Способ охлаждения газотурбинного двигателя



Способ охлаждения газотурбинного двигателя
Способ охлаждения газотурбинного двигателя
Способ охлаждения газотурбинного двигателя
Способ охлаждения газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2529989:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

Способ охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в понижении температуры воздуха, используемого для охлаждения ГТД. Понижение температуры воздуха осуществляется в турбохолодильной установке (ТХУ) и включает сжатие воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере. ТХУ установлена во входном канале ГТД, поперечные размеры которого больше поперечных размеров компрессора ТХУ. Степень повышения давления в компрессоре ТХУ больше степени повышения давления в компрессоре ГТД. ТХУ приводится в действие от ГТД. Давление охлажденного воздуха на выходе из ТХУ соответствует давлению воздуха за компрессором ГТД. Для повышения степени охлаждения воздуха часть этого воздуха перепускается на вход в компрессор ТХУ. Способ позволяет повысить температуру газа перед лопатками газовой турбины ГТД до 2600 K. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Развитие авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) идет по пути повышения температур рабочего тела, что требует создания эффективных способов охлаждения ГТД.

Эффективность существующих систем охлаждения ГТД (Теория авиационных двигателей. Под ред. П.К. Казанджана. - М.: Машиностроение, 1983. C.188-l97, рис.11.1, 11.3, 11.4, 11.5, 11.8) при степенях повышения давления воздуха более 25 резко снижается, что связано с ростом температуры воздуха, используемого при охлаждении.

Целью изобретения является понижение температуры воздуха, используемого при охлаждении ГТД.

Известен способ понижения температуры охлаждающего воздуха, заключающийся в использовании теплообменника, установленного во втором контуре двухконтурного турбореактивного двигателя (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина - М.: Изд-во МАИ, 2003, с.656, рис.22.1).

Известен способ охлаждения воздуха, заключающийся в его сжатии в компрессоре с последующим охлаждением в теплообменнике и механически связанным с компрессором турбодетандере (Патент RU 2120586 С1, 1998).

Поставленная цель достигается тем, что во входном канале ГТД устанавливаются: компрессор, поперечные размеры которого меньше поперечных размеров входного канала ГТД, а степень повышения давления больше, чем в компрессоре ГТД, теплообменник и механически связанный с компрессором турбодетандер, образующие турбохолодильную установку (ТХУ). В турбодетандере сжатый воздух расширяется до заданного давления (охлаждается), после чего поступает в ГТД, который приводит в действие ТХУ.

Сущность изобретения заключается в том, что за счет механической работы, генерируемой ГТД, осуществляется передача теплоты от воздуха, используемого для охлаждения ГТД, воздуху, поступающему в компрессор ГТД.

Предпочтительным давлением воздуха на выходе из турбодетандера следует считать давление, соответствующее давлению воздуха за компрессором ГТД (стандартное техническое условие для обеспечения работоспособности систем воздушного охлаждения ГТД).

Для увеличения степени охлаждения воздуха (за счет повышения предельной степени сжатия воздуха в компрессоре ТХУ), часть охлажденного воздуха, выходящего из турбодетандера, следует перепускать на вход в компрессор ТХУ.

Предельная степень повышения давления воздуха в компрессоре ТХУ определяется как

где ТМ - предельно допустимая температура для компрессора теплообменника ТХУ (здесь и далее по тексту используются температуры торможения);

ТВ - температура воздуха на входе в компрессор ТХУ;

ηК - коэффициент полезного действия компрессора.

С целью повышения коэффициента интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике (доля отведенной теплоты от теплоты, которую можно теоретически отвести) расход воздуха через компрессор ТХУ должен составлять не более 10% от расхода воздуха через компрессор ГТД.

Для согласования частот вращения компрессоров ТХУ и ГТД между ТХУ и ГТД может устанавливаться редуктор.

На фиг.1 изображена схема ГТД с ТХУ на входе;

на фиг.2 изображен термодинамический процесс в Ρ-υ координатах;

на фиг.3 показаны зависимости температур охлажденного воздуха для ГТД с различными степенями повышения давления в компрессоре;

на фиг.4 показана характеристика эффективности предлагаемого способа.

ГТД (фиг.1) состоит из входного устройства 1, входного устройства турбохолодильной установки 2, осецентробежного компрессора 3, теплообменника 4, турбодетандера 5, ресивера 6, турбокомпрессора 7, выходного устройства 8. Турбокомпрессор 7 состоит из компрессора ГТД, камеры сгорания и турбины привода компрессора ГТД. Поперечные размеры канала входного устройства 1 больше поперечных размеров компрессора 3. Компрессор 3, турбодетандер 5 и турбокомпрессор 7 соединены между собой полым валом, внутренняя полость которого соединяет полости: входного устройства ТХУ, ресивера 6 и каналов системы охлаждения ГТД.

Способ охлаждения ГТД осуществляется следующим образом. Воздух через входное устройство 1 попадает в ГТД и делится на два потока.

Первый поток проходит через теплообменник 4 и попадает в компрессор ГТД.

Второй поток поступает во входное устройство ТХУ, смешивается с холодным воздухом, поступающим через полый вал, и попадает в компрессор 1. В компрессоре воздух сжимается до заданного давления и нагревается. Нагретый воздух поступает в теплообменник 4, где охлаждается воздухом наружного контура. Охлажденный воздух под давлением поступает в турбодетандер, где расширяется до заданного давления, равного давлению воздуха за компрессором ГТД, и охлаждается до требуемой температуры.

Требуемая температура на выходе их ТХУ поддерживается за счет частичного перепуска холодного воздуха (через полый вал) на вход в компрессор 1. Уменьшение температуры воздуха на входе в компрессор 1 позволяет при прочих равных условиях иметь более высокую степень повышения давления в компрессоре ТХУ и, соответственно, более высокую степень охлаждения воздуха в турбодетандере - более низкую температуру ТХ.

Холодный воздух из ресивера 6 (через полый вал) поступает в систему охлаждения ГТД. Привод ТХУ осуществляется газотурбинным двигателем.

На фиг.2 изображен термодинамический процесс в Ρ-υ координатах, показывающий энергетические превращения воздуха при его прохождении через ТХУ. Буквами обозначены состояния воздуха: В - на входе в компрессор ТХУ; К - при давлении, равном давлению за компрессором ГТД; М - на выходе из компрессора ТХУ; Д - на входе в турбодетандер; X - на выходе из турбодетандера. Видно, что на выходе из турбодетандера давление воздуха равно давлению воздуха за компрессором ГТД, а его температура меньше температуры воздуха на входе в компрессор ТХУ (компрессор ГТД).

Если допустить, что температура воздуха на входе в ТХУ близка к температуре воздуха на входе в компрессор ГТД, то температура холодного воздуха (фиг.2) может быть определена как

,

где - коэффициент интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике ТХУ;

πК - степень повышения давления в компрессоре ГТД.

На фиг.3 показаны значения температур холодного воздуха для ГТД, имеющих разные πК и разные ϑ, при температурах воздуха: ТВ=288 K, ТМ=1000 K, полученные в соответствии с представленным выше соотношением.

Еще более наглядно эффективность предлагаемого способа иллюстрируется относительной температурой холодного воздуха , которая показывает, какую степень понижения температуры позволяет реализовать способ по отношению к традиционному отбору воздуха за компрессором ГТД. Относительная температура холодного воздуха определяется как

.

На фиг.4 показана зависимость от температуры воздуха на входе в ТХУ для различных коэффициентов ϑ при ТМ=1000 K. Видно, что уменьшение ΤВ (например, ΤВ=200 Κ и менее), которое может быть достигнуто перепуском холодного воздуха на вход в ТХУ, позволяет реализовать, по сути, любую степень понижения температуры .

Исходя из возможностей способа (фиг.4), его применение позволяет решить проблему высоких температур в ГТД, включая температуру газа перед турбиной. Максимальные температуры газа, которые могут быть реализованы в ГТД, составляют порядка 2600 K (при больших температурах происходит диссоциация продуктов сгорания). Предлагаемый способ охлаждения ГТД позволяет в случае необходимости достичь 2600 K.

1. Способ охлаждения газотурбинного двигателя, заключающийся в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере, механически связанным с компрессором, образующими турбохолодильную установку, отличающийся тем, что компрессор, теплообменник и турбодетандер установлены во входном канале газотурбинного двигателя, поперечные размеры которого больше поперечных размеров компрессора, степень повышения давления воздуха в компрессоре турбохолодильной установки больше, чем в компрессоре газотурбинного двигателя, который приводит в действие турбохолодильную установку.

2. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что давление воздуха за турбодетандером равно давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя.

3. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что часть охлажденного воздуха, выходящего из турбодетандера, перепускается на вход в компрессор турбохолодильной установки.

4. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что степень повышения давления в компрессоре определяется как

где ТМ - предельно допустимая температура для компрессора и теплообменника (здесь и далее используются температуры торможения);
ТВ - температура воздуха на входе в компрессор;
ηК - коэффициент полезного действия компрессора.

5. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что расход воздуха через компрессор турбохолодильной установки составляет менее 10% от расхода воздуха через компрессор газотурбинного двигателя.

6. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что между турбохолодильной установкой и газотурбинным двигателем установлен редуктор.



 

Похожие патенты:

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок.

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата.

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке.

Изобретение относится к энергетике. Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки, обеспечивающий безопасность эксплуатации горячего газотурбинного двигателя, позволяющий при инциденте с несанкционированным отключением продувки воздухом отсека газотурбиной установки с минимальными затратами предотвратить контакт взрывоопасной смеси, которая может высвободиться, с поверхностью горячих компонентов корпуса газотурбинного двигателя, у которых максимальная температура может превышать температуру самовоспламенения используемых в технологическом процессе горючих веществ, до их охлаждения до безопасных температур.

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпусов.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Структура ударного воздействия в системе ударного охлаждения имеет отверстия для ударного воздействия, выполненные с обеспечением пропускания потока охладителя и направления полученных струй охладителя на целевую поверхность, расположенную напротив указанной структуры, через образованную между ними полость. Указанная структура имеет рифленую конфигурацию и расположена на расстоянии от целевой поверхности. Целевая поверхность содержит внешнюю поверхность жаровой трубы. Структура содержит патрубок для потока в камере сгорания газотурбинного двигателя или целевая поверхность содержит внешнюю поверхность переходного отсека. Указанная структура содержит патрубок для ударного воздействия в камере сгорания газотурбинного двигателя. Изобретение направлено на улучшение охлаждения. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением. Турбореактивный двигатель содержит каналы, сообщающиеся с впускным каналом и открывающиеся через неподвижную часть первого лабиринтного уплотнения между двумя ребрами этого уплотнения для обеспечения пропускания между этими ребрами потока воздуха, поступающего из впускного канала. Изобретение направлено на повышение экономичности охлаждения, уменьшение номинальной величины расхода воздушного потока охлаждения входного колеса компрессора высокого давления в турбореактивном двигателе. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит основную систему, постоянно питающую инжектор, открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечную систему, прерывисто питающую инжекторные отверстия. Инжекторные отверстия выполнены во фронтальной поверхности кольцевого обода, установленного в кольцевой камере, образованной на входе второй трубки Вентури, коаксиальной первой трубке Вентури и окружающей последнюю. Устройство впрыска топлива содержит средства тепловой изоляции фронтальной поверхности кольцевого обода, содержащего кольцевую полость, образованную вокруг инжекторных отверстий между фронтальной поверхностью кольцевого обода и фронтальной стенкой кольцевой камеры и предназначенную для заполнения при работе воздухом или коксованным топливом. Изобретение направлено на упрощение устройства впрыска топлива с повышением экономичности и эффективности его. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур. Многоточечный контур периодически питает инжекционные отверстия, выполненные на фронтальной поверхности передней кольцевой камеры второй трубки Вентури, коаксиальной первой трубке Вентури и окружающей ее. Кольцевой венец смонтирован в кольцевой камере для образования в ней контура подачи топлива к инжекционным отверстиям и охлаждающего контура посредством прохождения топлива, поступающего на инжектор контура управления. Охлаждающий контур проходит по фронтальной поверхности камеры в непосредственной близи от инжекционных отверстий. Изобретение направлено на уменьшение коксования топлива, циркулирующего на уровне фронтальной плоскости кольцевой камеры. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник. Кольцевые диффузорные каналы образованы на поверхности рабочего колеса, соединены с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе. Каждая из сопловых лопаток выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости. Раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке сопловой лопатки - с проточной частью турбины. Теплообменник соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщен с воздушным коллектором и раздаточной полостью. Охлаждающая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, охлаждающим дефлектором и двумя транзитными дефлекторами, установленными в раздаточной полости вдоль ее оси с зазором относительно друг друга и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки и направлен стенками с перфорационными отверстиями в направлении вогнутой и выпуклой стенок пера сопловой лопатки. В верхней и нижней полках сопловой лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины. Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора. Вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора. Воздушный коллектор соединен с входом транзитных дефлекторов, а раздаточная полость соединена с проточной частью турбины. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения турбины, а также повысить ее экономичность. 6 з.п. ф-лы, 5 ил. .

Способ эксплуатации газовой турбины включает в себя сжатие рабочей текучей среды с помощью компрессора, перегрев сжатой рабочей текучей среды путем ее подачи в по меньшей мере одну камеру сгорания, последующее расширение перегретой сжатой рабочей текучей среды в по меньшей мере одной расширительной турбине с обеспечением выработки энергии. Осуществляют далее подачу сжатой рабочей текучей среды из компрессора в первую полость для охлаждения расширительной турбины из первого отбора сжатой рабочей текучей среды, подачу сжатой рабочей текучей среды из компрессора во вторую полость для охлаждения расширительной турбины из второго отбора сжатой рабочей текучей среды, причем указанная вторая полость расположена перед указанной первой полостью. Второй отбор сжатой рабочей текучей среды выполняют ниже по потоку относительно первого отбора. Во время работы в режиме частичной нагрузки для поддержания температуры первой полости в допустимых пределах с учетом сопротивления материалов осуществляют проточное соединение первого и второго отборов и избирательную подачу части сжатой рабочей текучей среды второго отбора в первый отбор. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Устройство сегмента горячих газов для камеры сгорания газовой турбины, содержащее один сегмент горячих газов, установленный с возможностью съема на несущем элементе и подвергающийся со своей наружной стороны воздействию горячих газов и охлаждаемый инжекционным образом со своей внутренней стороны, при этом инжекционная пластина с множеством распределенных инжекционных отверстий расположена на расстоянии с внутренней стороны указанной инжекционной пластины, причем средство подачи охлаждающего воздуха предусмотрено для загрузки указанной инжекционной пластины находящимся под давлением охлаждающим воздухом для генерирования через указанные инжекционные отверстия струй охлаждающего воздуха. Изобретение позволяет улучшить эффективность охлаждения, увеличить продолжительность срока службы, а также улучшить процесс сборки и разборки сегмента горячих газов. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника, камеру сгорания, в которой осуществляется сжигание топлива с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину. Турбина имеет ротор или вал с турбинными лопатками, проходя через которые горячий газ расширяется, выполняя при этом работу. Предусмотрены первые средства для охлаждения турбинных лопаток сжатым охлаждающим воздухом, содержащие по меньшей мере одну отдельную ступень компрессора, обеспечивающую сжатие охлаждающего воздуха независимо от основного компрессора. По меньшей мере одна ступень компрессора встроена в ротор или вал. По меньшей мере одна ступень компрессора установлена непосредственно за лопатками ротора последней ступени турбины по направлению потока. По меньшей мере одна ступень компрессора получает массовый расход охлаждающего воздуха из полости подшипника ротора, и по меньшей мере одна ступень компрессора подает основную часть массового расхода сжатого охлаждающего воздуха на лопатки ротора последней ступени турбины для их охлаждения. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки осуществляют с помощью контура охлаждения. Контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела. Электропроводящую схему образуют последовательным соединением анода и катода через электрическую нагрузку, токосъем, вал, ротор и лопатки турбины. Температуру анода поддерживают ниже температуры эмиссионного слоя лопаток турбины путем охлаждения анода в месте его установки на конструктивных элементах турбины. Изобретение направлено на снижение температуры лопаток турбин, повышение КПД и надежности газотурбинной установки. 1 ил.

Изобретение относится к двигателю внутреннего сгорания, содержащему по меньшей мере одну турбину с жидкостным охлаждением, в котором турбина, содержащая кожух, снабжена по меньшей мере одной рубашкой охлаждения, встроенной в кожух для формирования системы жидкостного охлаждения. Рассмотрен способ охлаждения, по меньшей мере, одной турбины указанного двигателя внутреннего сгорания. Предлагается обеспечить двигатель внутреннего сгорания описанного выше типа оптимизированным в отношении турбины. Указанная задача достигается в двигателе внутреннего сгорания упомянутого типа, характеризующимся тем, что, по меньшей мере, одна рубашка охлаждения, встроенная в кожух, относится к масляному контуру. Изобретение обеспечивает уменьшение теплопередачи в кожухе турбины за счет использования масла. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх