RU2097590C1 - Gas-turbine engine operation process - Google Patents
Gas-turbine engine operation process Download PDFInfo
- Publication number
- RU2097590C1 RU2097590C1 RU94033864A RU94033864A RU2097590C1 RU 2097590 C1 RU2097590 C1 RU 2097590C1 RU 94033864 A RU94033864 A RU 94033864A RU 94033864 A RU94033864 A RU 94033864A RU 2097590 C1 RU2097590 C1 RU 2097590C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion
- gas turbine
- gas
- air
- compressor
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 35
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 18
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 6
- 241000819235 Orania <sea snail> Species 0.000 claims 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 abstract description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 abstract description 4
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 238000010835 comparative analysis Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Supercharger (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроения, в частности газотурбинным двигателям. The invention relates to engine building, in particular gas turbine engines.
Известен способ работы газотурбинного двигателя [1] в котором все топливо сжигается в камере сгорания. Энергия продуктов сгорания частично используется для совершения работы в газовой турбине, приводящей компрессор, а оставшаяся часть используется для создания тяги. A known method of operation of a gas turbine engine [1] in which all fuel is burned in the combustion chamber. The energy of the combustion products is partially used to perform work in a gas turbine driving the compressor, and the rest is used to create traction.
Недостатком известного способа является сравнительно низкая экономичность, неполное сгорание топлива, а также слабая форсировка двигателя. The disadvantage of this method is the relatively low efficiency, incomplete combustion of fuel, as well as weak engine boost.
Известен способ работы газотурбинного двигателя, выбранный в качестве прототипа [2] в котором производится сжатие воздуха в компрессоре, сжигание топлива в камере сгорания, расширение продуктов сгорания в газовой турбине, подогрев продуктов сгорания в форсажной камере сгорания и выброс продуктов сгорания через сопло в атмосферу. A known method of operation of a gas turbine engine, selected as a prototype [2] in which the air is compressed in the compressor, the fuel is burned in the combustion chamber, the combustion products are expanded in the gas turbine, the combustion products are heated in the afterburner and the combustion products are emitted through the nozzle into the atmosphere.
Недостатком известного технического решения является сравнительно низкая экономичность и неполное сгорание топлива при работе газотурбинного двигателя, особенно на форсажном режиме. A disadvantage of the known technical solution is the relatively low efficiency and incomplete combustion of the fuel during operation of the gas turbine engine, especially in the afterburner mode.
Предлагаемый способ работы газотурбинного двигателя решает задачу повышения экономичности и полноты сгорания топлива при работе газотурбинного двигателя как на крейсерском, так и на форсажном режиме работы. The proposed method of operation of a gas turbine engine solves the problem of increasing the efficiency and completeness of fuel combustion during operation of the gas turbine engine both in cruising and in afterburning operation.
В предлагаемом способе указанные преимущества достигаются путем сжигания топлива в камере сгорания при коэффициенте избытка воздуха 0,4 0,6, а дожигание несгоревшего топлива осуществляют сначала в проточной части турбины с коэффициентом избытка воздуха меньше 0,8, а затем в форсажной камере сгорания с коэффициентом избытка воздуха больше 1 за счет подвода дополнительных порций воздуха из соответствующих ступеней компрессора, помимо этого, в ступени компрессора и/или камеру сгорания впрыскивают воду. In the proposed method, these advantages are achieved by burning fuel in the combustion chamber with an excess air coefficient of 0.4 0.6, and afterburning of unburned fuel is carried out first in the turbine flow path with an excess air coefficient of less than 0.8, and then in the afterburner with a coefficient excess air is greater than 1 due to the supply of additional portions of air from the corresponding compressor stages, in addition, water is injected into the compressor stage and / or the combustion chamber.
Повышение экономичности газотурбинного двигателя по предлагаемому способу его работы происходит вследствие квазиизотремического расширения рабочего тела в газовой турбине, а улучшение полноты сгорания топлива и других экологических показателей за счет ступенчатого сжигания топлива. Increasing the efficiency of a gas turbine engine by the proposed method of its operation occurs due to quasi-isotreme expansion of the working fluid in a gas turbine, and improving the completeness of combustion of fuel and other environmental indicators due to the step-by-step combustion of fuel.
Выбор коэффициента избытка воздуха в камере сгорания в пределах 0,4 0,6 и впрыск воды обусловлен поддержанием заданной температуры продуктов сгорания на входе в газовую турбину. The choice of the coefficient of excess air in the combustion chamber in the range of 0.4 to 0.6 and the injection of water is due to maintaining a predetermined temperature of the combustion products at the entrance to the gas turbine.
Сопоставительный анализ предлогаемого и известного решений показывает, что работа газотурбинного двигателя по предлагаемому способу отличается тем, что процесс сжигания топлива осуществляют с коэффициентом избытка воздуха меньше 0,8 в камере сгорания и газовой турбине и с коэффициентом избытка воздуха больше единицы в форсажной камере за счет подвода дополнительного воздуха, отбираемого из соответствующих ступеней компрессора. A comparative analysis of the proposed and known solutions shows that the gas turbine engine according to the proposed method is characterized in that the fuel combustion process is carried out with an excess air coefficient of less than 0.8 in the combustion chamber and gas turbine and with an excess air coefficient of more than one in the afterburner due to the supply additional air taken from the corresponding compressor stages.
На чертеже изображена принципиальная схема газотурбинного двигателя, в котором реализуется предлагаемый способ. The drawing shows a schematic diagram of a gas turbine engine in which the proposed method is implemented.
Газотурбинный двигатель включает компрессор 1, камеру сгорания 2, газовую турбину 3, форсажную камеру 4, выходное сопло 5, воздуховоды 6, трубопроводы для впрыска воды 7. The gas turbine engine includes a compressor 1, a combustion chamber 2, a gas turbine 3, an afterburner 4, an output nozzle 5, air ducts 6, pipelines for water injection 7.
Способ осуществляют следующим образом. The method is as follows.
Воздух из атмосферы подают в компрессор 1, часть сжатого до максимального давления воздуха поступает в камеру сгорания 2, куда подают топливо. В камере сгорания 2 топливо сжигают с коэффициентом избытка воздуха меньше 1 (в пределах 0,4 0,6) в зависимости от требуемой температуры получаемых продуктов сгорания на входе в газовую турбину 3. Далее продукты сгорания в газовой турбине 3 дожигают с повышением коэффициента избытка воздуха за счет отбираемых порций воздуха из соответствующих ступеней компрессора 1 по воздуховодам 6. Далее продукты неполного сгорания топлива вводят в форсажную камеру 4, где дожигают с коэффициентом избытка воздуха больше 1 путем подачи в нее воздуха из компрессора 1 по соответствующему воздуховоду 6. Затем продукты полного сгорания топлива через выходное сопло 5 выбрасывают в атмосферу, создавая необходимую тягу. Air from the atmosphere is supplied to the compressor 1, part of the compressed air to the maximum pressure enters the combustion chamber 2, where fuel is supplied. In the combustion chamber 2, fuel is burned with an excess air coefficient of less than 1 (within 0.4 0.6) depending on the required temperature of the obtained combustion products at the inlet of the gas turbine 3. Further, the combustion products in the gas turbine 3 are burned up with an increase in the excess air coefficient due to the selected portions of air from the corresponding stages of the compressor 1 through the ducts 6. Next, the products of incomplete combustion of fuel are introduced into the afterburner 4, where they are burned out with an excess air coefficient of more than 1 by supplying air from the compressor to it ora 1 corresponding duct 6. Then complete combustion products through the outlet nozzle 5 emit, creating the necessary thrust.
При работе не на форсируемом режиме количество подаваемого топлива в камеру 2 сгорания уменьшают с тем, чтобы процесс сгорания на выходе из газовой турбины 3 завершался при коэффициенте избытка воздуха 1, а регулирование требуемой температуры на выходе из камеры сгорания 2 осуществляют впрыском воды по трубопроводам 7. When operating in non-forced mode, the amount of fuel supplied to the combustion chamber 2 is reduced so that the combustion process at the outlet of the gas turbine 3 is completed with an excess air coefficient of 1, and the required temperature at the outlet of the combustion chamber 2 is regulated by water injection through pipelines 7.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94033864A RU2097590C1 (en) | 1994-09-15 | 1994-09-15 | Gas-turbine engine operation process |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94033864A RU2097590C1 (en) | 1994-09-15 | 1994-09-15 | Gas-turbine engine operation process |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94033864A RU94033864A (en) | 1996-10-20 |
| RU2097590C1 true RU2097590C1 (en) | 1997-11-27 |
Family
ID=20160522
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94033864A RU2097590C1 (en) | 1994-09-15 | 1994-09-15 | Gas-turbine engine operation process |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2097590C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2127818C1 (en) * | 1996-07-25 | 1999-03-20 | Пухлик Илья Борисович | Intershaft combustion turbine engine |
| RU2194870C2 (en) * | 2000-12-15 | 2002-12-20 | Акчурин Харас Исхакович | Method of operation and design of gas turbine plant with complex system of deep recovery of heat and production of harmful effluents |
| RU2490489C2 (en) * | 2011-08-23 | 2013-08-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Method for reducing emissions of nitrogen oxides from gas-turbine plant with heat recovery |
| RU2491435C1 (en) * | 2011-12-27 | 2013-08-27 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Method of decreasing harmful emissions from gas turbine with heat recovery |
| RU2777999C1 (en) * | 2021-11-22 | 2022-08-12 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный технический университет" | Combined-cycle power plant |
-
1994
- 1994-09-15 RU RU94033864A patent/RU2097590C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Казаджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983. с.4, рис.1. 2. Пчелкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1964, с.212, рис.114. * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2127818C1 (en) * | 1996-07-25 | 1999-03-20 | Пухлик Илья Борисович | Intershaft combustion turbine engine |
| RU2194870C2 (en) * | 2000-12-15 | 2002-12-20 | Акчурин Харас Исхакович | Method of operation and design of gas turbine plant with complex system of deep recovery of heat and production of harmful effluents |
| RU2490489C2 (en) * | 2011-08-23 | 2013-08-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Method for reducing emissions of nitrogen oxides from gas-turbine plant with heat recovery |
| RU2491435C1 (en) * | 2011-12-27 | 2013-08-27 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Method of decreasing harmful emissions from gas turbine with heat recovery |
| RU2777999C1 (en) * | 2021-11-22 | 2022-08-12 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный технический университет" | Combined-cycle power plant |
| RU2799696C1 (en) * | 2023-04-06 | 2023-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования «Самарский государственный технический университет» | Combined cycle power plant unit |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94033864A (en) | 1996-10-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7284377B2 (en) | Method and apparatus for operating an intercooler for a gas turbine engine | |
| US5557919A (en) | Method of operating a gas turbine installation | |
| RU2140001C1 (en) | Method of operation of supersonic hybrid air-jet engine plant | |
| US2511385A (en) | Two-stage gas turbine | |
| EP1431563A1 (en) | Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust | |
| EP1164254A3 (en) | Optimized steam turbine peaking cycles utilizing steam bypass and related process | |
| EP1069282A3 (en) | Dual-pressure steam injection partial-regeneration-cycle gas turbine system | |
| RU1584492C (en) | Two-circuit turbojet engine | |
| JPH0949436A (en) | Starting method of combination plant | |
| CN110529231A (en) | A kind of pressing combustion type engine system and its operating method using single methanol fuel | |
| RU2097590C1 (en) | Gas-turbine engine operation process | |
| RU2044145C1 (en) | Gas-turbine plant | |
| RU2057960C1 (en) | Method of converting thermal energy to work in gas-turbine plant and gas-turbine plant proper | |
| EP1028237A3 (en) | Gas turbine engine | |
| RU97108602A (en) | METHOD FOR ORGANIZING THE POWER PLANT WITH A COMBINED CYCLE | |
| CA2198224A1 (en) | Method and apparatus for regulating and augmenting the power output of a gas turbine | |
| US3901026A (en) | Gas turbine with auxiliary gasifier engine | |
| ATE351974T1 (en) | METHOD FOR OPERATING A TURBO MACHINE AND TURBO MACHINE | |
| RU92014117A (en) | METHOD FOR CONVERSION OF HEAT ENERGY TO WORK AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION | |
| CN116291873B (en) | A gas turbine with a secondary combustion detonation combustion chamber | |
| SU1560749A1 (en) | Method of converting thermal energy into work | |
| RU2149273C1 (en) | Gas turbine plant operating on high-pressure gaseous fuel | |
| SU1719684A1 (en) | Method of gas-turbine engine operation | |
| RU2044906C1 (en) | Method of converting heat into mechanical work in gas- turbine engine and gas-turbine engine | |
| GB2283064A (en) | Internal combustion engine exhaust gas energy recovery |