Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии

Изобретение относится к области энергетического машиностроения. Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом содержит трубопроводы, образующие замкнутый контур, с включенными в него турбокомпрессором, источником тепла, теплообменником-рекуператором, теплообменником-холодильником. Трубопровод, сообщающий источник тепла с турбиной турбокомпрессора, расположен внутри трубопровода, сообщающего выход тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора с входом в источник тепла. Изобретение направлено на улучшение массовых характеристик космической энергетической установки с машинным преобразованием энергии за счет улучшения условий работы трубопровода подачи высокотемпературного рабочего тела в турбину турбокомпрессора, в части снижения нагрузок на него и температуры стенок трубопровода. 1 ил.

 

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

Эффективность турбокомпрессорной установки, реализующей любой термодинамический цикл, зависит от разности между максимальной и минимальной температурами цикла, определяющей коэффициент полезного действия, т.е. повышение эффективности энергоустановки связано с повышением максимальной или уменьшением минимальной температуры термодинамического цикла. В случае космической энергетической установки снижение минимальной температуры цикла ограничено из-за существенного возрастания массы энергоустановки за счет увеличения площади (пропорционально четвертой степени температуры) и массы холодильника излучателя, являющегося единственным возможным устройством отвода низкопотенциального тепла из замкнутого контура энергоустановки в условиях космоса.

Поэтому для космической энергетической установки повышение ее коэффициента полезного действия в первую очередь связано с повышением максимальной температуры термодинамического цикла: ограничением ее является жаропрочность материалов, из которых выполнены наиболее высокотемпературные элементы замкнутого контура энергоустановки, реализующей термодинамический цикл Брайтона. Как пример космической энергетической установки с машинным преобразованием тепловой энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, реализующим термодинамический цикл Брайтона, может рассматриваться энергоустановка согласно патенту РФ №2508460 от 27.02.2014 г., в состав которой входят источник тепла - ядерный реактор, турбокомпрессор, кинематически связанный с электрогенератором, теплообменник-рекуператор, теплообменник-холодильник, обеспечивающий отвод низкопотенциального тепла посредством жидкого теплоносителя из контура в холодильник излучатель, и трубопроводы, сообщающие перечисленные выше агрегаты, входящие в замкнутый контур энергоустановки.

Расчетная оценка, проведенная применительно к такой энергоустановке мощностью 250 кВт, показывает, что доступная современным ракетам носителям, типа Ангара 5, в качестве полезной нагрузки, масса энергоустановки обеспечивается лишь при площади холодильника-излучателя, соответствующей минимальной температуре термодинамического цикла, не менее 400К, при этой температуре для получения относительно высоких значений КПД энергоустановки максимальная температура цикла должна быть не менее 1500К. При такой температуре подверженные ее воздействию элементы рабочего контура энергоустановки - трубопровод, сообщающий источник тепла с турбиной турбокомпрессора, и турбина, выполненные из современных жаропрочных сплавов, работоспособны лишь короткое время; их предел прочности при длительной работе, в условиях эксплуатации энергоустановки, недостаточен. Например, после 1000 часов воздействия температуры, равной 1000°C на сплав НбЦУ, его предел прочности снижается в два раза по сравнению с первоначальным значением σB при той же температуре (σ1000=0,5σB), а после 10000 часов воздействия той же температуры - σ10000=0,2σB. Аналогичное снижение предела прочности, вследствие рекристаллизации при длительном воздействии высоких температур, характерно практически для всех современных жаропрочных сплавов. Таким образом, для достаточно длительной эксплуатации энергоустановка, выполненная в соответствии с приведенным выше аналогом, с применением современных жаропрочных сплавов в качестве материалов конструкции высокотемпературных элементов рабочего контура, при указанной максимальной температуре, непригодна и требует создания новых жаропрочных материалов.

Известна космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии (патент РФ №2586797 с приоритетом от 09 апреля 2015 г), принятая за прототип изобретения, в которой для повышения ресурса за счет уменьшения времени ее работы при максимальной температуре рабочего тела, в трубопровод между источником тепла и турбиной, включен смеситель, сообщенный дополнительной магистралью, включающей, управляемый электроприводом дроссель, с трубопроводом на выходе компрессора - входе в тепловоспринимающий тракт теплообменника-рекуператора.

Конструкция энергоустановки по прототипу, может обеспечить оперативное (не связанное с тепловой инерцией источника тепла) уменьшение температуры рабочего тела в трубопроводе подвода рабочего тела в турбину и, тем самым, обеспечить уменьшение времени воздействия максимальной температуры на трубопровод подвода рабочего тела к турбине и на турбину в соответствии с необходимой длительностью режима максимальной мощности энергоустановки, регламентированной программой ее работы, за счет смешивания на режимах пониженной мощности высокотемпературного рабочего тела, поступающего из источника тепла - реакторной установки, с относительно низкотемпературным рабочим телом, поступающим с выхода компрессора, что увеличивает длительность работы высокотемпературных элементов конструкции энергоустановки. Однако это не исключает необходимости обеспечения достаточного запаса прочности указанных элементов, в частности - трубопровода подвода высокотемпературного газа к турбине, при максимальной температуре конструкции, которая, как указывалось ранее, может иметь величину 1500К и при которой любому современному жаропрочному сплаву присущи очень низкие значения σB (в особенности σ1000 и σ10000), что при высоких нагрузках, например от давления высокотемпературного рабочего тела в трубопроводе подвода рабочего тела к турбине, обусловливает большие толщины стенок трубопровода и, следовательно, его значительную массу. Данное обстоятельство является существенным недостатком, который не исключается техническими решениями, заложенными в прототип изобретения.

Расчетная оценка показывает, что масса выполненного из сплава НбЦУ, при двойном запасе прочности, трубопровода с диаметром проходного сечения 100 мм, и длиной 1500 мм., обеспечивающего подвод рабочего тела (газа с температурой 1500К и давлением 38 кгс/см2) в турбину приведенной выше энергоустановки с максимальной мощностью 250 кВт, составит не менее 54 кг (за счет толщины стенки 12,6 мм) - при кратковременной прочности, σB=6 кг/мм2 и 108 кг (толщина стенки 25,2 мм) при длительной прочности σ1000=3 кг/мм2. Соответственно увеличивается масса энергоустановки.

Изобретение направлено на снижение массы энергоустановки. Результат обеспечивается тем, что в энергетической установке с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, в состав которого входят трубопроводы, образующие замкнутый контур с включенными в него турбокомпрессором, источником тепла, теплообменником-рекуператором, теплообменником-холодильником, трубопровод, сообщающий источник тепла с турбиной турбокомпрессора, расположен внутри трубопровода, сообщающего выход тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора со входом в источник тепла.

При таком расположении трубопровод, обеспечивающий подачу рабочего тела с максимальной температурой в турбину турбокомпрессора подвержен действию внешней нагрузки, относительно низкотемпературного рабочего тела на входе в источник тепла и высокотемпературного рабочего тела на его выходе, которая в виде разности давлений, равной величине потерь давления в теплообменном тракте источника тепла, имеющей, исходя из требований максимального КДП энергоустановки, минимально значение. При этом средняя температура его стенок (в отличие от прототипа, где эта температура равна максимальной температуре рабочего тела) соответствует среднему значению между температурами рабочего тела на входе в источник тепла и на выходе из него, что существенно повышает пределы как временной σB, так и длительной σ1000, σ10000 прочности материала трубопровода, способствуя тем самым, уменьшению толщин его стенок и, следовательно, массы трубопровода. С другой стороны трубопровод подвода рабочего тела из теплообменника-рекуператора к источнику тепла из-за расположенного внутри него трубопровода имеет больший (в 1,47 раза) диаметр, обеспечивающий ему площадь проходного сечения, соответствующую трубопроводу прототипа, вследствие чего масса этого трубопровода увеличивается. Однако суммарная масса обоих трубопроводов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, существенно уменьшается вследствие повышения прочностных характеристик материала трубопровода подвода рабочего тела от источника тепла к турбине, за счет снижения средней температуры его функционирования, а также - за счет уменьшения нагрузки (перепад давления на стенке) на этот трубопровод.

Так, расчетная оценка на устойчивость к воздействию внешнего давления, проведенная применительно к трубопроводу подвода рабочего тела с температурой 1500К и давлением 38 кгс/см2 к турбине, выполненному из сплава НбЦУ и расположенному внутри трубопровода подвода рабочего тела с температурой 1100К и давлением 40 кгс/см2 к источнику тепла, в составе вышеупомянутой энергоустановки, мощностью 250 кВт, показывает, что при средней температуре стенки внутреннего трубопровода ~1000°C и модуле упругости сплава НбЦУ при этой температуре равном 9500 кг/мм2, толщина стенки трубопровода с диаметром проходного сечения 100 мм, устойчивой к воздействию внешнего перепада давления 2 кгс/см2, гарантирующая двойной запас прочности, составляет 1,25 мм, а масса внутреннего трубопровода при его длине 1500 мм равна 5 кг. При этом масса внешнего трубопровода, выполненного из нержавеющей стали, имеющей при температуре 1100К σB=22 кг/мм2, за счет увеличения диаметра и толщины стенки возрастает лишь на ~16 кг. В итоге суммарная масса трубопроводов и энергоустановки в целом, исходя из критериев кратковременной прочности, уменьшается на 39 кг, а при оценке по критериям длительной прочности σ1000 на 109 кг.

Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой космической энергетической установки.

В состав установки входят: источник тепла - ядерная реакторная установка 1, турбокомпрессор 2, теплообменник-рекуператор 3, теплообменник-холодильник 4, обеспечивающий отвод низкопотенциального тепла из рабочего контура энергоустановки, посредством жидкого теплоносителя и холодильника-излучателя тепла (ХИ) в космическое пространство, электрогенератор 5, трубопроводы, составляющие с вышеперечисленными агрегатами замкнутый рабочий контур энергоустановки, в том числе трубопровод 6, сообщающий выход тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора 3 со входом в источник тепла 1 и расположенный внутри трубопровода 6, трубопровод 7, сообщающий выход источника тепла 1 со входом в турбину турбокомпрессора 2.

При работе энергоустановки нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело по трубопроводу 7 поступает с выхода источника тепла 1, в турбину турбокомпрессора 2. Противотоком к нему, по кольцевому каналу трубопровода 7, газообразное рабочее тело, с меньшей температурой, поступает с выхода теплообменника-рекуператора 3 на вход в источник тепла 1. Между этими потоками рабочего тела происходит теплообмен, через стенку трубопровода 7, в результате чего устанавливается средняя между температурами газовых потоков температура стенки трубопровода 7, имеющая существенно более низкое значение, чем температура газа на выходе источника тепла 1, что обеспечивает более высокие прочностные характеристики материала трубопровода 7. При этом, вследствие гидравлических потерь давления при течении рабочего тела в тепловыделяющем тракте источника тепла 1, давление в трубопроводе 7 меньше, чем давление в трубопроводе 6, на величину этих потерь, т.е. стенка трубопровода 7 работает на устойчивость к внешнему воздействию разности этих давлений.

Использование изобретения обеспечит уменьшение массы космической энергетической установки с машинным преобразованием энергии за счет улучшения условий работы трубопровода, подвода высокотемпературного рабочего тела в турбину.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, в состав которой входят трубопроводы, образующие замкнутый контур, с включенными в него турбокомпрессором, источником тепла, теплообменником-рекуператором, теплообменником-холодильником, отличающаяся тем, что трубопровод, сообщающий источник тепла с турбиной турбокомпрессора, расположен внутри трубопровода, сообщающего выход тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора с входом в источник тепла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкциях турбокомпрессорных установок с замкнутым термодинамическим циклом Брайтона.

Изобретение относится к преобразованию тепловой энергии в электрическую и может применяться в качестве автономного источника электрической энергии, используя для нагрева, например, солнечную тепловую энергию или любой другой источник тепла.

Комплементарная система подачи тепловой энергии с использованием солнечной энергии и биомассы принадлежит к области использования чистой энергии. Система содержит устройство, концентрирующее солнечные лучи, емкость (1) для хранения солнечного тепла, энергоустановку на биомассе, устройство охлаждения и замораживания для охлаждения и систему нагревания воды для центрального нагревания.

Солнечный коллектор с турбиной или турбокомпрессором для приема солнечного излучения содержит коллектор (1) в форме конусообразной спирали, содержащий трубки круглого или квадратного сечения, причем радиус предыдущего витка трубок больше последующего, так что тень предыдущего витка не падает на последующий, и витки плотно прилегают друг к другу без зазоров между ними вплоть до последнего витка, соединенного с трубкой, питающей ведущую турбину (4); и содержит вход (6) для поступления сжатого воздуха из компрессора (16), содержит защиту указанного коллектора (1), покрывающую его поверхность и поверхность трубок (18) и различные инжекторы (30) для производства тепла посредством инжекции газов, содержит ведущую турбину (4), на которую поступает воздух, разогретый в коллекторе (1) энергией солнечного излучения или другими видами топлива, указанная турбина содержит теплообменник, отделяющий ведущую турбину (4) от компрессора (16), содержит промежуточную секцию, разделяющую компрессор (16) и ведущую турбину (4), с центральным проходом для размещения оси (9) в полости воздухонепроницаемой трубки, по которой лопастями (22) компрессора (16) направляется поток воздуха из окружающей среды наружной температуры по направлению к лопаткам ведущей турбины (4), охлаждая их, а центральными лопастями (21) ведущей турбины воздух выбрасывается наружу, где он смешивается с потоком воздуха, продвигающимся на выход (8).

Изобретение относится к области теплоэнергетики, энергомашиностроения и атомной энергетики и может быть использовано в конструкциях установок, преобразующих тепло в механическую или электрическую энергию.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применен ядерный реактор.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применен ядерный реактор.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применен ядерный реактор.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применена ядерная силовая установка Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение 2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.

Изобретение относится к энергетике по выработке электроэнергии с использованием солнечной лучистой энергии. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к области энергетического машиностроения. Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом содержит трубопроводы, образующие замкнутый контур, с включенными в него турбокомпрессором, источником тепла, теплообменником-рекуператором, теплообменником-холодильником. Трубопровод, сообщающий источник тепла с турбиной турбокомпрессора, расположен внутри трубопровода, сообщающего выход тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора с входом в источник тепла. Изобретение направлено на улучшение массовых характеристик космической энергетической установки с машинным преобразованием энергии за счет улучшения условий работы трубопровода подачи высокотемпературного рабочего тела в турбину турбокомпрессора, в части снижения нагрузок на него и температуры стенок трубопровода. 1 ил.

Наверх