Способ конвертирования турбовального авиационного двигателя в наземную газотурбинную установку

Способ конвертирования турбовального авиационного двигателя в наземную газотурбинную установку. Удаляют лопатки из проточных частей последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Заменяют сопловой аппарат первой ступени (из оставшихся) конвертированной турбины на сопловой аппарат повышенной пропускной способности. В горелки камеры сгорания подают для сжигания газообразное низкокалорийное топливо типа продукта-газа или биогаза. На установившемся режиме работы конвертированного двигателя изменением расхода топлива устанавливают температуру продуктов сгорания газа в камере не выше 800 K. Уменьшают степень повышения полного давления компрессора до 3-4. Механическую энергию передают потребителю мощности через выводной вал двигателя с редуктором. Изобретение позволяет обеспечить эксплуатацию отработавших ресурс двигателей на низкокалорийных газообразных топливах из твердых бытовых отходов и биоотходов, улучшить экологию, уменьшить расходы на эксплуатацию установок и увеличить их ресурс. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к газотурбостроению, а конкретно к созданию работающих на низкокалорийных топливах газотурбинных установок (ГТУ) на основе конвертирования турбовальных авиационных двигателей.

Возрастающие темпы потребления топливно-энергетических ресурсов и сокращение запасов углеводородного топлива, особенно жидкого и газообразного, заставляет обратить внимание на более полное использование вторичных энергетических ресурсов, например таких как твердые бытовые (ТБО) и биоотходы, в результате термической переработки которых образуется горючий газ (продукт-газ, биогаз), который можно использовать в качестве топлива в газотурбинных установках. Продукт-газ, так же как и биогаз, имеет теплотворную способность на порядок меньшую, чем обычные углеводородные топлива, поэтому расход их в ГТУ той же мощности также на порядок больше, чем расход углеводородных топлив.

ГТУ для сжигания продукта-газа и биогаза желательно иметь их относительно недорогими и высоконадежными, чтобы они нашли массовое применение. Для этого целесообразно использовать отработавшие ресурс авиационные турбовальные двигатели и конвертировать их применительно к потребным условиям эксплуатации. Температура выхлопного газа ГТУ из условий экологии должна быть невысокой, к.п.д. установки из-за бросовой цены топлива большого значения не имеет, а мощность установки при заданной температуре газа желательно иметь максимально возможной.

Известно техническое решение по патенту РФ №2285139 (Способ обеспечения постоянной мощности силовой турбины конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя). В конвертируемом авиационном двигателе поддержание постоянной мощности силовой турбины в процессе всей эксплуатации двигателя осуществляется за счет изменения расхода воздуха, достигаемого изменением поворотом лопаток соплового аппарата турбины привода компрессора, что требует серьезного изменения конструкции с ее несомненным удорожанием.

Известно техническое решение по патенту РФ №2499152 (Способ конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения). В двигателе второй контур закрывают, удаляют реактивное сопло и дополнительно устанавливают силовую турбину. При этом устанавливают дополнительно две ступени компрессора на выходе и одну ступень турбины. Это позволяет увеличить выходную мощность двигателя. Однако существенные изменения конструкции исходного двигателя резко повышают стоимость его конвертирования.

Наиболее близким аналогом, выбранным за прототип, является способ конвертирования двигателя НК-16СТ (см. Двигатель НК-16СТ. «Руководство по технической эксплуатации», книга 1, 1996 г., раздел 1, рис.1.2, стр.7/8). В двухконтурном двигателе заглушают второй контур и обрезают верхнюю часть лопаток ступеней вентилятора, изымают вторую ступень турбины второго контура, в камере сгорания заменяют форсуночную головку и устанавливают силовую газовую турбину. Это позволяет получить необходимые значения мощности и к.п.д. установки для привода газоперекачивающего агрегата ГПА-Ц-16/76. Однако при работе на низкокалорийном топливе (продукте-газе или биогазе) большая разница в величинах расхода воздуха в компрессоре и газа в турбине приведет к рассогласованию параметров турбины и компрессора, снижению к.п.д. и мощности, а возможно и срыву работы установки из-за помпажа в компрессоре.

В основу изобретения положено решение следующих задач:

- конвертирование отработавших ресурс авиационных турбовальных двигателей для работы на низкокалорийных газообразных топливах;

- использование твердых бытовых отходов и биоотходов;

- улучшение экологии окружающей среды;

- уменьшение затрат на создание и функционирование наземных газотурбинных установок;

- обеспечение выработки максимальной мощности при улучшении экологии окружающей среды (в том числе за счет уменьшения образования оксидов азота при работе конвертированной наземной ГТУ и согласование характеристик установки с характеристиками потребителей мощности) и увеличение ресурса конвертированной установки по сравнению с известными наземными ГТУ.

Поставленные задачи решаются тем, что способ конвертирования турбовального авиационного двигателя в наземную газотурбинную установку заключается в том, что для двигателя с многоступенчатым компрессором и турбиной горелки для работы на авиационном топливе в камере сгорания заменяют на горелки для работы на газообразном топливе, а мощность двигателя передают потребителю через выводной вал.

Согласно изобретению снабжают двигатель редуктором, который соединяют с выводным валом. Удаляют лопатки из проточной части последних ступеней компрессора с уменьшением степени повышения полного давления компрессора, устанавливая его в диапазоне значений от 3 до 4. Удаляют лопатки из проточной части первых ступеней турбины. Заменяют сопловой аппарат первой (из оставшихся) ступени конвертированной турбины на сопловой аппарат повышенной пропускной способности. При работе конвертированного двигателя на установившемся режиме с использованием газообразного низкокалорийного топлива регулируют его подачу из условия ограничения температуры продуктов сгорания газа в камере сгорания не выше 800 К.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленных задач, так как:

- конвертирование отработавших ресурс авиационных турбовальных двигателей для работы на низкокалорийных газообразных топливах позволяет уменьшить затраты на создание и эксплуатацию наземных ГТУ, улучшить экологию окружающей среды за счет уменьшения образования оксидов азота, сокращения площадей полигонов занятых хранилищами отходов;

- удаление части рабочих лопаток из последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, замена соплового аппарата первой (из оставшихся) ступени конвертированной турбины на сопловой аппарат повышенной пропускной способности позволяют простейшим путем (при минимальных затратах) обеспечить величину степени повышения полного давления компрессора, которая при температуре ТГ = 800 К (и том же расходе газа в турбине) позволяет обеспечить максимальную выработку мощности отдаваемой потребителю, а также понизить уровень температуры выхлопного газа до экологически приемлемого уровня с обеспечением практически полной безотказности работы горячих частей газовой турбины и повышения ресурса ГТУ;

- установка редуктора на выводном валу турбины позволяет оптимально согласовать частоты вращения турбины и потребителя мощности, например электрогенератора, насоса и других потребителей, обеспечив максимальную выработку энергии;

- если выводной вал двигателя вращают турбиной привода компрессора, то это позволяет конвертировать одновальные авиационные двигатели.

Существенные признаки изобретения по способу могут иметь развитие и дополнения:

- если в камере сгорания устанавливать многофорсуночные горелки со струйными форсунками, то это позволяет, за счет уменьшения толщины фронта горения, снизить уровень выброса оксидов азота и улучшить экологию окружающей среды;

- если удаляют не более 40% рабочих лопаток последних ступеней компрессора и не более 30% лопаток первых ступеней турбины, то это обеспечивает сохранение массового расхода газа через турбину с выработкой максимально возможной ее мощности при уменьшенных значениях параметров по Тг и πк.

Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи:

- конвертирование отработавших ресурс авиационных турбовальных двигателей для работы на низкокалорийных газообразных топливах;

- использование газообразных твердых бытовых отходов и биоотходов;

- улучшение экологии окружающей среды;

- уменьшение затрат на создание и функционирование ГТУ;

- обеспечение выработки максимальной мощности при улучшении экологии окружающей среды (в том числе за счет уменьшения образования оксидов азота при работе конвертированной наземной ГТУ и согласования характеристик установки с характеристиками потребителей мощности) и увеличении ресурса конвертированной установки по сравнению с наземными газотурбинными установками.

При этом обеспечивается возможность использования продуктов термической переработки твердых бытовых и биоотходов для выработки механической и других видов энергии в конвертированных турбовальных авиационных двигателях, обладающих высокой надежностью, низкой стоимостью и улучшенной экологичностью. Уменьшены финансовые затраты на создание и функционирование ГТУ на основе конвертированных турбовальных авиационных двигателей за счет увеличения ресурса работы и снижения стоимости топлива. Обеспечивается максимальная выработка мощности, уменьшается образование оксидов азота при работе конвертированной наземной ГТУ, повышается ее ресурс. Имеется возможность согласования характеристик конвертированной ГТУ с характеристиками потребителей мощности.

Настоящее изобретение поясняется последующим описанием способа конвертирования турбовального двигателя в наземную газотурбинную установку.

На чертеже схематично изображен продольный разрез конвертированного турбовального двигателя.

Конвертируемый двигатель содержит (см. чертеж) многоступенчатый компрессор 1, многоступенчатую турбину 2, камеру сгорания 3 с горелками 4, выводной вал 5, потребитель мощности 6. Компрессор 1 входом соединен с атмосферой, а выходом через камеру сгорания 3 - с турбиной 2. Двигатель через выводной вал 5 соединен с потребителем мощности 6 через редуктор 7. В двигателе удалены лопатки 8, 9 из проточных частей соответственно первых ступеней турбины (не более 30%) и последних ступеней компрессора (не более 40%). Заменен сопловой аппарат 10 первой (из оставшихся) ступени конвертированной турбины на сопловой аппарат повышенной пропускной способности.

Способ конвертирования турбовального двигателя в наземную газотурбинную установку заключается в том, что выводной вал 5 соединяют через редуктор 7 с потребителем мощности 6. В камеру сгорания 3 через горелки 4 подают для сжигания газообразное низкокалорийное топливо. Горелки 4 могут быть выполнены многофорсуночными струйными. В многоступенчатом компрессоре 1 предварительно удаляют лопатки 9 из проточной части последних ступеней (не более 40%), чтобы обеспечить величину степени повышения полного давления компрессора в пределах 3-4. В многоступенчатой турбине 2 предварительно удаляют лопатки 8 из проточной части первых ступеней (не более 30%) и устанавливают сопловой аппарат 10 повышенной пропускной способности на первой ступени турбины для согласования параметров совместной работы турбины 2 и компрессора 1 (при температуре газа перед турбиной не выше 800 K) и обеспечения максимальной мощности установки.

В России имеется огромный парк выпущенных промышленностью турбовальных авиационных газотурбинных двигателей АИ-20, в том числе и используемых в виде АИ-20СТ в передвижных автоматизированных электростанциях ПАЭС-2500. Этот двигатель относится к первому поколению двигателей, спроектированных 60 лет назад. Он имеет температуру газа перед турбиной (с неохлаждаемыми лопатками) Т≈1000 K, низкую степень повышения полного давления - , простую конструкцию и невысокий, на сегодняшний день, к.п.д. - η=0.21-0.23. Это делает его дешевым, но малоконкурентным на рынке энергоустановок. Кроме того, достаточно большая для неохлаждаемых лопаток температура ограничивает ресурс турбины, следовательно, и ресурс двигателя.

При использовании двигателя с меньшей температурой газа перед турбиной Т=800 K максимальное значение полезной мощности (с учетом оптимальности параметров при данной температуре) можно обеспечить только если степень повышения полного давления компрессора понизить до уровня . Такой широкий диапазон значений компрессора позволяет уменьшить давление за ним только путем изъятия лопаток нескольких последних ступеней; например, в компрессоре двигателя АИ-20 следует удалить лопатки из проточной части четырех последних ступеней с тем, чтобы обеспечить заданный диапазон степени повышения полного давления .

Уменьшение давления за компрессором требует и уменьшения степени понижения давления для турбины путем изъятия лопаток из одной или нескольких ее первых ступеней. Это позволит увеличить пропускную способность турбины и согласовать ее работу с компрессором. Так, в турбине двигателя АИ-20 для этого следует удалить одну первую ступень и заменить сопловой аппарат второй ступени на сопловой аппарат повышенной пропускной способности.

Целесообразность конвертирования турбовального двигателя АИ-20 (или АИ-20СТ) в наземную газотурбинную установку, использующую низкокалорийные топлива, подтверждается результатами расчетов, в которых приняты значения:

- температура газа перед турбиной - 800 K;

- степень повышения полного давления компрессора - ;

- к.п.д. компрессора - 0.75;

- к.п.д. турбины - 0.80;

- коэффициент сохранения полного давления в тракте от компрессора до турбины - 0.91;

- расход газа через турбину - 20 кг/с;

- топливо: продукт-газ;

- низшая теплотворная способность топлива - 5123 кДж/кг.

Величины к.п.д. компрессора и турбины приняты на 0.05-0.08 меньшими для учета возможности некачественных доделок их проточной части.

При этом максимальная величина полезной мощности установки (компрессор и турбина которой имеют существенно заниженные значения к.п.д.), работающей на топливе низкой стоимости с относительно небольшой температурой газа перед турбиной, достигает 963 кВт при . При изменении значений уменьшение величины мощности относительно ее максимального значения не превышает 2.5%. Расширение границ указанного диапазона на 10% ниже или выше снижает мощность до 5-7%. Это подтверждает целесообразность принятия величины степени повышения полного давления компрессора при температуре газа перед турбиной Т=800 K. Следует особо отметить, что при заданной температуре газа перед турбиной в 800 K максимальный к.п.д. ГТУ достигается в диапазоне πк=3-4.

Изобретение может найти применение на предприятиях переработки твердых отходов, а также на станциях по утилизации канализационных стоков. В частности, на Курьяновской очистительной станции (КОС - г. Москва, Юго-Восточный округ) используется биогаз для работы поршневых двигателей. Это позволяет обеспечить электроэнергией до 40% потребностей КОС. Возможно применение модернизированной ПАЭС-2500 в дополнение к поршневым двигателям или взамен их, что позволит существенно уменьшить выбросы вредных веществ с выхлопными газами, в частности, оксидов азота.

1. Способ конвертирования турбовального авиационного двигателя в наземную газотурбинную установку, заключающийся в том, что для двигателя с многоступенчатыми компрессором и турбиной горелки для работы на авиационном топливе в камере сгорания заменяют на горелки для работы на газообразном топливе, а мощность двигателя передают потребителю через выводной вал, отличающийся тем, что снабжают двигатель редуктором, который соединяют с выводным валом, удаляют лопатки из проточной части последних ступеней компрессора с уменьшением степени повышения полного давления компрессора, устанавливая его в диапазоне значений от 3 до 4, удаляют лопатки из проточной части первых ступеней турбины, заменяют сопловой аппарат первой ступени конвертированной турбины на сопловой аппарат повышенной пропускной способности и при работе конвертированного двигателя на установившемся режиме с использованием газообразного низкокалорийного топлива регулируют его подачу из условия ограничения температуры продуктов сгорания газа в камере сгорания не выше 800 К.

2. Способ конвертирования двигателя по п. 1, отличающийся тем, что в качестве горелок для работы на газообразном топливе используют многофорсуночные горелки со струйными форсунками.

3. Способ конвертирования двигателя по п. 1, отличающийся тем, что удаляют лопатки не более 40% последних ступеней компрессора и не более 30% первых ступеней турбины.



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, включающий вал. Один конец вала жестко скреплен с рабочим колесом турбины, на который насажена цилиндрическая втулка ротора, выполненный с возможностью его газодинамического поддержания, а на свободном конце зафиксировано колесо центробежного компрессора, снабженный упорным подшипником.

Изобретение относится к производству газотурбинных двигателей внутреннего сгорания дня использования на всех видах транспорта. .

Двигатель // 2285138
Изобретение относится к машиностроению и может быть применено на транспортных средствах и других объектах. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, предназначенным для регенерации тепла, поступающего от источника тепла. .

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. .

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и не менее двух рулевых двигателей, в соответствии с изобретением к фюзеляжу прикреплены два боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели (ГТД), которые имеют рулевой ракетный двигатель, установленный внутри выхлопного сопла, основную камеру сгорания и вспомогательный газогенератор, соединенный через коллектор смешения с основной камерой сгорания газоводом, а в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. В газоводе может быть установлен озонатор. Подвод окислителя и горючего к вспомогательному газогенератору может быть выполнен через дополнительный турбонасосный агрегат (ТНА), в состав которого входит электрогенератор. Озонатор может быть установлен внутри основной камеры сгорания непосредственно перед коллектором смешения. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Газотурбинные двигатели могут быть оборудованы соплом с управляемым вектором тяги. Рассмотрен способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя, включающий ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД и управление при помощи рулевых двигателей и возвращение при помощи двух ГТД, при этом ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательные газогенераторы, работающие с избытком окислителя и компенсирующие нехватку атмосферного воздуха для работы ГТД, генераторный газ перед подачей в основную камеру сгорания озонируют, а при полете в плотных слоях атмосферы вспомогательные газогенераторы выключают. Рассмотрен газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, основную камеру сгорания, турбину и выхлопное сопло, при этом он содержит рулевой ракетный двигатель, установленный внутри выхлопного сопла, основную камеру сгорания и вспомогательный газогенератор, соединенный газоводом через коллектор смешения с основной камерой сгорания газоводом. В газоводе может быть установлен озонатор. В коллекторе смешения установлен озонатор. В воздушном тракте между компрессором и основной камерой сгорания установлен озонатор. Озонатор может содержит два кольцевых электрода, выполненные коаксиально по обе стороны от коллектора смешения. Изобретение обеспечивает улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена и обеспечение ее работоспособности на любых высотах. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 22 ил.

Утилизационная турбоустановка содержит турбогенератор, силовую газовую турбину, газоохладитель, дожимающий компрессор. Силовая газовая турбину кинематически связана с турбогенератором и сообщена на входе по газу с выходом источника горячего газа по газу. Газоохладитель сообщен на входе по газу с выходом силовой газовой турбины по газу. Дожимающий компрессор сообщен на входе по газу с выходом газоохладителя по газу, на выходе по газу – с атмосферой и установлен на одном валу с силовой газовой турбиной. Утилизационная турбоустановка также содержит байпасный газоход, сообщенный на входе по газам с выходом источника горячего газа по газу, дополнительный газоохладитель, установленный на выходе байпасного газохода по газам, и дымосос, сообщенный на входе по газу через тракт дополнительного газоохладителя по газу с выходом байпасного газохода по газу, на выходе по газу – с атмосферой. Дымосос снабжен приводным электродвигателем с преобразователем частоты сетевого переменного тока, электрически связанным с турбогенератором, либо ротор дымососа кинематически связан с валом силовой газовой турбины. Турбогенератор снабжен устройством преобразования частоты генератора переменного тока, выполненным с возможностью питания напряжением изменяющейся частоты и амплитуды потребителей переменного тока с напряжением неизменной частоты и амплитуды. Изобретение направлено на снижение металлоемкости оборудования турбоустановки и повышение КПД. 2 ил.

Способ конвертирования турбовального авиационного двигателя в наземную газотурбинную установку. Удаляют лопатки из проточных частей последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Заменяют сопловой аппарат первой ступени конвертированной турбины на сопловой аппарат повышенной пропускной способности. В горелки камеры сгорания подают для сжигания газообразное низкокалорийное топливо типа продукта-газа или биогаза. На установившемся режиме работы конвертированного двигателя изменением расхода топлива устанавливают температуру продуктов сгорания газа в камере не выше 800 K. Уменьшают степень повышения полного давления компрессора до 3-4. Механическую энергию передают потребителю мощности через выводной вал двигателя с редуктором. Изобретение позволяет обеспечить эксплуатацию отработавших ресурс двигателей на низкокалорийных газообразных топливах из твердых бытовых отходов и биоотходов, улучшить экологию, уменьшить расходы на эксплуатацию установок и увеличить их ресурс. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх