DE2819418A1

DE2819418A1 - Anlage zum erzeugen von druckgas bzw. mechanischer energie

Info

Publication number: DE2819418A1
Application number: DE19782819418
Authority: DE
Inventors: Charles Dipl Ing Dr Mandrin
Original assignee: Sulzer AG
Current assignee: Sulzer AG
Priority date: 1978-04-26
Filing date: 1978-05-03
Publication date: 1979-10-31
Also published as: IT7922047A0; CH632803A5; NL179498C; NL7902462A; FR2424412B1; GB2019942B; DE2819418C2; FR2424412A1; CH630702A5; GB2019942A; US4271665A; IT1112847B; CA1121606A

Description

P.5311/Bk/mm

Gebrüder Sulzer Aktiengesellschaft. Winterthur/Schweiz Anlage zum Erzeugen von Druckgas bzw. mechanischer Energie

Die Erfindung betrifft eine Anlage zum Erzeugen von Druckgas bzw. mechanischer Energie.

Druckgas, das hauptsächlich aus Luft und zum anderen Teil aus Verbrennungsprodukten wie COp und Wasserdampf besteht, kommt hauptsächlich für zwei Anwendungen zum Einsatz; bei einer Anwendung als Rohstoff für die chemische Industrie, z. B. für die Ammoniakherstellung, Vergasung von Brennstoffen, Strahlerzeugung, Druckeinspritzung auf OeI- und Gasfeldern; bei einer anderen Anwendung in einer Nutzturbine, in der es arbeitsleistend entspannt wird, z. B. zum Antrieb von elektrischen Generatoren, Kompressoren und Pumpen.

Für die Versorgung der chemischen Industrie mit Druckgas sind Luftkompressionsanlagen bekannt, die aus mehreren, hintereinandergeschalteten Kompressoren bestehen, die die Luft von Atmosphärendruck auf 1000 bis 4000 kpa komprimieren. Zwischenkühler sind meistens vorgesehen, um zu hohe Temperaturen zu vermeiden und damit die Antriebsleistung zu vermindern. Als Antrieb dienen u. a. Elektromotoren, Dampfturbinen und Gasturbinen. Die thermodynamischen Verluste des Antriebes addieren sich zu den thermo-

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dynamischen Verlusten der Kompressionsvorgänge.

Es sind auch Kraftwerke bekannt, die auf der Basis des offenen Gas-Turbinenprinzipes arbeiten. Um einen möglichst grossen Wirkungsgrad zu erreichen, wird der Ericson-Prozess angestrebt. Als Annäherungslösung sind sogenannte mehrwellige Gasturbinenanlagen gebaut worden mit mehreren hintereinandergeschalteten Kompressoren mit jeweiliger Zwischenkühlung und Entspannung in mehreren hintereinandergeschalteten Turbinen, wobei jeder Turbine eine Brennkammer vorgeschaltet ist, um die durch die vorangehende Expansion abgekühlten Gase wieder zu erhitzen. Solche Anlagen sind sehr kompliziert und werden nur für Spezialaufgaben gebaut. Ein anderer Weg, den Wirkungsgrad zu erhöhen, basiert auf der Tatsache, dass die drucklosen Abgase noch sehr heiss sind und dass es sich deshalb lohnt, die Wärme als Heizmittel eines Dampferzeugers zu verwenden und mit dem Dampf eine Dampfturbine für zusätzliche Krafterzeugung zu speisen. Diese Wärmerückgewinnung hat jedoch den wesentlichen Nachteil, dass die drucklosen Abgase eine sehr geringe Dichte haben und Druckverluste verursachen, die die Gasturbinenleistung wesentlich herabsetzen. Ausserdem ist der Wärmeübergang zwischen Abgas und Wärmeaustauscher sehr ungünstig.

Es liegt nun der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Anlage zum Erzeugen von Druckgas bzw. mechanischer Energie zu schaffen, bei der die Wärmerückgewinnung aus den Abgasen unter einem höheren Druck als der atmosphärische stattfindet, so dass die Abmessungen des Wärmeaustauschers wesentlich geringer sind und der negative Einfluss des Druckabfalles auf die Turbinenleistung auch geringer ist. Zur Lösung dieser Aufgabe sind erfindungsgemäss die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebenen Gestaltungsmerkmale für die Anlage vorgesehen, wobei noch die Merkmale der Unteransprüche vorteilhafte und förderliche Weiterbildungen sind.

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Dabei spielt die Ueberlegung eine wichtige Rolle, dass ein Flugzeug-Strahltriebwerk (Strahltriebwerk) eine kleine, leichte und serienmässig hergestellte, käufliche Einheit ist, die sehr grosse Mengen Druckgas in Form von Abgas erzeugt. Der Druck des Abgases, das hauptsächlich aus Luft besteht, beträgt etwa 30Ü bis 350 kpa bei einer Tempeatur von etwa 970 K. Die Schaufelung und die Brennkammern sind für hohe Leistungen und Temperaturen geeignet.. Für den Flugzeugantrieb wird das Druckgas in einer Schubdüse entspannt. Es ist aber auch bekannt, das Abgas in einer sogenannten Nutzturbine arbeitsleistend zu entspannen, und mit dieser Turbine eine mechanische Last anzutreiben.

In diesem Zusammenhang liegt der Erfindung die weitere Ueberlegung zugrunde, dass, wenn nun einmal Druckgas erzeugt werden soll, das Abgas des Strahltriebwerkes nicht entspannt und anschliessend wieder komprimiert werden soll. Der Abgasdruck, der 300 bis 350 kpa beträgt, reicht jedoch für die meisten chemischen Verfahren nicht aus, so dass mindestens eine weitere Kompressionsstufe notwendig ist. Dann treten aber Werkstoffprobleme bei der Kompression auf, da das Abgas eines Strahltriebwerkes sehr heiss, nämlich ca. 973 K, ist, und besonders viel heisser ist als das Abgas nach der Nutzturbine einer Gasturbinenanlage, dessen Temperatur etwa 723 bis 773 K beträgt. Das Abgas muss daher gekühlt werden. Es muss auch sonst gekühlt werden um Kompressionsarbeit zu sparen, und zwar auf etwa Umgebungstemperatur. Dies bringt den Vorteil, dass die Wärmeaustauschflächen bei einer Anlage gemäss der Erfindung klein sein können, besonders im Vergleich zur Abkühlung des Abgases bei Umgebungsdruck. Es liegen somit ideale Verhältnisse vor, um Hochdruckdampf mit einer Temperatur von ca. 823 K zu erzeugen, einer Temperatur, die es bekanntlich erlaubt, einen Dampfkreislauf mit einem Wirkungsgrad von ca. 35 % zu realisieren. Mit einem Abgas mit einer Temperatur von nur ca. 7 23 bis 773 K ist die Temperatur des erzeugten Dampfes viel geringer und der Wirkungsgrad des bekannten, mit Ab-

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gas beheitzten Darapfkreislaufes ist denn auch auf 20 bis 25 i beschränkt.

Drei AusfUhrungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes sind nachfolgend anhand der Zeichnung beschrieben. Es zeigt:

Fig. 1 eine Anlage zum Erzeugen von Druckgas gemäss der Erfindung;

Fig. 2 eine gegenüber Fig. 1 abgewandelte Anlage;

Fig. 3 eine Anlage zum Erzeugen von mechanischer Energie.

Die Anlage nach Fig. 1 besteht im wesentlichen aus einem Flugzeug-Strahltriebwerk 1, einem Dampferzeuger 2, einer Waschkolonne 3, einem Kompressor 4 und einer Dampfturbine 5. Das Strahltriebwerk 1 weist bekanntlich eine Kompressionsstufe la, Brennstoffkammern Ib und eine Expansionsstufe Ic auf, die die Kompressionsstufe la antreibt. Das Strahltriebwerk saugt in Ueberschuss Frischluft von Atmosphärendruck über eine Leitung 6 an. Der Brennstoff wird über eine Leitung 7 den Brennkammern Ib zugeführt. Das Abgas, das die Expansionsstufe Ic des Strahltriebwerkes verlässt, bildet das Heizmedium für den Dampferzeuger Das gekühlte Abgas strömt über eine Leitung 8 zur Waschkolonne 3, in der es sich durch Berieselung mit Wasser, das unter Druck durch die Pumpe 9 eingespritzt wird, weiter auf etwa Raumteperatur abkühlt. Das in der Waschkolonne anfallende warme Wasser wird über eine Leitung 10 abgeführt.

Das in der Waschkolonne 3 abgekühlte Abgas strömt über eine Leitung 11 zum Kompressor 4, der es auf Enddruck komprimiert und über eine Leitung 12 einer (nicht gezeichneten) chemischen Anlage zuführt. Der Kompressor 4 wird angetrieben durch die Dampfturbine 5, die über eine Leitung 13 mit Dampf aus dem Dampfer-

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zeuger 2 gespeist wird.

Der in der Turbine 5 entspannte Wasserdampf fllesst über eine Leitung 14 zu einem Kondensator 15, in dem er kondensiert. Eine Pumpe 17 saugt das Kondenswasser über eine Leitung 16 an und führt es zum Dampferzeuger 2 zurück.

Selbstverständlich ist es auch möglich, dem Kompressor 4 einen separaten Antrieb zuzuordnen, und dann die Dampfturbine 5 als Antrieb für andere Zwecke einzusetzen.

Statt in der Waschkolonne 6 kann das Abgas des Motors 1 in einem anderen mit Wasser oder Luft gekühlten Wärmeaustauscher gekühlt werden. Vorzugsweise wird jedoch eine Waschkolonne verwendet, da sie gegenüber anderen mit Luft oder Wasser gekühlten Gaskühlern den Vorteil des viel besseren Wärmeüberganges zwischen Gas und Wasser aufweist, so dass die Abmessungen kleiner sein können. Weiterhin, da die starke Kühlung des Abgases zur Kondensation des darin enthaltenen Verbrennungswassers führt, hauptsächlich unter hohem Druck, muss der Gaskühler aus verhältnismässig teurem, korrosionsfestem Material gebaut werden, was aber bei der Waschkolonne durch die geringen Abmessungen wenig ins Gewicht fällt.

Zahlenbeispiele einer Anlage nach Fig. 1

Zum Beweis, dass in der Anlage gemäss der Erfindung der angebliche hohe Wirkungsgrad tatsächlich erreicht wird, folgt ein Zahlenbeispiel einer Anlage mit den folgenden Betriebsdaten:

Strahltriebwerk

Frischluft-Ansaugdruck 100 kpa (atmosphärisch), Luftdurchsatz 58 kg/s, Ansaugtemperatur 228 K, Abgasdruck 315 kpa, Abgastemperatur 906 K, Brennstoffverbrauch 35 870 kW.

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	373	K
	300	K
1	411	kpa
32	460	kW
	35
11	360	kW

Weiterhin ist:

Abgastemperatur nach Dampferzeuger 2
Abgastemperatur nach Waschkolonne 3
Abgas-Enddruck nach Kompressor 4
Zurückgewonnene Wärme im Dampferzeuger 2 ' Wirkungsgrad des Dampfkreislaufes
Wellenleistung Dampfturbine 5 =
Wellenleistung Kompressor 4

Vergleicht man diese Zahlenwerte mit einer bekannten Kompressionsanlage, bestehend aus einem ersten Kompressor mit einem Kompressionsdruck von 315 kpa und einer Antriebsleistung von 6 720 kW, einer Zwischenkühlung und einem zweiten Kompressor mit einem Kompressionsdruck von 1 411 kpa und einer Antriebsleistung von 11 360 kW, d. h. total 18 080 kW für beide Kompressoren, und einem Brennstoffverbrauch der Antriebsmaschine von 53 625 kW bei 33 & Wirkungsgrad, so sieht man, dass die erfindungsgemässe Anlage einen viel geringeren Brennstoffverbrauch hat, nämlich nur 35 870 kW oder 66 %, für die gleiche Gasmenge, komprimiert auf den selben Enddruck von 1 411 kpa.

Der Enddruck der Anlage ist durch die Leistung des Kompressors 4 und der Dampfturbine 5 bestimmt. Um einen höheren Enddruck zu erreichen, kann nach der ersten Abkühlung im Dampferzeuger 2 und Waschkolonne 3 ein zweites Flugzeug-Strahltriebwerk angeordnet sein. Da das Abgas des zweiten Strahltriebwerkes auf nahezu Umgebungstemperatur abgekühlt werden muss, kann die Wärme des Abgases zur Dampferzeugung verwendet werden. Da der Druck dieses Abgases höher ist als der Druck des Abgases des ersten Strahltriebwerkes, geschieht die Dampferzeugung unter noch günstigeren Bedingungen. Fig. 2 zeigt ein AusfUhrungsbeispiel einer solchen Anlage.

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Die Anlage nach Fig. 2 besteht im wesentlichen aus einem Flugzeug-Strahltriebwerk 20, einem Dampferzeuger 21, einer Waschkolonne 22, einem weiteren Flugzeug-Strahltriebwerk 23, einem weiteren Dampferzeuger 24, einer weiteren Waschkolonne 25 sowie einem Kompressor 26.

Das Strahltriebwerk 20 saugt Frischluft an über eine Leitung 30. Der Brennstoff für die Brennkammern wird über eine Leitung 31 zugeführt. Das Abgas, das das Strahltriebwerk 20 verlässt, durchströmt den Dampferzeuger 21 und fliesst von dort über eine Leitung -32 zur Waschkolonne 22, die mit einer Kühlwasser-Einspritzpumpe 33 und einer Warmwasserableitung 34 versehen ist. Das gekühlte Abgas strömt über eine Leitung 35 zur Kompressionsstufe 23a des zweiten Strahltriebwerkes 23. Der Brennstoff erreicht die Brennkammern 23b über eine Leitung 36. Das heisse Abgas, das die Expansionsstufe 23c verlässt, strömt über eine Leitung 37 zum zweiten Dampferzeuger 24 und von dort durch die Waschkolonne 25 zum Kompressor 26, der das abgekühlte Abgas auf Enddruck komprimiert und über eine Leitung 40 einem (nicht gezeichneten)Verbraucher zuführt. Der Kompressor 26 wird angetrieben durch eine Dampfturbine 41, die über eine Leitung 42 mit Dampf vom Dampferzeuger 21 und über eine Leitung 43 mit Dampf vom Dampferzeuger 24 gespeist wird. Der in der Turbine 41 entspannte Wasserdampf kondensiert in einem Kondensator 44. Das Kondenswasser wird von einer Pumpe 45 angesaugt und zum Teil über eine Leitung 46 dem Dampferzeuger 21, zum anderen Teil über eine Leitung 47 dem Dampferzeuger 24 als Speisewasser zugeführt.

Berechnungen ergeben, dass bei Verwendung von zwei gleichen Strahltriebwerken 20 und 23 wie das Strahltriebwerk 1 vom beschriebenen Anlagebeispiel gemäss Fig. 1, d. h. mit einem totalen Brennstoffverbrauch von 2 χ 35 870 kW = 71 740 kW und einem Enddruck des Abgases in Leitung 40 von 11 610 kpa, der totale Brennstoffverbrauch nur 64 % beträgt von dem einer Kompressions-

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anlage bekannter Bauart, die durch eine Gasturbine mit 33 % Wirkungsgrad angetrieben ist.

Es ist möglich, den Dampf einer der beiden Dampfezeuger 21 und 25 für einen anderen Zweck zu verwenden als zum Antrieb der Dampfturbine 41.

Da der Ansaugdruck des Strahltriebwerkes 23 höher ist als der atmosphärische, ist dieses Triebwerk aus Festigkeitsgründen vorzugsweise von einem Gehäuse 48 umgeben, das ein Gas enthält, dessen Druck mindestens dem Ansaugdruck der Kompressionsstufe 23a entspricht. Dabei kann das Druckgas in dem Gehäuse 48 eingeschlossen sein, oder dann von dem Abgas in der Ansaugleitung 35 des Strahltriebwerkes 23 über eine Leitung 35a abgezweigtes Gas sein. In jedem Fall ist das Gehäuse mit einer Kühlvorrichtung zu versehen, um Strahlungsverluste abzuführen.

Bei Anlagen kleinerer Leistung, bei der die erforderliche Leistung des zweiten Strahltriebwerkes 23 so gering ist, dass dafür kein Strahltriebwerk im Handel erhältlich ist, kommt statt dessen eine Gasturbine, aber ohne die übliche Nutzturbine, in Betracht.

Aehnlicherweise wie beschrieben, ist es möglich, eine dritte oder noch mehrere Kompressionsstufen mit Strahltriebwerken auszurüsten. Jedoch wird vorzugsweise die letzte Stufe ein durch eine Dampfturbine angetriebener Kompressor sein, um den erzeugten Dampf auszunützen.

Die für die beiden beschriebenen Anlagen nach Fig. 1 und 2 zum Erzeugen von Druckgas geltenden Ueberlegungen sind auch anwenbar auf eine Anlage zum Erzeugen von mechanischer Energie. Dazu wird die Dampfturbine 41 der Anlage von Fig. 2 nicht für die'Abgaskompression (Kompressor 26) eingesetzt, sondern für den Antrieb einer Nutzlast der Anlage. Ein weiterer Nutzlastenantrieb kann gebildet werden durch ein Flugzeug-Strahltriebwerk mit angebauter Nutzlassturbine. Fig. 3 zeigt ein AusfUhrungsbeispiel einer solchen Anlage.

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Die Anlage gemäss Fig. 3 besteht im wesentlichen aus einem Flugzeug-Strahltriebwerk 50, einem Dampferzeuger 51, einer Waschkolonne 52, einem zweiten Flugzeug-Strahltriebwerk 53, einer Nutzturbine 54 mit elektrischem Generator 55, einem zweiten Dampferzeuger 56, einer Dampfturbine 57 mit elektrischem Generator 58 und einem Kondensator 64.

Das Strahltriebwerk 50 saugt Frischluft über eine Leitung 60 an. Der Brennstoff wird über eine Leitung 61 zugeführt. Das Abgas, das das Strahltriebwerk verlässt, bildet das Heizmedium für den Dampferzeuger 51. Das im Dampferzeuger gekühlte Abgas durchströmt die Waschkolonne 52, in der es weiter abgekühlt wird. Das Abgas wird aus der Waschkolonne durch das zweite Strahltriebwerk 53 angesaugt und komprimiert. Ueber eine Leitung 62 werden die Brennkammern gespeist. Das expandierte Abgas wird unmittelbar der dem Strahltriebwerk 53 angebauten Nutzturbine 54 zugeführt, die den elektrischen Generator 55 antreibt. Das in der Nutzturbine entspannte Abgas wird dem Dampferzeuger 56 zugeführt und darin abgekühlt und fliesst von dort über eine Leitung 63 durch einen (nicht gezeichneten) Kamin ab. Der im Dampferzeuger 56 erzeugte Dampf fliesst zur Dampfturbine 57, die den Generator 58 antreibt. Der entspannte Dampf wird in einem Kondensator 64 kondensiert. Ein Teil des Kondenswasser wird von einer Pumpe 6 5 dem Dampferzeuger 56 zugeführt. Der im Dampferzeuger 51 erzeugte Hochdruckdampf fliesst über eine Leitung 66 ebenfalls zur Dampfturbine 57. Der andere Teil des Kondenswassers im Kondensator 64 wird \on einer Pumpe 67 zum Dampferzeuger 51 zurückgeführt.

Auch für diese Anlage gilt das hinsichtlich der Anlage nach Fig. 2 Gesagte, dass bei kleiner Leistung statt des zweiten Strahltriebwerkes 53, eine Gasturbine ohne Nutzturbine gewählt werden kann.

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Claims

Gebr. Sulzer AG P.5311/3k/mm

Patentansprüche

[Il Anlage zum Erzeugen von Druckgas bzw. mechanischer Energie, dadurch gekennzeichnet , dass ein Flugzeug-Strahltriebwerk (1) zum Ansaugen von Frischluft vorgesehen ist, dessen Expansionsstufe (Ic) mit einem Dampferzeuger (2) verbunden ist, dem das Abgas des Strahltriebwerkes als Heizmedium dient, und dass der Dampferzeuger über einen Wärmeaustauscher (3), der das im Dampferzeuger gekühlte Abgas auf nahezu Umgebungstemperatur abkühlt, mit einem Kompressor (4) verbunden ist, der das Abgas auf Enddruck verdichtet.
2. Anlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Dampferzeuger (2) Dampfquelle für eine Dampfturbine (5) ist.
3. Anlage nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Dampfturbine (5) den Kompressor (4) antreibt.
4. Anlage nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass sich zwischen Dampferzeuger (21) und Kompressor (26) eine Gasturbine ohne Nutzturbine (23) und ein weiterer Dampfezeuger (24) befinden, wobei der erstgenannte Dampfezeuger (21) über einen Wärmeaustauscher (22), der das Abgas auf nahezu Umgebungstemperatur abkühlt, mit der Kompressionsstufe (23a) der Gasturbine ohne liutzturbine verbunden ist, dessen Expansionsstufe (23c) mit dem weiteren Dampferzeuger in Verbindung steht, und dass der Wärmeaustauscher (25), der das Abgas auf etwa Umgebungstemperatur abkühlt, mit dem Kompressor (26) verbunden ist, und dass weiterhin mindestens einer

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ORIGINAL INSPECTED

der Dampferzeuger (21, 24) Dampfquelle für eine Dampfturbine (41) ist, die den Kompressor antreibt.
5. Anlage nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Gasturbine ein Flugzeug-Strahltriebwerk (23) ist.
6. Anlage nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Kompressor durch die Kompressionsstufe (53a) einer Gasturbine ohne Nutzturbine (53) gebildet ist, dessen Expansionsstufe (53c) eine Nutzturbine (54) antreibt.
7. Anlage nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Nutzturbine (54) mit einem weiteren Dampferzeuger (56) verbunden ist, dem das expandierte Abgas der Nutzturbine als Heizmedium dient, und dass eine Dampfturbine (57) vorgesehen ist, dessen Treibdampf von mindestens einem der Dampfezeuger (51, 56) stammt.
8. Anlage nach einem der Ansprüche 4, 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass die-Gasturbine ohne Nutzturbine (23) von einem Gehäuse (48) umgeben ist, das ein Gas enthält, dessen Druck dem Ansaugdruck der Kompressionsstufe (23a) dieser Gasturbine ohne Nutzturbine entspricht.
9. Anlage nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Gas im Gehäuse (48) von dem Abgas in der Ansaugleitung (35) der Gasturbine ohne Nutzturbine (23) abgezweigtes Gas ist.
10. Anlage nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse eine Kühlvorrichtung (49) aufweist.
11. Anlage nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens einer der Wärmeaustauscher eine Waschkolonne (3; 22, 25; 52) ist.

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