RU2529989C1 - Способ охлаждения газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ охлаждения газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2529989C1 RU2529989C1 RU2013125949/06A RU2013125949A RU2529989C1 RU 2529989 C1 RU2529989 C1 RU 2529989C1 RU 2013125949/06 A RU2013125949/06 A RU 2013125949/06A RU 2013125949 A RU2013125949 A RU 2013125949A RU 2529989 C1 RU2529989 C1 RU 2529989C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- gas turbine
- air
- cooling
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Способ охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в понижении температуры воздуха, используемого для охлаждения ГТД. Понижение температуры воздуха осуществляется в турбохолодильной установке (ТХУ) и включает сжатие воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере. ТХУ установлена во входном канале ГТД, поперечные размеры которого больше поперечных размеров компрессора ТХУ. Степень повышения давления в компрессоре ТХУ больше степени повышения давления в компрессоре ГТД. ТХУ приводится в действие от ГТД. Давление охлажденного воздуха на выходе из ТХУ соответствует давлению воздуха за компрессором ГТД. Для повышения степени охлаждения воздуха часть этого воздуха перепускается на вход в компрессор ТХУ. Способ позволяет повысить температуру газа перед лопатками газовой турбины ГТД до 2600 K. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению.
Развитие авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) идет по пути повышения температур рабочего тела, что требует создания эффективных способов охлаждения ГТД.
Эффективность существующих систем охлаждения ГТД (Теория авиационных двигателей. Под ред. П.К. Казанджана. - М.: Машиностроение, 1983. C.188-l97, рис.11.1, 11.3, 11.4, 11.5, 11.8) при степенях повышения давления воздуха более 25 резко снижается, что связано с ростом температуры воздуха, используемого при охлаждении.
Целью изобретения является понижение температуры воздуха, используемого при охлаждении ГТД.
Известен способ понижения температуры охлаждающего воздуха, заключающийся в использовании теплообменника, установленного во втором контуре двухконтурного турбореактивного двигателя (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина - М.: Изд-во МАИ, 2003, с.656, рис.22.1).
Известен способ охлаждения воздуха, заключающийся в его сжатии в компрессоре с последующим охлаждением в теплообменнике и механически связанным с компрессором турбодетандере (Патент RU 2120586 С1, 1998).
Поставленная цель достигается тем, что во входном канале ГТД устанавливаются: компрессор, поперечные размеры которого меньше поперечных размеров входного канала ГТД, а степень повышения давления больше, чем в компрессоре ГТД, теплообменник и механически связанный с компрессором турбодетандер, образующие турбохолодильную установку (ТХУ). В турбодетандере сжатый воздух расширяется до заданного давления (охлаждается), после чего поступает в ГТД, который приводит в действие ТХУ.
Сущность изобретения заключается в том, что за счет механической работы, генерируемой ГТД, осуществляется передача теплоты от воздуха, используемого для охлаждения ГТД, воздуху, поступающему в компрессор ГТД.
Предпочтительным давлением воздуха на выходе из турбодетандера следует считать давление, соответствующее давлению воздуха за компрессором ГТД (стандартное техническое условие для обеспечения работоспособности систем воздушного охлаждения ГТД).
Для увеличения степени охлаждения воздуха (за счет повышения предельной степени сжатия воздуха в компрессоре ТХУ), часть охлажденного воздуха, выходящего из турбодетандера, следует перепускать на вход в компрессор ТХУ.
Предельная степень повышения давления воздуха в компрессоре ТХУ определяется как
где ТМ - предельно допустимая температура для компрессора теплообменника ТХУ (здесь и далее по тексту используются температуры торможения);
ТВ - температура воздуха на входе в компрессор ТХУ;
ηК - коэффициент полезного действия компрессора.
С целью повышения коэффициента интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике (доля отведенной теплоты от теплоты, которую можно теоретически отвести) расход воздуха через компрессор ТХУ должен составлять не более 10% от расхода воздуха через компрессор ГТД.
Для согласования частот вращения компрессоров ТХУ и ГТД между ТХУ и ГТД может устанавливаться редуктор.
На фиг.1 изображена схема ГТД с ТХУ на входе;
на фиг.2 изображен термодинамический процесс в Ρ-υ координатах;
на фиг.3 показаны зависимости температур охлажденного воздуха для ГТД с различными степенями повышения давления в компрессоре;
на фиг.4 показана характеристика эффективности предлагаемого способа.
ГТД (фиг.1) состоит из входного устройства 1, входного устройства турбохолодильной установки 2, осецентробежного компрессора 3, теплообменника 4, турбодетандера 5, ресивера 6, турбокомпрессора 7, выходного устройства 8. Турбокомпрессор 7 состоит из компрессора ГТД, камеры сгорания и турбины привода компрессора ГТД. Поперечные размеры канала входного устройства 1 больше поперечных размеров компрессора 3. Компрессор 3, турбодетандер 5 и турбокомпрессор 7 соединены между собой полым валом, внутренняя полость которого соединяет полости: входного устройства ТХУ, ресивера 6 и каналов системы охлаждения ГТД.
Способ охлаждения ГТД осуществляется следующим образом. Воздух через входное устройство 1 попадает в ГТД и делится на два потока.
Первый поток проходит через теплообменник 4 и попадает в компрессор ГТД.
Второй поток поступает во входное устройство ТХУ, смешивается с холодным воздухом, поступающим через полый вал, и попадает в компрессор 1. В компрессоре воздух сжимается до заданного давления и нагревается. Нагретый воздух поступает в теплообменник 4, где охлаждается воздухом наружного контура. Охлажденный воздух под давлением поступает в турбодетандер, где расширяется до заданного давления, равного давлению воздуха за компрессором ГТД, и охлаждается до требуемой температуры.
Требуемая температура на выходе их ТХУ поддерживается за счет частичного перепуска холодного воздуха (через полый вал) на вход в компрессор 1. Уменьшение температуры воздуха на входе в компрессор 1 позволяет при прочих равных условиях иметь более высокую степень повышения давления в компрессоре ТХУ и, соответственно, более высокую степень охлаждения воздуха в турбодетандере - более низкую температуру ТХ.
Холодный воздух из ресивера 6 (через полый вал) поступает в систему охлаждения ГТД. Привод ТХУ осуществляется газотурбинным двигателем.
На фиг.2 изображен термодинамический процесс в Ρ-υ координатах, показывающий энергетические превращения воздуха при его прохождении через ТХУ. Буквами обозначены состояния воздуха: В - на входе в компрессор ТХУ; К - при давлении, равном давлению за компрессором ГТД; М - на выходе из компрессора ТХУ; Д - на входе в турбодетандер; X - на выходе из турбодетандера. Видно, что на выходе из турбодетандера давление воздуха равно давлению воздуха за компрессором ГТД, а его температура меньше температуры воздуха на входе в компрессор ТХУ (компрессор ГТД).
Если допустить, что температура воздуха на входе в ТХУ близка к температуре воздуха на входе в компрессор ГТД, то температура холодного воздуха (фиг.2) может быть определена как
πК - степень повышения давления в компрессоре ГТД.
На фиг.3 показаны значения температур холодного воздуха для ГТД, имеющих разные πК и разные ϑ, при температурах воздуха: ТВ=288 K, ТМ=1000 K, полученные в соответствии с представленным выше соотношением.
Еще более наглядно эффективность предлагаемого способа иллюстрируется относительной температурой холодного воздуха , которая показывает, какую степень понижения температуры позволяет реализовать способ по отношению к традиционному отбору воздуха за компрессором ГТД. Относительная температура холодного воздуха определяется как
На фиг.4 показана зависимость от температуры воздуха на входе в ТХУ для различных коэффициентов ϑ при ТМ=1000 K. Видно, что уменьшение ΤВ (например, ΤВ=200 Κ и менее), которое может быть достигнуто перепуском холодного воздуха на вход в ТХУ, позволяет реализовать, по сути, любую степень понижения температуры .
Исходя из возможностей способа (фиг.4), его применение позволяет решить проблему высоких температур в ГТД, включая температуру газа перед турбиной. Максимальные температуры газа, которые могут быть реализованы в ГТД, составляют порядка 2600 K (при больших температурах происходит диссоциация продуктов сгорания). Предлагаемый способ охлаждения ГТД позволяет в случае необходимости достичь 2600 K.
Claims (6)
1. Способ охлаждения газотурбинного двигателя, заключающийся в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере, механически связанным с компрессором, образующими турбохолодильную установку, отличающийся тем, что компрессор, теплообменник и турбодетандер установлены во входном канале газотурбинного двигателя, поперечные размеры которого больше поперечных размеров компрессора, степень повышения давления воздуха в компрессоре турбохолодильной установки больше, чем в компрессоре газотурбинного двигателя, который приводит в действие турбохолодильную установку.
2. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что давление воздуха за турбодетандером равно давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя.
3. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что часть охлажденного воздуха, выходящего из турбодетандера, перепускается на вход в компрессор турбохолодильной установки.
4. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что степень повышения давления в компрессоре определяется как
где ТМ - предельно допустимая температура для компрессора и теплообменника (здесь и далее используются температуры торможения);
ТВ - температура воздуха на входе в компрессор;
ηК - коэффициент полезного действия компрессора.
где ТМ - предельно допустимая температура для компрессора и теплообменника (здесь и далее используются температуры торможения);
ТВ - температура воздуха на входе в компрессор;
ηК - коэффициент полезного действия компрессора.
5. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что расход воздуха через компрессор турбохолодильной установки составляет менее 10% от расхода воздуха через компрессор газотурбинного двигателя.
6. Способ охлаждения газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что между турбохолодильной установкой и газотурбинным двигателем установлен редуктор.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013125949/06A RU2529989C1 (ru) | 2013-06-05 | 2013-06-05 | Способ охлаждения газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013125949/06A RU2529989C1 (ru) | 2013-06-05 | 2013-06-05 | Способ охлаждения газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2529989C1 true RU2529989C1 (ru) | 2014-10-10 |
Family
ID=53381506
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013125949/06A RU2529989C1 (ru) | 2013-06-05 | 2013-06-05 | Способ охлаждения газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2529989C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2666701C1 (ru) * | 2017-12-11 | 2018-09-11 | Владимир Леонидович Письменный | Стехиометрическая парогазовая установка |
RU2671264C1 (ru) * | 2018-01-15 | 2018-10-30 | Владимир Леонидович Письменный | Стехиометрическая парогазотурбинная установка |
RU2673948C1 (ru) * | 2017-11-14 | 2018-12-03 | Владимир Леонидович Письменный | Энергоустановка |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU527087A1 (ru) * | 1974-06-03 | 1977-01-25 | Московский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Серго Орджоникидзе | Газотурбинна установка |
US4991394A (en) * | 1989-04-03 | 1991-02-12 | Allied-Signal Inc. | High performance turbine engine |
RU2263219C1 (ru) * | 2004-02-04 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя |
-
2013
- 2013-06-05 RU RU2013125949/06A patent/RU2529989C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU527087A1 (ru) * | 1974-06-03 | 1977-01-25 | Московский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Серго Орджоникидзе | Газотурбинна установка |
US4991394A (en) * | 1989-04-03 | 1991-02-12 | Allied-Signal Inc. | High performance turbine engine |
RU2263219C1 (ru) * | 2004-02-04 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
RU 2371588 C2, (ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ "КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ" (КГЭУ)), 27.10.2009 . * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2673948C1 (ru) * | 2017-11-14 | 2018-12-03 | Владимир Леонидович Письменный | Энергоустановка |
RU2666701C1 (ru) * | 2017-12-11 | 2018-09-11 | Владимир Леонидович Письменный | Стехиометрическая парогазовая установка |
RU2671264C1 (ru) * | 2018-01-15 | 2018-10-30 | Владимир Леонидович Письменный | Стехиометрическая парогазотурбинная установка |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20160069264A1 (en) | Gas turbine engine with turbine cooling and combustor air preheating | |
US20170241336A1 (en) | Process for retrofitting an industrial gas turbine engine for increased power and efficiency | |
KR102408585B1 (ko) | 통합형 열 회수 및 냉각 사이클 시스템을 갖는 터빈 엔진 | |
EP2240675B1 (en) | Low carbon emissions combined cycle power plant and process | |
US10364744B2 (en) | Deep heat recovery gas turbine engine | |
US9752501B2 (en) | Aero boost—gas turbine energy supplementing systems and efficient inlet cooling and heating, and methods of making and using the same | |
US20130239542A1 (en) | Structures and methods for intercooling aircraft gas turbine engines | |
US9435223B2 (en) | Gas turbine apparatus | |
EP2410153A3 (en) | A hybrid power generation system and a method thereof | |
US9885283B2 (en) | Gas turbine engine driven by supercritical power generation system | |
CA2750662C (en) | Improvements in multi-stage centrifugal compressors | |
US20150240713A1 (en) | Aero boost - gas turbine energy supplementing systems and efficient inlet cooling and heating, and methods of making and using the same | |
RU2529989C1 (ru) | Способ охлаждения газотурбинного двигателя | |
WO2014158244A3 (en) | Intercooled gas turbine with closed combined power cycle | |
EP1191206A3 (en) | Interstage cooling system of a multi-compressor turbocharger, engine and turbocharger comprising such a cooling system, and method of operating the turbocharger | |
RU2017131217A (ru) | Устройство и способ переоснащения силовой установки комбинированного цикла | |
RU2661427C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
JP5943848B2 (ja) | 多段式過給システム及びその制御装置並びにその制御方法 | |
EP2765281A1 (en) | A rankine cycle apparatus | |
HU176063B (en) | Device for intensified supercharging the cylinder of internal combustion engine | |
RU2617026C1 (ru) | Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя | |
RU2369808C2 (ru) | Тригенерационная газотурбинная установка | |
WO2013151760A1 (en) | Systems and methods for implementing an open thermodynamic cycle for extracting energy from a gas | |
RU2599082C1 (ru) | Газотурбодетандерная энергетическая установка компрессорной станции магистрального газопровода | |
Landeka et al. | Efficiency increase in ship's primal energy system using a multistage compression with intercooling |