RU2269664C1 - Gas-turbine plant - Google Patents
Gas-turbine plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2269664C1 RU2269664C1 RU2004120441/06A RU2004120441A RU2269664C1 RU 2269664 C1 RU2269664 C1 RU 2269664C1 RU 2004120441/06 A RU2004120441/06 A RU 2004120441/06A RU 2004120441 A RU2004120441 A RU 2004120441A RU 2269664 C1 RU2269664 C1 RU 2269664C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbines
- compressors
- gas
- turbine
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к энергетическим и транспортным установкам и касается газотурбинных установок, использующих продукты сгорания топлива.The invention relates to power and transport installations and relates to gas turbine plants using products of combustion of fuel.
Известна газотурбинная установка, выбранная в качестве прототипа (см. авт. св. №408587, кл. F 02 C 7/14, дата подачи заявки 11.04.72 г., заявитель: Московский ордена Ленина авиационный институт им. Серго Орджоникидзе).Known gas turbine installation, selected as a prototype (see ed. St. No. 408587, class F 02 C 7/14, filing date 04/11/72, applicant: Moscow Order of the Lenin Aviation Institute named after Sergo Ordzhonikidze).
Известное техническое решение содержит компрессорный блок, включающий компрессор и пневматическую турбину, силовую турбину, камеру сгорания и установленный перед компрессором теплообменник. Пневматическая турбина размещена перед теплообменником и механически соединена с валом компрессора.The known technical solution comprises a compressor unit including a compressor and a pneumatic turbine, a power turbine, a combustion chamber and a heat exchanger installed in front of the compressor. A pneumatic turbine is placed in front of the heat exchanger and mechanically connected to the compressor shaft.
Недостатком известной газотурбинной установки-прототипа являются невысокие КПД и надежность работы.The disadvantage of the known gas turbine installation of the prototype is the low efficiency and reliability.
Задачей настоящего изобретения является:The objective of the present invention is:
- повышение КПД газотурбинной установки;- increase the efficiency of the gas turbine installation;
- повышение надежности и ресурса деталей, работающих при высокой температуре;- improving the reliability and resource of parts operating at high temperature;
- снижение пожароопасности и взрывоопасности.- reduction of fire hazard and explosion hazard.
Решение поставленной задачи и преимущества заявляемого изобретения вытекают из последующего подробного описания газотурбинной установки и примера их конкретного выполнения.The solution of the problem and the advantages of the claimed invention arise from the following detailed description of the gas turbine installation and an example of their specific implementation.
Для решения указанной задачи газотурбинная установка, содержащая компрессор, пневматическую турбину, соединенную с валом компрессора, силовую турбину, камеру сгорания и теплообменник, согласно предлагаемому изобретению газотурбинная установка дополнительно содержит два компрессора и две пневматические турбины, причем компрессоры и пневматические турбины соединены между собой и установлены на едином валу последовательно, при этом они заключены в рубашку, образуя полость между поверхностями компрессоров с пневматическими турбинами и рубашкой, с которой соединен вход теплообменника, а выход его соединен с многотрубчатым переходом, выходы которого подключены к кольцевой камере сгорания, расположенной между двумя силовыми турбинами.To solve this problem, a gas turbine installation comprising a compressor, a pneumatic turbine connected to the compressor shaft, a power turbine, a combustion chamber and a heat exchanger, according to the invention, the gas turbine installation further comprises two compressors and two pneumatic turbines, the compressors and pneumatic turbines being interconnected and installed on a single shaft in series, while they are enclosed in a shirt, forming a cavity between the surfaces of compressors with pneumatic turbines and a jacket to which the inlet of the heat exchanger is connected, and its output is connected to a multi-tube transition, the outputs of which are connected to an annular combustion chamber located between two power turbines.
Задача решается за счет того, что в газотурбинной установке согласно предлагаемому изобретению вал, на котором установлены компрессоры с пневматическими турбинами, соединен с валом силовых турбин.The problem is solved due to the fact that in the gas turbine installation according to the invention, the shaft on which the compressors with pneumatic turbines are mounted is connected to the shaft of the power turbines.
Согласно предлагаемому изобретению все агрегаты заключены в корпус, при этом они отделены от него тепловым экраном.According to the invention, all units are enclosed in a housing, while they are separated from it by a heat shield.
Снижение расхода мощности на компрессор может быть достигнуто путем многоступенчатого сжатия воздуха с промежуточным охлаждением.Reducing the power consumption of the compressor can be achieved by multi-stage air compression with intermediate cooling.
Как видно из вышеизложенного, отличительными от прототипа признаками являются наличие трех компрессоров и трех пневматических турбин, соединенных между собой и установленных на едином валу последовательно. При таком устройстве газотурбинной установки обеспечивается охлаждение воздуха в процессе его сжатия, что позволяет уменьшить работу сжатия, а следовательно, и мощность, расходуемую на сжатие воздуха для горения. Вследствие чего увеличивается КПД газотурбинной установки.As can be seen from the foregoing, distinctive features from the prototype are the presence of three compressors and three pneumatic turbines, interconnected and mounted on a single shaft in series. With such a device of a gas turbine installation, air is cooled during compression, which reduces the compression work, and therefore the power spent on compression of the combustion air. As a result, the efficiency of the gas turbine installation increases.
Наличие теплообменника и многотрубчатого перехода, по которым течет низкотемпературный воздух, подогреваемый отработанными газами, позволяет снизить тепловые потери.The presence of a heat exchanger and a multi-tube transition through which low-temperature air flows, heated by exhaust gases, allows to reduce heat loss.
Газотурбинная установка снабжена корпусом с тепловым экраном, посредством которого снижается температура наружного корпуса, вследствие чего повышается надежность и снижаются пожароопасность и взрывоопасность.The gas turbine unit is equipped with a casing with a heat shield, through which the temperature of the outer casing is reduced, as a result of which the reliability is increased and the fire hazard and explosion hazard are reduced.
Заявляемое техническое решение по сравнению с прототипом (см. авт. св. №408587, кл. F 02 C 7/14, дата подачи заявки 11.04.72 г., заявитель: Московский ордена Ленина авиационный институт им. Серго Орджоникидзе) имеет новую совокупность существенных признаков, следовательно, соответствует критерию "новизна".The claimed technical solution compared to the prototype (see ed. St. No. 408587, class F 02 C 7/14, application date 04/11/72, applicant: Moscow Order of the Lenin Aviation Institute named after Sergo Ordzhonikidze) has a new combination essential features, therefore, meets the criterion of "novelty."
Приведенная совокупность отличительных признаков и достигаемый результат характеризуют единство изобретения и не следуют явным образом из изученного уровня техники, то есть имеют изобретательский уровень.The above set of distinctive features and the achieved result characterize the unity of the invention and do not follow explicitly from the studied prior art, that is, they have an inventive step.
Заявляемое техническое решение может быть использовано в промышленности, следовательно, оно является промышленно применимым.The claimed technical solution can be used in industry, therefore, it is industrially applicable.
Сущность предлагаемого технического решения поясняется описанием конкретных примеров его выполнения и прилагаемыми чертежами, где:The essence of the proposed technical solution is illustrated by a description of specific examples of its implementation and the accompanying drawings, where:
- на фиг.1 изображена газотурбинная установка;- figure 1 shows a gas turbine installation;
- на фиг.2 - разрез А-А по фиг.1.- figure 2 is a section aa in figure 1.
Пример конкретного выполненияConcrete example
Газотурбинная установка содержит компрессор 1, пневматическую турбину 2, компрессор 3, пневматическую турбину 4, компрессор 5, пневматическую турбину 6, теплообменник 7, силовые турбины 8, 9, камеру сгорания 10, тепловой экран 11 и корпус 12. Компрессоры 1, 3, 5 и пневматические турбины 2, 4, 6 соединены между собой и установлены на едином валу 13 последовательно. Вал 13, на котором установлены компрессоры и пневматические турбины, соединен с валом 14 силовых турбин 8, 9, имеющие общую камеру сгорания 10.The gas turbine installation comprises a compressor 1, a
Компрессоры 1, 3, 5 и пневматические турбины 2, 4, 6 заключены в рубашку 15, образуя полость 16 между поверхностями компрессоров с пневматическими турбинами и рубашкой, с которой соединен вход теплообменника 7, а выход его соединен с многотрубчатым переходом 17, выходы которого подключены к кольцевой камере сгорания 10, расположенной между двумя силовыми турбинами 8 и 9.Compressors 1, 3, 5 and
Камера сгорания 10 снабжена кольцевым распылителем 18, который соединен посредством трубопроводов подачи топлива 19 и 20, с кольцевым испарителем топлива 24, разделенным на две половины перегородками.The combustion chamber 10 is equipped with an annular atomizer 18, which is connected via fuel supply pipes 19 and 20, with an annular fuel evaporator 24, divided into two halves by partitions.
Все агрегаты, заключены в корпус 12, при этом они отделены от него тепловым экраном 11, установленным между корпусом 12 и рубашкой 25 выхлопной полости 22 (см. фиг.1).All units are enclosed in the housing 12, while they are separated from it by a heat shield 11 installed between the housing 12 and the jacket 25 of the exhaust cavity 22 (see figure 1).
Работа газотурбинной установки осуществляется следующим образом.The operation of the gas turbine installation is as follows.
В компрессор 1 засасывается воздух из окружающей среды, где частично сжимается и поступает на пневматическую турбину 2, в которой происходит его частичное расширение, сопровождаемое охлаждением.Air is drawn into the compressor 1 from the environment, where it is partially compressed and fed to the
Затем воздух попадает в компрессор 3, где частично сжимается вдвое и поступает на пневматическую турбину 4, в которой происходит его частичное расширение, сопровождаемое охлаждением.Then the air enters the compressor 3, where it is partially compressed by half and enters the pneumatic turbine 4, in which it partially expands, accompanied by cooling.
После чего воздух попадает в компрессор 5, где снова сжимается и поступает на пневматическую турбину 6, в которой происходит его частичное расширение, сопровождаемое охлаждением.After that, the air enters the compressor 5, where it is again compressed and fed to the pneumatic turbine 6, in which it partially expands, accompanied by cooling.
В связи с тем, что рабочее давление в камере сгорания 10 ниже, чем давление сжатого воздуха, выходящего из пневматической турбины 6, происходит дросселирование из полости 16 в теплообменник 7, выход которого соединен с многотрубчатым переходом 17, где повышается его температура и давление до предельно допустимого максимума.Due to the fact that the working pressure in the combustion chamber 10 is lower than the pressure of the compressed air leaving the pneumatic turbine 6, there is a throttling from the cavity 16 to the heat exchanger 7, the outlet of which is connected to the multi-tube transition 17, where its temperature and pressure increase to the maximum allowable maximum.
Затем воздух попадает в кольцевую камеру сгорания 10, расположенную между силовыми турбинами 8 и 9.Then the air enters the annular combustion chamber 10 located between the power turbines 8 and 9.
Посредством двух насосов (на фиг.1 не показано), работающих параллельно, топливо поступает через трубопроводы подачи топлива 19 и 20 и кольцевой испаритель топлива 24 в кольцевой распылитель 18, затем в камеру сгорания 10.By means of two pumps (not shown in FIG. 1) operating in parallel, the fuel enters through the fuel supply pipes 19 and 20 and the annular fuel evaporator 24 into the annular atomizer 18, then into the combustion chamber 10.
Причем один из насосов имеет более высокое давление и работает только при форсаже.Moreover, one of the pumps has a higher pressure and works only with afterburner.
После сжигания в воздухе топлива в камере сгорания 10 полученный газ поступает на рабочие лопатки силовых турбин 8 и 9, совершая, тем самым, полезную работу на валах 13 и 14.After burning fuel in air in the combustion chamber 10, the resulting gas enters the working blades of the power turbines 8 and 9, thereby doing useful work on the shafts 13 and 14.
Отработавший горячий газ выходит из силовых турбин 8, 9, поступает в межтрубчатое пространство 21, выхлопной полости 22, отдает тепло, подогревая воздух, проходящий через многотрубчатый переход 17 до предельно допустимого максимума. Отработавший горячий газ одновременно подогревает трубопроводы подачи топлива 19, 20 и кольцевой испаритель топлива 24. Далее, отработавший газ, минуя наружный пластинчатый переход теплообменника 7, через отверстия 23 в корпусе 12 выходит в окружающую среду.The exhaust hot gas leaves the power turbines 8, 9, enters the annular space 21, the exhaust cavity 22, gives off heat, heating the air passing through the multi-tube transition 17 to the maximum permissible maximum. The exhaust hot gas simultaneously heats the fuel supply pipelines 19, 20 and the annular fuel evaporator 24. Next, the exhaust gas, bypassing the external plate transition of the heat exchanger 7, enters the environment through the openings 23 in the housing 12.
Тепловой экран 11 предохраняет корпус 12 от нагрева, обеспечивая снижение пожароопасности и взрывоопасности.The heat shield 11 protects the housing 12 from heating, providing a reduction in fire hazard and explosion hazard.
Корпус газотурбинной установки для военной промышленности может быть выполнен из современной брони.The body of a gas turbine installation for the military industry can be made of modern armor.
Газотурбинная установка опирается на три опорные подшипника. Опорный подшипник 26 жестко соединен с корпусом 12 через фланец 27 многотрубчатого перехода 17 при помощи тяг.The gas turbine unit is supported by three pillow blocks. The support bearing 26 is rigidly connected to the housing 12 through the flange 27 of the multi-tube transition 17 using rods.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет повысить КПД газотурбинной установки, а также повысить надежность и ресурс деталей, работающих при высокой температуре, и при этом обеспечивается снижение пожароопасности и взрывоопасности.Thus, the proposed technical solution allows to increase the efficiency of a gas turbine installation, as well as to increase the reliability and service life of parts operating at high temperatures, while reducing fire hazard and explosion hazard.
Кроме того, при использовании предлагаемой газотурбинной установки возможен вертикальный взлет почти всех летательных аппаратов.In addition, when using the proposed gas turbine installation, vertical take-off of almost all aircraft is possible.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004120441/06A RU2269664C1 (en) | 2004-07-02 | 2004-07-02 | Gas-turbine plant |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004120441/06A RU2269664C1 (en) | 2004-07-02 | 2004-07-02 | Gas-turbine plant |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2269664C1 true RU2269664C1 (en) | 2006-02-10 |
Family
ID=36049991
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004120441/06A RU2269664C1 (en) | 2004-07-02 | 2004-07-02 | Gas-turbine plant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2269664C1 (en) |
-
2004
- 2004-07-02 RU RU2004120441/06A patent/RU2269664C1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9797310B2 (en) | Heat pipe temperature management system for a turbomachine | |
US7600368B2 (en) | High compression gas turbine with superheat enhancement | |
US7600382B2 (en) | Turbine engine with interstage heat transfer | |
EP3075983B1 (en) | Gas turbine engine | |
EP0173774B1 (en) | Gas turbine engine | |
US20070256424A1 (en) | Heat recovery gas turbine in combined brayton cycle power generation | |
US20100242489A1 (en) | Systems, Methods, and Apparatus for Modifying Power Output and Efficiency of a Combined Cycle Power Plant | |
RU2613100C2 (en) | Gas turbine (versions) and method of gas turbine operation | |
CN105705799A (en) | Compressor with a thermal shield and methods of operation | |
RU2478811C2 (en) | Ventilation and supercharging of turbo-machine components | |
RU2347091C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2338908C1 (en) | Gas turbine unit | |
RU2563079C1 (en) | Low-sized gas turbine engine with heat recovery | |
RU2269664C1 (en) | Gas-turbine plant | |
RU2707105C2 (en) | Turbojet double-flow engine | |
RU2369808C2 (en) | Trigeneration gas turbine plant | |
RU2549004C1 (en) | Regenerative gas-turbine expansion unit | |
US20080047276A1 (en) | Combustion turbine having a single compressor with inter-cooling between stages | |
CN108625991A (en) | Gas-turbine unit and method for cooling down the gas-turbine unit | |
RU2394997C1 (en) | Gas turbine installation | |
JP2004027926A (en) | Method for manufacturing gas turbine facilities | |
RU2466285C2 (en) | Steam generating plant | |
Gvozdetskyi et al. | Gas turbine plant on the basis of the converted aviation engine with heat regeneration | |
RU2371588C2 (en) | Gas turbine drive of electric generator | |
RU2278276C1 (en) | Steam turbine cylinder |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080703 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20100110 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140703 |