RU2146769C1

RU2146769C1 - Gas turbine plant

Info

Publication number: RU2146769C1
Application number: RU98121301A
Authority: RU
Inventors: И.В. Шерстобитов; О.Л. Филиппчук; В.Ф. Галушко; В.Д. Толстенко
Original assignee: Кубанский государственный технологический университет
Priority date: 1998-11-23
Filing date: 1998-11-23
Publication date: 2000-03-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: proposed gas turbine plant has high-and low-pressure compressors, and main chamber coupled with high-pressure turbine and with low-pressure turbine. Intermediate heating combustion chamber is installed between high-pressure and low-pressure turbines. Two intermediate heating ring combustion chambers are arranged in peripheral parts of housing of high-pressure and low-pressure turbines. Inlets of cooling ducts of high-pressure turbine and low-pressure turbine are coupled with fuel-feed manifolds introduced additionally into turbine blade spaces. Outlets of corresponding ducts of turbines are connected with corresponding intermediate heating combustion chambers. EFFECT: increased efficiency of gas turbine plant. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбиностроения и может быть использовано при создании газотурбинных установок (ГТУ) различного назначения (стационарных, транспортных и других). The invention relates to the field of gas turbine engineering and can be used to create gas turbine units (GTU) for various purposes (stationary, transport and others).

Известна ГТУ, разработанная в МВТУ им. Н.Е.Баумана (Ю.М.Пчелкин. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1984, с.224-226), где предлагается процесс горения топлива проводить последовательно между отдельными ступенями турбины, непосредственно в ее проточной части. Эта ГТУ позволяет приблизить процесс расширения газа в турбине к изотермическому. Однако из-за значительных скоростей потока газа предложенная схема не позволяет организовать надежное и качественное гонение топлива в межлопаточных каналах с обеспечением долговечности элементов проточной части газовой турбины. Well-known GTU, developed at MVTU im. N.E.Bauman (Yu.M. Pchelkin. Combustion chambers of gas turbine engines. - M.: Mashinostroenie, 1984, p.224-226), where it is proposed that the fuel combustion process be carried out sequentially between the individual stages of the turbine, directly in its flow part. This gas turbine makes it possible to bring the process of gas expansion in the turbine closer to isothermal. However, due to the significant gas flow rates, the proposed scheme does not allow to organize reliable and high-quality fuel chasing in interscapular channels with ensuring the durability of the elements of the gas turbine flow part.

Известна ГТУ с промежуточным подогревом (Ю.М.Пчелкин. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. М. : Машиностроение, 1984, с.226-228), в которой воздух после компрессоров низкого давления (КНД) и высокого давления (КВД) попадает в основную камеру сгорания. Затем газы направляются в турбину высокого давления (ТВД) и в первую камеру сгорания промежуточного подогрева (КСПП-1), в которую подводится воздух от КВД. Known gas turbines with intermediate heating (Yu.M. Pchelkin. Combustion chambers of gas turbine engines. M.: Mashinostroenie, 1984, p. combustion chamber. Then the gases are directed to a high-pressure turbine (HPT) and to the first intermediate heating combustion chamber (KSPP-1), into which air is supplied from the HPH.

После КСПП-1 горячие газы направляются в турбину среднего давления (ТСД) и во вторую камеру сгорания промежуточного подогрева (КСПП-2). Предложенная схема позволяет организовать достаточно надежное и полное сгорание топлива в КСПП-1 и КСПП-2. Однако эта установка не позволяет значительно повысить экономичность ГТУ в целом, так как в ней не предусмотрены специальные мероприятия, направленные на увеличение температуры газов, а процесс расширения в турбинах незначительно приближен к изотермическому. After KSPP-1, hot gases are sent to the medium-pressure turbine (TSD) and to the second intermediate heating combustion chamber (KSPP-2). The proposed scheme allows you to organize a fairly reliable and complete combustion of fuel in KSPP-1 and KSPP-2. However, this installation does not significantly improve the efficiency of gas turbines in general, since it does not provide for special measures aimed at increasing the temperature of gases, and the expansion process in turbines is slightly close to isothermal.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение экономичности ГТУ. Газотурбинная установка дополнительно имеет две кольцевые камеры сгорания промежуточного подогрева, расположенные в периферийной части корпусов турбины высокого давления и турбины низкого давления, причем входы охлаждающих трактов турбины высокого давления и турбины низкого давления связаны с коллекторами подачи топлива, дополнительно введенными в полости рабочих лопаток турбин, а выходы соответствующих трактов турбины соединены с соответствующими камерами сгорания промежуточного подогрева. The task of the invention is to increase the efficiency of gas turbines. The gas turbine installation additionally has two annular intermediate-heating combustion chambers located in the peripheral part of the high-pressure turbine and low-pressure turbine bodies, the inlets of the cooling paths of the high-pressure turbine and low-pressure turbine are connected to the fuel supply manifolds additionally introduced into the cavities of the turbine blades, and the outputs of the respective paths of the turbine are connected to the corresponding combustion chambers of the intermediate heating.

В заявленную схему ГТУ могут входить один или несколько каскадов компрессоров низкого и высокого давления, а также одна или несколько групп ступеней турбины высокого и низкого давления. На чертеже изображена общая схема предлагаемой ГТУ, которая содержит двухкаскадный компрессор и соответственно двухкаскадную, двухступенчатую турбину. Компрессор низкого давления (КНД) 1 соединен с компрессором высокого давления (КВД) 2, который в свою очередь соединен с основной камерой сгорания 3, а также с камерами сгорания промежуточного подогрева газа 8, 10 и 14. The claimed gas turbine circuit may include one or several stages of low and high pressure compressors, as well as one or more groups of stages of a high and low pressure turbine. The drawing shows a General diagram of the proposed gas turbine, which contains a two-stage compressor and, accordingly, a two-stage, two-stage turbine. The low pressure compressor (KND) 1 is connected to a high pressure compressor (KVD) 2, which in turn is connected to the main combustion chamber 3, as well as to the combustion chambers of the intermediate gas heating 8, 10 and 14.

Основная камера сгорания 3 подключена к турбине высокого давления (ТВД) 4, состоящей из соплового аппарата 5 и рабочего колеса 6. Вход охлаждающего тракта 7 турбины высокого давления подключен к коллектору подачи топлива 17, а выход охлаждающего тракта 7 связан со входом камеры сгорания промежуточного подогрева 8, выход которой соединен с каналом 9, расположенным между сопловым аппаратом 5 и рабочим колесом 6. Выход из рабочего колеса 6 турбины высокого давления связан с камерой сгорания промежуточного подогрева 10, выход из которой соединен со входом в сопловой аппарат 12 турбины низкого давления (ТНД). Вход охлаждающего тракта 16 турбины низкого давления (ТНД) соединен с коллектором 17 подачи топлива, а выход этого тракта связан со входом камеры сгорания промежуточного подогрева газа 14, выход которой соединен с каналом 15, расположенным между сопловым аппаратом 12 и рабочим колесом 13 турбины низкого давления. The main combustion chamber 3 is connected to a high pressure turbine (HPT) 4, consisting of a nozzle apparatus 5 and an impeller 6. The input of the cooling path 7 of the high pressure turbine is connected to the fuel supply manifold 17, and the output of the cooling path 7 is connected to the input of the intermediate heating combustion chamber 8, the output of which is connected to a channel 9 located between the nozzle apparatus 5 and the impeller 6. The output from the impeller 6 of the high pressure turbine is connected to the intermediate heating combustion chamber 10, the output of which is connected to Odom in the nozzle unit 12 low pressure turbine (LPT). The input of the cooling path 16 of the low pressure turbine (LPH) is connected to the collector 17 of the fuel supply, and the output of this path is connected to the input of the intermediate gas heating chamber 14, the output of which is connected to the channel 15 located between the nozzle apparatus 12 and the impeller 13 of the low pressure turbine .

На расчетном режиме в предлагаемой схеме воздух после компрессоров низкого 1 и высокого 2 давления попадает в основную камеру сгорания 3. Затем газы направляются в сопловой аппарат турбины высокого давления. За сопловым аппаратом рабочее тело подвергается промежуточному подогреву за счет воздействия на него горячих газов, выходящих из камеры сгорания промежуточного подогрева кольцевого типа 9. После этого газы, имеющие более высокую температуру, чем та, которая была бы без такого подогрева, направляется в рабочее колесо 6 турбины высокого давления 4 и в следующую камеру сгорания промежуточного подогрева газов 10. После нее, расположенной между каскадами турбины, газы направляются в турбину низкого давления 11, в которой после прохождения соплового аппарата 12 они снова, как и на турбине высокого давления 4, подвергаются промежуточному подогреву в камере сгорания промежуточного подогрева 14. In the design mode in the proposed scheme, the air after compressors low 1 and high 2 pressure enters the main combustion chamber 3. Then the gases are sent to the nozzle apparatus of the high pressure turbine. Behind the nozzle apparatus, the working fluid is subjected to intermediate heating due to exposure to hot gases exiting from the combustion chamber of the intermediate heating of ring type 9. After this, gases having a higher temperature than would be without such heating are sent to the impeller 6 high pressure turbines 4 and into the next intermediate gas heating chamber 10. After it, located between the cascades of the turbine, the gases are directed to a low pressure turbine 11, in which, after passing through the nozzle th apparatus 12 are again, as in the high-pressure turbine 4, intermediate subjected to heating in the combustion chamber 14, the intermediate heating.

Камеры сгорания промежуточного подогрева 8, 10, 14 охлаждаются специально отбираемым от компрессора высокого давления 2 воздухом. Топливо, поступаемое в них, участвует в охлаждении рабочих лопаток турбин. За счет нагрева топлива в результате отбора им тепла от лопаток рабочих колес происходит более эффективная подготовка топливовоздушной смеси к организации процесса горения в камерах сгорания промежуточного подогрева. The intermediate heating combustion chambers 8, 10, 14 are cooled by air specially selected from the high-pressure compressor 2. The fuel supplied to them is involved in cooling the turbine blades. Due to the heating of the fuel as a result of the selection of heat from the blades of the impellers, a more effective preparation of the air-fuel mixture for the organization of the combustion process in the intermediate heating combustion chambers takes place.

Предложенная схема ГТУ с дополнительным промежуточным подогревом внутри ступени турбины по сравнению с известной схемой имеет преимущества:
1. За счет дополнительного промежуточного подогрева газа внутри ступени расширение в турбине максимально приближается к изотермическому, что позволяет достичь большой эффективности процесса.The proposed scheme of gas turbines with additional intermediate heating inside the turbine stage in comparison with the known scheme has the following advantages:
1. Due to the additional intermediate heating of the gas inside the stage, the expansion in the turbine is as close to isothermal as possible, which allows to achieve great process efficiency.

2. За счет более эффективного охлаждения топливом рабочих лопаток турбин появляется возможность повысить температуру нагрева газов. 2. Due to more efficient cooling of the turbine blades by the fuel, it becomes possible to increase the temperature of gas heating.

Claims

A gas turbine installation comprising a low pressure compressor, a high pressure compressor, a main combustion chamber connected to a high pressure turbine and a low pressure turbine, between which an intermediate heating combustion chamber is installed, characterized in that the gas turbine installation further comprises two annular intermediate heating combustion chambers, located in the peripheral part of the casings of high and low pressure turbines, and the inputs of the cooling paths of the high pressure turbine and turbine n low pressure are connected to the fuel supply manifolds, additionally introduced into the cavity of the turbine rotor blades, and the outputs of the corresponding turbine paths are connected to the corresponding intermediate heating combustion chambers.