Газотурбинная установка

Газотурбинная установка состоит из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины привода вентилятора и компрессора, камера сгорания, турбина привода вентилятора и компрессора, выходное устройство внутреннего контура. Внутри внешнего контура расположены теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, выходное устройство внешнего контура. Внутри внутреннего и внешнего контуров за турбиной привода вентилятора и компрессора расположен теплообменник-регенератор. Выходное устройство внутреннего контура выполнено в виде выхлопного патрубка. Выходное устройство внешнего контура выполнено в виде свободной турбины. Изобретение позволяет повысить температуру газа перед турбиной и понизить температуру выходящих газов, что приводит к повышению работы и к.п.д. цикла тепловой машины. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к теплоэнергетике.

Целью изобретения является повышение эффективного к.п.д. тепловых машин.

В соответствии с законами термодинамики работа тепловой машины определяется как разница подведенной и отведенной в термодинамическом цикле теплоты. При этом природа рабочего тела не влияет на величину указанной работы, а термический к.п.д. не может быть выше, чем в цикле Карно при тех же температурах «источника» и «холодильника».

Задача приближения к.п.д. тепловой машины к к.п.д. цикла Карно в общем случае решается методом внутренних термодинамических циклов (Письменный В.Л. Внутренние термодинамические циклы. // М. - Конверсия в машиностроении. 2006, №3. С. 5-10). Внутренний термодинамический цикл - это цикл, имеющий энергообмен с внешним циклом. Внешний цикл - это цикл, имеющий энергообмен с внешними источниками энергии (внешней средой). Замечательным свойством внутренних циклов является то, что их к.п.д. равен единице, поэтому, чем больше внутренних циклов имеет тепловая машина, тем выше ее к.п.д. (патенты: RU 2269668, RU 50603, RU 2272916, RU 2284418, RU 2287708, RU 2520762, RU 2523087).

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины привода вентилятора и компрессора, камера сгорания, турбина привода вентилятора и компрессора, выходное устройство внутреннего контура; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, внутри которого циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, выходное устройство внешнего контура (патент RU 2617026 С1, 2017).

Известны газотурбинные двигатели, в которых используется свободная турбина (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М: Машиностроение, 1987, с. 354, рис. 11.4).

Известны газотурбинные двигатели, у которых за турбиной устанавливается диффузорный патрубок, позволяющий повышать перепад давлений в турбине больше, чем располагаемый (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч. 2. М.: Машиностроение, 1978, с. 268, рис. 19.2).

Известны газотурбинные двигатели с регенерацией тепла (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 354, рис. 11.3).

Поставленная цель достигается тем, что в газотурбинной установке (ГТУ), состоящей из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины привода вентилятора и компрессора, камера сгорания, турбина привода вентилятора и компрессора, выходное устройство внутреннего контура; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, внутри которого циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, выходное устройство внешнего контра. Внутри внутреннего и внешнего контуров расположен теплообменник-регенератор, выходное устройство внутреннего контура выполнено в виде выхлопного патрубка, а выходное устройство внешнего контура - в виде свободной турбины.

Сущность изобретения заключается в том, что использование в ГТУ внешнего (второго) контура позволяет за счет хладоресурса воздуха второго контура повысить температуру газа перед турбиной до предельно возможной (~2300 К), а температуру выходящих газов, наоборот, понизить, что в соответствии с законами термодинамики означает повышение работы и к.п.д. цикла тепловой машины.

Рабочие параметры ГТУ предпочтительно иметь предельно высокими: температура газа пред турбиной привода вентилятора и компрессора более 2300 К (ограничивается прочностью лопаток турбины либо диссоциацией продуктов сгорания), степень повышения давления воздуха в вентиляторе и компрессоре более 40 (ограничивается жаропрочностью лопаток компрессора).

Для снижения отбора воздуха от компрессора ГТУ на охлаждение турбины привода вентилятора и компрессора сопловые аппараты предпочтительно делать керамическими.

Корпус ГТУ предпочтительно покрывать теплоизоляционным материалом.

На фиг. 1 показана ГТУ;

на фиг. 2 показан термодинамический цикл ГТУ;

на фиг. 3 показана зависимость эффективного к.п.д. ГТУ от степени повышения давления в ГТУ;

на фиг. 4 показана зависимость температур газов, выходящих из ГТУ, от степени повышения давления в ГТУ.

ГТУ (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров, теплообменника-регенератора 3.

Во внутреннем контуре расположены: компрессор 4, камера сгорания 5, турбина привода вентилятора и компрессора 6 (далее турбина), выходное устройство 7, выполненное в виде выхлопного патрубка.

Во внешнем контуре расположены: теплообменник 8, смеситель 9, нагнетатель 10. Внутренние каналы теплообменника 8 с одной стороны через смеситель 9 соединены с воздушной полостью за компрессором 4, а с другой стороны - со смесителем 9 через нагнетатель 10 и воздушными каналами системы охлаждения турбины 7, выходное устройство 11, выполненное в виде свободной турбины.

Теплообменник-регенератор 3 расположен за турбиной 6 внутри внутреннего и внешнего контуров (газовые каналы теплообменника принадлежат внутреннему контуру, воздушные - внешнему).

Вентилятор 2 соединен с компрессором 4 через редуктор 12.

Работа ГТУ не отличается от работы двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельными контурами за исключением работы системы охлаждения турбины и выходных устройств.

Работа системы охлаждения турбины осуществляется следующим образом. Горячий воздух отбирается за компрессором 4 и подается в смеситель 9, и далее в теплообменник 8. Охлажденный в теплообменнике 8 воздух поступает в систему охлаждения турбины 6 и нагнетатель 10, который нагнетает воздух в смеситель 9. В смесителе 9 охлажденный воздух перемешивается с горячим воздухом, поступающим из компрессора. В результате смешения температура горячего воздуха понижается. Образовавшаяся смесь поступает в теплообменник, и цикл повторяется. Снижение температуры воздуха будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнут тепловой баланс между теплом, поступающим в смеситель 9 от компрессора, и теплом, отводимым через теплообменник 8 во внешний контур установки.

Из внутреннего и внешнего контуров газ (воздух) поступает в теплообменник-регенератор 3.

Работа теплообменника-регенератора осуществляется следующим образом. Горячий газ из турбины 7 истекает во внутреннюю полость теплообменника-регенератора 3, через которую по теплопроводящим каналам движется воздух внешнего контура. Статическое давление газа на выходе из турбины за счет скорости истечения газа поддерживается ниже атмосферного, что создает неравномерное поле давлений внутри теплообменника-регенератора (давление в центре теплообменника ниже, чем на периферии). Под действием перепада давлений образуются зоны обратных токов, которые заставляют охлажденный газ возвращаться в зону истечения горячего газа и смешиваться с ним, после чего процесс повторяется (чем больше объем теплообменника, тем больше степень охлаждения газа). Через патрубок 7 охлажденный газ истекает в атмосферу либо поступает в паросиловую установку для дальнейшего преобразования его тепловой энергии в полезную работу и полезную теплоту (например, горячую воду).

Нагретый воздух из теплообменника 3 под высоким давлением поступает в свободную турбину 11, расширяется до атмосферного давления, совершает полезную работу. Из турбины 11 воздух истекает в атмосферу либо поступает в ту же паросиловую установку или используется для обогрева промышленных объектов (теплиц, жилых зданий и др. объектов).

Размещение теплообменника-регенератора 3 в ГТУ (фиг. 1), его работа, описанная выше, позволяют формировать в тепловой машине (ГТУ) внутренние термодинамические циклы, которые являются инструментом повышения к.п.д. тепловой машины (Письменный В.Л. Внутренние термодинамические циклы. // М. - Конверсия в машиностроении. 2006, №3. С. 5-10). Это сделано впервые.

На фиг. 2 в Р-υ координатах показан термодинамический цикл энергетической установки, состоящей из ГТУ (фиг. 1) и паросиловой установки.

Цикл состоит из внешнего цикла Lц1 (цикл Брайтона) и двух внутренних циклов: Lц2 (цикл Брайтона) и Lц3 (циклРенкина).

К внешнему циклу подводится теплота Q1 (процесс к-г). Часть этой теплоты преобразуется в работу Lц1, часть (Q1-2 и Q1-3) передается во внутренние циклы, в которых преобразуется в работу Lц2 и Lц3 (фиг. 2). Оставшаяся теплота Q3 условно возвращается внешнему циклу, после чего рассеивается в атмосфере.

Благодаря наличию внутренних циклов количество отводимой из внешнего цикла теплоты, как видно из фиг. 3, уменьшается до значения Q3 при сохранении неизменной теплоты Q1, а следовательно, повышаются работа и к.п.д. цикла энергетической установки (тепловой машины).

Работа смешанного цикла (внешнего и внутренних) в общем случае определяется как , где mi - относительный расход рабочего тела в отдельных циклах (по отношению к расходу рабочего тела внешнего цикла), n - общее количество циклов, включая внешний.

На фиг. 3 показаны: сплошной линией - эффективный к.п.д. ηе ГТУ (фиг. 1) в зависимости от степени повышения давления воздуха π; пунктирной линией - эффективный к.п.д. той же ГТУ но уже с паросиловой установкой (эффективный к.п.д. паросиловой установки - 30%). На фиг. 4 показаны зависимости температуры газов, истекающих из ГТУ, от степени повышения давления воздуха π.

При определении характеристик (фиг. 3 и фиг. 4) заданы следующие параметры ГТУ: температура газа перед турбиной Тг*=2400 К; степень двух-контурности установки m=4,0; температура лопаток первой ступени турбины Тл=1250 К; коэффициент интенсивности охлаждения лопаток турбины ν=0,65; отбор воздуха на охлаждение турбины δотб=20%; к.п.д. вентилятора ηв=0,85; к.п.д. компрессора ηк=0,85; к.п.д. турбины ηт=0,96; к.п.д. свободной турбины ηт=0,96; механический к.п.д. ηм=0,99; полнота сгорания топлива ηг=0,99; коэффициент восстановления давления в камере сгорания σкс=0,98; коэффициент восстановления давления в теплообменниках σт=0,98; потери теплоты (несгоревшее топливо, теплоотдача через корпус ГТУ) ~4%.

Видно, что ГТУ (фиг. 1) позволяет практически 50% энергии топлива преобразовать в полезную работу, оставшиеся 50% (за малым исключением ~4%) - в конвертируемую теплоту, половину из которой теоретически можно преобразовать в полезную работу.

Газотурбинная установка может быть использована в качестве базового модуля для создания тепловых машин с эффективным к.п.д. 65% и более, что следует рассматривать как решение важной народнохозяйственной задачи. В Японии, например, создание тепловой машины с эффективным к.п.д. 64% объявлено национальной задачей.

1. Газотурбинная установка, состоящая из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины привода вентилятора и компрессора, камера сгорания, турбина привода вентилятора и компрессора, выходное устройство внутреннего контура; внешнего контура, внутри которого расположены: теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, выходное устройство внешнего контура, отличающаяся тем, что внутри внутреннего и внешнего контуров за турбиной привода вентилятора и компрессора расположен теплообменник-регенератор, выходное устройство внутреннего контура выполнено в виде выхлопного патрубка, а выходное устройство внешнего контура - в виде свободной турбины.

2. Газотурбинная установка по п. 1, отличающаяся тем, что температура газа перед турбиной привода вентилятора и компрессора более 2300 K.

3. Газотурбинная установка по п. 1, отличающаяся тем, что степень повышения давления воздуха в вентиляторе и компрессоре более 40.

4. Газотурбинная установка по п. 1, отличающаяся тем, что сопловые аппараты турбины привода вентилятора и компрессора - керамические.

5. Газотурбинная установка по п. 1, отличающаяся тем, что ее корпус покрыт теплоизоляционным материалом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Система управления предназначена для управления работой множества микродвижителей, размещенных во множестве параллельных горизонтальных строк и множестве параллельных вертикальных столбцов.

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям, преимущественно двухконтурным, и пригодно для газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к способам и средствам для получения тяги и может быть использовано в конструкциях двигателей различного назначения. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может найти применение на летательных аппаратах. .

Двигатель // 2066777

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28). Разделитель (20) потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18).

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла.

Турбовинтовой двигатель содержит турбовальный газотурбинный двигатель и редуктор воздушных винтов. Выводной вал турбовального газотурбинного двигателя соединен с редуктором воздушных винтов с помощью механической трансмиссии.

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину. Одна камера сгорания расположена между компрессором и турбиной, а две другие - за ней, одна вокруг другой.

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, заключается в том, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Газотурбинная установка состоит из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины привода вентилятора и компрессора, камера сгорания, турбина привода вентилятора и компрессора, выходное устройство внутреннего контура. Внутри внешнего контура расположены теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, выходное устройство внешнего контура. Внутри внутреннего и внешнего контуров за турбиной привода вентилятора и компрессора расположен теплообменник-регенератор. Выходное устройство внутреннего контура выполнено в виде выхлопного патрубка. Выходное устройство внешнего контура выполнено в виде свободной турбины. Изобретение позволяет повысить температуру газа перед турбиной и понизить температуру выходящих газов, что приводит к повышению работы и к.п.д. цикла тепловой машины. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх