Газотурбинные двигатели относятся к ДВС. Они обладают многими преимуществами по сравнению с поршневыми двигателями. Это, в первую очередь, большие мощности при сравнительно малых габаритах и достаточно высокая экономичность.
В качестве компонентов топлива в газотурбинных двигателях используются жидкое или газообразное горючее и воздух как окислитель. Принципиальная схема авиационного газотурбинного двигателя приведена на рис.5.7, где 1 – компрессор, 2 – камера сгорания, 3 – турбина, 4 – реактивное сопло
Рис.5.7
Сжатый в компрессоре воздух с высоким давлением и значительной температурой подается в камеру сгорания, туда же через форсунки поступает горючее. Перемешанная топливная смесь воспламеняется и сгорает. Высокотемпературные продукты сгорания устремляются к расширительной машине – турбине. В сопловом аппарате рабочее тепло разгоняется до высокой скорости, а на рабочих лопатках турбины кинетическая энергия потока преобразуется в механическую работу, приводя во вращение ротор турбины. От ротора турбины крутящий момент передается компрессору и другим потребителям мощности.
В некоторых типах авиационных газотурбинных двигателей часть энергии рабочего тела используется для создания реактивной силы (тяги двигателя).
В газотурбинных стационарных и авиационных двигателях сгорание топлива осуществляется при постоянном давлении.
Идеальный цикл изобарного газотурбинного двигателя, рис. 5.8, включает следующие процессы:
1-2 – адиабатный процесс сжатия рабочего тела в компрессоре;
2-3 – изобарный подвод тепла;
3-4 – адиабатное расширение рабочего тела в турбине;
4-1 – изобарный процесс отвода тепла в окружающую среду.
Заданными в цикле являются параметры на входе в компрессор p1, v1, T1, степень повышения давления =р2/р1 и степень предваритель-
Рис. 5.8 ного расширения =v3/v2 = T3/T2.
Параметры состояния в характерных точках определяются аналогично
рассмотренным выше циклам.
Точка 2: p2= p ; v2 = v1; T2= T1 .
Точка 3: p3 = p2 =p1 ; v3 = v1; T3= T2 = T1 .
Точка 4: p4= p1 ; v4 = v1; T4 = T1 .
Значения теплоты q1 и q2 в изобарных процессах будут равны:
q1 = cp (T3 –T2) = cp ()T1 и q2 = cp (T4-T1 )= cp(-1)T1.
После подстановки q1 и q2 в выражение (1.21) получим значение термического КПД цикла газотурбинного двигателя в виде:
. (5.6)
Из выражения (5.6) следует, что термический КПД газотурбинного двигателя зависит только от степени повышения давления и показателя адиабаты продуктов сгорания. С увеличением и к значение растет.
В отличие от двигателей внутреннего сгорания в паросиловых установках продукты сгорания топлива непосредственно не участвуют в рабочем цикле, они являются лишь источником теплоты, а рабочим телом служит пар какой–либо жидкости. Принципиальная схема паросиловой установки, работающей на водяном паре, представлена на рис. 5.9,
где 1– паровой котел;
2 – пароперегреватель;
3 – паровая турбина, выполняющая функции расширительной машины;
4 – электрогенератор;
5 – конденсатор;
6 – питательный насос.
В котле вода нагревается и превращается в насыщенный пар, а в пароперегревателе – в перегретый пар. Перегретый пар поступает в турбину, где, расширяясь, совершает полезную работу. После турбины отработанный пар конденсируется, а конденсат питательным насосом снова подается
в котел. Рис. 5.9
На основании длительного исследования свойств водяного пара и работы паровых машин шотландский ученый У.Д. Ренкин создал теоретический цикл паросиловой установки, который носит его имя. На рис. 5.10 и 5.11
Представлен циклРенкина в pv и Ts- координатах.
Рис. 5.10 Рис. 5.11
Основными процессами здесь являются:
2–3 – изотерма конденсации пара;
3–4 – подача воды насосом в котел;
4–5 – подогрев воды в котле;
5–6 – образование влажного пара в котле;
6–1 – перегрев насыщенного пара в пароперегревателе.
Процесс 4 –5 – 6 –1 – изобарный.
Подвод и отвод тепла в цикле происходит при постоянном давлении. Тогда количество теплоты в процессе 4–5–6–1, используемой для нагрева воды, парообразования и перегрева, выразим через энтальпии:
q1 = i1 – i4,
где i1 и i4 – энтальпия перегретого пара и энтальпия конденсата, соответственно.
Количество теплоты, отводимой в процессе конденсации пара, будет равно:
q2 = i2 – i3 .
Воспользовавшись значениями q1 и q2 , находим термический КПД цикла паросиловой установки:
. (5.7)
С увеличением температуры перегретого пара термический КПД цикла возрастет, т.к. полезно используемая теплота увеличится. Повышение начальных параметров пара от p1 = 10 МПа и T1= 510 оС до сверхкритических
( p1 = 30 МПа и T1 = 650 оС) приводит к увеличению КПД установки на 15...18 %. Увеличение КПД происходит и при снижении давления отработавшего пара.
studfiles.net
Различные типы ГТД выполняют различные функции: тепловой машины и движителя, тепловой машины и частично движителя и только тепловой машины.
Функция ГТД как тепловой машины заключается в преобразовании химической энергии топлива, выделяющейся при его сгорании в камере сгорания, в механические виды энергии, а именно: у ГТД прямой реакции (ТРД и ТРДД) – в приращение кинетической энергии газового потока, проходящего через двигатель; в ГТД непрямой реакции (ТВД и ТВВД) – в механическую работу на валу винта и частично в приращение кинетической энергии газового потока, а в вертолетных ГТД (которые также являются ГТД непрямой реакции) и вспомогательных газотурбинных установках – в механическую работу на валу винта или другого потребителя.
Движителем является элемент силовой установки, создающий тягу для перемещения летательного аппарата.
В силовой установке с ГТД прямой реакции такой элемент выделить невозможно, т. к. двигатель такого типа в целом совмещает в себе и функцию тепловой машины, и функцию движителя. Функция ГТД прямой реакции как движителя заключается в преобразовании кинетической энергии газового потока, проходящего через двигатель, в силу тяги, которая при движении самолета производит работу, называемую тяговой работой Lтяг.
В силовой установке с ГТД непрямой реакции (ТВД и ТВВД) функцию движителя ГТД выполняет лишь частично, т. к. движителем в такой силовой установке в основном является воздушный винт.
В вертолетных силовых установках функцию движителя полностью выполняет несущий винт.
Тяговой работойназывается работа силы тяги двигателя, затрачиваемая на перемещение летательного аппарата, т. е. произведение тяги двигателя на путь, пройденный летательным аппаратом за одну секунду (т.е. на скорость полетаV). Для ТРДД в расчете на 1 кг воздуха, проходящего через внутренний контур двигателя, получим
.
Тяговым КПД двигателя называется отношение тяговой работы к работе двигателя как тепловой машины, т. е.
. (1.9)
Тяговый КПД характеризует эффективность преобразования работы двигателя как тепловой машины в тяговою работу двигателя при перемещении летательного аппарата.
Подставив в выражение (1.9) значение Lтм=Lц=для ТРД, получим
.
Таким образом, тяговый КПД ТРД показывает, какая часть кинетической энергии, приобретенной потоком газа в двигателе, преобразуется в тяговую работу. Иными словами, он характеризует совершенство ТРД как движителя, т. е. устройства, предназначенного для создания тяги.
Установим, какие потери оценивает тяговый КПД ТРД. Так как
,
то для потерь, учитываемых ηтяг, получим
.
Разность (сс–V) – является скоростью газа, покинувшего двигатель, относительно неподвижного атмосферного воздуха, поэтомуLц– Lтяг= (сс–V)2/2 есть кинетическая энергия этого потока.
Так как для ТРД
Lтм=Lц=, а,
то для ηтягполучим следующее выражение
. (1.10)*
Рис.1.12. Зависимость и
от скорости полета
Таким образом, тяговый КПД ГТД прямой реакции зависит от отношения скорости истечения газа из двигателя к скорости полета. С уменьшением этого отношения тяговый КПД возрастает, т. к. снижается разность (сс– V), а значит и величина кинетической энергии потока (сс – V)2/2, теряемой с выходящими газами в атмосфере.На рис. 1.12 представлена качественная зависимость тягового КПД от скорости полета. При V = 0, т. е. когда двигатель работает на месте, тяговый КПД равен нулю, т. к. из-за отсутствия перемещения самолета работа силы тяги равна нулю. Значит, вся кинетическая энергия газа на выходе из двигателя является неиспользованной (потерянной). При увеличении скорости полета разность (сс – V) снижается из-за более интенсивного увеличения скорости полета посравнению со скоростью истечения газов сс. Это приводит к снижению потерь с выходной скоростью, а следовательно, к повышению тягового КПД. Но удельная тяга Pуд=(cc– V) при этом снижается. Как будет показано ниже, при некоторойскорости полета V = Vмах скорость истечения газов становится равной скорости полета. При этой скорости полета потери с выходной скоростью отсутствуют и тяговый КПД достигает максимального значения, равного единице. Но удельная тяга, а значит, и тяга становятся равными нулю. Поэтому полезная работа силы тяги превращается в нуль, т. е. происходит «вырождение» двигателя.
В зависимости от типа ГТД прямой реакции и режима полета самолета тяговый КПД может изменяться в широких пределах. Его значение в условиях полета обычно не превышает 0,6…0,7. Из формулы (1.10) видно, что повышение тягового КПД возможно за счет снижения скорости истечения газов cc. Как будет показано ниже, это может быть достигнуто за счет применения двухконтурных турбореактивных двигателей. У этих двигателей при тех же параметрах цикла, что и водноконтурных ТРД, скорость истечения газов ниже, поэтому тяговый КПД выше.
studfiles.net
Полным КПД ГТД прямой реакции называется отношение тяговой работы
ко всей теплоте, внесенной в двигатель с топливом, т. е.
. (1.11)
Так как Qо характеризует величину химической энергии топлива при условии его полного сгорания в двигателе и при отсутствии потерь тепла через стенки камеры сгорания, то полный КПД оценивает долю этой энергии, преобразованную в тяговую работу. Значит, он наиболее полно учитывает все виды потерь в процессе преобразования химической энергии топлива в тяговую работу двигателя по перемещению летательного аппарата.
Введем понятие внутреннего КПД ТРДД
.
В отличие от внутреннего КПД термодинамического цикла он учитывает гидравлические потери в наружном контуре ТРДД, что следует из сравнения выражений для
Lц = иLтм =
Тогда для полного КПД ТРДД получим
ηп = ηвн ТРДД ηтяг,
т. е. полный КПД ТРДД равен произведению внутреннего КПД ТРДД и тягового КПД.
В ТРД Lтм=Lц, поэтому внутренний КПД ТРД совпадает с внутренним КПД термодинамического цикла.
Полный КПД характеризует экономичность двигателя в полете в отличие от удельного расхода топлива, который характеризует экономичность двигателя только при заданной скорости полета и данном типе топлива.
При работе двигателя на месте полный КПД равен нулю, т. к. равен нулю тяговый КПД. В полете полный КПД может достигать значений 0,2…0,35 и более.
Найдем связь между полным КПД и удельным расходом топлива, который, как известно, равен
.
Для этого заменим в выражении для удельного расхода топливавеличину удельной тяги значением, определенным из формулы (1.11) для полного КПД, и учитывая, что
,
получим
.
Тогда окончательно будем иметь
. (1.12)
Таким образом, при заданной скорости полета удельный расход топлива обратно пропорционален полному КПД. Значит, оценивать экономичность двигателей путем сравнения их удельных расходов топлива можно только при одинаковой скорости полета. Поэтому Суд является менее универсальным параметром, характеризующим экономичность двигателя, чем полный КПД. Однако Суд позволяет оценить экономичность двигателя в стартовых или стендовых условиях. При этом используется следующая зависимость:
.
При разработке ТРДД возникает вопрос, как распределить работу цикла между контурами, чтобы получить максимальную удельную тягу двигателя.
Передача работы воздуху наружного контура осуществляется с помощью компрессора низкого давления, который принято называть вентилятором. Изменять величину этой работы можно за счет изменения степени повышения давления в КНД . (Часто вместоиспользуют символили ). При изменении будет изменяться и величина работы
,
потребная для привода во вращение КНД. Поэтому необходимо изменять и работу расширения газа в турбине, которая передается частично в наружный контур. Таким способом можно управлять распределением работы цикла
Lц = (1.13)
между контурами.
Например, увеличение работы Lе =mLкII, передаваемой из внутреннего контура в наружный, как следует из выражения
, (1.14)
будет приводить к увеличению скорости истечения воздуха ссIIиз сопла наружного контура (рис.1.13), а в соответствии с (1.13) при заданной величине Lц – к уменьшению скорости истечения газов из сопла внутреннего контура. Это вызовет изменение тяги двигателя
Р=PI+PII=GвIPудI+GвIIPудII,
Рис. 1.13. Схема двухконтурного
двигателя с раздельными контурами
создаваемой обоими контурами вместе. В этом выражении PудI=(ccI– V) – удельная тяга внутреннего, а PудII= (ccII– V) – удельная тяга наружного контура. В соответствии с этим удельная тяга двигателя с раздельными контурами определяется по формуле. (1.15)
Оптимальным распределением работы цикламежду контурами двухконтурного двигателя будем считать такое, при котором его удельная тяга достигает максимума.
Определим это распределение при условии, что Lц, m, ηII и V неизменны, а изменяется лишь LкII, т. е. величина работы, передаваемой из внутреннего контура через вентилятор воздуху, протекающему через наружный контур. Для этого возьмем производную от функции (1.15) по LкIIи, приравняв ее к нулю, получим следующее условие максимума Руд
. (1.16)
Из формул (1.13) и (1.14) при принятых выше условиях следует, что
и.
Подставив значения этих производных в выражение (1.16), получим
. (1.17)
Таким образом, при оптимальном распределении Lц между контурами ссII = ηIIссI , причем ссIIтем меньше ссI, чем ниже ηII, т. е. чем выше гидравлические потери в наружном контуре. При отсутствии гидравлических потерь в наружном контуре (ηII= 1), оптимальному распределению работы цикла между контурами соответствует равенство скоростей истечения газа и воздуха из этих контуров. При принятых допущениях максимальной удельной тяге соответствует минимальный удельный расход топлива, поскольку
, (1.18)
а величины gт=Gт/GвI и m не изменяются.
Определим значение степени повышения давления в вентиляторе , соответствующее оптимальному распределению работы цикла между контурами. Для этого установим, как от зависят скорости истечения газа и воздуха, удельная тяга и удельный расход топлива двигателя.
Увеличение приводит к повышениюLкII, а значит в соответствии с формулой (1.14) – к возрастанию скорости истечения воздуха из наружного контура ссII (рис. 1.14). Но при этом увеличивается и величина работы Lе = mLкII, передаваемой из внутреннего в наружный контур, что при неизменной Lц в соответствии с формулой (1.13) приводит к уменьшению ссI. Как видно из рисунка, при увеличении удельная тяга вначале возрастает и достигает максимального значения приссII= ηІІссI. Это значение и является оптимальным. Дальнейшее увеличениеуже приводит к снижениюРуд. Удельный расход топлива в соответствии с формулой (1.18) изменяется обратно пропорционально Руд.
Такой характер изменения Руд объясняется изменением потерь кинетической энергии со струями газа и воздуха, покидающими двигатель. Это приводит к изменению тягового КПД двигателя, характеризующего, как отмечалось выше, эффективность преобразования работы цикла в тяговую работу.
| Рис. 1.14. Влияние наРудиСуд ТРДД(Н= 0; МН=0; σвх= 1;m= 1; = 25;Тг* = 1600;= 0,84) | Рис.1.15. Влияние m и Н на (=25;Т*г=1600 К;=0,84) |
Скорости истечения газа и воздуха из сопел внутреннего и наружного контуров двигателя соответственно равны
, .
Так как температура воздуха в наружном контуре за вентилятором значительно ниже температуры газов за турбиной, то, как видно из формул и из рис. 1.14, для получения равных или близких по величине скоростей истечения газа ссI и воздуха ссII давление за вентилятором должно быть значительно выше давления за турбиной.
Значение (илиLкIIопт) для ТРДД с раздельными контурами зависит от многих факторов. Влияние наиболее важных из них можно проанализировать, приняв для упрощения ηІІ = 1. Тогда оптимальному распределению работы между контурами будет соответствовать равенство скоростей истечения из этих контуров, т. е. ссI= ссII, и из формул (1.13) и (1.14) получим
. (1.19)
Таким образом, любой фактор (π, Δ, ηс, ηр, Т*в), приводящий к изменению работы цикла, а значит и LкIIопт , приводит к изменению . Например, увеличение высоты полета при неизменном значении температуры перед турбиной ведет к увеличениюLц за счет увеличения Δ=Т*г/Тн и в соответствии с формулой (1.19) – к увеличению LкIIопт и, следовательно, . Увеличение степени двухконтурности приводит к уменьшениюLкIIопт и соответственно (рис.1.15).
studfiles.net
Газотурбинный двигатель содержит две камеры сгорания высокого и низкого давления и, по крайней мере, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины, рекуперативный воздухоподогреватель, а также компрессор и воздушную турбину. Вторая из турбин на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления. Рекуперативный воздухоподогреватель сообщен на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу, на выходе по греющему газу - с атмосферой. Воздушная турбина установлена на одном валу с компрессором и сообщена на входе по воздуху с выходом компрессора по воздуху через тракт рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой. Камера сгорания низкого давления на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху. Вторая газовая турбина на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу. Изобретение направлено на повышение КПД газотурбинного двигателя, достигаемого при умеренных температурах газа перед второй газовой турбиной и за последней газовой турбиной. 1 табл., 4 ил.
Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для повышения КПД стационарных и судовых газотурбинных двигателей (ГТД).
Наибольший эффект может быть получен при использовании изобретения на компрессорных станциях и на других удаленных объектах, расположенных в холодных климатических зонах, где эксплуатация парогазовых установок затруднена и где предпочтение отдают тепловым двигателям, использующим в качестве рабочего тела только атмосферный воздух и продукты сгорания газового топлива в воздухе.
Используемые термины и определения (согласно ГОСТ Р 51852-2001 «Установки газотурбинные. Термины и определения»)
Газотурбинный двигатель, ГТД: машина, предназначенная для преобразования тепловой энергии в механическую. Машина может состоять из одного или нескольких компрессоров, одного или нескольких тепловых устройств, в которых повышается температура рабочего тела, одной или нескольких газовых турбин, вала отбора мощности, системы управления и необходимого вспомогательного оборудования. Теплообменники в основном контуре рабочего тела, в которых реализуются процессы, влияющие на термодинамический цикл, являются частью ГТД.
Газотурбинная установка, ГТУ: ГТД и все основное оборудование, необходимое для генерирования энергии в полезной форме (электрической, механической и др.)
Газогенератор: комплекс компонентов ГТД, которые производят горячий газ под давлением для совершения какого-либо процесса или для привода силовой турбины. Газогенератор ГТД состоит из одного или более компрессоров, устройств(а) для повышения температуры рабочего тела, одной или более турбин, приводящих компрессор(ы), системы управления и необходимого вспомогательного оборудования.
Камера сгорания (основного [промежуточного] подогрева), КС ГТД: устройство газотурбинного двигателя для основного [промежуточного] подогрева рабочего тела путем окисления (сжигания) органического топлива в свободном кислороде, содержащемся в рабочем теле на входе в камеру сгорания.
В известных ГТД на вход по нагреваемому рабочему телу КС ГТД основного подогрева (или КС ГТД высокого давления) подают воздух высокого давления, на вход по нагреваемому рабочему телу КС ГТД промежуточного подогрева (или КС ГТД низкого давления) - продукты сгорания КС ГТД основного подогрева после их расширения в газовой турбине (ступени) высокого давления (Арсеньев Л.В. и др. Стационарные газотурбинные установки. - Л., Машиностроение, Ленингр. отделение, 1989, стр.39, рис.127 и др.).
Промежуточный перегрев рабочего тела в ГТД, наряду с промежуточным охлаждением воздуха в компрессоре (Арсеньев Л.В. и др. Стационарные газотурбинные установки. - Л., Машиностроение, Ленингр. отделение, 1989, стр.35, рис.123) относится к основным способам повышения КПД ГТД с достаточно высокой степенью сжатия. Однако их применение по известной схеме затруднено из-за проблем с обеспечением надлежащей полноты сгорания топлива во второй камере сгорания, возникающих вследствие низкой концентрации кислорода в рабочем теле перед второй камерой. Из числа стационарных серийных ГТД с промперегревом в мировой практике известны только ГТ-100 производства ПО «ЛМЗ», выпускавшийся в семидесятых годах 20 века, и ГТД типа GT24 и GT26, выпускаемые компанией Alstom в настоящее время. В ГТ-100 приемлемый уровень концентрации кислорода в газе перед второй камерой сгорания был обеспечен низким уровнем температуры перед газовой турбиной высокого давления (720°C), в GT24 и GT26 - рядом других факторов: относительно большим расходом воздуха на охлаждение высокотемпературных ступеней газовой турбины, выводимого в проточную часть турбины перед КС низкого давления, а также высокой температурой воздуха за компрессором (перед первой камерой сгорания), достигаемой за счет высокой степени сжатия (равной 30) в основном компрессоре.
Последнее позволяет повысить содержание остаточного кислорода в продуктах сгорания за первой камерой, но, во-первых, исключает применение промежуточного охлаждения воздуха в компрессоре, во-вторых, существенно осложняет систему охлаждения газовой турбины. В GT24 и GT26, в частности, это потребовало проведения охлаждения воздуха, отбираемого за компрессором на охлаждение газовой турбины и, в итоге, не позволило достичь высокого уровня КПД ГТД, который у GT24 и GT26 оказался ниже, чем, например, у ГТД производства компании «General Electric Со» («GE») LM2500, LM6000 и LMS100, не имеющих промперегрева.
Известны также устройства, основанные на утилизации тепла выхлопных газов ГТД путем установки дополнительного воздушного компрессора, рекуперативного воздухоподогревателя и воздушной турбины для выработки воздухом дополнительной полезной мощности по циклу Брайтона (патент US № 5,927,065, МПК F02C 6/18, от 16.07.1996 г., опубл. 27.07.1999 г. и др.).
Наиболее близким аналогом (прототипом) является ГТД (патент US № 6,050,082, МПК F02C 3/04, F02C 006/18 от 20.01.1998 г., опубл. 18.04.2000 г., fig.1), содержащий две камеры сгорания высокого и низкого давления 30 и 36, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины 32 и 38, вторая из которых (38) на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления 36 по газу, рекуператор (рекуперативный воздухоподогреватель) 28, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины (в данном случае - турбины 38) по газу, на выходе по газу - с атмосферой, а также компрессор 14 и воздушную турбину 12, установленную на одном валу с компрессором 14 и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора 14 по воздуху через тракт рекуператора 28 по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой.
В прототипе камера сгорания низкого давления 36 на входе по рабочему телу сообщена с выходом первой газовой турбины 32 по рабочему телу (по газу), а весь воздух, подаваемый в рекуператор 28, поступает в воздушную турбину 12, совершающую работу по приводу компрессора 14, сообщенного также на выходе по воздуху через воздушный тракт воздухоохладителя 24 с входом по воздуху компрессора высокого давления 26 ГТД.
Недостатком данного устройства является его практическая неосуществимость - как вследствие невозможности обеспечить приемлемую полноту сгорания топлива в камере низкого давления по изложенным выше причинам (недостаточно высокая концентрация кислорода в рабочем теле на входе в камеру сгорания низкого давления 36), так и в связи с тем, что привод дополнительного компрессора 14 воздушной турбиной 12 с расходом воздуха примерно вдвое меньшим расхода воздуха через турбину 12 возможен только при чрезмерно высоком уровне температуры воздуха перед воздушной турбиной 12 (по расчетам заявителя - выше 700°C) и, соответственно, при чрезмерно высокой температуре газа за последней турбиной на входе в рекуператор (выше 770°C).
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является устранение указанных недостатков прототипа в обеспечение возможности применения промежуточного перегрева рабочего тела в ГТД вне зависимости от состава перегреваемого рабочего тела, с утилизацией тепла отработанных газов для генерации дополнительного рабочего тела ГТД и, в итоге, повышение КПД ГТД.
Данная задача решена в заявляемом газотурбинном двигателе с двумя камерами сгорания, содержащем две камеры сгорания высокого и низкого давления и, по крайней мере, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины, вторая из которых на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления по газу, рекуперативный воздухоподогреватель, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу, на выходе по греющему газу - с атмосферой, а также компрессор и воздушную турбину, установленную на одном валу с компрессором и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора по воздуху через тракт рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой.
Согласно изобретению камера сгорания низкого давления на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, а вторая газовая турбина на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу.
Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение концентрации кислорода в рабочем теле на входе в камеру сгорания низкого давления и снижение минимально необходимой величины температуры воздуха перед воздушной турбиной до приемлемого уровня на всех режимах работы ГТД.
Сущность изобретения поясняется схематическими чертежами, на которых изображено:
на фиг.1, фиг.2 и фиг.3 - ГТД с двумя камерами сгорания. Варианты с ГТД в трех-, двух- и одновальном исполнении без промежуточного охлаждения воздуха в компрессорах;
на фиг.4 - ГТД с двумя камерами сгорания. Вариант с ГТД в трехвальном исполнении с промежуточным охлаждением воздуха в компрессорах.
Представленный на фиг.1 ГТД с двумя камерами сгорания содержит две камеры сгорания (КС) высокого и низкого давления 1 и 2, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины 3 и 4, вторая из которых (турбина 4) на входе по газу сообщена с выходом КС низкого давления 2 по газу, рекуперативный воздухоподогреватель 5, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу (в данном примере - турбины 4), на выходе по греющему газу - с атмосферой, а также компрессор 6 и воздушную турбину 7, установленную на одном валу с компрессором 6 и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора 6 по воздуху через воздушный тракт рекуперативного воздухоподогревателя 5, на выходе по воздуху - с атмосферой.
Согласно изобретению КС низкого давления 2 на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя 5 по воздуху, а вторая газовая турбина 4 на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу 3.
Помимо указанных ограничительных и отличительных признаков ГТД в данном примере содержит основной компрессор 8, установленный на одном валу с турбиной 3, а турбина 4 является силовой (т.е. установлена на одном отдельном валу с потребителем мощности - электрогенератором 9). Таким образом, в приведенном на фиг.1 варианте ГТД выполнен состоящим из силовой турбины 4, основного газогенератора - в составе основного компрессора 8, КС высокого давления 1 и турбины 3, и утилизационного газогенератора, состоящего из компрессора 6, рекуперативного воздухоподогревателя (рекуператора) 5, воздушной турбины 7 и КС низкого давления 2 и обеспечивающего сжатие и подогрев воздуха перед КС низкого давления 2 за счет утилизации теплоты отработанных газов за турбиной 4.
ГТД работает следующим образом.
Сжатый в основном компрессоре 8 воздух подают в камеру сгорания высокого давления 1. Продуты сгорания из камеры сгорания 1 поступают на вход первой газовой турбины 2 по газу, где, расширяясь, совершают работу по приводу основного компрессора 8, при этом давление газа за первой газовой турбиной 2 (перед второй газовой турбиной 3) составляет порядка 3.0
7.0 бар (в зависимости от начальной температуры газа перед первой газовой турбиной 2, степени сжатия в основном компрессоре 8 и наличия промежуточного охлаждения в основном компрессоре 8). Сжатый в компрессоре 6 утилизационного газогенератора воздух подают в рекуператор 5 в количестве, соответствующем примерному равенству тепловых эквивалентов (произведений расхода на среднюю теплоемкость) со стороны греющего газа и воздуха в рекуператоре 5. Далее, нагретый воздух подают на входы по воздуху КС низкого давления 2 и воздушной турбины 7.
Воздух в воздушную турбину 7 поступает в количестве, необходимом и достаточном для привода компрессора 6. Избыточный воздух поступает в КС низкого давления 2. Высокотемпературные продукты сгорания из КС низкого давления 2 подают на смешение с газами за турбиной 3, осуществляя таким образом промежуточной подогрев газов перед силовой турбиной 4. Далее, газы, расширяясь в силовой турбине 4 до примерно атмосферного давления, совершают полезную работу по приводу электрогенератора 9. Отработанные в турбине 4 газы поступают на вход рекуператора 5 по газам, где отдают свое тепло, расходуемое на нагрев воздуха, и далее, отводятся в атмосферу.
Подача воздуха на вход по рабочему телу КС низкого давления 2 позволяет обеспечить сжигание топлива в этой КС с надлежащей полнотой сгорания независимо от содержания свободного кислорода в газе за турбиной 3. Подогрев воздуха в рекуператоре 5 перед КС низкого давления 2 позволяет снизить расход топлива в КС 2, а параллельное соединение выхода рекуператора 5 по воздуху с входами по воздуху воздушной турбины 7 и КС 2 снимает какие-либо ограничения по минимально допустимой температуре воздуха перед воздушной турбиной 7, характерные для прототипа, поскольку уровень температуры воздуха перед воздушной турбиной 7 влияет только на количество воздуха, поступающего в КС низкого давления 2.
Эффективность применения изобретения в приведенном на фиг.1 варианте проиллюстрирована приведенными ниже тепловыми расчетами на примере надстройки утилизационным газогенератором серийного ГТД компании «GE» PGT2500+G4. В расчетах пропускная способность силовой турбины PGT2500+G4 (газовой турбины 4), равная величине 
(где G - расход газа в турбину, Т и Р - температура и давление газа перед турбиной 4), предполагается увеличенной по условию сохранения давления Р (при увеличении G и Т) неизменным.
ПАРАМЕТРЫ PGT2500+G4 С УТИЛИЗАЦИОННОЙ НАДСТРОЙКОЙ
Показатели исходного и надстроенного ГТД
| Мощность исходного ГТД (ISO), кВт | 33057.0 |
| КПД исходного ГТД | 0.40000 |
| Расход газов из газогенератора, кг/с | 89.600 |
| Давление перед СТ, МПа | 0.47214 |
| Температура перед СТ, °C | 821.5 |
| Давление за исходной ГТ, МПа | 0.10132 |
| Температура за исходной ГТ, °C | 510.0 |
| Теплопотери осн. газоген-ра (мех. и др.), кВт | 668.8 |
| Расход тепла в рекуператор (РВП), кВт | 49353.8 |
| в т.ч. тепловосприятие РВП, кВт | 49107.1 |
| и теплопотери из РВП, кВт | 246.8 |
| Затраты мощн. ВТ на привод осн. компр-ра, кВт | .0 |
| Расход топлива в основную КС, кг/с | 1.65285 |
| Расход топлива в КС низкого давления, кг/с | 0.605138 |
| Суммарный расход топлива в ГТД, кг/с | 2.257988 |
| при уд. теплотворн. способн. топлива, кДж/кг | 50000.0 |
| Мощность надстроенного ГТД, кВт | 52465.0 |
| КПД надстроенного ГТД | 0.46471 |
Параметры рабочих тел
| Температура воздуха перед компр-ром ГТД, °C | 15.0 |
| Относительная влажность воздуха | .600 |
| Расход газов на выхлопе ГТ, кг/с | 135.464 |
| Коэффициент избытка воздуха за ГТД | 3.4085 |
| Объемн. сост. сух. фазы газа за РВП,%: N2 | 81.510 |
| O 2 | 15.310 |
| CO2 | 3.180 |
| Объемное содерж-е Н 2O в ух. газах за РВП, % | 6.898 |
| Температура точки росы за РВП, °C | 39.0 |
| Расход тепла в рекуператор (РВП), кВт | 49353.8 |
| в т.ч. тепловосприятие РВП, кВт | 49107.1 |
| и теплопотери из РВП, кВт | 246.8 |
| Таблица 1 | ||||||||||
| Параметры газа в воздушном тракте утилизационной надстройки и в газовом тракте ГТД за камерой сгорания низкого давления и газогенератором | ||||||||||
| Наим. уч-ка | Относ. изм-е давл-я | Давл-е на вых., МПа | Расход через уч., кг/с | Мас. доля добавл. вод/пара | Темпер-ра на | Энтальпия на | КПД участка | Мощность участка, кВт | ||
| входе, °C | выходе, °C | входе, кДж/кг | выходе, кДж/кг | |||||||
| КВОУ | .983 | .0996 | 141.92 | .00631 | 15.0 | 15.0 | 30.9 | 30.9 | .0000 | .0 |
| комп | 4.413 | .4396 | 141.92 | .00631 | 15.0 | 183.5 | 30.9 | 202.2 | .9000 | 24308.8 |
| РВПВ | .980 | .4485 | 141.92 | .00631 | 183.5 | 509.1 | 202.2 | 548.2 | .0000 | .0 |
| ВТ | 4.294 | .1045 | 96.66 | .00631 | 509.1 | 273.5 | 548.2 | 295.5 | .9200 | 24430.9 |
| КС2 | .950 | .4721 | 45.86 | .03600 | 509.1 | 1052.7 | 548.2 | 1289.1 | .0000 | .0 |
| смеш | .990 | .4674 | 135.46 | .04381 | 821.5 | 899.9 | 1045.4 | 1127.9 | .0000 | .0 |
| СТ | 4.383 | .1067 | 135.46 | .04381 | 899.9 | 569.1 | 1127.9 | 730.7 | .9300 | 53804.7 |
| РВПГ | .950 | .1013 | 135.46 | .04381 | 569.1 | 243.5 | 730.7 | 366.4 | .0000 | .0 |
Обозначения участков газовоздушного тракта утилизационной турбовоздушной надстройки и в ГТД за основным газогенератором:
КВОУ - комплексное воздухоочистительное устройство;
комп - компрессор утилизационной надстройки;
РВПВ - воздушный тракт рекуперативного воздухоподогревателя;
ВТ - воздушная турбина;
смеш - участок смешения газа за основным и за утилизационным газогенератором перед силовой турбиной;
СТ - силовая турбина;
РВПГ - газовый тракт рекуперативного воздухоподогревателя.
Из приведенных расчетов следует, что даже без применения промежуточного охлаждения воздуха в компрессорах и с промежуточным перегревом газа до температуры не выше 900°C заявляемое изобретение позволяет достичь КПД более 46,4% в нормальных условиях, что выше известного максимального значения для известных серийных ГТД, использующих в качестве рабочих тел только воздух и продукты сгорания органического топлива в воздухе.
Представленный на фиг.1 пример, приведенный для иллюстрации принципа действия заявляемого изобретения, не исчерпывает всех возможных вариантов его реализации. Формула заявляемого изобретения ни в ограничительной, ни в отличительной части не накладывает никаких ограничений ни на кинематическую схему ГТД (на число валов и установку компрессоров и турбин на валах), ни на общее чисто компрессоров и турбин (число которых может быть более двух), ни на исполнение компрессоров ГТД.
В частности, компрессор 6 может быть установлен на одном валу с основным компрессором 8 (фиг.2), что позволяет произвести надстройку серийного двухвального ГТД без реконструкции второй газовой турбины 4, связанной с увеличением ее пропускной способности. В этом случае мощность воздушной турбины будет расходоваться не только на привод компрессора 6, но и на компенсацию снижения мощности газовой турбины 3, связанной с увеличением давления за ней вследствие увеличения расхода и температуры газов перед второй турбиной 4. Соответственно, подача воздуха в КС низкого давления 2 снизится, но зато увеличится степень расширения и теплоперепад, срабатываемый в этой турбине.
Кроме того, ГТД может быть выполнен одновальным (фиг.3), либо, наоборот, трехвальным, с двухвальным (двухкаскадным) основным газогенератором, при этом основной компрессор 8 и компрессор 6 могут быть выполнены с промежуточными воздухоохладителями 10 (фиг.4). По оценке заявителя, надстройка вышеупомянутого трехвального ГТД с промежуточным охлаждением воздуха в компрессоре типа LMS100 компании «GE» по варианту, схематически изображенному на фиг.4, позволит достичь КПД выше 51% в нормальных условиях.
Наконец, компрессор 6 может быть выполненным совмещенным с основным компрессором низкого давления, как в прототипе, и т.д.
Газотурбинный двигатель с двумя камерами сгорания, содержащий две камеры сгорания высокого и низкого давления и, по крайней мере, две последовательно размещенные по ходу газа газовые турбины, вторая из которых на входе по газу сообщена с выходом камеры сгорания низкого давления по газу, рекуперативный воздухоподогреватель, сообщенный на входе по греющему газу с выходом последней газовой турбины по газу, на выходе по греющему газу - с атмосферой, а также компрессор и воздушную турбину, установленную на одном валу с этим компрессором и сообщенную на входе по воздуху с выходом компрессора по воздуху через тракт рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, на выходе по воздуху - с атмосферой, отличающийся тем, что камера сгорания низкого давления на входе по рабочему телу сообщена с выходом рекуперативного воздухоподогревателя по воздуху, а вторая газовая турбина на входе по газу сообщена также с выходом первой газовой турбины по газу.
www.freepatent.ru
