Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии


 


Владельцы патента RU 2586797:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. В космической энергетической установке в трубопровод между источником тепла и турбиной устанавливается смеситель, сообщенный дополнительным трубопроводом, включающим управляемый посредством электропривода дроссель, с трубопроводом между выходом компрессора и входом тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора. Изобретение позволяет улучшить ресурсные характеристики энергоустановки за счет уменьшения времени ее работы при максимальной температуре рабочего тела на входе в турбину при снижении энергопотребления. 1 ил.

 

Изобретение относиться к области энергетического машиностроения и может быть использовано в конструкциях космических турбокомпрессорных энергетических установок с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл (цикл Брайтона).

Основным фактором, определяющим эффективность термодинамического цикла преобразования тепловой энергии в механическую и, следовательно, коэффициент полезного действия (КПД) машинного преобразования энергии, в частности, в турбокомпрессорной установке, реализующей замкнутый термодинамический цикл (цикл Брайтона), является разность максимальной и минимальной температуры в цикле - температура рабочего тела на входе в турбину и в компрессор. Например, расчетная оценка, проведенная применительно к турбокомпрессорной установке мощностью 200 кВт и реализующей термодинамический цикл Брайтона, показывает, что при снижении температуры на входе в турбину с 1500 К до 1200 К коэффициент полезного действия энергоустановки при температуре на входе в компрессор 320 К падает с 0,35 до 0,25.

Другим основным фактором, определяющим эффективность энергетической установки, является ее ресурс, который особенно важен для энергетической установки космического назначения, обслуживание и ремонт которой затруднен, а в большинстве случаев невозможен.

Известна электрогенераторная турбокомпрессорная установка, разработанная фирмой "CapstoneTurbineCorporation", мощностью 200 кВт, в основу которой положен открытый термодинамический цикл с регенерацией тепла, предназначенная для работы в условиях земной атмосферы при температуре рабочего тела турбины ~1050 К. Данная установка имеет достаточно высокий КПД из-за условий ее использования, в частности относительно низкой температуры окружающей среды, обеспечивающей достаточную разность максимальной и минимальной температур цикла (в условиях Земли температура воздуха на входе в компрессор составляет от 250 до 310 К), а также из-за отсутствия разницы давлений на входе в компрессор и на выходе турбины (как следствие незамкнутого термодинамического цикла). Данная установка имеет также большой заявленный ресурс (до 20 лет) вследствие относительно низкой температуры на входе в турбину.

Однако в условиях космоса открытый термодинамический цикл на практике не может применяться ввиду ограниченности запаса рабочего тела.

Известна принятая за прототип изобретения космическая энергетическая установка, с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, реализующая замкнутый термодинамический цикл Брайтона, в состав которой входят источник тепла, например, ядерный реактор, теплообменник-рекуператор, теплообменник-холодильник для отвода низкопотенциального тепла из газообразного рабочего тела контура посредством жидкого теплоносителя на холодильник-излучатель тепла в космическое пространство, турбокомпрессор, кинематически связанный с валом ротора электрогенератора (патент РФ №2508460 от 27.02.2014 г. ).

В данной энергоустановке для достижения значения КПД цикла, сравнимого с КПД аналога, необходимо обеспечивать большую, чем в аналоге, разность температур на входе в турбину и на входе в компрессор, так как в ней существуют дополнительные затраты мощности на преодоление гидросопротивления тракта на участке контура между выходом из турбины и входом в компрессор, в том числе гидросопротивления теплообменника-холодильника, что возможно лишь за счет повышения температуры на входе в турбину, так как снижение температуры на входе в компрессор влечет за собой необходимость существенного увеличения (при мощности энергоустановки 200 кВт - на сотни квадратных метров) площади холодильника-излучателя, его массы и, соответственно, массы энергоустановки до величины, исключающей возможность ее выведения современными ракетами-носителями (РН) даже на опорную орбиту Земли. Так, расчетная оценка показывает, что при доступных современным РН полезных нагрузках площадь (и, следовательно, масса) холодильника-излучателя энергоустановки, работающей по циклу Брайтона, обеспечивается при температуре рабочего тела на входе в компрессор ≥400 К. При такой минимальной температуре цикла достаточно высокий (до 0,3) КПД энергоустановки обеспечивается лишь при максимальной температуре цикла ~1500 К.

Однако увеличение максимальной температуры цикла (температуры на входе на турбину) при использовании современных и перспективных жаропрочных сплавов в качестве материалов для изготовления высокотемпературных турбин существенно снижает их ресурс, так как их долговременная прочность вследствие превышения температуры рекристаллизации снижается в несколько раз. Например, после 1000 часов воздействия температуры 1100°C допустимое для сплава НбЦУ напряжение σ1000 уменьшается в ~2 раза по сравнению с σв, а после 10000 часов σ10000=0,2σвв - предел прочности при нормальной температуре).

Таким образом, как следует из вышеуказанного, максимальный КПД и, соответственно, максимальная мощность энергоустановки обеспечивается при максимальной температуре рабочего цикла, при которой ресурс энергоустановки минимальный.

Однако максимальная электрическая мощность, вырабатываемая энергоустановкой космического назначения при эксплуатации ее, например, в составе космического буксира, требуется лишь при электропитании агрегатов с максимальной мощностью энергопотребления, таких как электрические (ионные, плазменные и т.п.) двигатели на активных участках функционирования буксира (создание импульсов тяги при коррекциях орбиты, выведение на траектории полета к Луне и т.д.), и составляет незначительную часть общего времени функционирования энергоустановки в составе буксира или другого космического аппарата. Остальное время работы энергоустановки может быть связано с необходимостью выработки значительно меньших электрических мощностей для обеспечения, например, электроснабжения обитаемых и автоматических орбитальных станций, модулей на орбите Луны, технологических процессов производства, строительства орбитальных комплексов в космическом пространстве и т.п.

При указанных условиях эксплуатации энергоустановки, принятой в качестве прототипа, выявляется ее существенный недостаток, который заключается в том, что независимо от необходимой потребителю электрической мощности энергоустановка работает при максимальной температуре рабочего тела на входе в турбину как в случае подключения балластных нагрузок для потребления излишней электрической мощности, вырабатываемой энергоустановкой без изменения максимального режима ее работы, так и при уменьшении тепловой мощности реактора и мощности энергоустановки за счет уменьшения давления рабочего тела и его массового расхода посредством откачки части газообразного рабочего тела из замкнутого контура установки.

Таким образом, вне зависимости от электрической мощности, подаваемой на потребители электроэнергии энергоустановка работает при максимальной температуре рабочего тела на входе в турбину, что снижает долговременную прочность турбины, на которую воздействуют значительные центробежные нагрузки, вследствие чего, снижается ресурс турбины и энергоустановки в целом.

Изобретение направлено на повышение ресурсных характеристик энергоустановки за счет уменьшения времени ее работы при максимальной температуре рабочего тела на входе в турбину при уменьшении мощности энергопотребления.

Результат обеспечивается тем, что в космической энергетической установке с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, реализующим термодинамический цикл Брайтона, в состав которой входят источник тепла (реактор), теплообменник-рекуператор, теплообменник-холодильник системы отвода низкопотенциального тепла из контура на холодильник-излучатель тепла в космическое пространство, турбокомпрессор, электрогенератор, ротор которого кинематически связан с валом турбокомпрессора, и трубопроводы, образующие замкнутый контур, в трубопровод между источником тепла и турбиной включен смеситель, сообщенный дополнительным трубопроводом, включающим управляемый посредством электропривода дроссель, с трубопроводом между выходом компрессора и входом тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора.

Предложенная схема турбокомпрессорной энергетической установки позволяет при снижении мощности потребления электроэнергии оперативно уменьшить мощность энергоустановки с уменьшением температуры рабочего тела на входе в турбину, за счет увеличения доли низкотемпературного рабочего тела в смеси с нагретым до максимальной температуры рабочим телом, поступающим из источника тепла (реактора) в смеситель, вследствие увеличения расхода перепуска с выхода компрессора в обход источника тепла (реактора) при уменьшении гидросопротивления магистрали перепуска посредством управляемого электроприводом дросселя.

Таким образом, при максимальной температуре рабочего тела турбины, энергоустановка работает лишь на максимальной мощности энергопотребления и выработки электроэнергии; в остальных случаях эта температура уменьшается. Расчетная оценка показывает, что для энергоустановки мощностью 200 кВт, реализуемой при температуре на входе в турбину 1500 К, за счет перепуска в обход реактора 22% расхода рабочего тела обеспечивается мощность 92 кВт при температуре рабочего тела на входе в турбину 1185 К, а в случае 33% перепуска мощность энергоустановки составляет 43 кВт при температуре на входе в турбину 1059 К. Соответственно, долговременная прочность материала турбины при данных температурах увеличивается в 3,6 и 8 раз, а оцененный (по времени достижения равной прочности) ресурс турбины и энергоустановки при этих температурах увеличивается в 2,6 и 5 раз.

На чертеже представлена принципиальная схема предлагаемой космической энергетической установки.

В состав энергоустановки входят турбокомпрессор, включающий турбину 1 и компрессор 2, источник тепла (реактор) 3, теплообменник-рекуператор 4, теплообменник-холодильник 5, трубопроводы 6, образующие замкнутый контур энергоустановки, смеситель 7, включенный в трубопровод 6 между источником тепла и турбиной 1, трубопровод 8, сообщающий трубопровод 6 между выходом компрессора и входом в тепловоспринимающий тракт теплообменника-рекуператора 4, и смеситель 7, дроссель 9, включенный в трубопровод 8 и управляемый электроприводом 10, электрогенератор 11, кинематически связанный с турбокомпрессором.

При работе на максимальной мощности выработки электроэнергии электрогенератором 11, дроссель 9 закрыт, расход рабочего тела с выхода компрессора 2 в смеситель 7 через трубопровод 8 отсутствует, и газообразное рабочее тело контура из источника тепла 3 через смеситель 7 поступает на вход в турбину 1 с максимальной температурой, равной его температуре на выходе источника тепла (реактора) 3, чем обеспечивается максимальная мощность турбокомпрессора, поступающая на привод электрогенератора 11. При уменьшении потребной электрической мощности энергоустановки, одновременно со снижением тепловой мощности реактора 3 посредством электропривода 10 открывается дроссель 9, обеспечивая перепуск части рабочего тела из трубопровода 6 с выхода компрессора 2 через трубопровод 8 в обход реактора 3 в смеситель 7 и, при постоянстве расхода через контур, уменьшая расход через реактор 3 пропорционально снижению его тепловой мощности; при этом температура рабочего тела на выходе реактора 3 не изменяется. После смешения в смесителе 7 расхода рабочего тела, поступающего из реактора 3 при максимальной температуре, с расходом перепуска рабочего тела, при температуре на выходе из компрессора 2, температура рабочего тела на входе в турбину 1 снижается, вследствие чего мощность турбокомпрессора падает и энергоустановка переходит на пониженный режим электрической мощности электрогенератора 11, сбалансированной с заданной мощностью потребителя электроэнергии, при сохранении оборотов роторов турбокомпрессора-электрогенератора и, следовательно, заданных параметров электрического напряжения, подаваемого на потребитель электроэнергии. На установившемся пониженном режиме энергоустановка продолжает работу при пониженной температуре рабочего тела турбины, обеспечивающей увеличение ресурса турбины и энергоустановки в целом.

Использование изобретения позволяет создать космическую энергетическую установку с машинным преобразованием энергии с управляемой электрической мощностью электрогенератора при одновременном повышении ресурса энергоустановки.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, в состав которой входят источник тепла, теплообменник-рекуператор, теплообменник-холодильник системы отвода низкопотенциального тепла на холодильник-излучатель тепла в космическое пространство, турбокомпрессор, электрогенератор, ротор которого кинематически связан с валом турбокомпрессора, трубопроводы, образующие замкнутый контур, отличающаяся тем, что в трубопровод между источником тепла и турбиной включен смеситель, сообщенный дополнительным трубопроводом, включающим управляемый посредством электропривода дроссель, с трубопроводом между выходом компрессора и входом тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Часть трубопровода космической энергетической установки, подводящего рабочее тело контура в компрессор из теплообменника-холодильника, выполнена как дозвуковой эжектор на основе трубы Вентури с кольцевым каналом А выхода пассивного рабочего тела эжектора в зоне критического сечения трубы Вентури.

Изобретение относится к снижению выбросов СО2 в потоках газообразных продуктов сгорания и промышленным установкам для осуществления этого способа. Способ включает выработку потока газообразных продуктов сгорания, охлаждение потока газообразных продуктов сгорания с использованием теплообменника, сжатие потока газообразных продуктов сгорания, подачу рециклом первой части сжатого потока газообразных продуктов сгорания на стадию выработки и отделение СО2 от второй части сжатого потока газообразных продуктов сгорания с получением потока жидкого СO2 и потока газообразных продуктов сгорания, по существу не содержащего СO2.

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка с пароприводным дозатором-компрессором газового топлива содержит газотурбинный двигатель с камерой сгорания и регулирующим клапаном по топливу, турбогенератор, энергетическую паровую турбину, установленную на валу турбогенератора, котел-утилизатор с паровыми контурами одного или более давлений, систему трубопроводов газа, пара и воды с регулирующей и запорной арматурой, причём установка также содержит компенсационную турбину, установленную на одном валу с приводной паровой турбиной и дозатором-компрессором в общем герметичном корпусе со стороны дозатора-компрессора.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии содержит замкнутый контур с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл Брайтона.

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

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

Изобретение относится к энергетическим и транспортным установкам и касается газотурбинных установок, использующих продукты сгорания топлива. .

Изобретение относится к двигателестроению. .

Изобретение относится к роторным двигателям и компрессорам и газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к роторным двигателям и компрессорам и авиационным газотурбинным двигателям. .
Наверх