RU2013614C1 - Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion - Google Patents
Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion Download PDFInfo
- Publication number
- RU2013614C1 RU2013614C1 SU5005166A RU2013614C1 RU 2013614 C1 RU2013614 C1 RU 2013614C1 SU 5005166 A SU5005166 A SU 5005166A RU 2013614 C1 RU2013614 C1 RU 2013614C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- working fluid
- turbine
- ejector
- engine
- turbine stage
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к энергетике, а именно к способу преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и к газотурбинным двигателям, реализующим этот способ. The invention relates to energy, and in particular to a method for converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine and to gas turbine engines implementing this method.
Изобретение может быть использовано в газотурбинных двигателях, предназначенных для применения в стационарных энергетических и силовых установках, используемых на различных наземных транспортных средствах и воздушных и водных судах. The invention can be used in gas turbine engines intended for use in stationary power and power plants used on various land vehicles and aircraft and watercraft.
Известны способы преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинных двигателях, при которых долю полезной мощности увеличивают, либо повышая температуру рабочего тела перед турбиной, либо снижая температуру окислителя, используемого для сжигания топлива с целью получения рабочего тела [1] . Однако такие способы повышения полезной мощности недостаточно эффективны и наносят вред окружающей среде, так как в атмосферу выбрасывается большое количество выхлопных газов. Known methods of converting thermal energy into mechanical energy in gas turbine engines, in which the fraction of useful power is increased, either by increasing the temperature of the working fluid in front of the turbine, or by lowering the temperature of the oxidizing agent used to burn fuel to obtain the working fluid [1]. However, such methods of increasing the useful power are not effective enough and harm the environment, since a large amount of exhaust gas is emitted into the atmosphere.
Известен способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, при котором изменяют температуру рабочего тела путем его охлаждения и расширения [2] . Осуществляют ступенчатое расширение рабочего тела перед ступенями расширения, а в камеру сгорания подают дополнительный окислитель. Сжигание топлива перед промежуточной ступенью расширения производят недостатком окислителя, а перед последней - с избытком. A known method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having at least two turbine stages located in the flow part and a source of heated working fluid, at which the temperature of the working fluid is changed by cooling and expanding it [2]. Carry out a stepwise expansion of the working fluid in front of the expansion steps, and an additional oxidizing agent is fed into the combustion chamber. The burning of fuel before the intermediate stage of expansion is carried out by a deficiency of an oxidizing agent, and before the last one, in excess.
Этот способ не обеспечивает достаточного повышения КПД, так как многостадийное сжигание топлива не приводит к уменьшению количества охлаждающего газа. Это приводит к возрастанию потерь мощности двигателя на работу компрессора, а следовательно, к снижению КПД. Кроме того, сжигание обогащенной смеси приводит к снижению долговечности двигателя из-за обильного образования сажи. Наличие второй камеры сгорания для дожигания смеси с избытком окислителя приводит к усложнению способа. This method does not provide a sufficient increase in efficiency, since multi-stage combustion of fuel does not lead to a decrease in the amount of cooling gas. This leads to an increase in the loss of engine power for compressor operation, and consequently, to a decrease in efficiency. In addition, the combustion of the enriched mixture leads to a decrease in engine durability due to abundant soot formation. The presence of a second combustion chamber for afterburning the mixture with an excess of oxidizing agent leads to a complication of the method.
Известен газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела [3] . Воздух забирается из атмосферы компрессором и поступает в источник нагретого рабочего тела в виде камеры сгорания, в которую подают топливо. Воздух в камере сгорания разделяется на два потока, один из которых используется для собственно сгорания топлива, а другой - для подмешивания к продуктам сгорания с целью снижения их температуры. Получаемое нагретое рабочее тело расширяется в ступенях турбины, в результате чего совершается полезная работа. Мощность газотурбинного двигателя частично расходуется на привод компрессора, а оставшаяся часть мощности является полезной мощностью двигателя. Полезная мощность газотурбинного двигателя составляет сравнительно небольшую долю от мощности, развиваемой турбинными cтупенями. Эта доля мощности определяется коэффициентом полезной работы φ, который для существующих газотурбинных двигателей составляет всего 0,3-0,4. Двигатель имеет низкий КПД, не превышающий 30% , и небольшую полезную мощность, составляющую максимум 40% от мощности, развиваемой турбинными ступенями. Таким образом, основной недостаток этого газотурбинного двигателя - низкий КПД при низкой полезной мощности. Кроме того, этот двигатель выбрасывает в атмосферу большое количество выхлопных газов. Known gas turbine engine containing at least two turbine stages located in the flow part and a source of heated working fluid [3]. Air is taken from the atmosphere by the compressor and enters the source of the heated working fluid in the form of a combustion chamber into which fuel is supplied. The air in the combustion chamber is divided into two streams, one of which is used for the actual combustion of the fuel, and the other for mixing with the combustion products in order to reduce their temperature. The resulting heated working fluid expands in the steps of the turbine, resulting in useful work. The power of a gas turbine engine is partially spent on the drive of the compressor, and the remaining part of the power is the net power of the engine. The net power of the gas turbine engine is a relatively small fraction of the power developed by the turbine stages. This share of power is determined by the efficiency factor φ, which for existing gas turbine engines is only 0.3-0.4. The engine has a low efficiency, not exceeding 30%, and a small net power, comprising a maximum of 40% of the power developed by the turbine stages. Thus, the main disadvantage of this gas turbine engine is its low efficiency at low net power. In addition, this engine emits a large amount of exhaust gas into the atmosphere.
Известны также газотурбинный двигатель, содержащий турбинные ступени, эжектор, источник нагретого тела, и способ преобразования тепловой энергии в двигателе [4] . Also known are a gas turbine engine containing turbine stages, an ejector, a source of a heated body, and a method for converting thermal energy in an engine [4].
Цель изобретения - использовать в способе преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе такое изменение термодинамического состояния рабочего тела, чтобы увеличить кинетическую энергию рабочего тела при обеспечении надежности двигателя в работе, и изменить конструкцию газотурбинного двигателя так, чтобы организация потоков рабочего тела обеспечила повышение КПД и полезной мощности газотурбинного двигателя при снижении количества выхлопных газов. The purpose of the invention is to use in the method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine such a change in the thermodynamic state of the working fluid in order to increase the kinetic energy of the working fluid while ensuring engine reliability, and to change the design of the gas turbine engine so that the organization of the flow of the working fluid provides an increase in efficiency and net power of the gas turbine engine while reducing the amount of exhaust gas.
Эта цель достигается тем, что в способе преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, при котором изменяют термодинамическое состояние вводимого по меньшей мере в первую турбинную ступень рабочего тела, во время изменения термодинамического состояния вводимого в турбинную ступень рабочего тела, рабочее тело, подаваемое по меньшей мере в первую турбинную ступень, до ввода в нее расширяют и закручивают относительно продольной оси газотурбинного двигателя, после чего с измененным термодинамическим состоянием охлаждают отработавшим рабочим телом первой турбинной ступени. This goal is achieved by the fact that in the method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having at least two turbine stages located in the flow part and a source of heated working fluid, in which the thermodynamic state of the working fluid introduced into at least the first turbine stage is changed, during a change in the thermodynamic state of the working fluid introduced into the turbine stage, the working fluid supplied to at least the first turbine stage is expanded and twisted before being introduced into it They are relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine, after which they are cooled with an altered thermodynamic state by the spent working fluid of the first turbine stage.
Благодаря тому, что рабочее тело перед подачей в первую турбинную ступень расширяют и закручивают относительно оси двигателя при повышенной температуре, повышается кинетическая энергия рабочего тела. Охлаждение рабочего тела отработавшим в первой ступени рабочим телом производится после такого изменения его термодинамического состояния. В результате кинематическая энергия рабочего тела, подводимого к первой турбинной ступени, значительно возрастает, что повышает КПД. Поскольку охлаждение ведется отработавшим рабочим телом, во-первых, повышается общая теплоемкость рабочего тела, что ведет к повышению работы расширения в турбинной ступени, а во-вторых, снижается количество выхлопных газов (в 2-4 раза). Вместе с тем снижаются потери тепла с выхлопными газами, что приводит к частичной рекуперации тепла отработавшего рабочего тела. Due to the fact that the working fluid is expanded and twisted relative to the axis of the engine at elevated temperature before being fed to the first turbine stage, the kinetic energy of the working fluid is increased. Cooling of the working fluid by the working fluid spent in the first stage is carried out after such a change in its thermodynamic state. As a result, the kinematic energy of the working fluid supplied to the first turbine stage increases significantly, which increases the efficiency. Since cooling is carried out by the spent working fluid, firstly, the overall heat capacity of the working fluid increases, which leads to an increase in the expansion work in the turbine stage, and secondly, the amount of exhaust gases decreases (2-4 times). At the same time, heat losses with exhaust gases are reduced, which leads to partial heat recovery of the spent working fluid.
Отработавшее рабочее тело, используемое для охлаждения рабочего тела, подводимого к первой ступени турбины, предпочтительно предварительно охлаждают. При этом снижается количество необходимого для охлаждения отработавшего рабочего тела, что приводит к повышению общего КПД двигателя. The spent working fluid used to cool the working fluid supplied to the first stage of the turbine is preferably pre-cooled. This reduces the amount required for cooling the spent working fluid, which leads to an increase in the overall efficiency of the engine.
Целесообразно, чтобы отработавшее рабочее тело, подводимое для охлаждения рабочего тела, подводимого к первой ступени турбины, предварительно охлаждалось топливом, подводимым к источнику нагретого рабочего тела. При этом повышается эффективность двигателя, так как нагревание топлива, необходимое для повышения эффективности сгорания и приготовления рабочего тела, осуществляется с целью охлаждения отработавшего рабочего тела. It is advisable that the spent working fluid supplied to cool the working fluid supplied to the first stage of the turbine is pre-cooled with fuel supplied to the source of the heated working fluid. This increases the efficiency of the engine, since the heating of the fuel necessary to increase the efficiency of combustion and preparation of the working fluid is carried out in order to cool the spent working fluid.
Топливо, подводимое к источнику нагретого рабочего тела, предпочтительно распыляют перед охлаждением рабочего тела, подводимого к первой ступени турбины. При этом повышается эффективность смесеобразования и сгорания, что также повышает общий КПД. The fuel supplied to the source of the heated working fluid is preferably sprayed before cooling the working fluid supplied to the first stage of the turbine. This increases the efficiency of mixture formation and combustion, which also increases the overall efficiency.
К топливу, подводимому к источнику нагретого рабочего тела, предпочтительно подмешивают воздух перед охлаждением рабочего тела, подводимого к первой ступени турбины. Это дополнительно снижает температуру отработавшего рабочего тела, одновременно улучшая смесеобразование и интенсифицируя сгорание, что также повышает общий КПД. Preferably, air is mixed with the fuel supplied to the source of the heated working fluid before cooling the working fluid supplied to the first stage of the turbine. This further reduces the temperature of the spent working fluid, while improving mixture formation and intensifying combustion, which also increases the overall efficiency.
Поставленная задача также решается тем, что газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, снабжен эжектором, имеющим два входа и выход. Первый вход эжектора сообщается с источником нагретого рабочего тела, второй вход эжектора - с выходом первой турбинной ступени, а выход эжектора - с входом первой турбинной ступени. The problem is also solved in that the gas turbine engine, containing at least two turbine stages located in the flow part and a source of heated working fluid, is equipped with an ejector having two inlets and an outlet. The first input of the ejector communicates with the source of the heated working fluid, the second input of the ejector with the output of the first turbine stage, and the output of the ejector with the input of the first turbine stage.
Благодаря тому, что двигатель снабжен эжектором, имеющим два входа и выход, при этом первый вход эжектора сообщается с источником нагретого тела, второй вход эжектора - с выходом первой турбинной ступени, а выход эжектора - с входом первой турбинной ступени, происходит возврат части отработавшего в первой турбинной ступени рабочего тела и его подмешивание к нагретому рабочему телу, подводимому к первой турбинной ступени. Кинематическая энергия рабочего тела, подводимого к первой турбинной ступени, значительно возрастает, что повышает КПД. При этом поскольку охлаждение ведется отработавшим рабочим телом, во-первых, повышается общая теплоемкость рабочего тела, что ведет к повышению расширения в турбинной ступени, а во-вторых, снижается количество выхлопных газов (в 2-4 раза). Вместе с тем снижаются потери тепла с выхлопными газами, что приводит к частичной рекуперации тепла отработавшего рабочего тела. Кроме того, поскольку нет необходимости в наличии зоны охлаждения в источнике рабочего тела, упрощается конструкция камеры сгорания и значительно сокращается ее длина (примерно на 2/3). Это приводит к уменьшению длины газотурбинного двигателя. Due to the fact that the engine is equipped with an ejector having two inputs and an output, the first ejector input communicates with the source of the heated body, the second ejector input with the output of the first turbine stage, and the ejector output with the input of the first turbine stage, part of the spent the first turbine stage of the working fluid and its mixing with the heated working fluid supplied to the first turbine stage. The kinematic energy of the working fluid supplied to the first turbine stage increases significantly, which increases the efficiency. Moreover, since cooling is carried out by the spent working fluid, firstly, the overall heat capacity of the working fluid increases, which leads to an increase in expansion in the turbine stage, and secondly, the amount of exhaust gases decreases (2-4 times). At the same time, heat losses with exhaust gases are reduced, which leads to partial heat recovery of the spent working fluid. In addition, since there is no need for a cooling zone in the source of the working fluid, the design of the combustion chamber is simplified and its length is significantly reduced (by about 2/3). This leads to a decrease in the length of the gas turbine engine.
Выход первой турбинной ступени предпочтительно выполнен с камерой, сообщающейся со вторым входом эжектора. Эта камера обеспечивает эффективный забор отработавшего рабочего тела на выходе из первой турбинной ступени, фактически выполняя функцию коллектора. The output of the first turbine stage is preferably made with a chamber in communication with the second input of the ejector. This chamber provides an effective intake of the spent working fluid at the exit of the first turbine stage, actually performing the function of a collector.
Целесообразно, чтобы эжектор был образован размещенным в проточной части кольцевым каналом и радиально установленными по окружности кольцевого канала пластинами. Каждая пластина расположена под углом к диаметральной плоскости сечения кольцевого канала. It is advisable that the ejector was formed by the annular channel located in the flowing part and the plates radially mounted around the circumference of the annular channel. Each plate is located at an angle to the diametrical plane of the cross section of the annular channel.
При такой конструкции эжектора рабочее тело перед подачей в первую турбинную ступень расширяется и закручивается относительно оси двигателя при повышенной температуре, благодаря чему возрастает кинематическая энергия рабочего тела. Кроме того, что особенно важно, закрутка рабочего тела приводит к значительному сокращению длины камеры смешения перед первой турбинной ступенью. Следует также отметить, что благодаря этому отпадает необходимость в сопловом аппарате первой турбинной ступени. Это значительно упрощает конструкцию и уменьшает габариты двигателя. При закрутке рабочего тела пластинами эжектора обеспечивается дополнительное дробление струи нагретого рабочего тела, подаваемого в зону смешения перед первой турбинной ступенью. With this design of the ejector, the working fluid, before being fed into the first turbine stage, expands and twists relative to the axis of the engine at elevated temperature, thereby increasing the kinematic energy of the working fluid. In addition, which is especially important, the swirling of the working fluid leads to a significant reduction in the length of the mixing chamber in front of the first turbine stage. It should also be noted that this eliminates the need for a nozzle apparatus of the first turbine stage. This greatly simplifies the design and reduces the size of the engine. When the working fluid is twisted, the ejector plates provide additional crushing of the heated working fluid jet supplied to the mixing zone in front of the first turbine stage.
Эжектор целесообразно снабдить охлаждающей рубашкой. При этом снижается количество необходимого для охлаждения отработавшего рабочего тела, что приводит к повышению общего КПД двигателя. It is advisable to provide an ejector with a cooling jacket. This reduces the amount required for cooling the spent working fluid, which leads to an increase in the overall efficiency of the engine.
На фиг. 1 представлена схема газотурбинного двигателя, иллюстрирующую осуществление способа преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе; на фиг. 2 - то же, продольный разрез; на фиг. 3 - вариант газотурбинного двигателя с другим выполнением эжектора, продольный разрез; на фиг. 4 - разрез А-А на фиг. 3; на фиг. 5 - разрез Б-Б на фиг. 3. In FIG. 1 is a diagram of a gas turbine engine illustrating the implementation of a method for converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine; in FIG. 2 - the same, longitudinal section; in FIG. 3 is a variant of a gas turbine engine with another embodiment of an ejector, a longitudinal section; in FIG. 4 is a section AA in FIG. 3; in FIG. 5 is a section BB in FIG. 3.
Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе осуществляется следующим образом. Нагретое рабочее тело поступает из источника 1 нагретого рабочего тела в устройство 2 для расширения и закрутки. Это устройство может быть выполнено в виде эжектора. В качестве источника 1 нагретого рабочего тела используется камера сгорания, в которую поступает окислитель, например воздух от компрессора 3, как показано стрелкой А, и топливо, как показано стрелкой В. В источнике 1 происходит смешивание топлива и окислителя известным способом, не имеющим отношения к настоящему изобретению, воспламенение топливно-воздушной смеси и ее сгорание с помощью известных устройств (не показаны). Таким образом, нагретое рабочее тело, поступающее из источника 1 в эжектор 2, как показано стрелкой С на фиг. 1, далее направляется в турбину 4, как показано стрелкой D, где происходит его расширение в первой турбинной ступени (не показана). При этом нагретое рабочее тело совершает работу и охлаждается, отдавая часть своей энергии рабочему колесу первой турбинной ступени. Часть отработавшего рабочего тела с выхода первой турбинной ступени турбины 4 возвращают, как показано стрелкой Е, в эжектор 2. При этом происходит охлаждение расширенного и закрученного в эжекторе 2 нагретого рабочего тела. The method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine is as follows. The heated working fluid comes from the source 1 of the heated working fluid to the
В результате смешивания нагретого рабочего тела, имеющего температуру порядка 2400 К, с отработавшим рабочим телом, имеющим температуру порядка 1300 К, в эжекторе 2 происходит выравнивание температуры, которая становится равной примерно 1700 К. Эта температура обеспечивается при коэффициенте эжекции около 1,2-2. , 2, что означает возврат 60-80% отработавшего рабочего тела. As a result of mixing the heated working fluid having a temperature of about 2400 K with the spent working fluid having a temperature of about 1300 K, a temperature equalization occurs in the
В случае, когда это рабочее тело не охлаждают, объем возвращаемого через эжектор 2 отработавшего рабочего тела составляет 80% . В этом случае обеспечивается повышение кинетической энергии основного активного потока, направляемого в турбину 4, но КПД эжектора в этом случае снижается. In the case when this working fluid is not cooled, the volume of spent working fluid returned through the
При предварительном охлаждении возвращаемого через эжектор 2 отработавшего рабочего тела, например, с помощью топлива, подаваемого по стрелке В в источник 1 через рубашку 5 (фиг. 1), количество возвращаемого через эжектор 2 отработавшего рабочего тела составляет 60% . При этом коэффициент эжекции составляет 1,2, что повышает КПД эжектора 2. Следует отметить, что охлаждение возвращаемого через эжектор 2 отработавшего рабочего тела путем нагревания топлива наиболее целесообразно, так как одновременно решается задача интенсификации смесеобразования и сгорания, что повышает общий КПД. Разумеется, возможны и другие варианты предварительного охлаждения рабочего тела. When pre-cooling the spent working fluid returned through the
Таким образом, примерно 60% рабочего тела постоянно возвращается в турбину (а точнее, на ее первую ступень) с предварительным подогревом от 1300 до 1600 К. Это дополнительно повышает КПД газотурбинного двигателя примерно на 10% . Газовую среду, подаваемую в турбину, можно условно рассматривать в виде двух потоков. Первый поток - это воздух, необходимый для горения (30% ), а второй - отработавшее рабочее тело, используемое в качестве охлаждающей среды (70% ). Отработавшее рабочее тело, используемое в качестве охлаждающей среды, подают с помощью эжектора. При расчетах учитывают КПД турбины и эжектора, так как рабочее тело, используемое в качестве охлаждающей среды, проходит и через турбину, и через эжектор. Thus, approximately 60% of the working fluid is constantly returned to the turbine (or rather, to its first stage) with preheating from 1300 to 1600 K. This further increases the efficiency of the gas turbine engine by about 10%. The gas medium supplied to the turbine can be conditionally considered in the form of two flows. The first stream is the air necessary for combustion (30%), and the second is the spent working fluid used as a cooling medium (70%). The spent working fluid used as a cooling medium is fed with an ejector. In the calculations, the efficiency of the turbine and ejector is taken into account, since the working fluid used as a cooling medium passes through the turbine and through the ejector.
Работа на единицу массы рабочего тела, совершаемая газовой средой в первом потоке при известной системе (а) и предлагаемой системе (б) составит соответственно:
(а) А1 = 300 кДж/кг˙ 0,82˙ 0,92 = 225 кДж/кг;
(б) А1 = 450 кДж/кг ˙0,82˙ 0,65 ˙0,92= = 225 кДж/кг.Work per unit mass of the working fluid performed by the gaseous medium in the first stream with the known system (a) and the proposed system (b) will be, respectively:
(a) A 1 = 300 kJ / kg˙ 0.82˙ 0.92 = 225 kJ / kg;
(b) A 1 = 450 kJ / kg ˙ 0.82 ˙ 0.65 ˙ 0.92 = 225 kJ / kg.
Работа на единицу массы рабочего тела, совершаемая газовой средой в втором потоке при известной системе (а) и предлагаемой системе (б), составит соответственно:
(а) А2 = 300 кДж/кг ˙0,82˙ 0,92 = 225 кДж/кг;
(б) А2 = 450 кДж/кг ˙0,65 ˙0,92 = 270 кДж/кг.Work per unit mass of the working fluid, performed by the gaseous medium in the second stream with the known system (a) and the proposed system (b), will be, respectively:
(a) A 2 = 300 kJ / kg ˙0.82˙ 0.92 = 225 kJ / kg;
(b) A 2 = 450 kJ / kg ˙ 0.65 ˙ 0.92 = 270 kJ / kg.
Общая работа, совершаемая газовой средой в секунду:
(а) А = 225 кДж/кг ˙30 кг/с +
+ 225 кДж ˙70 кг/с = 22500 кДж/с;
(б) А = 225 кДж/кг ˙30 кг/с +
+ 270 кДж ˙70 кг/с = 25650 кДж/с.Total work performed by the gaseous medium per second:
(a) A = 225 kJ / kg ˙30 kg / s +
+ 225 kJ ˙70 kg / s = 22500 kJ / s;
(b) A = 225 kJ / kg ˙30 kg / s +
+ 270 kJ ˙70 kg / s = 25650 kJ / s.
Потери на удар в эжекторе (основные потери) поглощают часть энергии рабочего тела, которая превращается в тепло и передается рабочему телу. По аналогии с потерями энергии на преодоление гидравлических потерь в турбине, указанные потери обеспечивают в предлагаемом способе дополнительную работу расширения в турбине (прирост 10-12% ). Эта дополнительная работа приводит к тому, что КПД эжектора повышается с 60-70 до 75-80% . Losses on impact in the ejector (main losses) absorb part of the energy of the working fluid, which is converted into heat and transferred to the working fluid. By analogy with the energy loss to overcome hydraulic losses in the turbine, these losses provide in the proposed method additional expansion work in the turbine (increase of 10-12%). This additional work leads to the fact that the efficiency of the ejector increases from 60-70 to 75-80%.
Замена вторичного воздуха с удельной теплоемкостью Ср = 1 на отработавшее рабочее тело, образующееся при сгорании топливо с коэффициентом избытка окислителя 1,2 и имеющее удельную теплоемкость Ср = 1,41, вызывает изменение удельной теплоемкости рабочего тела с 1,1 до 1,4, что приводит к увеличению теплового перепада, используемого в турбине и к повышению общего КПД газотурбинного двигателя на 6-8% :
А = Ср(Тс* - Тт*) , где Тс* - температура в камере сгорания;
Тт* - температура газов после первой турбинной ступени;
Ср - удельная теплоемкость рабочего тела.Replacing secondary air with a specific heat capacity C p = 1 with a spent working fluid, which is formed during combustion of a fuel with an oxidizer excess coefficient of 1.2 and having a specific heat capacity C p = 1.41, causes a change in the specific heat of the working fluid from 1.1 to 1, 4, which leads to an increase in the thermal difference used in the turbine and to an increase in the overall efficiency of the gas turbine engine by 6-8%:
A = C p (T s * - T t *), where T s * is the temperature in the combustion chamber;
T t * - gas temperature after the first turbine stage;
With p - specific heat of the working fluid.
Дополнительное снижение температуры рабочего тела, используемого в качестве охлаждающей среды, уменьшает количество охлаждающего газа, необходимое для достижения заданной температуры рабочего тела, направляемого в турбину (около 1700 К). При этом уменьшается требуемый коэффициент эжекции с 2,2 до 1,8-2. Это приводит к повышению КПД эжектора и газотурбинного двигателя в целом, что позволяет уменьшить площадь поперечного сечения газовых каналов и, как следствие, уменьшить габариты и вес двигателя. An additional decrease in the temperature of the working fluid used as a cooling medium reduces the amount of cooling gas required to achieve a given temperature of the working fluid directed to the turbine (about 1700 K). In this case, the required ejection coefficient decreases from 2.2 to 1.8-2. This leads to increased efficiency of the ejector and the gas turbine engine as a whole, which allows to reduce the cross-sectional area of the gas channels and, as a result, to reduce the size and weight of the engine.
Расчет длины участка смешения показывает, что расстояние между камерой сгорания и турбиной достаточно для полного смешения нагретого рабочего тела с охлаждающим рабочим телом. Это объясняется тем, что, во-первых в предлагаемом способе не требуется участка охлаждения в камере сгорания, а во-вторых, первая ступень турбины может отсутствовать, так как некоторая часть кинематической энергии рабочего тела используется в устройстве для расширения и закрутки. The calculation of the length of the mixing section shows that the distance between the combustion chamber and the turbine is sufficient to completely mix the heated working fluid with a cooling working fluid. This is because, firstly, the proposed method does not require a cooling section in the combustion chamber, and secondly, the first stage of the turbine may be absent, since some of the kinematic energy of the working fluid is used in the device for expansion and swirling.
Топливо, подводимое к источнику 1 нагретого рабочего тела, как показано стрелкой В на фиг. 1, распыляют форсункой 6 перед охлаждением рабочего тела, подводимого к первой ступени турбины в рубашке 5. При этом обеспечивается дополнительная интенсификация смесеобразования благодаря ускорению испарения топлива. Кроме того, к топливу, подводимому к источнику 1 нагретого рабочего тела, подмешивают воздух, как показано стрелкой F, перед подачей топлива для охлаждения рабочего тела, подводимого к турбине. Это также повышает эффективность смесеобразования и обеспечивает дополнительное охлаждение отработавшего рабочего тела. Все это обеспечивает повышение общего КПД газотурбинного двигателя. The fuel supplied to the source 1 of the heated working fluid, as shown by arrow B in FIG. 1, sprayed with a
Таким образом, предлагаемый способ обеспечивает повышение КПД процесса преобразования энергии, уменьшает выброс газов в атмосферу и позволяет улучшить массогабаритные показатели газотурбинного двигателя. Thus, the proposed method provides an increase in the efficiency of the energy conversion process, reduces the emission of gases into the atmosphere and allows to improve the overall dimensions of the gas turbine engine.
Газотурбинный двигатель имеет по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени 7 и 8, при этом первая турбинная ступень 7 имеет сопловой аппарат 9. Турбина имеет проточную часть 10 и источник 11 нагретого рабочего тела, выполненный в виде камеры сгорания, на входе которой размещен компрессор 12 для подачи окислителя, например воздуха, необходимого для сгорания топлива, подаваемого к источнику 11 с помощью форсунки 13. The gas turbine engine has at least two
Газотурбинный двигатель имеет эжектор 14 с рабочими соплами, имеющим первый вход 15, сообщающийся с источником 11 нагретого рабочего тела, и второй вход 16, сообщающийся с выходом первой турбинной ступени 7. Эжектор 14 имеет выход 17, который сообщается с входом первой турбинной ступени 7. The gas turbine engine has an
Эжектор 14 (фиг. 3) выполнен в виде устройства для расширения и закручивания нагретого рабочего тела. Второй вход эжектора 14 образован окнами 18, выходящими в проточную часть 10 и сообщающимися с выходом первой ступени 7 турбины. Первым входом эжектор 14 сообщен с источником 11 нагретого рабочего тела. The ejector 14 (Fig. 3) is made in the form of a device for expanding and twisting a heated working fluid. The second inlet of the
Основная часть эжектора представляет собой кольцевой канал 19, в котором расположены радиально установленные по окружности кольцевого канала 19 пластины 20. Каждая пластина 20 расположена под углом α к диаметральной плоскости 0-0 сечения кольцевого канала 19 (фиг. 5). Выход первой турбинной ступени 7 выполнен с камерой 21, сообщающейся с вторым входом эжектора 14 , т. е. с окнами 18 (фиг. 3). Эта камера является коллектором для забора отработавшего рабочего тела и направления его в эжектор 14. В этом варианте первая ступень 7 турбины не имеет соплового аппарата, так как его функции выполняет эжектор 14. The main part of the ejector is an
Эжектор 14 имеет охлаждающую рубашку 22 для охлаждения отработавшего рабочего тела, отбираемого от первой турбинной ступени 7. В эту рубашку 22 подается топливо через распылитель 23 от источника подачи топлива (не показан). Выход охлаждающей рубашки 22 соединен с форсункой горелочного устройства (не показано) источника 11 нагретого рабочего тела. The
Газотурбинный двигатель (фиг. 2) работает следующим образом. The gas turbine engine (Fig. 2) operates as follows.
При поступлении на первый вход 15 эжектора 14 нагретого рабочего тела от источника 11 происходят расширение и смешение этого нагретого рабочего тела с отработавшим в первой турбинной ступени 7 рабочим телом, которое поступает на второй вход 16. Полученное таким образом рабочее тело поступает в первую турбинную ступень 7, где закручивается в сопловом аппарате 9. Далее рабочего тело поступает в первую турбинную ступень 7, где и совершается работа. Затем часть рабочего тела отбирается на второй вход 16 эжектора 14, а остальная часть направляется по проточной части 10 на следующие турбинные ступени. When the heated working fluid arrives at the
Вариант газотурбинного двигателя (фиг. 3-5) работает аналогичным образом. Однако поскольку в данном случае эжектор 14 осуществляет закручивание потока нагретого рабочего тела одновременно с его расширением, благодаря наличию наклонных пластин 20, нагретое рабочее тело в смеси с охлаждающим его отработавшим рабочим телом направляется непосредственно на рабочее колесо (не показано) первой турбинной ступени 7. При этом обеспечивается значительное укорочение участка смешения 24. A gas turbine engine variant (Figs. 3-5) works in a similar way. However, since in this case the
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5005166 RU2013614C1 (en) | 1991-10-24 | 1991-10-24 | Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5005166 RU2013614C1 (en) | 1991-10-24 | 1991-10-24 | Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013614C1 true RU2013614C1 (en) | 1994-05-30 |
Family
ID=21586749
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU5005166 RU2013614C1 (en) | 1991-10-24 | 1991-10-24 | Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2013614C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2151895C1 (en) * | 1998-08-26 | 2000-06-27 | Трофименко Геннадий Владимирович | Method of conversion of heat and kinetic energy of working medium into mechanical energy in gas turbine engine |
| RU2168041C2 (en) * | 1995-12-19 | 2001-05-27 | Акционерное общество открытого типа Самарский научно-технический комплекс им.Н.Д.Кузнецова | Gas turbine plant |
| RU2172854C2 (en) * | 1999-11-01 | 2001-08-27 | Хозрасчетный творческий центр Уфимского авиационного института | Compressed air or gas cooling method and compressor plant for implementing this method |
| RU2187009C2 (en) * | 2000-02-21 | 2002-08-10 | Письменный Владимир Леонидович | Two-chamber turbojet engine (versions) |
| RU2188960C1 (en) * | 2001-08-20 | 2002-09-10 | Кондрашов Борис Михайлович | Method of energy conversion in power plant (versions), jet-adaptive engine and gas generator |
| RU2268379C1 (en) * | 2004-12-16 | 2006-01-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Самара-Авиагаз" | Ground-based gas-turbine engine |
| RU2310765C1 (en) * | 2006-04-26 | 2007-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" | Power generation method |
-
1991
- 1991-10-24 RU SU5005166 patent/RU2013614C1/en active
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2168041C2 (en) * | 1995-12-19 | 2001-05-27 | Акционерное общество открытого типа Самарский научно-технический комплекс им.Н.Д.Кузнецова | Gas turbine plant |
| RU2151895C1 (en) * | 1998-08-26 | 2000-06-27 | Трофименко Геннадий Владимирович | Method of conversion of heat and kinetic energy of working medium into mechanical energy in gas turbine engine |
| RU2172854C2 (en) * | 1999-11-01 | 2001-08-27 | Хозрасчетный творческий центр Уфимского авиационного института | Compressed air or gas cooling method and compressor plant for implementing this method |
| RU2187009C2 (en) * | 2000-02-21 | 2002-08-10 | Письменный Владимир Леонидович | Two-chamber turbojet engine (versions) |
| RU2188960C1 (en) * | 2001-08-20 | 2002-09-10 | Кондрашов Борис Михайлович | Method of energy conversion in power plant (versions), jet-adaptive engine and gas generator |
| RU2268379C1 (en) * | 2004-12-16 | 2006-01-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Самара-Авиагаз" | Ground-based gas-turbine engine |
| RU2310765C1 (en) * | 2006-04-26 | 2007-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" | Power generation method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4982564A (en) | Turbine engine with air and steam cooling | |
| US5414992A (en) | Aircraft cooling method | |
| US2464724A (en) | Gas turbine for driving airscrews | |
| US6883302B2 (en) | Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter | |
| US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
| US4563875A (en) | Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber | |
| US3807169A (en) | Integral precombustor/ramburner assembly | |
| JPH0367026A (en) | Turborocket engine-ramjet engine combined afterburning propeller | |
| US2468461A (en) | Nozzle ring construction for turbopower plants | |
| US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
| US4382771A (en) | Gas and steam generator | |
| JPH0791279A (en) | Recovery method of heat energy from combustion product of gas turbine engine | |
| RU2013614C1 (en) | Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion | |
| US3338051A (en) | High velocity ram induction burner | |
| US3733826A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
| US5284013A (en) | Gas turbine arrangement | |
| US4084371A (en) | Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber | |
| RU2661427C1 (en) | Bypass turbojet engine | |
| US5557918A (en) | Gas turbine and method of operating it | |
| US3488952A (en) | Apparatus for alternatively supplying combustion products and cooling air to separate turbine wheels | |
| RU2031225C1 (en) | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine | |
| RU2031226C1 (en) | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine | |
| US3365880A (en) | Combustion apparatus for producing a high kinetic energy working gas stream and method of its use | |
| US20010025478A1 (en) | Hot air power system with heated multi process expansion | |
| RU2031230C1 (en) | Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine and gas-turbine engine |