RU2031229C1 - 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 PDF

Info

Publication number
RU2031229C1
RU2031229C1 SU5026664A RU2031229C1 RU 2031229 C1 RU2031229 C1 RU 2031229C1 SU 5026664 A SU5026664 A SU 5026664A RU 2031229 C1 RU2031229 C1 RU 2031229C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
working fluid
source
flow
turbine stage
turbine
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Михайлович Рахмаилов
Вадим Аркадьевич Костинский
Игорь Леонидович Дрозд
Original Assignee
Анатолий Михайлович Рахмаилов
Вадим Аркадьевич Костинский
Игорь Леонидович Дрозд
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Анатолий Михайлович Рахмаилов, Вадим Аркадьевич Костинский, Игорь Леонидович Дрозд filed Critical Анатолий Михайлович Рахмаилов
Priority to SU5026664 priority Critical patent/RU2031229C1/en
Priority to PCT/RU1992/000128 priority patent/WO1993018289A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2031229C1 publication Critical patent/RU2031229C1/en

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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F02C3/145—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant the combustion chamber being in the reverse flow-type

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

FIELD: power engineering. SUBSTANCE: thermodynamic condition of fluid is changed in source 5 of heated fluid by supplying and burning out fuel and oxidizer, constricting flow, additional constricting of flow, and cooling fluid upstream of the turbine stage using exhaust fluid simultaneously with expanding which is carried out uniformly in the gas-turbine engine. The flowing section of source 5 of heated fluid has initial part 11, which is in communication with the sources of fuel and oxidizer, curved part, which is connected with the initial part, is diverging and has monotonic curvature, end part 15 adjacent to turbine stage 1, and two constrictions 16,17. One of the constrictions is positioned in the zone adjacent to initial part 11 and the other one is positioned upstream of turbine stage 1. Curved part 14 is interposed between constrictions 16,17. EFFECT: enhanced efficiency. 7 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к энергетике. The invention relates to energy.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела [1]. 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 с целью 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 [1]. 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, основным недостатком этого газотурбинного двигателя является 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, comprising a maximum of 40% of the power developed by the turbine stages. Thus, the main disadvantage of this gas turbine engine is its 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.

Известен способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере одну размещенную в проточной части турбинную ступень и источник нагретого рабочего тела, по которому изменяют термодинамическое состояние вводимого в турбинную ступень рабочего тела посредством подачи и сгорания в нем топлива и окислителя, сужения потока, последующего дополнительного сужения потока рабочего тела и его охлаждения до ввода в турбинную ступень, расширения в последней [2]. Описанный способ осуществляется с помощью газотурбинного двигателя, имеющего по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени, источник нагретого рабочего тела, имеющий начальный участок, сообщенный с источниками топлива и окислителя, примыкающее к нему первое сужение, второе сужение, расположенное перед турбинной ступенью, и криволинейный участок, размещенный между этими сужениями. A known method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having at least one turbine stage located in the flowing part and a source of heated working fluid, which changes the thermodynamic state of the working fluid introduced into the turbine stage by supplying and burning fuel and an oxidizing agent therein, constriction flow, subsequent additional narrowing of the flow of the working fluid and its cooling before entering the turbine stage, expansion in the latter [2]. The described method is carried out using a gas turbine engine having at least two turbine stages located in the flowing part, a source of heated working fluid, having an initial section in communication with the sources of fuel and an oxidizing agent, the first constriction adjacent to it, the second constriction located in front of the turbine stage, and a curved section located between these constrictions.

Основным недостатком этого газотурбинного двигателя является 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 main disadvantage of this gas turbine engine is its 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.

В основу изобретения положена задача использовать в способе преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе такое изменение термодинамического состояния рабочего тела, чтобы увеличить кинетическую энергию рабочего тела при снижении количества выхлопных газов, и изменить конструкцию газотурбинного двигателя так, чтобы организация потоков рабочего тела обеспечила повышение КПД и надежности двигателя в работе при упрощении конструкции. The basis of the invention is the task to use in the method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine such a change in the thermodynamic state of the working fluid to increase the kinetic energy of the working fluid while reducing the amount of exhaust gas, and to change the design of the gas turbine engine so that the organization of the flow of the working fluid provides an increase in efficiency and engine reliability while simplifying the design.

Поставленная задача решается тем, что по способу преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере одну размещенную в проточной части турбинную ступень и источник нагретого рабочего тела изменяют термодинамическое состояние вводимого в турбинную ступень рабочего тела с его расширением и последующим охлаждением отработавшим рабочим телом турбинной ступени до ввода в турбинную ступень путем соединения потока рабочего тела с потоком отработавшего рабочего тела турбинной ступени. При этом изменение термодинамического состояния рабочего тела включает в себя вторую стадию расширения, осуществляемую непосредственно после полного соединения потока рабочего тела с потоком отработавшего рабочего тела турбинной ступени и непосредственно перед подачей рабочего тела в турбинную ступень. The problem is solved in that by the method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having at least one turbine stage located in the flow part and the source of the heated working fluid, the thermodynamic state of the working fluid introduced into the turbine stage is changed with its expansion and subsequent cooling by the spent working the body of the turbine stage before entering the turbine stage by connecting the flow of the working fluid with the flow of the spent working fluid of the turbine stage. In this case, the change in the thermodynamic state of the working fluid includes a second expansion stage, carried out immediately after the flow of the working fluid is completely connected to the flow of the spent working fluid of the turbine stage and immediately before the working fluid is fed into the turbine stage.

Благодаря тому, что изменение термодинамического состояния рабочего тела включает в себя вторую стадию расширения, осуществляемую непосредственно после полного соединения потока рабочего тела с потоком отработавшего рабочего тела турбинной ступени перед подачей рабочего тела в турбинную ступень, 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. Таким образом, в данном случае не происходит превращения части кинетической энергии потока нагретого рабочего тела в потенциальную энергию, вызываемого в известном способе перераспределением скоростей соединяемых потоков. Кроме того, при таком способе изменения термодинамического состояния потока нагретого рабочего тела нет необходимости в закручивании этого потока относительно оси газотурбинного двигателя, что в значительной мере упрощает конструкцию двигателя. Кроме того, такое изменение термодинамического состояния позволяет уменьшить количество турбинных ступеней по меньшей мере на одну. Due to the fact that the change in the thermodynamic state of the working fluid includes a second expansion stage, carried out immediately after the flow of the working fluid is completely connected to the flow of the spent working fluid of the turbine stage before the working fluid is fed into the turbine stage, there is no decrease in the kinetic energy of the working fluid stream formed by the heated or the primary working fluid and the working fluid spent in the turbine stage before the flow of the working fluid into the turbine stage. Thus, in this case, there is no conversion of part of the kinetic energy of the heated working fluid stream into potential energy, caused in the known method by redistributing the velocities of the connected flows. In addition, with this method of changing the thermodynamic state of the heated working fluid stream, there is no need to twist this stream relative to the axis of the gas turbine engine, which greatly simplifies the design of the engine. In addition, such a change in the thermodynamic state makes it possible to reduce the number of turbine stages by at least one.

Отработавшее рабочее тело турбинной ступени разгоняют перед его соединением с потоком рабочего тела путем подвода внешней энергии к потоку отработавшего рабочего тела турбинной ступени. Разгон отработавшего рабочего тела турбинной ступени перед его соединением с потоком рабочего тела путем подвода внешней 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 снижается 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 flow of the working fluid by supplying external energy to the flow of the spent working fluid of the turbine stage. 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 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 турбинной ступени разгоняют путем подвода к нему тепловой энергии от потока рабочего тела. При этом повышается общий КПД. The spent working fluid of the turbine stage is accelerated by supplying thermal energy to it from the flow of the working fluid. This increases the overall efficiency.

Поставленная задача решается также тем, что газотурбинный двигатель, содержащий источники топлива и окислителя, источник нагретого рабочего тела с переменным сечением его проточной части и по меньшей мере одну размещенную в проточной части турбинную ступень, имеет проточную часть источника нагретого рабочего тела с начальным участком, сообщающимся с источниками топлива и окислителя. Кроме того, проточная часть источника нагретого рабочего тела имеет криволинейный участок, сообщающийся с начальным участком и имеющий монотонную кривизну, а также концевую часть, примыкающую к турбинной ступени. Криволинейный участок проточной части источника нагретого рабочего тела имеет два сужения, одно из которых расположено в зоне, примыкающей к начальному участку, а другое - перед турбинной ступенью, а также участок увеличения поперечного сечения между указанными сужениями, сообщающийся с выходом турбинной ступени. Таким образом, проточная часть источника нагретого рабочего тела изменена путем придания ей определенной кривизны и создания участков с различными поперечными сечениями, что определяет соответствующие изменения термодинамического состояния потока среды, движущейся по этой проточной части, и определенный режим соединения потоков рабочего тела. The problem is also solved by the fact that a gas turbine engine containing sources of fuel and an oxidizing agent, a source of a heated working fluid with a variable cross section of its flowing part and at least one turbine stage located in the flowing part, has a flowing part of a heated working fluid source with an initial portion communicating with fuel and oxidizer sources. In addition, the flowing part of the source of the heated working fluid has a curved section, communicating with the initial section and having a monotonic curvature, as well as the end part adjacent to the turbine stage. The curvilinear section of the flowing part of the source of the heated working fluid 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, as well as a section for increasing the cross section between these constrictions, communicating with the exit of the turbine stage. Thus, the flow part of the source of the heated working fluid is changed by giving it a certain curvature and creating sections with different cross sections, which determines the corresponding changes in the thermodynamic state of the flow of the medium moving along this flowing part, and a certain mode of connection of the flows of the working fluid.

При такой конструкции наличие криволинейного участка, имеющего монотонную кривизну, обеспечивает смешение двух потоков рабочего тела благодаря разности их скоростей. Кроме того, наличие двух сужений и расположенного между ними участка увеличения поперечного сечения обеспечивает три стадии изменения термодинамического состояния потока. На первой стадии происходит требуемое расширение потока нагретого рабочего тела. На второй стадии происходит смешение потока нагретого рабочего тела с потоком отработавшего рабочего тела, поступающего от турбинной ступени. На третьей стадии происходит дальнейшее смешение соединенных потоков рабочего тела, окончательное охлаждение нагретого рабочего тела и одновременное расширение объединенного потока перед входом в турбинную ступень, благодаря чему не происходит превращения части кинетической энергии полученного потока в потенциальную, т.е. не происходит снижения кинетической энергии потока перед его подачей в турбинную ступень. Это способствует повышению КПД двигателя. Кроме того, в значительной мере упрощается конструкция двигателя при уменьшении длины канала подвода отработавшего рабочего тела к зоне охлаждения нагретого рабочего тела. При такой конструкции нет необходимости устанавливать сопловой аппарат эжектора в высокотемпературном потоке нагретого рабочего тела, так как нет необходимости в закручивании потока нагретого рабочего тела. Это упрощает конструкцию и снижает стоимость газотурбинного двигателя. With this design, the presence of a curved section having monotonous curvature provides a mixture of the two flows of the working fluid due to the difference in their velocities. In addition, the presence of two constrictions and a section between them for increasing the cross section provides three stages of changing the thermodynamic state of the flow. At the first stage, the required expansion of the heated working fluid flow occurs. At the second stage, the flow of the heated working fluid is mixed with the flow of the spent working fluid coming from the turbine stage. At the third stage, there is a further mixing of the connected flows of the working fluid, the final cooling of the heated working fluid and the simultaneous expansion of the combined flow before entering the turbine stage, so that part of the kinetic energy of the resulting flow does not transform into potential, i.e. the kinetic energy of the flow does not decrease before it is fed to the turbine stage. This helps increase engine efficiency. In addition, the design of the engine is greatly simplified by reducing the length of the channel for supplying the spent working fluid to the cooling zone of the heated working fluid. With this design, there is no need to install the nozzle apparatus of the ejector in the high-temperature flow of the heated working fluid, since there is no need to swirl the flow of the heated working fluid. This simplifies the design and reduces the cost of a gas turbine engine.

Источник нагретого рабочего тела 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 поперечного сечения проточной части источника нагретого рабочего тела. При этом нагревание отработавшего рабочего тела нагретым рабочим телом начинается до начала их смешения. Тем самым интенсифицируется процесс изменения термодинамического состояния рабочего тела, что повышает общий КПД. The source of the heated working fluid is 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 section of the flowing part of the source of the heated working fluid. In this case, the heating of the spent working fluid with a heated working fluid begins before they begin to mix. Thus, the process of changing the thermodynamic state of the working fluid is intensified, which increases the overall efficiency.

Внутренняя полость рубашки 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 таком распределении потока отработавшего рабочего тела обеспечивается, с одной стороны, достаточное охлаждение вогнутой части источника нагретого рабочего тела, а с другой стороны, подача основной части потока отработавшего рабочего тела в зону, характеризуемую пониженными потерями кинетической энергии, связанными со смещением потоков. The inner cavity of the shirt is 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. With this distribution of the flow of the spent working fluid, on the one hand, sufficient cooling of the concave part of the source of the heated working fluid is ensured, and on the other hand, the main part of the flow of the spent working fluid is fed into the zone characterized by reduced kinetic energy losses associated with the displacement of the flows.

Двигатель может быть снабжен теплообменным устройством, имеющим входы по горячей и холодной сторонам, сообщающиеся с выходом первой турбинной ступени. Выход по холодной стороне связан с последующей турбинной ступенью, а выход по горячей стороне - с коллектором рубашки. При этом с одной стороны, появляется возможность уменьшения количества отработавшего рабочего тела, подаваемого для охлаждения нагретого рабочего тела, с другой стороны, производится промежуточный подогрев рабочего тела, подаваемого в последующие турбинные ступени. Первое обстоятельство увеличивает эффективность охлаждения нагретого рабочего тела и способствует повышению КПД двигателя. Второе обстоятельство способствует повышению общего КПД многоступенчатого газотурбинного двигателя. The engine may be equipped with a heat exchanger having inputs on the hot and cold sides, communicating with the output of the first turbine stage. The exit on the cold side is connected with the subsequent turbine stage, and the exit on the hot side is connected to the shirt manifold. In this case, on the one hand, it becomes possible to reduce the amount of spent working fluid supplied to cool the heated working fluid, on the other hand, an intermediate heating of the working fluid supplied to subsequent turbine stages is performed. The first circumstance increases the cooling efficiency of the heated working fluid and contributes to an increase in engine efficiency. The second circumstance contributes to an increase in the overall efficiency of a multistage gas turbine engine.

На фиг. 1 схематично изображен газотурбинный двигатель, общий вид; на фиг.2 - он же, продольный разрез. In FIG. 1 schematically shows a gas turbine engine, General view; figure 2 is a longitudinal section.

Предлагаемый способ преобразования тепловой энергии в механическую осуществляется в газотурбинном двигателе, который имеет турбинную ступень 1 (может быть единственной или первой ступенью двигателя), источник 2 окислителя, например воздушный компрессор, и источник 3 топлива (например, баковую систему с насосами). Источник окислителя связан с турбинной ступенью 1 валом 4. Газотурбинный двигатель имеет источник 5 нагретого рабочего тела, например камеру сгорания, который сообщается с источником 2 окислителя линией А и линией В с источником 3 топлива. Источник 5 нагретого рабочего тела имеет горелочное устройство (не показано), которое соединяется с источником 3 топлива и имеет средство зажигания (не показано). Все эти устройства необходимы для образования топливной смеси и ее сжигания в целях создания в источнике 5 высокотемпературного потока нагретого рабочего тела. Выход турбинной ступени 1 соединен линией С с коллектором 6 рубашки 7, имеющей две ветви 8, 9, расположенные по сторонам источника 5 нагретого рабочего тела. Источник нагретого рабочего тела имеет участок 10 соединения потоков рабочего тела, соединенный линией D с входом турбинной ступени 1. The proposed method of converting thermal energy into mechanical energy is carried out in a gas turbine engine, which has a turbine stage 1 (may be the only or first stage of the engine), an oxidizer source 2, for example an air compressor, and a fuel source 3 (for example, a tank system with pumps). The oxidizer source is connected to the turbine stage 1 by a shaft 4. The gas turbine engine has a source 5 of a heated working fluid, for example a combustion chamber, which communicates with the oxidizer source 2 with line A and line B with fuel source 3. The source 5 of the heated working fluid has a burner device (not shown) that connects to the fuel source 3 and has an ignition means (not shown). All these devices are necessary for the formation of a fuel mixture and its combustion in order to create a high-temperature stream of a heated working fluid in source 5. The output of the turbine stage 1 is connected by line C to the collector 6 of the shirt 7, which has two branches 8, 9 located on the sides of the source 5 of the heated working fluid. The source of the heated working fluid has a portion 10 of the connection of the flows of the working fluid, connected by line D to the input of the turbine stage 1.

Предлагаемый способ осуществляется следующим образом. The proposed method is as follows.

При образовании топливной смеси, а затем продуктов сгорания на начальном участке 11 источника 5 нагретого рабочего тела создается высокотемпературный поток рабочего тела, который расширяется и затем охлаждается отработавшим рабочим телом турбинной ступени 1, поступающим по линии С на участке 10 перед вводом в турбинную ступень 1 по линии D. При этом происходит соединение потока рабочего тела с потоком отработавшего рабочего тела турбинной ступени 1. При таком соединении происходит изменение термодинамического состояния рабочего тела. Это изменение включает в себя первую стадию, осуществляемую в зоне Е, примыкающей к начальному участку 11 источника 5 нагретого рабочего тела, стадию смешения потока нагретого рабочего тела с потоком отработавшего рабочего тела, поступающим по линии С, и вторую стадию расширения рабочего тела, осуществляемую непосредственно после полного соединения потока нагретого рабочего тела с потоком отработавшего рабочего тела от турбинной ступени 1 и перед подачей рабочего тела в турбинную ступень. Таким образом, поток рабочего тела сначала получает ускорение, что способствует увеличению его кинетической энергии до его охлаждения. Затем происходит соединение потоков, приводящее к частичному охлаждению потока нагретого рабочего тела и смешению соединяемых потоков. После этого происходит дальнейшее смешение соединенных потоков, окончательное охлаждение нагретого рабочего тела и одновременное расширение объединенного потока рабочего тела, что позволяет избежать превращения части кинетической энергии потока рабочего тела в потенциальную вследствие перераспределения скоростей соединяемых потоков. Это объясняется тем, что в любом случае существует разница между скоростями двух соединяемых потоков, что приводит к перераспределению скоростей. Так как скорость потока, поступающего по линии С от турбинной ступени 1, всегда меньше скорости потока нагретого рабочего тела, образуемого в источнике 5 нагретого рабочего тела, то скорость объединенного потока должна стать ниже в результате перераспределения скоростей. Это приводит к снижению кинетической энергии в известном способе. When a fuel mixture is formed, and then combustion products, a high-temperature flow of the working fluid is created in the initial section 11 of the source 5 of the heated working fluid, which expands and then is cooled by the spent working fluid of the turbine stage 1, coming through line C in section 10 before entering the turbine stage 1 by line D. In this case, the flow of the working fluid is connected to the flow of the spent working fluid of the turbine stage 1. With this connection, the thermodynamic state of the working fluid changes. This change includes the first stage, which is carried out in zone E, adjacent to the initial section 11 of the source 5 of the heated working fluid, the stage of mixing the flow of the heated working fluid with the flow of the spent working fluid coming along line C, and the second stage of expansion of the working fluid, carried out directly after the flow of the heated working fluid is completely connected to the flow of the spent working fluid from the turbine stage 1 and before the supply of the working fluid to the turbine stage. Thus, the flow of the working fluid first receives acceleration, which contributes to an increase in its kinetic energy before it cools. Then flows are connected, leading to partial cooling of the heated working fluid stream and mixing of the connected flows. After this, further mixing of the connected flows occurs, the final cooling of the heated working fluid and simultaneous expansion of the combined flow of the working fluid, which avoids the conversion of part of the kinetic energy of the working fluid flow into potential due to the redistribution of the velocities of the connected flows. This is due to the fact that in any case there is a difference between the speeds of the two connected flows, which leads to a redistribution of speeds. Since the speed of the flow entering line C from the turbine stage 1 is always less than the flow rate of the heated working fluid formed in the source 5 of the heated working fluid, the combined flow rate should become lower as a result of the redistribution of speeds. This leads to a decrease in kinetic energy in the known method.

Как показано на фиг.2, газотурбинный двигатель имеет турбинные ступени 1, 12 и 13. Число ступеней может быть любым, и двигатель может иметь только одну ступень 1, что несущественно с точки зрения получаемого в данном случае результата. Источник 5 нагретого рабочего тела выполнен в виде начального кольцевого участка 11, к которому примыкает сообщающийся с начальным участком 11 криволинейный участок 14, имеющий монотонную кривизну и концевую часть 15, примыкающую к входу турбинной ступени 1. В зоне Е, примыкающей к начальному участку 11 источника 5 нагретого рабочего тела, проточная часть источника нагретого рабочего тела имеет сужение 16. Второе сужение 17 расположено в концевой части 15 криволинейного участка 14. Между сужениями 16 и 17 расположен участок 10 соединения потоков рабочего тела с увеличением площади поперечного сечения. As shown in FIG. 2, the gas turbine engine has turbine stages 1, 12 and 13. The number of stages can be any, and the engine can have only one stage 1, which is not essential from the point of view of the result obtained in this case. The source 5 of the heated working fluid is made in the form of an initial annular section 11, which adjoins a curvilinear section 14 communicating with the initial section 11, having a monotonic curvature and an end part 15 adjacent to the entrance of the turbine stage 1. In the zone E adjacent to the initial section 11 of the source 5 of the heated working fluid, the flowing part of the source of the heated working fluid has a constriction 16. The second constriction 17 is located in the end part 15 of the curved section 14. Between the constrictions 16 and 17 there is a section 10 of the connection of the working flows his body with an increase in cross-sectional area.

Как показано на фиг. 2, коллектор 6 рубашки 7 сообщается с турбинной ступенью 1 и с ветвями 8 и 9 рубашки. Ветвь 8 рубашки расположена с выпуклой стороны источника 5 нагретого рабочего тела, а ветвь 9 рубашки расположена с вогнутой стороны источника нагретого рабочего тела. Стенки источника 5 нагретого рабочего тела в пределах участка 10 имеют отверстия 18 и 19, через которые участок 10 сообщается с ветвями 8 и 9 рубашки 7. Ветвь 8 рубашки имеет площадь поперечного сечения в 5-8 раз больше, чем площадь поперечного сечения ветви 9 рубашки. При соотношении площадей поперечного сечения ветвей рубашки 7 меньше нижнего предела указанного диапазона увеличивается доля расхода отработавшего рабочего тела, подаваемого с вогнутой стороны источника 5 нагретого рабочего тела, в результате чего возрастают потери. При соотношении площадей поперечного сечения ветвей рубашки 7 выше верхнего предела указанного диапазона количества отработавшего рабочего тела, поступающего в ветвь 9 рубашки, недостаточно для охлаждения вогнутой стороны источника 5 нагретого рабочего тела, что вызывает необходимость в дополнительных средствах охлаждения и ведет к усложнению конструкции двигателя. As shown in FIG. 2, the collector 6 of the shirt 7 communicates with the turbine stage 1 and with the branches 8 and 9 of the shirt. The branch 8 of the shirt is located on the convex side of the source 5 of the heated working fluid, and the branch 9 of the shirt is located on the concave side of the source of the heated working fluid. The walls of the source 5 of the heated working fluid within section 10 have openings 18 and 19 through which section 10 communicates with the branches 8 and 9 of the shirt 7. The branch 8 of the shirt has a cross-sectional area 5-8 times larger than the cross-sectional area of the shirt branch 9 . When the ratio of the cross-sectional areas of the branches of the shirt 7 is less than the lower limit of the specified range, the fraction of the flow rate of the spent working fluid supplied from the concave side of the source 5 of the heated working fluid increases, resulting in increased losses. When the ratio of the cross-sectional areas of the branches of the shirt 7 is higher than the upper limit of the specified range of the amount of spent working fluid entering the branch 9 of the shirt, it is not enough to cool the concave side of the source 5 of the heated working fluid, which necessitates additional cooling means and complicates the design of the engine.

Коллектор 6 рубашки 7 соединен с турбинной ступенью 1 каналом 20. Этот канал образует горячую сторону теплообменного устройства 21, имеющего входы по горячей стороне и холодной стороне, образованной проточной частью турбинных ступеней 12, 13. Входы по горячей и холодной сторонам сообщаются с выходом первой турбинной ступени 1, а выход по горячей стороне, т.е. канал 20, соединен с коллектором 6 рубашки 7. The manifold 6 of the jacket 7 is connected to the turbine stage 1 by a channel 20. This channel forms the hot side of the heat exchanger 21 having inputs on the hot side and the cold side formed by the flow part of the turbine stages 12, 13. The inputs on the hot and cold sides communicate with the output of the first turbine steps 1, and the output is on the hot side, i.e. channel 20, connected to the collector 6 of the shirt 7.

Газотурбинный двигатель работает следующим образом. The gas turbine engine operates as follows.

Окислитель, например воздух, сжимаемый в источнике 2 окислителя, например компрессоре, поступает по каналу А к источнику 5 нагретого рабочего тела, к которому также подается топливо (не показано). Нагретое рабочее тело образуется на начальном участке 11 источника нагретого рабочего тела при сжигании топлива с помощью горелочного устройства. Такие устройства хорошо известны. Нагретое рабочее тело расширяется в сужении 16, благодаря чему кинетическая энергия высокотемпературного потока нагретого рабочего тела возрастает. Далее нагретое рабочего тело движется по криволинейному участку 10 увеличивающегося поперечного сечения, и этот поток соединяется с потоками отработавшего рабочего тела, которые поступают от турбинной ступени 1. Эти потоки поступают в участок 10 через отверстия 18, 19 в стенках источника 5 нагретого рабочего тела. Благодаря тому, что участок 10 имеет кривизну, а также благодаря разности скоростей потоков рабочего тела, поступающих с одной стороны через отверстия 18, 19 и с другой стороны из начального участка 11 источника нагретого рабочего тела, происходит соединение этих потоков, которые далее движутся совместно. На этой стадии начинается охлаждение нагретого рабочего тела потоками отработавшего рабочего тела, поступающими через отверстия 18, 19, и смешение объединенных потоков. An oxidizing agent, for example air, compressed in an oxidizing agent source 2, for example a compressor, enters through a channel A to a source 5 of a heated working fluid, to which fuel (not shown) is also supplied. A heated working fluid is formed in the initial portion 11 of the source of the heated working fluid when burning fuel using a burner device. Such devices are well known. The heated working fluid expands in the narrowing 16, due to which the kinetic energy of the high-temperature flow of the heated working fluid increases. Next, the heated working fluid moves along the curved section 10 of increasing cross section, and this flow is connected to the flows of the spent working fluid, which come from the turbine stage 1. These flows enter the section 10 through openings 18, 19 in the walls of the source 5 of the heated working fluid. Due to the fact that section 10 has a curvature, and also due to the difference in the velocities of the flows of the working fluid coming from the openings 18, 19 and on the other hand from the initial portion 11 of the source of the heated working fluid, these flows are connected, which then move together. At this stage, the cooling of the heated working fluid begins with the flows of the spent working fluid flowing through openings 18, 19 and the mixing of the combined flows.

Объединенные потоки рабочего тела далее движутся к сужению 17 концевого участка 15 источника 5 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 17 end portion 15 of the source 5 of the heated working fluid, where the combined flow re-expands, as a result of which the mixing of flows ends and the cooling of the working fluid is final without reducing the kinetic energy of the combined flow.

От сужения 17 объединенный поток, имеющий оптимальные с точки зрения КПД двигателя параметры, поступает непосредственно в первую турбинную ступень 1 для совершения полезной работы. Следует отметить, что повторное расширение объединенного потока в сужении 17 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 restriction 17, the combined flow, having optimal parameters from the point of view of engine efficiency, goes directly to the first turbine stage 1 to perform useful work. It should be noted that the repeated expansion of the combined flow in the restriction 17 eliminates the need for a nozzle apparatus of the first turbine stage, instead of which a simpler and cheaper directing apparatus can be installed to ensure reliable, shock-free flow inlet to the turbine impeller.

После совершения работы в первой турбинной ступени 1 часть потока отработавшего рабочего тела проходит через вход по горячей стороне теплообменного устройства 21 и выходит по каналу 20 в коллектор 6 рубашки 7, по ветвям 8 и 9 которой два потока отработавшего рабочего тела поступают через отверстия 18 и 19 в участок 10 источника 5 нагретого рабочего тела. Остальная часть отработавшего рабочего тела с первой турбинной ступени 1 по холодной стороне теплообменного устройства 21, образованной проточной частью турбинных ступеней, поступает на последующие турбинные ступени 12, 13 для совершения в них полезной работы. Доля потока отработавшего рабочего тела, отбираемая в коллектор 6 рубашки 7, определяет температуру нагретого рабочего тела, подаваемого на первую турбинную ступень 1. В результате использования теплообменного устройства 21 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 1 рабочего тела при его расширении в сопловом аппарате второй турбинной ступени 12, которая является частью теплообменного устройства 21. При этом повышается КПД последующих турбинных ступеней. After completing work in the first turbine stage 1, a part of the flow of the spent working fluid passes through the inlet on the hot side of the heat exchanger 21 and exits through the channel 20 to the manifold 6 of the shirt 7, along the branches 8 and 9 of which two flows of the spent working fluid enter through openings 18 and 19 in section 10 of the source 5 of the heated working fluid. The rest of the spent working fluid from the first turbine stage 1 along the cold side of the heat exchange device 21, formed by the flow part of the turbine stages, enters the subsequent turbine stages 12, 13 to perform useful work in them. The fraction of the flow of the spent working fluid, taken to the manifold 6 of the shirt 7, determines the temperature of the heated working fluid supplied to the first turbine stage 1. As a result of the use of a heat exchange device 21, the amount of spent working fluid supplied to cool the heated working fluid is reduced, which increases the efficiency of the engine. In addition, it provides reheating of the part of the working fluid spent in the first stage 1 when it expands in the nozzle apparatus of the second turbine stage 12, which is part of the heat exchange device 21. This increases the efficiency of subsequent turbine stages.

При использовании изобретения газотурбинный двигатель эффективной мощностью 2700 л.с. имеет следующие технические характеристики: расход топлива 145-150 г/л.с.-ч, габаритные размеры (с редуктором): длину 1250 мм, ширину 460 мм, высоту 680 мм. When using the invention, a gas turbine engine with an effective power of 2700 hp has the following technical characteristics: fuel consumption 145-150 g / hp-h, overall dimensions (with gear): length 1250 mm, width 460 mm, height 680 mm.

Расход топлива газотурбинного двигателя примерно на 30% ниже, чем у известных, и при тех же габаритах мощность его примерно в два раза выше. The fuel consumption of a gas turbine engine is approximately 30% lower than that of the known ones, and with the same dimensions its power is approximately two times higher.

Claims (9)

СПОСОБ ПРЕОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОВОЙ ЭНЕРГИИ В МЕХАНИЧЕСКУЮ В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. METHOD FOR TRANSFORMING THERMAL ENERGY TO MECHANICAL IN A GAS TURBINE ENGINE AND A GAS TURBINE ENGINE. 1. Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, заключающийся в изменении термодинамического состояния рабочего тела в источнике нагретого рабочего тела посредством подачи и сгорания в нем топлива и окислителя, сужения потока, последующего дополнительного сужения потока рабочего тела и его охлаждения до ввода в турбинную ступень, расширения в последней с получением механической энергии на ее валу , отличающийся тем, что охлаждение рабочего тела осуществляют отработавшим в турбинной ступени рабочим телом одновременно с расширением, причем последнее осуществляют равномерно. 1. A method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine, which consists in changing the thermodynamic state of the working fluid in the source of the heated working fluid by supplying and burning fuel and an oxidizing agent in it, narrowing the flow, then further narrowing the working fluid flow and cooling it before entering the turbine stage, expansion in the latter with the receipt of mechanical energy on its shaft, characterized in that the cooling of the working fluid is carried out by a worker who has worked in a turbine stage the body at the same time as the expansion, the latter being carried out uniformly. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что отработавшее в турбинной ступени рабочее тело разгоняют перед охлаждением им потока рабочего тела путем подвода внешней энергии к потоку отработавшего рабочего тела турбинной ступени. 2. The method according to claim 1, characterized in that the working fluid spent in the turbine stage is dispersed before it is cooled by the flow of the working fluid by supplying external energy to the flow of the spent working fluid of the turbine stage. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что отработавшее в турбинной ступени рабочее тело разгоняют путем подвода к нему тепловой энергии от потока рабочего тела. 3. The method according to claim 1, characterized in that the working fluid spent in the turbine stage is dispersed by supplying thermal energy to it from the flow of the working fluid. 4. Газотурбинный двигатель, содержащий источник нагретого рабочего тела, имеющий начальный участок, сообщенный с источником топлива и окислителя, примыкающее к нему первое сужение, второе сужение, расположенное перед по меньшей мере одной турбинной ступенью, и криволинейный участок, размещенный между этими сужениями, отличающийся тем, что выход из турбинной ступени подключен к криволинейному участку, последний выполнен расширяющимся с монотонной кривизной. 4. A gas turbine engine containing a source of heated working fluid, having an initial portion in communication with a source of fuel and an oxidizing agent, a first constriction adjacent thereto, a second constriction located in front of at least one turbine stage, and a curved portion located between these constrictions, characterized the fact that the exit from the turbine stage is connected to a curved section, the latter is made expanding with monotonic curvature. 5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что источник нагретого рабочего тела выполнен в виде кольцевой камеры сгорания и снабжен охватывающей ее рубашкой, имеющей входной коллектор, сообщающийся с выходом турбинной ступени, при этом внутренняя полость рубашки подключена к проточной части источника нагретого рабочего тела на криволинейном участке. 5. The engine according to claim 4, characterized in that the source of the heated working fluid is made in the form of an annular combustion chamber and provided with a jacket surrounding it, having an inlet manifold in communication with the output of the turbine stage, while the inner cavity of the shirt is connected to the flow part of the source of the heated working bodies in a curved section. 6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что внутренняя полость рубашки 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 - с вогнутой стороны последнего. 6. The engine according to claim 5, characterized in that the inner cavity of the shirt is 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 on the concave side of the latter . 7. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что ветвь рубашки, расположенная с выпуклой стороны источника нагретого рабочего тела, имеет площадь поперечного сечения в 5 - 8 раз больше площади поперечного сечения ветви рубашки, размещенной с вогнутой стороны источника нагретого рабочего тела. 7. The engine according to claim 5, characterized in that the branch of the shirt located on the convex side of the source of the heated working fluid has a cross-sectional area of 5 to 8 times the cross-sectional area of the branch of the shirt located on the concave side of the source of the heated working fluid. 8. Двигатель по пп.5-7, отличающийся тем, что он снабжен теплообменным устройством, имеющим входы по горячей и холодной сторонам, сообщающиеся с выходом первой турбинной ступени, и выход по холодной стороне, подключенный к входу в последующие турбинные ступени, а также выход по горячей стороне, соединенный с коллектором рубашки. 8. The engine according to PP.5-7, characterized in that it is equipped with a heat exchange device having inputs on the hot and cold sides, communicating with the output of the first turbine stage, and the output on the cold side, connected to the entrance to the subsequent turbine stages, and hot side outlet connected to the shirt header.
SU5026664 1992-03-09 1992-03-09 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine RU2031229C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5026664 RU2031229C1 (en) 1992-03-09 1992-03-09 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine
PCT/RU1992/000128 WO1993018289A1 (en) 1992-03-09 1992-06-26 Method for conversion of thermal energy into mechanical one in gas-turbine engine and gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5026664 RU2031229C1 (en) 1992-03-09 1992-03-09 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2031229C1 true RU2031229C1 (en) 1995-03-20

Family

ID=21596562

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5026664 RU2031229C1 (en) 1992-03-09 1992-03-09 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2031229C1 (en)
WO (1) WO1993018289A1 (en)

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4549402A (en) * 1982-05-26 1985-10-29 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Combustor for a gas turbine engine
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
EP0269824B1 (en) * 1986-11-25 1990-12-19 General Electric Company Premixed pilot nozzle for dry low nox combustor
US4914904A (en) * 1988-11-09 1990-04-10 Avco Corporation Oil cooler for fan jet engines

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1982, с.4-7. *
2. Патент США N 4549402, кл. F 02C 7/22, опублик. 1986. *

Also Published As

Publication number Publication date
WO1993018289A1 (en) 1993-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2479777A (en) Fuel injection means for gas turbine power plants for aircraft
US3969892A (en) Combustion system
GB2041090A (en) By-pass gas turbine engines
EP1055809A2 (en) A gas turbine engine and a method of controlling a gas turbine engine
US2468461A (en) Nozzle ring construction for turbopower plants
JPH07260147A (en) Cooling method of self-ignition type combustion chamber
JPS6229727A (en) Gas turbine device with pressure wave generator
RU2074968C1 (en) Gas-turbine engine
US3740949A (en) Fuel cooled ram air reaction propulsion engine
RU2661427C1 (en) Bypass turbojet engine
US20020139119A1 (en) Combustor with inlet temperature control
RU2052145C1 (en) Method of converting heat energy into mechanical work
WO1997014875A1 (en) Gas turbine regenerative cooled combustor
RU2031229C1 (en) Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine
US5381653A (en) Aircraft engine with pressure exchanger
US5284013A (en) Gas turbine arrangement
US3901026A (en) Gas turbine with auxiliary gasifier engine
RU2031226C1 (en) Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine
US2627720A (en) Circumferentially arranged combustion chamber with arcuate walls defining an air flow path between chambers
US5557918A (en) Gas turbine and method of operating it
US3984784A (en) Expander open cycle gas dynamic laser
CN104100381B (en) Simple cycle gas turbine machinery system with fuel control system
US20010025478A1 (en) Hot air power system with heated multi process expansion
RU2044906C1 (en) Method of converting heat into mechanical work in gas- turbine engine and gas-turbine engine
EP0182570A2 (en) Gas turbine engine combustor