RU2031226C1 - Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine - Google Patents
Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2031226C1 RU2031226C1 SU5031215A RU2031226C1 RU 2031226 C1 RU2031226 C1 RU 2031226C1 SU 5031215 A SU5031215 A SU 5031215A RU 2031226 C1 RU2031226 C1 RU 2031226C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- working fluid
- source
- engine
- heated
- turbine stage
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/34—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid with recycling of part of the working fluid, i.e. semi-closed cycles with combustion products in the closed part of the cycle
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к энергетике и может найти применение в газотурбинных силовых установках, в частности в установках, предназначенных для приводов наземных транспортных средств. The invention relates to energy and may find application in gas turbine power plants, in particular in installations intended for drives of land vehicles.
Известны способы преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинных двигателях, при котором долю полезной мощности увеличивают, либо повышая температуру рабочего тела перед турбиной, либо снижая температуру окислителя, используемого для сжигания топлива в целях получения рабочего тела [1]. Однако такие способы повышения полезной мощности недостаточно эффективны и наносят вред окружающей среде, так как в атмосферу выбpасывается большое количество выхлопных газов. Known methods for converting thermal energy into mechanical energy in gas turbine engines, in which the fraction of useful power is increased, either by increasing the temperature of the working fluid in front of the turbine, or by lowering the temperature of the oxidizing agent used to burn fuel in order to obtain a working fluid [1]. However, such methods of increasing the useful power are not effective enough and harm the environment, since a large amount of exhaust gas is emitted into the atmosphere.
Известен способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, по которому изменяют температуру рабочего тела путем его охлаждения и расширения [2]. По этому способу осуществляют ступенчатое расширение, а в камеру сгорания подают дополнительный окислитель. Сжигание топлива перед промежуточной ступенью расширения производят с недостатком окислителя, а перед последней - с избытком. A known method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having at least two turbine stages located in the flowing part and a source of heated working fluid, according to which the temperature of the working fluid is changed by cooling and expansion [2]. By this method, stepwise expansion is carried out, and an additional oxidizing agent is fed into the combustion chamber. The combustion of fuel before the intermediate stage of expansion is carried out with a deficiency of an oxidizing agent, and before the last - with an excess.
Этот способ не обеспечивает достаточного повышения КПД, так как многостадийное сжигание топлива не приводит к уменьшению количества охлаждающего газа. Это, в свою очередь, приводит к возрастанию потерь мощности двигателя на работу компрессора, а следовательно, к снижению КПД. Кроме того, сжигание обогащенной смеси приводит к снижению долговечности двигателя из-за обильного образования сажи. Наличие второй камеры сгорания для дожигания смеси с избытком окислителя приводит к усложнению способа. This method does not provide a sufficient increase in efficiency, since multi-stage combustion of fuel does not lead to a decrease in the amount of cooling gas. This, in turn, leads to an increase in the loss of engine power for compressor operation, and hence to a decrease in efficiency. In addition, the combustion of the enriched mixture leads to a decrease in the durability of the engine due to abundant soot formation. The presence of a second combustion chamber for afterburning the mixture with an excess of oxidizing agent leads to a complication of the method.
Известен газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела [3]. Воздух забирается из атмосферы компрессором и поступает в источник нагретого рабочего тела в виде камеры сгорания, в которую подают топливо. Воздух в камере сгорания разделяется на два потока, один из которых используется для собственно сгорания топлива, а другой - для подмешивания к продуктам сгорания в целях снижения их температуры. Получаемое нагретое рабочее тело расширяется в ступенях турбины, в результате чего совершается полезная работа. Мощность газотурбинного двигателя частично расходуется на привод компрессора, а оставшаяся часть мощности является полезной мощностью двигателя. Полезная мощность газотурбинного двигателя составляет сравнительно небольшую долю от мощности, развиваемой турбинными ступенями. Эта доля мощности определяется коэффициентом полезной работы, который для существующих газотурбинных двигателей составляет всего 0,3-0,4. Known gas turbine engine containing at least two turbine stages located in the flow part and a source of heated working fluid [3]. Air is taken from the atmosphere by the compressor and enters the source of the heated working fluid in the form of a combustion chamber into which fuel is supplied. The air in the combustion chamber is divided into two streams, one of which is used for the actual combustion of the fuel, and the other for mixing with the combustion products in order to reduce their temperature. The resulting heated working fluid expands in the steps of the turbine, resulting in useful work. The power of a gas turbine engine is partially spent on the compressor drive, and the remaining part of the power is the net power of the engine. The net power of the gas turbine engine is a relatively small fraction of the power developed by the turbine stages. This share of power is determined by the efficiency factor, which for existing gas turbine engines is only 0.3-0.4.
Описанный двигатель имеет низкий КПД, не превышающий 30%, и небольшую полезную мощность составляющую максимум 40% от мощности, развиваемой турбинными ступенями. Таким образом, основными недостатками этого газотурбинного двигателя являются низкий КПД при низкой полезной мощности. Кроме того, этот двигатель выбрасывает в атмосферу большое количество выхлопных газов, что крайне нежелательно с точки зрения охраны окружающей среды. The described engine has a low efficiency not exceeding 30%, and a small net power constituting a maximum of 40% of the power developed by the turbine stages. Thus, the main disadvantages of this gas turbine engine are low efficiency at low net power. In addition, this engine emits a large amount of exhaust gas into the atmosphere, which is extremely undesirable from the point of view of environmental protection.
Следует отметить, что при необходимости создания маломощных газотурбинных двигателей возникает проблема, связанная с резким возрастанием потерь с проточной части, особенно в турбинных ступенях из-за значительного уменьшения геометрических размеров узлов соплового аппарата, турбинных лопаток и других деталей и компонентов двигателя. Так, например, при снижении мощности двигателя ниже 300 л.с. КПД становится менее 20%, что делает применение таких двигателей экономически нецелесообразным. Это явилось одной из основных причин, по которым газотурбинные двигатели до сих пор не смогли найти широкого применения в автомобильной промышленности. Одним из реальных путей повышения КПД маломощных газотурбинных двигателей является увеличение геометpических размеров турбинной части в целях снижения гидравлических сопротивлений. При этом также упрощается изготовление таких сложных деталей двигателя, как сопловые и рабочие лопатки. It should be noted that if it is necessary to create low-power gas turbine engines, a problem arises associated with a sharp increase in losses from the flow part, especially in turbine stages due to a significant reduction in the geometric dimensions of the nozzle unit assemblies, turbine blades and other engine parts and components. So, for example, with a decrease in engine power below 300 hp The efficiency becomes less than 20%, which makes the use of such engines economically impractical. This was one of the main reasons why gas turbine engines still could not find wide application in the automotive industry. One of the real ways to increase the efficiency of low-power gas turbine engines is to increase the geometric dimensions of the turbine part in order to reduce hydraulic resistance. This also simplifies the manufacture of complex engine parts such as nozzle and rotor blades.
В то же время реализация такого маломощного двигателя при существующих схемах не представляется возможной, поскольку воздух, подаваемый для сжигания топлива, подвергается сжатию в компрессоре, в результате чего при подаче меньшего количества топлива, рассчитанного на пониженную мощность двигателя, двигатель работает на обедненной смеси. По достижении коэффициента избытка окислителя 1,7 происходит срыв сгорания, и двигатель остановится. At the same time, the implementation of such a low-power engine with existing schemes is not possible, since the air supplied to burn the fuel is compressed in the compressor, as a result of which, when a smaller amount of fuel, designed for reduced engine power, is supplied, the engine runs on a lean mixture. Upon reaching an excess oxidizer ratio of 1.7, combustion is stalled and the engine will stop.
Возможен другой вариант создания эффективного маломощного газотурбинного двигателя, при котором к турбинной ступени подается уменьшенная масса рабочего тела при сохранении его объема. Это возможно при создании разреженного потока окислителя. В этом случае необходимо пропускать через проточную часть двигателя такие же объемы нагретого рабочего тела, как и в двигателе аналогичных размеров, но большой мощности (свыше 300 л.с.). Вместе с тем, так как уменьшенного количества топлива, подаваемого для питания такого маломощного двигателя, оказывается недостаточно для перемещения этих объемов горячего рабочего тела через проточную часть двигателя, двигатель работать не может, поскольку вся энергия реализуется в турбине, расходуется на перемещение рабочего тела и ее может оказаться недостаточно даже для такого перемещения. Это например, видно из уравнения работы цикла
Lc=Cp1T
где Lc - работа цикла;
Cp1 - удельная теплоемкость рабочего тела;
Ср2 - удельная теплоемкость воздуха;
πt - степень расширения рабочего тела в турбине;
γ - показатель адиабаты;
ηе - КПД расширения;
Tg* - температура рабочего тела;
Тф* - температура воздуха;
πс - степень сжатия воздуха;
ηс - КПД сжатия.Another option is possible to create an effective low-power gas turbine engine, in which a reduced mass of the working fluid is supplied to the turbine stage while maintaining its volume. This is possible when creating a rarefied oxidizer stream. In this case, it is necessary to pass through the engine duct the same volumes of the heated working fluid as in an engine of a similar size, but of high power (over 300 hp). However, since the reduced amount of fuel supplied to power such a low-power engine is not enough to move these volumes of the hot working fluid through the engine’s flowing part, the engine cannot work, since all the energy is realized in the turbine, it is spent on moving the working fluid and its may not be enough even for such a movement. This, for example, can be seen from the equation of the cycle
L c = C p1 T
where L c - work cycle;
C p1 is the specific heat of the working fluid;
With p2 is the specific heat of air;
πt is the degree of expansion of the working fluid in the turbine;
γ is the adiabatic exponent;
η e - expansion efficiency;
T g * is the temperature of the working fluid;
T f * - air temperature;
π with the degree of compression of air;
η s - compression efficiency.
Работа сжатия, представленная вторым членом уравнение в правой части, при температуре окислителя около 300К составляет примерно 70% работы расширения в турбине при температуре расширения около 1000К. Таким образом, при пропуске через проточную часть двигателя рабочего тела, отработавшего в турбине и имеющего температуру 700К, работа сжатия по указанной формуле составит более 140% от работы расширения, что делает такую схему нереализуемой. The compression work, represented by the second term in the equation on the right side, at an oxidizer temperature of about 300K is about 70% of the expansion work in a turbine at an expansion temperature of about 1000K. Thus, when a working fluid is used to pass through the engine’s engine through a turbine and having a temperature of 700 K, the compression work according to the above formula will be more than 140% of the expansion work, which makes such a scheme unrealizable.
Известен способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе путем нагрева топлива и окислителя в источнике нагретого рабочего тела, увеличения скорости нагретого рабочего тела на выходе из источника нагретого рабочего тела и создания разряжения на его выходе, отбора части отработавшего в турбинной ступени рабочего тела и охлаждения нагретого рабочего тела [4]. A known method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine by heating fuel and an oxidizing agent in a source of a heated working fluid, increasing the speed of a heated working fluid at the outlet of a heated working fluid source and creating a vacuum at its outlet, selecting a portion of the working fluid spent in the turbine stage and cooling heated working fluid [4].
Недостаток данного способа заключается в его низкой эффективности. The disadvantage of this method is its low efficiency.
В основу изобретения положена задача создания способа преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, по которому термодинамическое состояние нагретого рабочего тела, проходящего через проточную часть двигателя, изменяют таким образом, чтобы работа сжатия была меньше работы расширения без увеличения гидравлических потерь в проточной части турбины. The basis of the invention is the creation of a method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine, in which the thermodynamic state of the heated working fluid passing through the engine duct is changed so that the compression work is less than the expansion work without increasing hydraulic losses in the turbine duct.
Поставленная задача решается тем, что по способу преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем проточную часть с выхлопным участком, по меньшей мере одну размещенную в проточной части турбинную ступень с выходом и источник нагретого рабочего тела с выходом, подают в источник нагретого рабочего тела топливо и окислитель и получают нагретое рабочее тело. Нагретое рабочее тело подают в турбинную ступень и создают разрежение на участке проточной части между выходом источника нагретого рабочего тела и выходом турбинной ступени. После выхода из источника нагретого рабочего тела расширяют нагретое рабочее тело, а затем охлаждают его перед подачей в турбинную ступень. The problem is solved in that according to the method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having a flow part with an exhaust section, at least one turbine stage located in the flow part with an outlet and a source of a heated working fluid with an output are fed to a source of a heated working fluid fuel and oxidizer and get a heated working fluid. The heated working fluid is fed into the turbine stage and a vacuum is created in the flow section between the outlet of the source of the heated working fluid and the output of the turbine stage. After exiting the source of the heated working fluid, the heated working fluid is expanded and then cooled before being fed to the turbine stage.
При таком способе через источник нагретого рабочего тела пропускается количество окислителя, соответствующее количеству топлива, направляемого на сжигание для получения заданной мощности двигателя. При этом окислитель, поступающий для сжигания топлива, не сжимается, как это имеет место во всех современных газотурбинных двигателях, и на это не расходуется энергия двигателя. Подача окислителя путем создания разрежения обеспечивает возможность эффективной работы двигателя с точки зрения гидравлических сопротивлений при размерах турбинной части и источника нагретого рабочего тела (камеры сгорания) таких же, как у турбин большой мощности. Вместе с тем охлаждение нагретого рабочего тела, подаваемого к турбинной ступени после его расширения, исключает необходимость подачи на вход источника нагретого рабочего тела, дополнительных объемов окислителя, которые обычно необходимы для снижения температуры рабочего тела, подаваемого к турбинной ступени, для доведения его параметров до величин, обеспечивающих длительную работу турбины при приемлемых уровнях надежности и долговечности. При этом создается возможность работы двигателя с коэффициентом избытка окислителя 1. With this method, the amount of oxidizing agent corresponding to the amount of fuel sent for combustion to obtain a given engine power is passed through a source of heated working fluid. At the same time, the oxidizing agent supplied to burn the fuel does not compress, as is the case in all modern gas turbine engines, and this does not consume engine energy. The supply of an oxidizing agent by creating a vacuum makes it possible for the engine to operate efficiently in terms of hydraulic resistances with the dimensions of the turbine part and the source of the heated working fluid (combustion chamber) the same as those of high power turbines. At the same time, the cooling of the heated working fluid supplied to the turbine stage after its expansion eliminates the need for supplying the source of the heated working fluid with additional volumes of oxidizing agent, which are usually necessary to lower the temperature of the working fluid supplied to the turbine stage, to bring its parameters to values providing long-term operation of the turbine at acceptable levels of reliability and durability. This creates the possibility of engine operation with an excess coefficient of oxidizing agent 1.
Таким образом, сочетание подачи окислителя под действием разрежения с расширением нагретого рабочего тела и его последующим охлаждением обеспечивает возможность минимизации работы сжатия рабочего тела и приводит к увеличению полезной мощности и КПД. При этом возможно создание газотурбинного двигателя пониженной мощности при геометрических размерах турбинной части и камеры сгорания, сопоставимых с размерами современных газотурбинных двигателей мощностью более 300 л.с., у которых гидравлические сопротивления сведены к приемлемому минимуму. Thus, the combination of the supply of the oxidizing agent under the action of rarefaction with the expansion of the heated working fluid and its subsequent cooling provides the possibility of minimizing the compression work of the working fluid and leads to an increase in net power and efficiency. In this case, it is possible to create a gas turbine engine of reduced power with the geometric dimensions of the turbine part and the combustion chamber comparable to the sizes of modern gas turbine engines with a power of more than 300 hp, in which the hydraulic resistance is minimized.
Нагретое рабочее тело целесообразно охлаждать отработавшим рабочим телом турбинной ступени. При этом охлаждение рабочего тела отработавшим в первой ступени рабочим телом после изменения его термодинамического состояния значительно увеличивает кинетическую энергию рабочего тела, подводимого к первой турбинной ступени, что повышает КПД. Поскольку охлаждение ведется отработавшим рабочим телом, во-вторых, повышается общая теплоемкость рабочего тела, что ведет к увеличению работы расширения в турбинной ступени, а во-вторых, уменьшается количество выхлопных газов (в 2-4 раза). Вместе с тем снижаются потери тепла с выхлопными газами за счет частичной рекуперации тепла отработавшего рабочего тела. It is advisable to cool the heated working fluid with the spent working fluid of the turbine stage. In this case, the cooling of the working fluid by the working fluid spent in the first stage after changing its thermodynamic state significantly increases the kinetic energy of the working fluid supplied to the first turbine stage, which increases the efficiency. Since cooling is carried out by the spent working fluid, secondly, the overall heat capacity of the working fluid increases, which leads to an increase in the expansion work in the turbine stage, and secondly, the amount of exhaust gases decreases (2-4 times). At the same time, heat losses with exhaust gases are reduced due to partial heat recovery of the spent working fluid.
Нагретое рабочее тело целесообразно закручивать относительно продольной оси газотурбинного двигателя перед охлаждением. При этом повышается КПД смешения. It is advisable to spin the heated working fluid relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine before cooling. This increases the mixing efficiency.
На вход источника нагретого рабочего тела подают множество потоков вспомогательной текучей среды, закрученных относительно продольной оси газотурбинного двигателя, и увеличивают скорость нагретого рабочего тела на выходе из источника нагретого рабочего тела, при этом на участке между входом в источник нагретого рабочего тела и зоной нагрева рабочего тела скорость рабочего тела снижают. Таким образом, обеспечивается закрутка рабочего тела, а точнее дополнительная закрутка рабочего тела перед его нагреванием до рабочей температуры без увеличения гидравлического сопротивления в проточной части источника нагретого рабочего тела. При этом обеспечивается увеличение живого сечения проточной части источника нагретого рабочего тела, что позволяет либо снизить потери, либо увеличить мощность на единицу веса. A plurality of auxiliary fluid flows swirling relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine are fed to the input of the source of the heated working fluid, and the speed of the heated fluid at the outlet of the source of the heated fluid is increased, while in the area between the entrance to the source of the heated fluid and the heating zone of the fluid the speed of the working fluid is reduced. Thus, the swirling of the working fluid is provided, or rather, the additional swirling of the working fluid before it is heated to the working temperature without increasing the hydraulic resistance in the flow part of the source of the heated working fluid. This ensures an increase in the living cross section of the flowing part of the source of the heated working fluid, which can either reduce losses or increase power per unit weight.
В качестве вспомогательной текучей среды используют топливо. Топливо перед подачей на вход источника нагретого рабочего тела нагревают. При этом обеспечивается использование топлива не только по прямому назначению, но и для достижения эффекта изобретения - закручивания потока рабочего тела без повышения гидравлического сопротивления проточной части источника нагретого рабочего тела. Нагревание топлива перед подачей на вход источника нагретого рабочего тела обеспечивает улучшение смесеобразования и повышает эффективность сгорания с увеличением общего КПД. Fuel is used as an auxiliary fluid. The fuel is heated before it is fed to the input of a source of heated working fluid. This ensures the use of fuel not only for its intended purpose, but also to achieve the effect of the invention - swirling the flow of the working fluid without increasing the hydraulic resistance of the flowing part of the source of the heated working fluid. Heating the fuel before feeding the source of the heated working fluid to the source provides improved mixture formation and increases combustion efficiency with an increase in overall efficiency.
Нагретое рабочее тело после расширения соединяют с потоком отработавшего рабочего тела турбиной ступени, после чего объединенный поток вторично расширяют. При этом не происходит уменьшения кинетической энергии потока рабочего тела, образованного нагретым или первичным рабочим телом и отработавшим в турбинной ступени рабочим телом перед входом потока рабочего тела в турбинную ступень. After expansion, the heated working fluid is connected to the flow of the spent working fluid by a stage turbine, after which the combined flow is expanded again. In this case, there is no decrease in the kinetic energy of the flow of the working fluid formed by the heated or primary working fluid and the working fluid spent in the turbine stage before the flow of the working fluid enters the turbine stage.
Отработавшее рабочее тело турбинной ступени разгоняют перед его соединением с потоком нагретого рабочего тела путем подвода внешней энергии к потоку отработавшего рабочего тела турбинной ступени. Отработавшее рабочее тело турбинной ступени разгоняют путем подвода к нему тепловой энергии от потока рабочего тела с выхлопного участка проточной части. Разгон отработавшего рабочего тела турбинной ступени перед его соединением с потоком рабочего тела путем подвода внешней (тепловой) энергии к потоку отработавшего рабочего тела турбинной ступени обеспечивает дополнительное повышение кинетической энергии потока рабочего тела, направляемого в первую ступень. Это происходит благодаря тому, что уменьшается разность между скоростями смешиваемых потоков, что снижает потери энергии на удар. The spent working fluid of the turbine stage is accelerated before it is connected to the heated working fluid stream by supplying external energy to the flow of the spent working fluid of the turbine stage. The spent working fluid of the turbine stage is accelerated by supplying thermal energy to it from the flow of the working fluid from the exhaust section of the flowing part. The acceleration of the spent working fluid of the turbine stage before it is connected to the flow of the working fluid by supplying external (thermal) energy to the flow of the spent working fluid of the turbine stage provides an additional increase in the kinetic energy of the flow of the working fluid directed to the first stage. This is due to the fact that the difference between the speeds of the mixed flows is reduced, which reduces the energy loss on impact.
Отработавшее рабочее тело, используемое для охлаждения нагретого рабочего тела, подводимого к турбинной ступени, предварительно охлаждают. При этом снижается количество отработавшего рабочего тела, направляемого на охлаждение нагретого рабочего тела для увеличения КПД. The spent working fluid used to cool the heated working fluid supplied to the turbine stage is pre-cooled. This reduces the amount of spent working fluid directed to the cooling of the heated working fluid to increase efficiency.
Отработавшее рабочее тело предварительно охлаждают окислителем, подводимым к источнику нагретого рабочего тела. Это повышает температуру окислителя и, следовательно, температуру нагретого рабочего тела. The spent working fluid is pre-cooled with an oxidizing agent supplied to the source of the heated working fluid. This increases the temperature of the oxidizing agent and, consequently, the temperature of the heated working fluid.
Отработавшее рабочее тело предварительно охлаждают топливом, подводимым к источнику нагретого рабочего тела. При этом повышается температура топлива, идущего на сгорание, с одновременным понижением температуры отработавшего рабочего тела, что повышает общий КПД. The spent working fluid is pre-cooled with fuel supplied to the source of the heated working fluid. At the same time, the temperature of the fuel going to combustion increases, while the temperature of the spent working fluid decreases, which increases the overall efficiency.
Топливо, подводимое к источнику нагретого рабочего тела, распыляют перед охлаждением рабочего тела, подводимого к турбинной ступени. Это способствует улучшению эффективности охлаждения благодаря более интенсивному испарению топлива. The fuel supplied to the source of the heated working fluid is sprayed before cooling the working fluid supplied to the turbine stage. This contributes to improved cooling efficiency due to more intense fuel evaporation.
Отработавшее рабочее тело, идущее на выхлоп, охлаждают на участке проточной части между выходом турбинной ступени и выхлопным участком проточной части. При этом уменьшается работа сжатия рабочего тела благодаря промежуточному охлаждению отработавшего рабочего тела, идущего на выхлоп. Отобранное тепло используется для повышения кинетической энергии отработавшего рабочего тела, подаваемого на охлаждение нагретого рабочего тела, идущего в турбинную ступень. При этом повышается скорость отработавшего рабочего тела, возвращаемого в турбинную ступень, что уменьшает разность скоростей этого рабочего тела и нагретого рабочего тела, поступающего из источника нагретого рабочего тела после его расширения, для снижения потерь на удар. Это повышает КПД двигателя. The spent working fluid going to the exhaust is cooled in the section of the flowing part between the outlet of the turbine stage and the exhaust section of the flowing part. This reduces the work of compression of the working fluid due to the intermediate cooling of the spent working fluid going to the exhaust. The selected heat is used to increase the kinetic energy of the spent working fluid supplied to cool the heated working fluid going to the turbine stage. At the same time, the speed of the spent working fluid returned to the turbine stage is increased, which reduces the difference in the speeds of this working fluid and the heated working fluid coming from the source of the heated working fluid after its expansion to reduce impact losses. This increases engine efficiency.
Поставленная задача также решается тем, что газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну размещенную в проточной части турбинную ступень и источник нагретого рабочего тела, имеющий вход и выход, сообщающийся с турбинной ступенью. Двигатель снабжен устройством для создания разрежения на участке проточной части между выходом источника нагретого рабочего тела и выходом турбинной ступени. Вход источника нагретого рабочего тела сообщается с атмосферой, а его выход выполнен в виде участка расширения рабочего тела и сообщается с зоной между выходом турбинной ступени и устройством для создания разрежения. The problem is also solved in that the gas turbine engine contains at least one turbine stage located in the flow part and a source of heated working fluid having an input and an output in communication with the turbine stage. The engine is equipped with a device for creating a vacuum in the flow section between the outlet of the source of the heated working fluid and the outlet of the turbine stage. The input of the source of the heated working fluid communicates with the atmosphere, and its output is made in the form of a portion of the expansion of the working fluid and communicates with the zone between the output of the turbine stage and the device for creating a vacuum.
При таком устройстве обеспечивается создание газотурбинного двигателя мощностью менее 300 л.с., имеющего геометрические размеры турбинной части и камеры сгорания, сопоставимые с размерами современных газотурбинных двигателей мощностью более 300 л.с., имеющих приемлемое гидравлическое сопротивление турбинного тракта. В результате газотурбинный двигатель малой мощности может быть создан с приемлемыми полезной мощностью и КПД. With such a device, a gas turbine engine with a power of less than 300 hp is provided, having the geometric dimensions of the turbine part and a combustion chamber comparable with the sizes of modern gas turbine engines with a power of more than 300 hp, having an acceptable hydraulic resistance of the turbine path. As a result, a low power gas turbine engine can be created with acceptable net power and efficiency.
Двигатель целесообразно выполнить с эжектором, имеющим два входа и выход. Первый вход эжектора сообщается с источником нагретого рабочего тела, второй вход эжектора сообщается с выходом турбинной ступени, а выход эжектора сообщается с входом турбинной ступени. При такой устройстве обеспечивается высокая эффективность смешения потоков нагретого и отработавшего рабочего тела. It is advisable to perform the engine with an ejector having two inputs and an output. The first input of the ejector communicates with the source of the heated working fluid, the second input of the ejector communicates with the output of the turbine stage, and the output of the ejector communicates with the input of the turbine stage. With such a device, high mixing efficiency of the heated and spent working fluid flows is ensured.
Выход первой турбинной ступени выполнен с камерой, сообщающейся с вторым входом эжектора для обеспечения наиболее эффективного забора отработавшего рабочего тела. The output of the first turbine stage is made with a chamber communicating with the second input of the ejector to ensure the most efficient intake of the spent working fluid.
Эжектор может быть образован размещенными в проточной части кольцевым каналом и радиально установленными по окружности кольцевого канала пластинами. Каждая пластина расположена под углом α к диаметральной плоскости сечения кольцевого канала. Эжектор снабжен охлаждающей рубашкой. При таком устройстве обеспечивается расширение нагретого рабочего тела одновременно с его закруткой и с охлаждением отработавшего рабочего тела, например, топливом. The ejector can be formed by plates arranged in the flow part of the annular channel and plates radially mounted around the circumference of the annular channel. Each plate is located at an angle α to the diametrical plane of the cross section of the annular channel. The ejector is equipped with a cooling jacket. With such a device, the expansion of the heated working fluid is ensured simultaneously with its twisting and cooling of the spent working fluid, for example, with fuel.
В другом варианте осуществления изобретения двигатель может иметь устройство для подачи на вход в источник нагретого рабочего тела множества потоков вспомогательной текучей среды, закрученных относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Устройство для подачи множества потоков вспомогательной текучей среды, закрученных относительно продольной оси газотурбинного двигателя, может быть образовано размещенным в проточной части кольцевым каналом и множеством радиально установленных по окружности кольцевого канала сопл, имеющих выпускные каналы, продольные оси которых расположены под углом β= 120-60о к линии пересечения плоскости поперечного сечения сопла с диаметральной плоскостью продольного сечения кольцевого канала, проведенной через выходное сечение выпускного канала сопла. При этом обеспечивается закрутка потока нагретого рабочего тела без применения специального соплового или направляющего аппарата, что повышает надежность и долговечность.In another embodiment, the engine may have a device for supplying to the input of the heated working fluid source a plurality of auxiliary fluid streams swirling relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine. A device for supplying a plurality of auxiliary fluid flows swirling relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine can be formed by an annular channel located in the flowing part and a plurality of nozzles radially mounted around the circumference of the annular channel, having outlet channels, the longitudinal axes of which are located at an angle β = 120-60 to the line of intersection of the transverse sectional plane with the nozzle center plane of the longitudinal section of the annular channel, drawn through the outlet section of the outlet passage and the nozzle. This ensures the swirling of the flow of the heated working fluid without the use of a special nozzle or guide apparatus, which increases reliability and durability.
Проточная часть источника нагретого рабочего тела на выходе может иметь вид конфузора, а участок проточной части источника рабочего тела между входом в источник нагретого рабочего тела и зоной нагрева рабочего тела имеет вид диффузора. При этом обеспечивается устойчивое, безотрывное горение путем снижения скорости на первом участке и повышается скорость потока, в следовательно, его кинетическая энергия на втором участке. The flowing part of the source of the heated working fluid at the outlet may take the form of a confuser, and the portion of the flowing part of the source of the working fluid between the entrance to the source of the heated working fluid and the heating zone of the working fluid has the form of a diffuser. This ensures a stable, continuous combustion by reducing the speed in the first section and increases the flow rate, therefore, its kinetic energy in the second section.
Двигатель может быть снабжен эжектором, имеющим три входа и выход. Первый вход эжектора сообщается с источником нагретого рабочего тела, второй вход эжектора сообщается с выходом первой турбинной ступени в зоне проточной части, радиально удаленной от оси газотурбинного двигателя, третий вход эжектора сообщается с выходом первой турбинной ступени в зоне проточной части, радиально расположенной со стороны оси газотурбинного двигателя, а выход эжектора сообщается с входом первой турбинной ступени. При этом обеспечивается эффективный ввод вспомогательной текучей среды для закручивания нагретого рабочего тела. The engine can be equipped with an ejector having three inputs and an output. The first input of the ejector communicates with the source of the heated working fluid, the second input of the ejector communicates with the output of the first turbine stage in the area of the flow part radially remote from the axis of the gas turbine engine, the third input of the ejector communicates with the output of the first turbine stage in the area of the flow part, radially located on the axis side a gas turbine engine, and the ejector output communicates with the input of the first turbine stage. This ensures the effective introduction of auxiliary fluid for swirling the heated working fluid.
Сопла предпочтительно сообщаются с источником топлива. Между соплами и источником топлива можно установить устройство для нагревания топлива. На входе устройства для нагревания топлива могут быть установлены распылители, соединенные с источником топлива. Эти устройства обеспечивают повышение КПД двигателя благодаря описанным выше преимуществам. The nozzles are preferably in communication with the fuel source. A device for heating the fuel can be installed between the nozzles and the fuel source. At the input of the device for heating fuel, atomizers connected to a fuel source can be installed. These devices provide increased engine efficiency due to the advantages described above.
Устройство для нагревания топлива предпочтительно представляет собой рубашку охлаждения источника нагретого рабочего тела. При этом повышается КПД двигателя. The fuel heating device is preferably a cooling jacket for a source of heated working fluid. This increases the efficiency of the engine.
Проточная часть источника нагретого рабочего тела может иметь начальный участок, сообщающийся с источником топлива и с атмосферой, и сообщающийся с начальным участком криволинейный участок, имеющий монотонную кривизну и концевую часть, примыкающую к турбинной ступени. Криволинейный участок имеет два сужения, одно из которых расположено в зоне, примыкающей к начальному участку, а другое - перед турбинной ступенью, и участок увеличения поперечного сечения между указанными сужениями, сообщающийся с выходом турбинной ступени. При такой конструкции не происходит снижения кинетической энергии потока рабочего тела, объединенного с потоком отработавшего рабочего тела, перед подачей в турбинную ступень. The flowing part of the source of the heated working fluid may have an initial section communicating with the fuel source and the atmosphere, and a curved section communicating with the initial section, having a monotonic curvature and an end portion adjacent to the turbine stage. The curvilinear section has two constrictions, one of which is located in the area adjacent to the initial section, and the other in front of the turbine stage, and a section for increasing the cross section between these constrictions, communicating with the exit of the turbine stage. With this design, there is no decrease in the kinetic energy of the flow of the working fluid combined with the flow of the spent working fluid before being fed to the turbine stage.
Источник нагретого рабочего тела может быть выполнен в виде кольцевой камеры сгорания с охватывающей ее рубашкой, имеющей входной коллектор, сообщающийся с выходом турбинной ступени. Внутренняя полость рубашки сообщается с проточной частью источника нагретого рабочего тела на участке увеличения площади поперечного сечения проточной части источника нагретого рабочего тела. При этом обеспечивается компактность конструкции и снижаются тепловые потери. The source of the heated working fluid can be made in the form of an annular combustion chamber with a jacket covering it, having an input manifold in communication with the output of the turbine stage. The inner cavity of the shirt communicates with the flowing part of the source of the heated working fluid at the site of increasing the cross-sectional area of the flowing part of the source of the heated working fluid. This ensures a compact design and reduced heat loss.
Внутренняя полость рубашки может быть выполнена в виде двух сообщающихся с входным коллектором ветвей, одна из которых, имеющая большее поперечное сечение, расположена с выпуклой стороны источника нагретого рабочего тела, а другая размещена с вогнутой стороны источника нагретого рабочего тела. При этом обеспечивается избирательное охлаждение нагретого рабочего тела на разных участках проточной части источника нагнетого рабочего тела. The inner cavity of the shirt can be made in the form of two branches connected to the input manifold, one of which, having a larger cross section, is located on the convex side of the source of the heated working fluid, and the other is located on the concave side of the source of the heated working fluid. This ensures selective cooling of the heated working fluid in different parts of the flowing part of the source of the injected working fluid.
Ветвь рубашки, расположенная с выпуклой стороны источника нагретого рабочего тела, предпочтительно имеет площадь поперечного сечения в 5-8 раз больше, чем площадь поперечного сечения ветви рубашки, размещенной с вогнутой стороны источника нагретого рабочего тела. При такой конструкции обеспечивается необходимое соотношение количеств тепла, отводимого от разных участков смешения потоков рабочего тела с учетом различных величин потерь кинетической энергии при смешении. The branch of the shirt located on the convex side of the source of the heated working fluid preferably has a cross-sectional area of 5-8 times larger than the cross-sectional area of the branch of the shirt located on the concave side of the source of the heated working fluid. With this design, the necessary ratio of the amounts of heat removed from different mixing areas of the flows of the working fluid is provided, taking into account the different values of the kinetic energy loss during mixing.
Двигатель предпочтительно имеет теплообменное устройство, имеющее входы по горячей и холодной сторонам, сообщающиеся с выходом первой турбинной ступени, и выход по холодной стороне, связанный с последующей турбинной ступенью, а также выход по горячей стороне, соединенный с коллектором рубашки. При этом обеспечивается использование тепла отработавшего в первой турбинной ступени рабочего тела в последующих ступенях для повышения общего КПД двигателя. The engine preferably has a heat exchanger having inputs on the hot and cold sides in communication with the output of the first turbine stage, and an output on the cold side associated with the subsequent turbine stage, as well as a hot side output connected to the header of the shirt. This ensures the use of heat spent in the first turbine stage of the working fluid in subsequent stages to increase the overall efficiency of the engine.
Двигатель может быть снабжен теплообменным устройством, у которого горячая сторона соединена с выхлопным участком проточной части, а холодная сторона соединена с выходом турбинной ступени. При такой конструкции двигателя уменьшается работа сждатия рабочего тела благодаря промежуточному охлаждению отработавшего рабочего тела, идущего на выхлоп. При этом полученное тепло используется для повышения кинетической энергии отработавшего рабочего тела, подаваемого на охлаждение нагретого рабочего тела, идущего в турбинную ступень. Этим повышается скорость отработавшего рабочего тела, возвращаемого в турбинную ступень, что снижает разность скоростей этого рабочего тела и нагретого рабочего тела, поступающего из источника нагретого тела после его расширения. При этом снижаются потери на удар и повышается КПД двигателя. The engine can be equipped with a heat exchanger, in which the hot side is connected to the exhaust section of the flow part, and the cold side is connected to the output of the turbine stage. With this design of the engine, the compression of the working fluid is reduced due to the intermediate cooling of the spent working fluid going to the exhaust. At the same time, the heat obtained is used to increase the kinetic energy of the spent working fluid supplied to cool the heated working fluid going to the turbine stage. This increases the speed of the spent working fluid returned to the turbine stage, which reduces the speed difference between this working fluid and the heated working fluid coming from the source of the heated fluid after its expansion. At the same time, impact losses are reduced and engine efficiency is increased.
На фиг. 1 схематично изображен газотурбинный двигатель, общий вид; на фиг.2 - тот же газотурбинный двигатель, продольный разрез; на фиг.3 - газотурбинный двигатель с эжектором для возврата отработавшего рабочего тела, продольный разрез; на фиг.4 - газотурбинный двигатель с другим выполнением эжектора для возврата отработавшего рабочего тела, продольный разрез; на фиг.5 - разриез А-А на фиг.4; на фиг.6 - разрез Б-Б на фиг.5; на фи.7 - газотурбинный двигатель с закручиванием нагретого рабочего тела с помощью вспомогательной текучей среды, продольный разрез; на фиг.8 - разрез В-В на фиг. 7; на фиг.9 - разрез Г-Г на фиг.8; на фиг.10 - вид Д на фиг.9; на фиг. 11 - разрез Е-Е на фиг.7; на фиг.12 - газотурбинный двигатель с вторичным расширением рабочего тела перед подачей в турбинную ступень, продольный разрез. In FIG. 1 schematically shows a gas turbine engine, General view; figure 2 is the same gas turbine engine, a longitudinal section; figure 3 - gas turbine engine with an ejector to return the spent working fluid, a longitudinal section; figure 4 - gas turbine engine with another embodiment of the ejector to return the spent working fluid, a longitudinal section; figure 5 - razryaz AA in figure 4; Fig.6 is a section bB in Fig.5; on fi.7 - a gas turbine engine with a twisting of a heated working fluid using auxiliary fluid, a longitudinal section; on Fig - section bb in Fig. 7; in Fig.9 is a section GG in Fig.8; figure 10 is a view of D in figure 9; in FIG. 11 is a section EE in Fig.7; in Fig.12 - gas turbine engine with secondary expansion of the working fluid before feeding into the turbine stage, a longitudinal section.
Газотурбинный двигатель (фиг.1) имеет источник 1 нагретого рабочего тела, турбинную ступень 2 и устройство 3 для создания разрежения. Турбинная ступень 2 и устройство 3 соединены валом 4 для привода устроойства, которое может быть, например, выполнено в виде вентилятора. В качестве устройства 3 может быть ипользовано любое устройство для создания разрежения в проточной части двигателя, например источник вакуума или обращенный компрессор. Детали такого устройства должны иметь определенную теплостойкость и геометрические параметры, рассчитанные на работу в потоке отработавшего рабочего тела. На выходюе источника 1 нагретого рабочего тела имеется участок 5 расширения. Топливо и воздух для горения подводятся к источнику нагретого рабочего тела, как показано стрелками А и В. Получаемая при сжигании топлива смесь продуктов сгорания, представляющая собой нагретое рабочее тело, поступает (показано стрелкой С на участок 5 расширения, где нагретое рабочее тело расширяется. В общем случае участок расширения представляет собой конфузор, сопловой аппарат и т.п. и служит для увеличения кинетической энергии потока нагретого рабочего тела. После расширения на участке 5 и приобретения потоком критической скорости от потока нагретого рабочего тела дополнительно отводят тепловую энергию путем охлаждения (показано стрелкой D). Такое охлаждение может осуществляться любым известным способом, например путем теплообмена, обдува, созданием рубашки и т.п. Далее рабочее тело, параметры которого (в частности, температура) доведены до величин, необходимых для обеспечения нормальной работы турбинной ступени, поступает в турбинную ступень (показано стрелкой Е). The gas turbine engine (figure 1) has a source 1 of a heated working fluid, a
Следует отметить, что забор окислителя (воздуха) по стрелке А, а также разгон нагретого рабочего тела, его расширение и подача в турбинную ступень происходит под действием разрежения, создаваемого устройством 3 на участке проточной части газотурбинного двигателя между выходом С источника 1 нагретого рабочего тела и выходом F турбинной ступени 2. Забор воздуха производится в количестве, необходимом для сжигания топлива при коэффициенте избытка воздуха. При этом сообщение входа источника 1 с атмосферой выполнено так, чтобы обеспечить забор необходимого для сгорания количества воздуха. Отработавшее в турбинной ступени рабочее тело проходит через выход F и через устройство 3 для создания разрежения и выходит из проточной части газотурбинного двигателя через выхлопной участок G. It should be noted that the intake of oxidizer (air) along arrow A, as well as the acceleration of the heated working fluid, its expansion and supply to the turbine stage occurs under the action of the vacuum created by the
Отработавшее рабочее тело с турбинной ступени 2 поступает по линии Н на участок 5 расширения для охлаждения нагретого рабочего тела после его расширения. Это наиболее целесообразный способ охлаждения нагретого и расширенного рабочего тела перед его подачей в турбинную ступень 2. The spent working fluid from the
Может быть установлен теплообменник 6, горячая сторона которого соединена линией I с участком проточной части между выхлопом G и турбинной ступенью 2. Холодная сторона теплообменника соединена линией J с выходом турбинной ступени 2. При этом кинетическая энергия отработавшего рабочего тела повышается путем подвода к нему тепловой энергии рабочего тела, пропущенного через проточную часть устройства 3 для создания разрежения. Из оказанного очевидно, что при таком способе обеспечивается наиболее целесообразное охлаждение нагретого рабочего тела возвращаемым отработавшим нагретым телом, имеющим повышенную теплоемкость и возвращающим часть тепловой энергии. Такой энергообмен дополнительно повышает кинетическую энергию рабочего тела, направляемого в турбину, и снижает работу сжатия. A
Газотурбинный двигатель на фиг.2 имеет две турбинные ступени 2 и 7. Участок 5 расширения имеет вид конфузора. Устройство 3 для создания разрежения представляет собой двухступенчатый вентилятор с сопловым аппаратом 8 и рабочим колесом 9 одной ступени и сопловым аппаратом 10 и рабочим колесом 11 второй ступени. Участок 5 расширения имеет окна 12 в конфузоре, которые сообщаются через канал 13 с выходом 14 первой турбинной ступени 2. При этом осуществляется возврат рабочего тела, отработавшего в первой турбинной ступени 2, на участок 5 расширения для охлаждения нагретого рабочего тела после его расширения. Отработавшее рабочее тело на выхлопе между ступенями 8 и 10, 11 устройства 3 и турбинными ступенями 2, 7 омывает стенки теплообменника 6, через который проходит отработавшее в первой ступени 2 рабочее тело, возвращаемое на участок 5 расширения источника 1 нагретого рабочего тела. Источник нагретого рабочего тела имеет окна 15 на входе, сообщающиеся с атмосферой. Таким образом, устройство 3 для создания разрежения обеспечивает подачу окислителя (воздуха) в источник нагретого рабочего тела. The gas turbine engine in FIG. 2 has two
Газотурбинный двигатель, показанный на фиг.2, работает следующим образом. The gas turbine engine shown in figure 2, operates as follows.
После запуска двигателя пусковым устройство (не показано) в проточной части между выходом турбинной ступени 2 и выходом 5 источника 1 нагретого рабочего тела создается разрежение. В результате воздух под действием атмосферного давления поступает через окна 15 в источник 1, в который также поступает топливо (по стрелке В). Поджигание образуемой таким образом топливной смеси с помощью специального устройства (не показано) приводит к образованию продуктов сгорания, которые образуют нагретое рабочее тело, движущееся под действием разрежения в проточной части в сторону участка 5 расширения рабочего тела, где скорость потока возрастает, что приводит к увеличению его кинетической энергии. За участком 5 расширения рабочего тела происходит соединение расширенного рабочего тела с отработавшим рабочим телом, поступающим с выхода первой турбинной ступени 2 и разогнанным в теплообменнике 6. В результате параметры нагретого рабочего тела доводятся до величин, требуемых для нормальной работы первой турбинной ступени 2. Остальная часть рабочего тела с выхода турбинной ступени 2 поступает в следующую турбинную ступень 7 и далее через устройство 3 на выхлоп. After starting the engine, a starting device (not shown) in the flow part between the output of the
На фиг. 3 представлен вариант конструкции газотурбинного двигателя с эжектором для возврата отработавшего рабочего тела с первой турбинной ступени на участок 5 расширения нагретого рабочего тела. Двигатель имеет по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени 2 и 7, при этом первая турбинная ступень 2 имеет сопловой аппарат 16. Турбина имеет проточную часть 17 и источник 1 нагретого рабочего тела, выполненный в виде камеры сгорания, на входе которой имеются отверстия 15, сообщающиеся с атмосферой для подачи воздуха, необходимого для сгорания топлива, подводимого к источнику 1 с помощью форсунки 18. Газотурбинный двигатель имеет эжектор 19, имеющий первый вход 20, сообщающийся с источником 1 нагретого рабочего тела, и второй вход 21, сообщающийся с выходом первой турбинной ступени 2. Эжектор 19 имеет выход 22,з который сообщается с входом первой турбинной ступени 2. Проточная часть источника 1 имеет участок 23 смешения. In FIG. 3 shows a design variant of a gas turbine engine with an ejector to return the spent working fluid from the first turbine stage to the expansion portion 5 of the heated working fluid. The engine has at least two
Представленный на фиг.3 газотурбинный двигатель работает так же, как и двигатель, показанный на фиг.2, с той риазницей, что возврат отработавшего рабочего тела производится через эжектор 19, что обеспечивает повышение КПД благодаря более эффективной и правильной организации процесса смешения двух потоков рабочего тела и охлаждения нагретого рабочего тела. Теплообменник 6 в этом варианте не показан, хотя он может быть установлен с получением того же эффекта. The gas turbine engine shown in FIG. 3 operates in the same way as the engine shown in FIG. 2, with the fact that the exhausted working fluid is returned through the
Эжектор 19 обеспечивает закручивание потока нагретого рабочего тела одновременно с его расширением. Его основная часть представляет собой кольцевой канал 24 (фиг.4-6), в котором расположены радиально установленные по окружности кольцевого канала 24 пластины 25. Каждая пластина расположена под углом α к диаметральной плоскости 0-0 сечения кольцевого канала 24 (фиг. 6). Выход первой турбинной ступени 2 выполнен с камерой, сообщающейся с вторым входом эжектора, т.е. с окнами 26 (фиг.4). Камера является коллектором для забора отработавшего рабочего тела и направления его в эжектор 19. В этом варианте первая ступень 2 турбины не имеет соплового аппарата, так как его функции выполняет эжектор 19. The
Как показано на фиг.4, эжектор 19 имеет охлаждающую рубашку 27 для охлаждения отработавшего рабочего тела, отбираемого от первой турбинной ступени 2. В рубашку 27 подается топливо через распылитель 28 от источника подачи топлива (не показан). Выход охлаждающей рубашки 27 соединен с форсункой горелочного устройства (не показано) источника 1 нагретого рабочего тела. As shown in FIG. 4, the
Вариант газотурбинного двигателя, представленный на фиг.4-6, работает аналогично. Однако, поскольку в данном случае эжектор 19 осуществляет закручивание потока нагретого рабочего тела одновременно с его расширением благодаря наличию наклонных пластин 25, в этом случае нагретое рабочее тело в смеси с охлаждающим его отработавшим рабочим телом направляется непосредственно на рабочее колесо (не показано) первой турбинной ступени 2. При этом обеспечивается значительное укорочение участка 23 смешения. The gas turbine engine embodiment shown in FIGS. 4-6 works similarly. However, since in this case, the
Как показано на фиг.7-11, закручивание потока нагретого рабочего тела осуществляется до его нагревания и расширения на начальном участке источника 1 нагретого рабочего тела путем подачи вспомогательной текучей среды. As shown in Figs. 7-11, the flow of the heated working fluid is twisted until it is heated and expanded in the initial portion of the source 1 of the heated working fluid by supplying auxiliary fluid.
Газотурбинный двигатель на фиг.7 имеет три турбинные ступени 2, 7 и 29, размещенные в проточной части, источник 1 нагретого рабочего тела, источник топлива (обозначен стрелками). Устройство 30 для подачи на вход источника нагретого рабочего тела множества потоков вспомогательной текучей среды, закрученных относительно продольной оси 0-0 газотурбинного двигателя, выполнено в виде кольцевого канала 31 (фиг.8) и множества радиально установленных по окружности кольцевого канала 31 сопл 32 (фиг.8 и 9), имеющих выпускные каналы 33 (фиг.9), продольные оси 01-01 которых расположены под углом β = 120-60о к линии 02-02 пересечения плоскости поперечного сечения сопла 32 с диаметральной плоскостью продольного сечения кольцевого канала 31, проведенной через выходное сечение выпускного канала 33 сопла 32. Выпускные каналы 33 могут представлять собой щелевые отверстия, как показано на фиг. 10. Детали устройства 30 для подачи множества потоков вспомогательной текучей среды, включая сопла 32, изготовлены из конструкционных материалов, к которым не предъявляются особые требования по жаропрочности, так как устройство размещено в зоне 34, в которой температура невелика по сравнению с зонами 35 и 36 источника 1 нагретого рабочего тела. Так как оси 01-01 выпускных каналов 33 сопл 32 расположены под углом 120-60о к линии 02-02 пересечения плоскости поперечного сечения сопла 32 с диаметральной плоскостью продольного сечения кольцевого канала 31, проведенной через выходное сечение выпускного канала 33 сопла 32, поток окислителя, поступающий через окно 15, закручивается. При этом поток рабочего тела встречает минимальное гидравлическое сопротивление со стороны устройства 30 для подачи множества потоков вспомогательной текучей среды. При угле наклона осей 01-01 выпускных каналов 33 сопл 32 больше 120о происходит ударное взаимодействие потоков вспомогательной текучей среды с потоком рабочего тела на входе источника 1 нагретого рабочего тела, что вызывает дополнительное гидродинамическое сопротивление и снижает эффективность закручивания. При угле наклона осей 01-01 выпускных каналов 33 сопл 32 меньше 60о чрезмерно возрастает осевая скорость нагретого рабочего тела и необходимо устанавливать направляющий аппарат перед первой турбинной ступенью, что нежелательно.The gas turbine engine in Fig. 7 has three
Подача потоков вспомогательной текучей среды происходит через каналы 37, 38 (фиг.8), сообщающиеся с охлаждающими рубашками 39, 40 (фиг.7 и 8), охватывающими источник 1 нагретого рабочего тела. Рубашки 39, 40 служат для нагревания топлива, подаваемого под действием разрежения, создаваемого устройством 3. Топливо также может подаваться под давлением в охлаждающие рубашки 39, 40 (не показано). В охлаждающие рубашки может подаваться воздух или другая охлаждающая среда. На входе в охлаждающие рубашки 39, 40 для нагревания топлива установлены распылители 41 (фиг.7), соединенные с источником топлива. The flow of auxiliary fluid flows through channels 37, 38 (Fig. 8), which communicate with
Проточная часть источника 1 нагретого рабочего тела на выходе в зоне 36 имеет вид конфузора 42, а участок проточной части источника нагретого рабочего тела между входом в источник нагретого рабочего тела и зоной 35 нагрева рабочего тела имеет вид диффузора 43 (фиг.7). The flowing part of the source 1 of the heated working fluid at the outlet in
Газотурбинный двигатель на фиг.7 снабжен эжектором 19, имеющим три входа 44, 26 и 45 и выход 46 и образованным кольцами 47, 48 (фиг.11). Первый вход 44 эжектора 19 сообщается с источником 1 нагретого рабочего тела. Второй вход 26 эжектора 19 сообщается с выходом первой турбинной ступени 2 в зоне проточной части, удаленной от оси 0-0 газотурбинного двигателя. Третий вход 45 эжектора 19 сообщается с выходом первой турбинной ступени 2 в зоне проточной части, расположенной со стороны оси 0-0 газотурбинного двигателя (показано в виде перепускных отверстий на фиг.7 и 11). Выход 46 эжектора 19 сообщается с входом первой турбинной ступени 2. The gas turbine engine in Fig. 7 is equipped with an
Описанный газотурбинный двигатель работает следующим образом. The described gas turbine engine operates as follows.
Воздух из атмосферы поступает на вход источника 1 нагретого рабочего тела, представляющего собой камеру сгорания, и попадает в зону 34 с некоторой начальной закруткой относительно оси 0-0 газотурбинного двигателя благодаря разрежению, создаваемому устройством 3 и наклонным соплом 32. В зону 34 одновременно поступает топливо (показано стрелками), распыленное распылителями 41 и прошедшее через охлаждающие рубашки 39, 40, в которых топливо нагревается и испаряется. Пары топлива под давлением, превышающим давление окислителя с зоне 34, проходят через каналы 37, 38, поступают во внутренние полости сопл 32 (фиг.8 и 9) и выходят из них через выпускные канала 33 (фиг. 9 и 10). Под этом множество сопл 32 с каналами 33 формируют множество потоков распыленного и нагретого топлива, закрученных относительно оси 0-0 газотурбинного двигателя. Множество потоков распыленного и нагретого топлива, закрученных относительно оси 0-0 газотурбинного двигателя, дополнительно закручивают поток окислителя в зоне 34 источника 1 нагретого рабочего тела относительно оси 0-0 газотурбинного двигателя. Кроме того, поскольку топливо вводится в зону 34 в виде множества потоков, обеспечивается лучшее перемешивание топлива с окислителем. На участке источника нагретого рабочего тела между зонами входа 34 и нагрева 35 происходит расширение потока рабочего тела, представляющего собой смесь топлива и окислителя, и снижается скорость потока рабочего тела в диффузоре 43. В зоне 35 происходит нагревание рабочего тела при сгорании топлива, нагретого и испаренного в охлаждающих рукбашках 39, 40. При этом благодаря пониженной скорости потока рабочего тела обеспечивается повышенная эффективность сгорания с максимальным использованием топлива. За зоной 35 нагрева происходит сжатие потока рабочего тела в конфузоре 42, что приводит к росту скорости потока рабочего тела, нагретого в зоне 35. Таким образом, в зоне 36 источника 1 нагретого рабочего тела образуется закрученный относительно продольной оси 0-0 двигателя высокостростной поток нагретого рабочего тела в виде продуктов сгорания, который направляется к первому входу 44 эжектора 19 и далее к первой турбинной ступени 2 (фиг.7). Air from the atmosphere enters the inlet of the source 1 of the heated working fluid, which is a combustion chamber, and enters
Одновременно с выхода первой турбинной ступени 2 на второй и третий входы 26 и 45 эжектора 19 поступают потоки рабочего тела, отработавшего в первой турбинной ступени 2, соответственно из зоны проточной части, радиально удаленной от оси 0-0 газотурбинного двигателя, и из зоны проточной части, радиально расположенной со стороны оси 0-0 газотурбинного двигателя, через отверстия 45 (фиг.7 и 11). Эти потоки отработавшего рабочего тела охлаждают поток расширенного рабочего тела, доводя его параметры до величин, требуемых для нормальной работы первой турбинной ступени 2. При этом, поскольку потоки отработавшего рабочего тела поступают не только с периферии рабочего колеса первой турбинной ступени, но и из центральной части через отверстия 45, интенсивно охлаждаются потоки нагретого рабочего тела, попадающие на концы и корни лопаток первой турбинной ступени, что необходимо для надежной работы турбины. Поток нагретого рабочего тела, смещенный в эжекторе 19 с отработавшим рабочим телом, поступает с выхода 46 эжектора 19 на вход первой турбинной ступени 2 (фиг.7), где нагретое рабочее тело расширяется и затем охлаждается и совершает полезную работу, вращая рабочее колесо турбины. Так как поток нагретого рабочего тела закручен в источнике 1 нагретого рабочего тела, первая турбинная степень 2 не имеет соплового аппарата. Затем часть отработавшего рабочего тела возвращается через эжектор 19 в зону 36 источника нагретого рабочего тела, а остальное рабочее тело поступает в следующие турбинные ступени и далее на выхлоп. At the same time, from the exit of the
Газотурбинный двигатель на фиг.12 имеет турбинные ступени 2, 7 и 49. Число ступеней может быть любым, и двигатель может иметь только одну ступень 2, что несущественно с точки зрения получаемого в данном случае результата. Источник 1 нагретого рабочего тела выполнен в виде начального кольцевого участка 50, к которому примыкает сообщающийся с начальным участком 50 криволинейный участок 51, имеющий монотонную кривизну и концевую часть 52, примыкающую к входу турбинной ступени 2. В зоне, примыкающей к начальному участку 50 источника нагретого рабочее тела, проточная часть источника нагретого рабочего тела имеет сужение 53. Второе сужение 54 расположено в концевой части 52 криволинейного участка 51. Между сужениями 53 и 54 расположен участок 55 соединения потоков рабочего тела с увеличением площади поперечного сечения. The gas turbine engine in Fig. 12 has
Коллектор 56 рубашки 57 на фиг.12 сообщается с турбинной ступенью 2 и с ветвями 58 и 59 рубашки 57. Ветвь 58 рубашки расположена с выпуклой стороны источника 1 нагретого рабочего тела, а ветвь 59 рубашки - с вогнутой стороны источника нагретого рабочего тела. Стенки источника нагретого рабочего тела в пределах участка 55 имеют отверстия 60 и 61, через которые участок 55 сообщается с ветвями 58 и 59 рубашки 57. Ветвь 58 рубашки 57 имеет площадь поперечного сечения в 5-8 раз больше, чем площадь поперечного сечения ветви 59 рубашки. При соотношении площадей поперечного сечения ветвей рубашки 57 меньше нижнего предела указанного диапазона увеличивается доля расхода отработавшего рабочего тела, подаваемого с вогнутой стороны источника 1 нагретого рабочего тела, в результате чего возрастают потери. При соотношении площадей поперечного сечения ветвей рубашки 57 выше верхнего предела указанного диапазона количества отработавшего рабочего тела, поступающего в ветвь 59 рубашки 57, недостаточно для охлаждения вогнутой стороны источника нагретого рабочего тела, что вызывает необходимость в дополнительных средствах охлаждения и ведет к усложнению конструкции двигателя. The
Коллектор 56 рубашки 57 соединен с турбиной ступенью 2 каналом 62. Этот канал образует горячую сторону теплообменного устройства 63, имеющего входы по горячей стороне и холодной стороне, образованной проточной частью турбинных ступеней 7, 49. Входы по горячей и холодной сторонам, обеспечивающиеся с выходом первой турбинной ступени 2, а также выход по горячей стороне, т.е. канал 62, соединены с коллектором 56 рубашки 57. The
Описанный газотурбинный двигатель работает следующим образом. The described gas turbine engine operates as follows.
Воздух поступает, как показано стрелками, в источник 1 нагретого рабочего тела под действием разрежения, создаваемого устройством 3, топливо также подается в источник 1 (не показано). Нагретое рабочее тело образуется на начальном участке источника нагретого рабочегно тела при сжигании топлива с помощью горелочного устройства (не показано). Такие устройства хорошо известны. Нагретое рабочее тело расширяется в сужении 53, благодаря чему кинетическая энергия высокотемпературного потока нагретого рабочего тела возрастает. Далее нагретое рабочее тело движется по криволинейному участку 55 увеличивающегося поперечного сечения, и этот поток соединяется с потоками отработавшего рабочего тела, которые поступают олт турбиннрой ступени 2. Эти потоки потсупают в участок 55 через отверстия 60, 61 в стенках источника 1 нагретого рабочего тела. Благодаря тому, что участок 55 имеет кривизну, а также благодаря разности скоростей потоков рабочего тела, поступающих с одной стороны через отверстия 60, 61 и с другой стороны из начального участка источника 1 нагретого рабочего тела происходит соединение этих потоков, котоыре далее движутся совместно. На этой стадии начинается охлаждение нагретого рабочего тела потоками отработавшего рабочего тела, поступающими через отверстия 60, 61, и смешение объединенных потоков. The air enters, as shown by arrows, into the source 1 of the heated working fluid under the action of the vacuum created by the
Объединенные потоки рабочего тела далее движутся к сужению 54 концевого участка 52 источника 1 нагретого рабочего тела, где происходит повторное расширение объединенного потока, в результате чего оканчивается смешение потоков и происходит окончательное охлаждение рабочего тела без снижения кинетической энергии объединенного потока. The combined flows of the working fluid then move towards the narrowing of the 54
От сужения 54 объединенный поток, имеющий оптимальные с точки зрения КПД двигателя параметры, поступает непосредственно в первую турбинную ступень 2 для совершения полезной работы. Следует отметить, что повторное расширение объединеннрого потока в сужении 54 позволяет обойтись без соплового аппарата первой турбинной ступени, вместо которого может быть установлен более простой и дешевый направляющий аппарат для обеспечения надежного безударного входа потока на рабочее колесо турбины. From the
После совершения работы в первой турбинной ступени 2 часть потока отработавшего рабочего тела проходит через вход по горячей стороне теплообменного устройства 63 и выходит по каналу 62 в коллектор 56 рубашки 57, по ветвяи 58 и 59 которой два потока отработавшего рабочего тела поступают через отверстия 60 и 61 в участок 55 источника 1 нагретого рабочего тела. Остальная часть отработавшего рабочего тела с первой турбинной ступени 2 по холодной стороне теплообменного устройства 63, образованной проточной частью турбинных ступеней, поступает на посоледюующие турбинные ступени 7, 49 для совершения в них полезной работы. Для потока отработавшего рабочего тела, отбираемая в коллектор 56 рубашки 57, определяет температуру нагретого рабочего тела, подаваемого на первую турбинную ступень 2. В результате использования теплообменного устройства 63 снижается количество отработавшего рабочего тела, подаваемого для охлаждения нагретого рабочего тела, что повышает КПД двигателя. Кроме того, обеспечивается повторный нагрев части отработавшего в первой ступени 2 рабочего тела при его расширении в сопловом аппарате второй турбинной ступени 7, которая является частью теплообменного устройства 63. При этом повышается КПД последующих турбинных ступеней. After completing work in the
При использовании изобретения газотурбинный двигатель эффективной мощностью 270 л. с. имеет следующие технические характеристики: расход топлива 150-155 г/л с.ч., габаритные размеры (с редуктором): длину 650 мм, ширину 385 мм, высоту 425 мм. Расход топлива газотурбинного двигателя примерно на 23-25 % ниже, чем у известных двигателей аналогичной мощности. When using the invention, a gas turbine engine with an effective power of 270 liters. from. has the following technical characteristics: fuel consumption of 150-155 g / l.s., overall dimensions (with gear): length 650 mm, width 385 mm, height 425 mm. The fuel consumption of a gas turbine engine is approximately 23-25% lower than that of known engines of similar power.
Claims (23)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5031215 RU2031226C1 (en) | 1992-04-07 | 1992-04-07 | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine |
| PCT/RU1992/000127 WO1993020344A1 (en) | 1992-04-07 | 1992-06-26 | Method for conversion of thermal energy into mechanical energy in gas-turbine engine and a gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5031215 RU2031226C1 (en) | 1992-04-07 | 1992-04-07 | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2031226C1 true RU2031226C1 (en) | 1995-03-20 |
Family
ID=21598797
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU5031215 RU2031226C1 (en) | 1992-04-07 | 1992-04-07 | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2031226C1 (en) |
| WO (1) | WO1993020344A1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005012709A1 (en) * | 2003-08-01 | 2005-02-10 | Boris Mihailovich Kondrashov | Method for converting low-grade energy and a fuelless jet engine for carrying out said method |
| RU2637609C2 (en) * | 2013-02-28 | 2017-12-05 | Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани | System and method for turbine combustion chamber |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10024655A1 (en) * | 2000-05-18 | 2001-11-22 | Gottfried Rockmeier | Energy generating plant for ships or power stations consists of compact steam turbine system without steam boiler, with steam generated in combustion chamber |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| AU8798782A (en) * | 1981-09-16 | 1983-03-24 | Bbc Brown Boveri A.G | Reducing nox in gas turbine exhaust |
| ZA85528B (en) * | 1984-02-01 | 1986-12-30 | Fluor Corp | Process for producing power |
| DE3425115A1 (en) * | 1984-07-04 | 1986-01-16 | Nebojsa Prof Dr Ing Gasparovic | Gas turbine plant with supercharged, partially closed cycle with direct combustion in the operating gas flow |
| FR2577990B1 (en) * | 1985-02-22 | 1989-03-03 | Electricite De France | METHOD AND INSTALLATION FOR PRODUCING MOTOR OR ELECTRICAL ENERGY, ESPECIALLY A GAS TURBINE |
-
1992
- 1992-04-07 RU SU5031215 patent/RU2031226C1/en active
- 1992-06-26 WO PCT/RU1992/000127 patent/WO1993020344A1/en active Application Filing
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| 1. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1982, с.77-78. * |
| 2. Авторское свидетельство СССР N 1560749, кл. F 02C 3/00, опублик.1986. * |
| 3. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1982, с.4-7. * |
| 4. Патент Великобритании N 196452, кл. F 02C 7/12, опублик. 1923. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005012709A1 (en) * | 2003-08-01 | 2005-02-10 | Boris Mihailovich Kondrashov | Method for converting low-grade energy and a fuelless jet engine for carrying out said method |
| EA008403B1 (en) * | 2003-08-01 | 2007-04-27 | Борис Михайлович Кондрашов | Method for converting low-grade energy and fuelless jet engine for carryung out said method |
| RU2637609C2 (en) * | 2013-02-28 | 2017-12-05 | Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани | System and method for turbine combustion chamber |
| US10221762B2 (en) | 2013-02-28 | 2019-03-05 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO1993020344A1 (en) | 1993-10-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2709893A (en) | Gas turbine power plant with heat exchanger and cooling means | |
| US3969892A (en) | Combustion system | |
| US6324828B1 (en) | Gas turbine engine and a method of controlling a gas turbine engine | |
| EP1532358B1 (en) | Orbiting combustion nozzle engine | |
| US2468461A (en) | Nozzle ring construction for turbopower plants | |
| CN104791101A (en) | High thrust gas turbine engine with modified core system | |
| US20190063313A1 (en) | Disc Turbine Engine | |
| US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
| RU2074968C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| US3241316A (en) | Exhaust pressure depression apparatus for increasing the power generating efficiencyof heat engines | |
| EP0198077B1 (en) | Gas turbine engine | |
| US2623356A (en) | Rotary compressor | |
| RU2052145C1 (en) | Method of converting heat energy into mechanical work | |
| RU2031226C1 (en) | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine | |
| US9995216B1 (en) | Disc turbine engine | |
| US6820409B2 (en) | Gas-turbine power plant | |
| US5284013A (en) | Gas turbine arrangement | |
| US5381653A (en) | Aircraft engine with pressure exchanger | |
| US3984784A (en) | Expander open cycle gas dynamic laser | |
| US3486340A (en) | Gas turbine powerplant with means for cooling compressed air | |
| RU2031229C1 (en) | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine | |
| RU2044906C1 (en) | Method of converting heat into mechanical work in gas- turbine engine and gas-turbine engine | |
| RU2031230C1 (en) | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine | |
| RU2018010C1 (en) | Method of converting heat energy to mechanical energy in gas-turbine engine and gas-turbine engine | |
| RU2013614C1 (en) | Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion |