RU2031230C1 - Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель - Google Patents

Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2031230C1
RU2031230C1 SU925035111A SU5035111A RU2031230C1 RU 2031230 C1 RU2031230 C1 RU 2031230C1 SU 925035111 A SU925035111 A SU 925035111A SU 5035111 A SU5035111 A SU 5035111A RU 2031230 C1 RU2031230 C1 RU 2031230C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
working fluid
air
heated working
mixing zone
heat capacity
Prior art date
Application number
SU925035111A
Other languages
English (en)
Inventor
Анатолий Михайлович Рахмаилов
Вадим Аркадьевич Костинский
Original Assignee
Анатолий Михайлович Рахмаилов
Вадим Аркадьевич Костинский
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 filed Critical Анатолий Михайлович Рахмаилов
Priority to SU925035111A priority Critical patent/RU2031230C1/ru
Priority to JP5519158A priority patent/JPH07504255A/ja
Priority to EP19920915514 priority patent/EP0651144A4/en
Priority to KR1019940703854A priority patent/KR0145512B1/ko
Priority to PCT/SU1992/000126 priority patent/WO1993022547A1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2031230C1 publication Critical patent/RU2031230C1/ru

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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • 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
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • 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
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • F02C3/305—Increasing the power, speed, torque or efficiency of a gas turbine or the thrust of a turbojet engine by injecting or adding water, steam or other fluids
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Использование: в газотурбинных двигателях. Сущность изобретения: термодинамическое состояние вводимого по меньшей мере в первую турбинную ступень 8 рабочего тела изменяют, расширяя и закручивая до ввода в нее относительно продольной оси газотурбинного двигателя, с последующим охлаждением рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием. охлаждение рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием производят воздухом под давлением, по меньшей мере равным давлению рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием. Газотурбинный двигатель имеет по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени 8, 9, компрессор 3 и источник 1 нагретого рабочего тела, имеющий зону H расширения и закрутки нагретого тела и расположенную за ней зону 2 смешения нагретого рабочего тела с охладителем. Зона 2 смешения нагретого рабочего тела с охладителем сообщается с проточной частью компрессора, давление которой по меньшей мере равно давлению рабочего тела в зоне 2 смешения. 2 с.и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано в газотурбинных двигателях, предназначенных для применения в стационарных энергетических установках и в силовых установках, используемых на различных наземных транспортных средствах и воздушных и водных судах.
Известны способы преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинных двигателях, по которым 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 при этом в атмосферу выбрасывается большое количество выхлопных газов.
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 рабочего тела перед ступенями расширения, а в камеру сгорания подают дополнительный окислитель. Сжигание топлива перед промежуточной ступенью расширения производят недостатком окислителя, а перед последней - с избытком.
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.
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 по мощности, развиваемой турбинными ступенями. Эта доля мощности определяется коэффициентом полезной работы, который для существующих газотурбинных двигателей составляет около 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.
Известны способ и газотурбинный двигатель для 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 термодинамическое состояние вводимого в первую турбинную ступень рабочего тела, смешивая топливо с воздухом и воспламеняя полученное рабочее тело, с последующим охлаждением рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием [4].
Недостатком известных способа и двигателя является то, что потеря на удар является определяющей при смешении двух потоков и сильно влияет на КПД двигателя.
В основу изобретения положена задача создания способа преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, по которому параметры охладителя, используемого для охлаждения расширенного потока нагретого рабочего тела, обеспечивают снижение потерь на смешение нагретого рабочего тела с охладителем.
Поставленная задача решается тем, что по способу преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, изменяют термодинамическое состояние вводимого, по меньшей мере, в первую турбинную ступень рабочего тела, расширяя и закручивая до ввода в нее относительно продольной оси газотурбинного двигателя, с последующим охлаждением рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием. В соответствии с изобретением охлаждение рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием производят воздухом, подаваемым под давлением, по меньшей мере, равным давлению рабочего тела с изменением термодинамическим состоянием.
По такому способу охлаждение нагретого рабочего тела производится текучей средой, имеющей температуру намного ниже температуры отработавшего рабочего тела. В связи с этим появляется возможность охлаждения нагретого рабочего тела при использовании гораздо меньшего количества охладителя, что значительно уменьшает потери на смешение охладителя с потоком нагретого рабочего тела. Кроме того, кинетические параметры воздуха, направляемого для охлаждения, могут быть гораздо выше кинетических параметров отработавшего рабочего тела. При этом скорости охладителя и нагретого рабочего тела гораздо ближе друг к другу, что значительно снижает потери на удар. Все это позволяет в значительной мере повысить КПД смешения, следовательно, и КПД двигателя.
Перед подачей воздуха для охлаждения воздух смешивают с жидкостью, пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости воздуха. Смешение воздуха с жидкостью, пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости воздуха, приводит к увеличению теплоемкости охладителя, что позволяет уменьшить количество охладителя для достижения заданной температуры нагретого рабочего тела. Уменьшение количества охладителя повышает КПД смешения и, следовательно, КПД двигателя.
Перед подачей воздуха для охлаждения воздух смешивают с отработавшим рабочим телом первой турбинной ступени. Смешение воздуха с отработавшим рабочим телом позволяет уменьшить количество атмосферного воздуха, подаваемого от компрессора. При этом уменьшаются масса компрессора и его размеры и снижается потребляемая им мощность. Кроме того, упрощается система очистки воздуха. В условиях эксплуатации газотурбинного двигателя при повышенной запыленности это может явиться одним из решающих факторов.
Перед подачей отработавшего рабочего тела первой турбинной ступени для смешения с воздухом, направляемым для охлаждения, отработавшее рабочее тело первой турбинной ступени смешивают с жидкостью, пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости отработавшего рабочего тела. При этом увеличивается теплоемкость охладителя, что позволяет уменьшить количество охладителя для достижения заданной температуры нагретого рабочего тела. Уменьшение количества охладителя повышает КПД смешения и, следовательно, КПД двигателя.
Охлаждение рабочего тела производят воздухом и отработавшим рабочим телом первой турбинной ступени, при этом потоки воздуха и отработавшего рабочего тела подают отдельно, и поток воздуха подают между потоками нагретого и отработавшего рабочего тела.
Поскольку динамические параметры воздуха (скорость, давление) выше, чем у отработавшего рабочего тела, а температура ниже, при таком осуществлении предлагаемого способа снижаются потери на смешение. При этом повышается КПД смешения и КПД двигателя в целом.
Во всех вариантах предлагаемого способа целесообразно вместо жидкости или в дополнение к ней подмешивать к охладителю нагретого рабочего тела пар, имеющий теплоемкость выше теплоемкости охладителя или одного из его компонентов (воздух, отработавшее нагретое тело, жидкость). При этом не только повышается теплоемкость охладителя нагретого рабочего тела, но и улучшается качество смешения нагретого рабочего тела с охладителем и снижается опасность попадания жидкости на раскаленные турбинные лопатки при срыве пламени в источнике нагретого рабочего тела.
Целесообразно охлаждать воздух перед подачей в зону смешения. При этом уменьшается требуемое количество охлаждающего воздуха, что позволяет уменьшить мощность компрессора.
Поставленная задача решается также тем, что в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, двухступенчатый компрессор и источник нагретого рабочего тела, имеющий зону расширения и закрутки нагретого тела и расположенную за ней зону смешения нагретого рабочего тела с охладителем, зона смешения нагретого рабочего тела с охладителем сообщается с выходом ступени компрессора, давление за которой, по меньшей мере, равно давлению рабочего тела в зоне смешения. При такой конструкции газотурбинного двигателя обеспечивается охлаждение нагретого рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием воздухом, имеющим температуру не только намного ниже температуры отработавшего в турбинной ступени рабочего тела, но и ниже температуры воздуха, используемого для приготовления нагретого рабочего тела. Это способствует значительному сокращению количества охладителя нагретого рабочего тела. При этом скорость потока воздуха, поступающего с одной из ступеней компрессора, гораздо ближе к скорости потока нагретого рабочего тела после его расширения и закрутки по сравнению с кинетическими параметрами отработавшего рабочего тела. Снижение количества охладителя и его более высокая скорость способствует снижению потерь на смешение, среди которых главная потеря - потеря на удар при смешении. Это позволяет в значительной мере повысить КПД смешения и общий КПД двигателя.
Двигатель выполнен с дополнительной зоной смешения, расположенной вне источника нагретого рабочего тела, имеющей вход, сообщающийся с выходом ступени компрессора, давление за которой, по меньшей мере, равно давлению рабочего тела в зоне смешения, и с источником жидкости, пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости воздуха, а выход - с зоной смешения. При такой конструкции улучшаются условия смешения охладителя и жидкости и снижается опасность прямого попадания жидкости на раскаленные рабочие лопатки турбинной ступени (температура этих лопаток более 1000оС).
Вход дополнительной зоны смешения сообщается с выходом первой турбинной ступени. При такой конструкции создаются условия для интенсивного смешения охладителя с парами жидкости благодаря высокой температуре отработавшего рабочего тела.
Зона смешения нагретого рабочего тела с охладителем имеет два входа, первый из которых сообщается с выходом ступени компрессора, давление за которой, по меньшей мере, равно давлению рабочего тела в зоне смешения, а второй - с выходом первой турбинной ступени, при этом первый вход зоны смешения сообщается с участком зоны смешения, расположенным между продольной осью зоны смешения и вторым входом зоны смешения. Такая конструкция обеспечивает послойное смешение трех охлаждающих сред с наиболее благоприятным соседством потоков с близкими по величине скоростями и с наиболее благоприятным соотношением температур, что снижает потери на смешение.
На фиг. 1 схематично изображен газотурбинный двигатель, общий вид; на фиг.2 - он же, продольный разрез; на фиг.3 - разрез А-А на фиг.2; на фиг. 4 - разрез Б-Б на фиг.3; на фиг.5 - вариант газотурбинного двигателя, продольный разрез.
Предлагаемый способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе осуществляется следующим образом.
Нагретое рабочее тело поступает из источника 1 нагретого рабочего тела (фиг. 1) в зону 2 смешения источника нагретого рабочего тела, расположенную непосредственно перед входом первой турбинной ступени. Перед зоной смешения расположено устройство (не показано) для расширения и закрутки нагретого рабочего тела относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Это устройство для изменения термодинамического состояния нагретого рабочего тела перед его охлаждением может быть выполнено, в виде соплового аппарата. В качестве источника 1 нагретого рабочего тела используется камера сгорания 1l , в которую поступают окислитель, например воздух, от компрессора 3 (показано стрелкой А) и топливо (показано стрелкой В). Компрессор 3 имеет по меньшей мере две ступени. В источнике 1 происходят смешивание топлива и окислителя известным способом, воспламенение топливно-воздушной смеси и ее сгорание с помощью известных устройств (не показаны). Таким образом, нагретое рабочее тело, поступающее в зону 2 смешения, пройдя устройство для расширения и закрутки (показано стрелками С и D), далее направляется в турбину 4, где происходит его расширение в первой турбинной ступени (не показана). При этом нагретое рабочее тело совершает работу и охлаждается, отдавая часть своей энергии рабочему колесу первой турбинной ступени.
Воздух под давлением, по меньшей мере, равным давлению нагретого рабочего тела в зоне 2 смешения, подают по стрелке Е в зону смешения. Воздух с такими параметрами обычно можно получать с любой промежуточной ступени компрессора 3, например с первой ступени. Можно подавать воздух и с последней ступени компрессора, однако это менее выгодно. Чем ниже ступень компрессора, с которой подают воздух для охлаждения расширенного и закрученного потока нагретого рабочего тела, тем ниже температура этого воздуха и тем меньше энергии затрачено на его сжатие.
При поступлении сжатого воздуха в зону 2 смешения происходит его смешение с потоком нагретого рабочего тела, что приводит к охлаждению этого потока до требуемой температуры его рационального использования в первой турбинной ступени. При этом температура порядка 1700К может быть обеспечена при подаче сравнительно небольшого количества воздуха, учитывая, что этот воздух не претерпевает существенного нагревания в первой или промежуточной ступени компрессора. Такая схема охлаждения нагретого рабочего тела приводит к существенному улучшению КПД, во-первых, благодаря тому, что уменьшение требуемого количества охладителя приводит к снижению потерь на смешение, во-вторых, подача меньшего количества воздуха способствует снижению потребляемой мощности компрессора со всеми вытекающими отсюда преимуществами.
В качестве варианта часть отработавшего рабочего тела с выхода первой турбинной ступени турбины 4 возвращают, как показано стрелкой F, в зону 2 смешения. При этом охлаждение расширенного и закрученного нагретого рабочего тела производится воздухом, поступающим от промежуточной ступени компрессора 3, и отработавшим рабочим телом, поступающим с выхода первой ступени турбины 4. Это позволяет уменьшить количество атмосферного воздуха, подаваемого от компрессора. При этом уменьшаются масса компрессора и его размеры и снижается потребляемая компрессором мощность. Кроме того, упрощается система очистки воздуха. В условиях эксплуатации газотурбинного двигателя при повышенной запыленности воздуха это может явиться одним из решающих факторов.
В качестве другого варианта в зону 2 смешения можно подавать пары жидкости, теплоемкость которой выше теплоемкости воздуха, например воду (показано стрелкой G). При этом вода предварительно смешивается с воздухом, и эта смесь подается в зону смешения. Благодаря тому, что воздух имеет повышенную температуру при выходе с компрессорной ступени, при его смешении с жидкостью (обычно путем распыления жидкости) образуются пары жидкости, что сводит на нет опасность разрушения турбинных лопаток от попадания на них жидкости при срыве пламени. Можно нагревать жидкость для получения паров жидкости, смешиваемых с воздухом, направляемым в зону смешения.
Возможно сочетание вариантов с использованием и жидкости, и отработавшего в первой турбинной ступени рабочего тела. При этом можно сначала смешивать воздух с жидкостью, а затем вводить в эту смесь отработавшее рабочее тело либо, наоборот, сначала смешивать воздух с отработавшим рабочим телом, а затем вводить в эту смесь жидкость. Первый вариант предпочтителен при достаточно высокой температуре воздуха, используемого для охлаждения и/или при достаточно низкой температуре парообразования используемой жидкости (либо при использовании, например, горячей воды). Второй вариант целесообразно использовать при применении сравнительно холодного воздуха.
Наиболее простой и целесообразный путь при применении воздуха и отработавшего рабочего тела для охлаждения нагретого рабочего тела заключается в том, что потоки воздуха и отработавшего рабочего тела подают отдельно, и поток воздуха подают между потоками нагретого и отработавшего рабочего тела. При этом снижаются потери на смешение, так как воздух, у которого динамические параметры выше, чем у отработавшего рабочего тела, является прослойкой между ним и потоком нагретого рабочего тела, что значительно снижает потери на удар. Вместе с тем, при таком взаиморасположении потоков происходит более интенсивное выравнивание температур смешиваемых потоков.
В любом из вариантов предлагаемого способа целесообразно охлаждать воздух перед подачей в зону смешения. При этом уменьшается требуемое количество охлаждающего воздуха, что позволяет уменьшить мощность компрессора. Такое охлаждение может осуществляться любыми известными средствами, например с помощью воздуха, прокачиваемого во втором воздушном контуре авиационных газотурбинных двигателей.
В любом из описанных вариантов предлагаемого способа возможно и целесообразно вместе с жидкостью или вместо нее использовать пар, теплоемкость которого выше теплоемкости хотя бы одного из компонентов охладителя нагретого рабочего тела. При этом повышается теплоемкость охладителя, интенсифицируется смешение его с нагретым рабочим телом и уменьшается опасность попадания жидкости на раскаленные турбинные лопатки при срыве пламени в источнике рабочего тела.
Описанный способ осуществляется в газотурбинном двигателе, представленном на фиг.2-5.
На фиг. 2 компрессор 3 имеет две ступени 5,6, источник 1 нагретого рабочего тела имеет топливную форсунку 7 известной конструкции для распыления топлива при сжигании, а турбина 4 - две ступени 8, 9. Источник 1 нагретого рабочего тела имеет зону Н расширения и закрутки нагретого рабочего тела, в которой расположено устройство 10 для расширения и закрутки потока нагретого рабочего тела, образованного в источнике нагретого рабочего тела. Оно представляет собой кольцевую конструкцию (фиг.3), состоящую из пары концентричных колец 11, 12 и размещенных между ними направляющих пластин 13, установленных под углом α к продольной оси 0-0 газотурбинного двигателя (фиг. 4). Возможны и другие выполнения соплового аппарата, применяемого в качестве устройства 10 для расширения и закрутки нагретого рабочего тела. В любом случае такое устройство должно обеспечить изменение термодинамического состояния нагретого рабочего тела до его охлаждения перед подачей в первую турбинную ступень 8.
Указанное охлаждение нагретого рабочего тела осуществляют воздухом, подводимым в зону 2 смешения под давлением, которое не меньше давления нагретого рабочего тела в зоне смешения источника нагретого рабочего тела. С этой целью двигатель имеет канал 14, один конец которого сообщается с выходом первой ступени 5 компрессора 3, а другой - с зоной 2 смешения, в результате чего обеспечивается подача охлаждающего воздуха в зону, расположенную непосредственно перед входом первой турбинной ступени 8. Ком прессор может иметь не две ступени, а любое их количество. При этом в каждом конкретном случае следует определить, с какой ступени целесообразно отбирать воздух в канал 14 для охлаждения нагретого рабочего тела, подбирая необходимые параметры охладителя.
Воздух можно подавать совместно с отработавшим в первой турбинной ступени рабочим телом. Это осуществляется посредством канала 15, один конец которого сообщается с выходом первой турбинной ступени 8, а другой - с зоной 2 смешения. При этом наиболее целесообразно, чтобы зона смешения имела два входа 16, 17, первый из которых сообщается с выходом ступени 5 компрессора 3, давление за которой по меньшей мере равно давлению рабочего тела в зоне 2 смешения, а второй - с выходом первой турбинной ступени 8. Первый вход 16 зоны 2 смешения сообщается с участком I зоны смешения, расположенным между продольной осью двигателя и вторым входом 17 зоны смешения. В описываемом варианте конструкции наиболее целесообразно конструктивно выполнить эти условия с помощью пары рядов отверстий, образующих входы 16 и 17, и перегородки 18, как показано на фиг.2. При этом обращенная к оси двигателя часть перегородки вместе с отверстием источника 1 нагретого рабочего тела, сообщающимся с каналом 14, образует первый вход 16. Возможны и другие варианты выполнения входов 16, 17, например в виде патрубков, размещенных в соответствующих сечениях зоны 2 смешения.
В варианте конструкции, представленном на фиг. 5, отличие газотурбинного двигателя заключается в том, что он имеет дополнительную зону 19 смешения, расположенную вне источника 1 нагретого рабочего тела, имеющую по меньшей мере два входа 20 и 21, сообщающиеся соответственно с выходом ступени 5 компрессора 3, давление за которой по меньшей мере равно давлению рабочего тела в зоне 2 смешения, и с источником жидкости (не показан), пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости воздуха. Выход 22 дополнительной зоны 19 смешения сообщается с зоной 2 смешения.
Дополнительная зона 19 смешения имеет третий вход 23, сообщающийся с выходом первой турбинной ступени 8 турбины 4 для подачи в дополнительную зону смешения отработавшего в первой турбинной ступени рабочего тела. При этом обеспечивается охлаждение нагретого рабочего тела охладителем, состоящим из трех компонентов, каждый из которых выполняет определенную функцию. Так, воздух используется в качестве низкотемпературной среды, жидкость - в виде среды с высокой теплоемкостью, а отработавшее рабочее тело - в виде среды с повышенными температурой и теплоемкостью. Вместо жидкости на вход 21 дополнительной зоны смешения можно подавать пар, теплоемкость которого выше теплоемкости отработавшего рабочего тела. Такой пар может подаваться совместно с жидкостью.
Предлагаемый газотурбинный двигатель работает следующим образом.
При запуске газотурбинного двигателя от пускового двигателя (не показан) компрессор 3 (фиг. 2-4) вращается и подает сжатый воздух с последней ступени 6 в источник 1 нагретого рабочего тела, в который подается топливо через форсунку 7. При этом известными средствами (не показаны) производят воспламенение топлива, при сгорании которого образуются газы, используемые в качестве нагретого рабочего тела. Поток нагретого рабочего тела движется по источнику нагретого рабочего тела к зоне Н расширения и закрутки, где благодаря наклонным пластинам 13 (фиг.3 и 4) нагретое рабочее тело расширяется и закручивается. При этом увеличивается кинетическая энергия нагретого рабочего тела, а его закрутка сокращает длину пути последующего смешения нагретого рабочего тела с охладителем. Кроме того, такая закрутка интенсифицирует смешение нагретого рабочего тела с охладителем. Воздух от пеpвой ступени 5 компрессора 3 поступает по каналу 14 на первый вход 16 зоны 2 смешения. По каналу 15 на второй вход 17 зоны 2 смешения поступает отработавшее рабочее тело с выхода первой турбинной ступени 8. Благодаря принятому взаиморасположению двух входов 16, 17 зоны 2 смешения и наличию перегородки 18 происходит послойное смешение потоков воздуха, нагретого рабочего тела и отработавшего рабочего тела в зоне 2 смешения. При этом воздух, у которого давление и скорость выше, чем у отработавшего рабочего тела, выполняет функцию прослойки, снижая потерю на удар при смешении. Это уменьшает требуемое количество воздуха для охлаждения, так как он частично замещается отработавшим рабочим телом.
Вариант конструкции, показанный на фиг.5, работает аналогично с той лишь разницей, что смешение воздуха с жидкостью и/или отработавшим рабочим телом осуществляется в дополнительной зоне 19 смешения, расположенной вне источника 1 нагретого рабочего тела. Это способствует улучшению качества смешения охлаждающих сред благодаря увеличению времени смешения.
При использовании изобретения газотурбинный двигатель эффективной мощностью 1500 л.с. имеют следующие технические характеристики: расход топлива 150-155 г/л. с.-ч, габаритные размеры (с редуктором): длину 720 мм, ширину 390 мм; высоту 450 мм. Расход топлива газотурбинного двигателя примерно на 30-35% ниже, чем у известных двигателей аналогичной мощности, находящихся в настоящее время в эксплуатации. Возрастает полезная мощность, сокращаются масса и габаритные размеры компрессора и всего двигателя.

Claims (13)

  1. СПОСОБ ПРЕОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОВОЙ ЭНЕРГИИ В МЕХАНИЧЕСКУЮ В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ.
  2. 1. Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, заключающийся в изменении термодинамического состояния вводимого по меньшей мере в первую турбинную ступень рабочего тела посредством смешивания воздуха с топливом в источнике нагретого рабочего тела, последующего воспламенения и охлаждения воздухом, подводимым к нагретому рабочему телу под давлением, по меньшей мере равным давлению нагретого рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием, направления охлажденного рабочего тела с измененным термодинамическим состоянием в турбинную ступень для расширения с получением механической энергии на валу двигателя, отличающийся тем, что перед охлаждением осуществляют расширение и закручивание рабочего тела относительно продольной оси газотурбинного двигателя на выходе из источника нагретого рабочего тела, а в воздух для охлаждения нагретого рабочего тела дополнительно осуществляют подачу теплоносителя.
  3. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве теплоносителя используют жидкость, пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости воздуха.
  4. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве теплоносителя используют пар, теплоемкость которого выше теплоемкости воздуха.
  5. 4. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве теплоносителя используют отработавшее в турбинной ступени рабочее тело.
  6. 5. Способ по пп.1 и 4, отличающийся тем, что перед подачей отработавшего рабочего тела в воздух для охлаждения первое смешивают с жидкостью, пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости отработавшего рабочего тела.
  7. 6. Способ по пп.1 и 4, отличающийся тем, что перед подачей отработавшего рабочего тела в воздух для охлаждения первое смешивают с паром, теплоемкость которого выше теплоемкости отработавшего рабочего тела.
  8. 7. Способ по пп.1 и 4, отличающийся тем, что отработавшее в турбинной ступени рабочее тело и воздух для охлаждения подают отдельно, причем поток воздуха подают между потоками отработавшего в турбинной ступени воздуха и рабочее тела, поступающего на охлаждение.
  9. 8. Способ по пп.1-7, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют охлаждение воздуха перед подачей в него теплоносителя.
  10. 9. Газотурбинный двигатель, содержащий расположенные в проточной части компрессор и турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, имеющий зоны воспламенения, расширения и расположенную за последней зону смешения нагретого рабочего тела с охладителем, подключенную к ступени компрессора, давление за которой по меньшей мере равно давлению нагретого рабочего тела в зоне смешения, отличающийся тем, что источник нагретого рабочего тела выполнен с зоной закрутки, расположенной перед зоной смешения, а зона расширения расположена после зоны воспламенения.
  11. 10. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что он снабжен дополнительной зоной смешения, расположенной вне источника нагретого рабочего тела, имеющей три входа, один из которых соединен с источником жидкости, пары которой имеют теплоемкость выше теплоемкости воздуха, второй вход - с проточной частью компрессора, давление за которой по меньшей мере равно давлению нагретого рабочего тела в зоне смешения, а ее выход соединен с зоной смешения источника нагретого рабочего тела.
  12. 11. Двигатель по пп.9 и 10, отличающийся тем, что третий вход дополнительной зоны смешения соединен с выходом первой турбинной ступени.
  13. 12. Двигатель по пп.9 и 10, отличающийся тем, что выход из проточной части компрессора, давление за которой по меньшей мере равно давлению нагретого рабочего тела в зоне смешения, подключен по ходу рабочего тела к зоне смешения источника нагретого рабочего тела перед подключением к последней выхода первой турбинной ступени.
SU925035111A 1992-04-28 1992-04-28 Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель RU2031230C1 (ru)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU925035111A RU2031230C1 (ru) 1992-04-28 1992-04-28 Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель
JP5519158A JPH07504255A (ja) 1992-04-28 1992-06-26 ガスタービン内で熱を機械エネルギに変換する方法及び該方法を実施するためのガスタービンエンジン
EP19920915514 EP0651144A4 (en) 1992-04-28 1992-06-26 METHOD FOR CONVERTING HEAT IN MECHANICAL ENERGY WITH THE AID OF A GAS TURBINE.
KR1019940703854A KR0145512B1 (ko) 1992-04-28 1992-06-26 가스터빈엔진에서 열에너지를 기계적에너지로 변환하는 방법 및 그 방법을 수행하기 위한 가스터빈 엔진
PCT/SU1992/000126 WO1993022547A1 (en) 1992-04-28 1992-06-26 Method for conversion of heat energy into mechanical energy in a gas-turbine engine, and gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU925035111A RU2031230C1 (ru) 1992-04-28 1992-04-28 Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2031230C1 true RU2031230C1 (ru) 1995-03-20

Family

ID=21600725

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU925035111A RU2031230C1 (ru) 1992-04-28 1992-04-28 Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель

Country Status (5)

Country Link
EP (1) EP0651144A4 (ru)
JP (1) JPH07504255A (ru)
KR (1) KR0145512B1 (ru)
RU (1) RU2031230C1 (ru)
WO (1) WO1993022547A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013084036A1 (en) 2011-12-07 2013-06-13 Solaris Holdings Limited Method for producing mechanical work

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB196452A (en) * 1922-03-15 1923-04-26 Henry Andrews Hepburn Improvements in or relating to internal combustion turbine engines
GB412970A (en) * 1933-01-06 1934-07-06 British Thomson Houston Co Ltd Improvements in and relating to gas turbine cycles with interstage reheating
SU120087A1 (ru) * 1956-01-02 1958-11-30 В.Л. Дехтярев Полузамкнута газотурбинна установка
GB1212512A (en) * 1967-01-23 1970-11-18 Atomic Energy Authority Uk Improvements in power generating plant
US3901026A (en) * 1973-11-05 1975-08-26 Gen Motors Corp Gas turbine with auxiliary gasifier engine
US4614083A (en) * 1984-04-06 1986-09-30 Agency Of Industrial Science & Technology Gas turbine
DE3425115A1 (de) * 1984-07-04 1986-01-16 Nebojsa Prof Dr Ing Gasparovic Gasturbinenanlage mit aufgeladenem, teilgeschlossenem kreislauf mit unmittelbarer verbrennung im arbeitsgasstrom
FR2577990B1 (fr) * 1985-02-22 1989-03-03 Electricite De France Procede et installation de production d'energie motrice ou electrique, notamment a turbine a gaz
DE3603350A1 (de) * 1986-02-04 1987-08-06 Walter Prof Dipl Ph Sibbertsen Verfahren zur kuehlung thermisch belasteter bauelemente von stroemungsmaschinen, vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens sowie ausbildung thermisch belasteter schaufeln
NL8700630A (nl) * 1987-03-17 1988-10-17 Shell Int Research Werkwijze voor het opwekken van mechanische energie.

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей, М.: Машиностроение, 1982, с.77-78. *
2. Авторское свидетельство СССР N 1560749, F 02C 3/00, опублик.1986. *
3. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей, М.:Машиностроение, 1982, с.4-7. *
4. Патент США N 4549402, кл. 60-738, опублик. 1985. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013084036A1 (en) 2011-12-07 2013-06-13 Solaris Holdings Limited Method for producing mechanical work

Also Published As

Publication number Publication date
WO1993022547A1 (en) 1993-11-11
KR950701410A (ko) 1995-03-23
EP0651144A4 (en) 1996-10-18
JPH07504255A (ja) 1995-05-11
EP0651144A1 (en) 1995-05-03
KR0145512B1 (ko) 1998-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4982564A (en) Turbine engine with air and steam cooling
CA1071417A (en) Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
US3969892A (en) Combustion system
US4893468A (en) Emissions control for gas turbine engine
US3705492A (en) Regenerative gas turbine system
JPH07260147A (ja) 自己点火式燃焼室の冷却法
RU2074968C1 (ru) Газотурбинный двигатель
US3740949A (en) Fuel cooled ram air reaction propulsion engine
GB1069217A (en) Improvements relating to engines
RU2052145C1 (ru) Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель (варианты)
US5381653A (en) Aircraft engine with pressure exchanger
JP2000504802A (ja) タービン内の煙道ガス流の膨張方法とそのタービン
US5284013A (en) Gas turbine arrangement
CA2105692A1 (en) Gas turbine group
JPH05202769A (ja) ガスタービン動力プラント
RU2031230C1 (ru) Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель
EP0146624B1 (en) Process of intensification of the thermoenergetical cycle and air jet propulsion engines
RU2044906C1 (ru) Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель
RU2055227C1 (ru) Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель
JP4117931B2 (ja) ガスタービンエンジンにおけるターボクーラーエアアシスト燃料噴霧
US3721093A (en) Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine
RU2031226C1 (ru) Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель
JPH0255835A (ja) 排ガス脱硝装置を内蔵した排ガスボイラを付設したガスタービン装置
RU2013614C1 (ru) Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель для его осуществления
RU2031225C1 (ru) Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель