RU2374468C1 - Gas turbine for gas-compressor plant - Google Patents
Gas turbine for gas-compressor plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2374468C1 RU2374468C1 RU2008125735/06A RU2008125735A RU2374468C1 RU 2374468 C1 RU2374468 C1 RU 2374468C1 RU 2008125735/06 A RU2008125735/06 A RU 2008125735/06A RU 2008125735 A RU2008125735 A RU 2008125735A RU 2374468 C1 RU2374468 C1 RU 2374468C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- combustion chamber
- gas
- heat exchanger
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к мощным стационарным газотурбинным двигателям ГТД, предназначенным преимущественно для газоперекачивающих агрегатов, и может найти применение для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to engine building, including powerful stationary gas turbine engines of gas turbine engines, designed primarily for gas pumping units, and can find application for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.
Известна силовая установка по патенту РФ на изобретение №2137617. Эта установка имеет жидкостную систему охлаждения и вентилятор для создания потока охлаждающего воздуха.Known power plant according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2137617. This unit has a liquid cooling system and a fan to create a flow of cooling air.
Известна силовая установка по патенту РФ №212418, которая содержит газотурбинный двигатель, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель с силовой турбиной, и обводной канал, который соединяет газовый тракт между турбинами и перед свободной турбиной.A known power plant according to the patent of the Russian Federation No. 212418, which contains a gas turbine engine, a gas path connecting this gas turbine engine with a power turbine, and a bypass channel that connects the gas path between the turbines and in front of the free turbine.
Недостатком этой силовой установки являются плохие характеристики его запуска, конкретно большое время запуска. Это связано с тем, что газодинамическое сопротивление свободной турбины имеет значительную величину, и мощности стартера недостаточно для одновременной раскрутки нескольких газотурбинных двигателей и свободной турбины, с которой отбирается мощность на трансмиссию.The disadvantage of this power plant is the poor performance of its launch, specifically the long launch time. This is due to the fact that the gas-dynamic resistance of a free turbine is significant, and the starter power is insufficient to simultaneously spin up several gas turbine engines and a free turbine, from which power is taken for transmission.
Известна энергетическая газотурбинная транспортируемая силовая установка по патенту РФ №2189477, прототип, которая содержит модули газогенератора, с компрессором, основной камерой сгорания и турбиной, газотурбинного привода и систему выхлопа, соединенные между собой.Known energy gas turbine transported power plant according to the patent of the Russian Federation No. 2189477, a prototype that contains gas generator modules, with a compressor, a main combustion chamber and a turbine, a gas turbine drive and an exhaust system interconnected.
Недостатки: низкая мощность при небольших габаритах установки, повышенный расход топлива и низкая надежность установки из-за высокого уровня температуры перед турбиной. Большая мощность легко может быть достигнута при больших габаритах установки, но это затруднит ее транспортировку в отдаленные районы страны.Disadvantages: low power with small installation dimensions, increased fuel consumption and low reliability of the installation due to the high temperature in front of the turbine. Large capacity can easily be achieved with large installation dimensions, but this will complicate its transportation to remote areas of the country.
Задачи создания изобретения: повышение мощности, КПД и надежности установки.Objectives of the invention: increasing power, efficiency and reliability of the installation.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что газотурбинная установка для газоперекачивающих агрегатов, содержащая компрессор, соединенный с приводом, содержащим, в свою очередь, первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу, турбины высокого и низкого давления, с системой охлаждения, основную камеру сгорания между компрессором и турбиной высокого давления, отличающаяся тем, что она содержит внешнюю камеру сгорания и теплообменник-подогреватель, установленный за турбиной низкого давления, соединенный трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, установленным за внешней камерой сгорания. Во втором контуре установлен охлаждающий теплообменник, вход которого соединен с выходом из компрессора, а выход - с системой охлаждения турбин. Внешняя камера сгорания подсоединена к газовой магистрали через клапан и регулятор, а основная камера сгорания - через клапан, дожимной компрессор и регулятор.The solution to these problems was achieved due to the fact that the gas turbine installation for gas pumping units, containing a compressor connected to a drive, which, in turn, contains the first and second circuits, external and internal shafts with a fan mounted on the internal shaft, and a compressor mounted on external shaft, high and low pressure turbines with a cooling system, the main combustion chamber between the compressor and the high pressure turbine, characterized in that it contains an external combustion chamber and a heat exchanger a heater installed behind the low pressure turbine connected by coolant circulation pipelines to a heat exchanger installed behind the external combustion chamber. In the second circuit, a cooling heat exchanger is installed, the input of which is connected to the compressor outlet, and the output to the turbine cooling system. An external combustion chamber is connected to the gas line through a valve and a regulator, and the main combustion chamber is connected through a valve, a booster compressor and a regulator.
Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.To implement the invention, it is sufficient to use the known components and parts previously developed and implemented in the design of gas turbine engines and in mechanical engineering.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 4, where:
на фиг.1 приведен первый вариант двигателя,figure 1 shows the first version of the engine,
на фиг.2 приведен второй вариант двигателя,figure 2 shows the second version of the engine,
на фиг.3 приведена система охлаждения турбины,figure 3 shows the cooling system of the turbine,
на фиг.4 приведен разрез А-А.figure 4 shows a section aa.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит газовый компрессор 1 и привод 2. Привод 2 выполнен на базе газотурбинного двигателя и содержит два контура: первый 3 и второй 4, соответственно два вала: внутренний 5 и наружный 6, т.е. привод 2 выполнен двухконтурным по двухвальной схеме. Кроме того, привод 2 содержит воздухозаборник 7, вентилятор 8, компрессор 9, основную камеру сгорания 10 и турбину 11. Турбина 11 содержит турбину высокого давления 12 и турбину низкого давления 13. Каждая из турбин 12 и 13 может иметь или по одной или по несколько ступеней. В дальнейшем рассмотрен пример с одноступенчатыми турбинами. Турбина высокого давления 12 содержит первый сопловой аппарат турбины 14 и первое рабочее колесо турбины 15, а ступень турбины низкого давления 13 - второй сопловой аппарат турбины 16 и второе рабочее колесо турбины 17. Первое рабочее колесо турбины 15 установлено на наружном валу 6, а второе рабочее колесо турбины 17 - на внутреннем валу 3. На выходе из обеих контуров 3 и 4 выполнено реактивное сопло 18.The proposed technical solution (Fig. 1) contains a
Вне привода 2 установлена внешняя камера сгорания 19 с форсунками 20 и теплообменником 21 на выходе и выхлопным устройством 22 после теплообменника 21. Между турбинами высокого и низкого давления 12 и 13 установлен теплообменник-подогреватель 23.Outside the
Теплообменник 21 соединен трубопроводами рециркуляции теплоносителя: соответственно подводящим 24 и отводящим 25 с теплообменником-подогревателем 23. Между теплообменником 21 и подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 24 установлен насос теплоносителя 26 с приводом 27, а отводящий трубопровод рециркуляции теплоносителя 25 соединяет теплообменник-подогреватель 23 с теплообменником 21 для отвода теплоносителя. В качестве теплоносителя предпочтительно использовать жидкий натрий.
Газотурбинная установка содержит две системы топливоподачи 28 и 29 для подачи топлива (природного газа) в основную камеру сгорания 10 и во внешнюю камеру сгорания 21. Обе системы топливоподачи подключены к газовой магистрали 30. Основная система топливоподачи 28 содержит основной топливопровод 31, подключенный к газовой магистрали 30, и содержит клапан 32 и регулятор 33, а ее выход соединен с кольцевым коллектором 34. Кольцевой коллектор 34 соединен с форсунками 35 основной камеры сгорания 10.The gas turbine installation contains two
Дополнительная система топливоподачи 29 содержит дополнительный топливопровод 36 с регулятором 37, который соединен с форсунками 20. К внешней камере сгорания 19 подсоединен воздушный трубопровод 38 с регулятором расхода воздуха 39. Установка имеет блок управления 40, соединенный электрическими связями с клапаном 32 и регуляторами 33, 37 и 39.The additional
Компрессор 9 содержит ротор компрессора 41 с внешним валом 6. На внешнем валу 6 установлено также первое рабочее колесо турбины 15.The
Во втором контуре 4 (фиг.2) может быть установлен охлаждающий теплообменник 42, вход которого соединен трубопроводом отбора воздуха 43 с выходом компрессора 7, а выход - трубопроводом подачи 44 - с системой охлаждения 45 турбины 11 (турбин 12 и 13).In the second circuit 4 (FIG. 2), a
Система охлаждения 45 турбины 11 (фиг.3 и 4) содержит коллектор 46, установленный над первым сопловым аппаратом 14, и систему охлаждения турбины высокого давления, содержащую, в свою очередь, диафрагму 47, связанную через первый сопловой аппарат 14 с корпусом двигателя 48, дефлектор 49, установленный на диске турбины 50 и уплотнения 51. Система охлаждения турбин 45 теплоизолирована от теплообменника - подогревателя 23 теплоизоляционной перегородкой 52. Первый сопловой аппарат 14 и первое рабочее колесо турбины 15 имеют пустотелые охлаждаемые лопатки. Между внутренним валом 5 и теплоизоляционной перегородкой 52 образован кольцевой канал «Б» для прохода охлаждающего воздуха от турбины высокого давления 14 к турбине низкого давления 13. Аналогично системе охлаждения турбины высокого давления 12 выполнена система охлаждения турбины низкого давления 13 (фиг.3 и 4).The
Теплообменники-подогреватели 23 закреплены на теплоизоляционной перегородке 52, внутри которой выполнен коллектор теплоносителя 53, для раздачи теплоносителя (жидкого натрия) по элементам 54 теплообменника-подогревателя 23 (фиг.3 и 4). К коллектору теплоносителя 53 подстыкован подводящий трубопровод циркуляции теплоносителя 24.Heat exchangers-
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1…3 не показан). При этом раскручивают только один ротор из двух. Одновременно по команде с блока управления 40 открывают клапан 32, и топливо подается в основную камеру сгорания 10 к форсункам 35, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…4 не показано), и в форсунки 20 внешней камеры сгорания 19.During the operation of the gas turbine engine, it is started by the starter (the starter in Figs. 1 ... 3 is not shown). In this case, only one rotor of two is untwisted. At the same time, on command from the
В результате продукты сгорания проходят через рабочие колеса турбины 15 и 17 и раскручивают их, а также внешний вал 6, а внутренний вал 5. Тепло, снимаемое в теплообменнике 21 при помощи теплоносителя, подаваемого по подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 24, прогревает теплообменник-подогреватель 23, который подогревает, в свою очередь, продукты сгорания за первой турбиной высокого давления 12, что позволяет повысить мощность и КПД установки в целом.As a result, the combustion products pass through the impellers of the
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Улучшить запуск и приемистость привода установки на переходных режимах, за счет применения дешевого топлива (природного газа) и тепловой энергии, вырабатываемой во внешней камере сгорания одновременно.1. To improve the start-up and throttle response of the unit’s transient drive due to the use of cheap fuel (natural gas) and thermal energy generated in the external combustion chamber at the same time.
2. Повысить надежность двигателя2. Improve engine reliability
- за счет того, что при отказе одной топливной системы она может длительное время работать в режиме 50% от номинального,- due to the fact that in case of failure of one fuel system, it can for a long time work in the mode of 50% of the nominal,
- за счет применения эффективной системы охлаждения турбин и охлаждающего теплообменника.- through the use of an efficient turbine cooling system and a cooling heat exchanger.
3. Повысить КПД установки за счет более рациональной компоновки привода и отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину.3. To increase the efficiency of the installation due to a more rational layout of the drive and the absence of a rigid kinematic connection between the two shafts. This allowed us to design the optimal compressor and turbine.
4. Улучшить надежность установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на вторую и последующие ступени турбины, при их наличии.4. Improve the reliability of the installation by reducing the number of stages of the turbine to one stage and distributing most of the load on the second and subsequent stages of the turbine, if any.
5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора компрессора, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Применение двухвальной схемы двигателя для привода позволит развязать механически рабочие колеса и роторы турбин и компрессоров.5. Create favorable conditions for the operation of the compressor fan by agreeing on their optimal calculated angular rotational speeds of the fan. The use of a two-shaft engine circuit for a drive will allow the mechanical impellers and rotors of turbines and compressors to be decoupled mechanically.
6. Обеспечить оптимальную работу двигателя привода на переходных режимах.6. Ensure optimal operation of the drive motor in transient conditions.
7. Значительно уменьшить удельный расход топлива при эксплуатации установки.7. Significantly reduce the specific fuel consumption during installation operation.
8. Облегчить условия работы вентилятора за счет его нежесткой связи с валом компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов ротора компрессора и ротора вентилятора.8. To facilitate the working conditions of the fan due to its non-rigid connection with the compressor shaft and the possibility of their mutual slippage and mismatch of the rotor speeds of the compressor rotor and the fan rotor.
9. Облегчить запуск и останов привода установки за счет применения двухвальной схемы.9. Facilitate the start and stop of the installation drive through the use of a two-shaft scheme.
10. Уменьшить вес и габариты и общий вес установки за счет компактности10. Reduce the weight and dimensions and the total weight of the installation due to compactness
11. Снизить стоимость установки за счет отказа от дорогостоящих материалов, используемых при изготовлении турбины, и решить проблему охлаждения турбины, во-первых, снизив температуру перед ней, во-вторых, направив весь охлаждающий воздух на охлаждение только одной или двух ступеней турбины, вместо 4-х…5-ти ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях.11. To reduce the cost of installation due to the rejection of expensive materials used in the manufacture of the turbine, and to solve the problem of cooling the turbine, firstly, by lowering the temperature in front of it, and secondly, by directing all the cooling air to cool only one or two stages of the turbine, instead 4 ... 5 steps, previously used on powerful gas turbine engines.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008125735/06A RU2374468C1 (en) | 2008-06-24 | 2008-06-24 | Gas turbine for gas-compressor plant |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008125735/06A RU2374468C1 (en) | 2008-06-24 | 2008-06-24 | Gas turbine for gas-compressor plant |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2374468C1 true RU2374468C1 (en) | 2009-11-27 |
Family
ID=41476751
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008125735/06A RU2374468C1 (en) | 2008-06-24 | 2008-06-24 | Gas turbine for gas-compressor plant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2374468C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2610631C1 (en) * | 2015-12-14 | 2017-02-14 | Николай Борисович Болотин | Gas compressor unit |
-
2008
- 2008-06-24 RU RU2008125735/06A patent/RU2374468C1/en active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2610631C1 (en) * | 2015-12-14 | 2017-02-14 | Николай Борисович Болотин | Gas compressor unit |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11047307B2 (en) | Hybrid expander cycle with intercooling and turbo-generator | |
US11008938B2 (en) | Gas turbine blower/pump | |
CN108137161B (en) | Auxiliary power unit with electrically driven compressor | |
US11542869B2 (en) | Dual cycle intercooled hydrogen engine architecture | |
US11022040B2 (en) | Backup system for supplying compressed air to a gas turbine component | |
RU2374468C1 (en) | Gas turbine for gas-compressor plant | |
RU2424441C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine | |
RU82778U1 (en) | GAS-TURBINE DRIVE WITH EXHAUST GAS HEAT REGENERATION | |
US11053851B2 (en) | Supplementary air injection system for gas turbines | |
CN115680881A (en) | Dual cycle intercooled engine architecture | |
RU2379533C1 (en) | Gas turbine unit | |
RU2389887C1 (en) | Combined nuclear boost aircraft engine | |
RU2376483C1 (en) | Nuclear gas turbine engine with afterburning | |
RU2379532C1 (en) | Nuclear gas turbine aircraft engine | |
RU2425243C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine | |
RU2463462C1 (en) | Combined gas turbo expander plant to run on natural gas | |
RU2095634C1 (en) | Combined gas pimping unit | |
RU2359132C1 (en) | Turboprop gas turbine engine | |
RU2358120C1 (en) | Turbopropeller gas-turbine engine | |
RU2435049C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine | |
KR102566355B1 (en) | Gas Turbine Blower/Pump | |
RU2334886C1 (en) | Combined heat-recovery cooled gas turbine power plant | |
RU2349775C1 (en) | Nuclear gas-turbine aviation engine | |
RU2375219C1 (en) | Nuclear gas turbine locomotive and its power plant | |
RU2336429C1 (en) | Nuclear gas turbine engine |