных, судовых и стационарных ДВС.

Изобретение относится к турбокомпрессору, работающему на отработавших газах, для двигателя внутреннего сгорания, содержащему корпус (14) и ротор (18), при этом корпус (14) содержит выполненный с возможностью протекания участок (15) отвода отработавших газов, а ротор (18) содержит турбинное колесо (20) и жестко соединенный на кручение с турбинным колесом (20) вал (21) с осью (22) вращения, при этом турбинное колесо (20) установлено в опорах с возможностью вращения в участке (15) отвода отработавших газов и выполнено с возможностью подачи на него отработавших газов, а в участке (15) отвода отработавших газов расположено направляющее устройство (29) для изменения подачи отработавших газов на турбинное колесо (20), причем направляющее устройство (29) содержит выполненное с возможностью протекания направляющее решетчатое кольцо (30) и осевую задвижку (31), а направляющее решетчатое кольцо (30) содержит стойку (37) для фиксации, а также выполненные с возможностью протекания направляющие лопатки (36), а осевая задвижка (31) выполнена с возможностью захватывания направляющих лопаток (36).

Изобретение относится к транспортировке углеводородного сырья по проложенным по морскому дну трубопроводам большой протяженности

Изобретение относится к области теплоэнергетики и энергосбережения, предназначено для одновременной выработки электрической, тепловой энергий и низкотемпературного носителя

Изобретение относится к осевому компрессору для газовой турбины, содержащему кольцеобразный в сечении тракт течения для сжимаемой среды, причем тракт течения ограничен радиально снаружи наружной стенкой кольцеобразного сечения, корпус, который охватывает наружную стенку с образованием, по меньшей мере, одной промежуточной сборной камеры, по меньшей мере, одно отверстие отбора в наружной стенке для отвода в сборную камеру части протекающей по тракту течения среды и, по меньшей мере, одно отверстие в корпусе для удаления отведенной части среды из корпуса

Способ конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и опоры, осуществляют путем подрезания верхней части лопаток компрессора низкого давления, расположенных во втором контуре. Компрессор высокого давления и турбину высокого давления оборудуют дополнительными ступенями. Устанавливают камеру сгорания, отношение длины которой L1 к ее исходной длине камеры сгорания L выбирают в пределах 0,7÷0,79. Кольцевую жаровую трубу крепят к наружному корпусу камеры сгорания посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали. Изобретение направлено на повышение мощности и к.н.д., снижение концентрации выбросов, повышение надежности работы камеры сгорания. 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Система генерации электроэнергии с комбинированным циклом, содержащая внешний байпасный контур управления запуском с регулирующим клапаном для паровой турбины, облегчающий работу энергетической установки при максимальном давлении. Также представлены устройство для регулирования потока пара в паровую турбину при быстром запуске установки с комбинированным циклом и способ запуска системы генерации электроэнергии с комбинированным циклом. Изобретение позволяет управлять дросселированием в тяжелых условиях эксплуатации в ходе запуска паровой турбины под высоким давлением. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии содержит замкнутый контур с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл Брайтона. В состав замкнутого термодинамического цикла входят источник тепла, турбокомпрессор, кинематически связанный с электрогенератором, регенератор тепла, теплообменник, теплопередающим трактом включенный в контур с газообразным рабочим телом, теплопринимающим трактом - в замкнутый контур с жидким рабочим телом для отвода низкопотенциального тепла, включающий также устройство для прокачки жидкого рабочего тела через контур, и холодильник-излучатель тепла в космическое пространство. Устройство для прокачки выполнено в виде турбонасосного агрегата, кинематически связанного с электрогенератором. Теплообменник выполнен в виде генератора перегретого пара, использующего низкопотенциальное тепло, отбираемое от газообразного рабочего тела энергоустановки. Холодильник-излучатель выполнен в виде конденсатора пара с функцией последующего охлаждения конденсата. Вход в насос турбонасосного агрегата сообщен с выходом проточного тракта холодильника-излучателя, выход насоса - с входом в теплопринимающий тракт теплообменника-парогенератора - в противоток его теплопередающему тракту. Вход в турбину турбонасосного агрегата сообщен с выходом теплопринимающего тракта теплообменника-парогенератора, а ее выход - с входом в гидравлический тракт холодильника-излучателя. Изобретение направлено на повышение энергомассовых характеристик космических энергетических установок с машинным преобразованием энергии путем уменьшения доли сбрасываемого в окружающее пространство тепла. 1 ил.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии содержит замкнутый контур с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл Брайтона. В состав замкнутого термодинамического цикла входят источник тепла, турбокомпрессор, кинематически связанный с электрогенератором, регенератор тепла, теплообменник, теплопередающим трактом включенный в контур с газообразным рабочим телом, теплопринимающим трактом - в замкнутый контур с жидким рабочим телом для отвода низкопотенциального тепла, включающий также устройство для прокачки жидкого рабочего тела через контур, и холодильник-излучатель тепла в космическое пространство. Устройство для прокачки выполнено в виде турбонасосного агрегата, кинематически связанного с электрогенератором. Теплообменник выполнен в виде генератора перегретого пара, использующего низкопотенциальное тепло, отбираемое от газообразного рабочего тела энергоустановки. Холодильник-излучатель выполнен в виде конденсатора пара с функцией последующего охлаждения конденсата. Вход в насос турбонасосного агрегата сообщен с выходом проточного тракта холодильника-излучателя, выход насоса - с входом в теплопринимающий тракт теплообменника-парогенератора - в противоток его теплопередающему тракту. Вход в турбину турбонасосного агрегата сообщен с выходом теплопринимающего тракта теплообменника-парогенератора, а ее выход - с входом в гидравлический тракт холодильника-излучателя. Изобретение направлено на повышение энергомассовых характеристик космических энергетических установок с машинным преобразованием энергии путем уменьшения доли сбрасываемого в окружающее пространство тепла. 1 ил.

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор. Вал для передачи крутящего момента проходит через корпус с возможностью вращения вокруг оси и функционально соединен с ротором. Ротор позволяет поддерживать его устойчивое вращение при окружной скорости обода, составляющей приблизительно от 2000 до 5400 футов в секунду. Кольцевая область вокруг ротора и внутри корпуса образует проход для потока. Корпус также включает выпускное отверстие для потока, образующее проход для вытекания высокоэнергетического газа или воздуха наружу из кольцевой области или его втекания в кольцевую область. Вал содержит материал с высокой удельной прочностью на сжатие или растяжение и имеет проходы для потока, обеспечивающие прохождение потока воздуха или газа к ротору или от ротора. Некоторые части вала обмотаны намотками из волоконного жгута из материала с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Ротор окружает часть вала внутри корпуса и имеет проходы для потока газа или воздуха, пропускающие поток в радиальных направлениях и задерживающие поток от ротора в осевом направлении. Ротор содержит материал с высокой удельной прочностью на растяжение и компрессионный материал, сжатый намотками из волоконного жгута с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Материал с высокой удельной прочностью на сжатие функционально соединен с валом сжатием или, по меньшей мере, одной намоткой из волоконного жгута. Аппарат, способный выполнять функции компрессора, в функции компрессора содержит кольцевую область вокруг ротора и внутри корпуса, выполненную с возможностью формирования в процессе работы прохода для воздуха или газа от ротора к выпускному отверстию для потока в корпусе, внутри которого воздух или газ проходит по спирали в радиальном направлении от ротора наружу через кольцевую область и с уменьшением скорости. При этом кольцевая область обеспечивает в процессе работы выход потока воздуха или газа в радиальном направлении от ротора наружу. Реактивный и механический двигатели содержат описанный выше аппарат в качестве компрессора. Изобретение направлено на уменьшение расхода топлива, повышение кпд, снижение выбросов CO2 и снижение стоимости двигателя. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил., 8 табл.

Устройство и способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле. Процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения. Двигатель включает компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Дополнительно введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Группа изобретений позволяет создать качественно новый способ работы с одновременным расширением функциональных возможностей авиационного газотурбинного двигателя путём его работы в качестве газодинамического лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх