В наше время, замороженные продукты это наше все. От фруктов и мороженного до мяса, все это может быть заморожено и использовано позже по своему прямому предназначению. Именно поэтому уже долгие годы существуют грузовики-рефрижераторы, которые занимаются перевозкой десятков тонн замороженной продукции.
И несмотря на то, что используются подобные грузовики часто, до сих пор не существует ни одного варианта как заставить этих «лошадок» потреблять меньше топлива, а едят они его много, на 25% больше чем обычные грузовые автомобили такой грузоподъемности.
Нет, существуют, конечно, компрессоры, которые вращаются с помощью двигателей внутреннего сгорания, другие подходят к проблеме со стороны работы компрессоров с помощью электродвигателей, питаемые бортовой сетью автомобиля, однако так ил иначе, ни один из вариантов не сокращает потребление топлива и в итоге в окружающую среду попадает множество вредных выбросов.
Так было до этого года, а точнее до конкурса Invention Awards 2014 в рамках которого изобретатель Питер Дэрман продемонстрировал криогенный двигатель собственной разработки, который, возможно, станет решением проблемы большого расхода топлива у грузовиков-рефрижераторов.
Двигатель Дэрмана (именно так назван криогенный двигатель) работает за счет тепла товаров и тепла окружающей среды, заставляя кипеть жидкий азот, который находится в специальной емкости. Как следствие – получается газ, используемый для приведение в действие двигателя. Стоит добавить, что двигатель в свою очередь вращает компрессор.
По оценкам специалистов, подобная система может эффективно использовать до 40% энергии жидкого азота, что практически аналогично эффективности работы дизельного двигателя. Но в итоге мы получаем существенную разницу, так как жидкий азот дешевле все того же дизтоплива и в то же время не загрязняет окружающую среду. Сейчас опытный образец двигателя Дэрмана готовится к испытаниям на дорогах Великобритании, после чего, в случае успеха, двигатель пойдет в массовое производство.
www.sciencedebate2008.com
Использование: в ракетно-космической технике, конкретно в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), использующих в качестве топлива криогенный окислитель и углеводородное горючее. Сущность изобретения: ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, турбонасосы (ТН) криогенного окислителя и горючего, имеющие приводные турбины и газогенератор (ГГ), снабженный рубашкой охлаждения, подключенный к расходной магистрали окислителя. Выход ГГ соединен с входом турбины ТН горючего, а выход из рубашки охлаждения ГГ соединен с входом второй турбины ТН окислителя, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к входу ТН окислителя. Поступающий в рубашку охлаждения ГГ криогенный окислитель газифицируется за счет теплообмена с генераторным газом и используется в качестве рабочего тела для привода Т окислителя. При этом обеспечивается эффективное охлаждение генераторного газа, что позволяет сжигать топливо в ГГ при оптимальном соотношении компонентов, исключив повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины, и уменьшить количество сжигаемого топлива. 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос окислителя и турбонасос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, связанные с турбиной, газогенератор привода турбины, выход которой подключен к камере сгорания, при этом расходная магистраль горючего подключена к камере сгорания и соединена параллельной линией со входом газогенератора, к которому подключена также расходная магистраль окислителя ("Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей" под ред. В.М.Кудрявцева. М. Высшая школа, 1983, стр. 11, рис. 1.6). В известном ЖРД одним из компонентов топлива поступает из турбонасоса в газогенератор полностью, а другой частично. При сжигании их в газогенераторе образуется высокотемпературный газ либо с избытком окислителя (окислительный), либо с избытком горючего (восстановительный), который поступает на привод турбины турбонасосов окислителя и горючего. Отработавшие на турбины продукты газогенерации дожигаются в камере сгорания ЖРД. В случае использования в ЖРД криогенного топлива, в частности криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), что имеет место в двигателях ракетных блоков ступеней ракет-носителей и космических аппаратов, привод турбины осуществляется окислительным генераторным газом, поскольку газификация низкокипящего окислителя намного легче, чем высококипящего горючего. При этом температура генераторного газа в турбине составляет несколько сотен градусов при очень большом коэффициенте избытка окислителя (альфа > 10), а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания двигателя, достигающее 100 и более (до 300) атмосфер. Большой избыток кислорода при высоких значениях давления и температуры обуславливают крайне высокую агрессивность и взрывоопасность генераторного газа. В этой связи предъявляются очень высокие требования к качеству очистки и промывки базов окислителя и горючего двигательной установки и подводящих магистралей. Соблюдение этих требований связано с большими трудозатратами и приводит к значительному удорожанию изделия, однако оно не может полностью обеспечить эксплуатационной надежности ЖРД в части его безопасности. Обладающий высокой агрессивностью окислительный генераторный газ может вызвать выход из строя уплотнения валов турбонасосов окислителя и горючего в турбине, что приводит к аварии ЖРД. Высокая агрессивность генераторного газа приводит также к повышенному износу элементов турбины и снижению ресурса ее работы. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, включающем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, связанной с турбонасосами окислителя и горючего и имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика", Энциклопедия, под ред. В. П. Глушко, М. Сов. энциклопедия, 1985, стр. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива после турбонасосов вводится в камеру сгорания, а меньшая их часть поступает в газогенератор. Так как в газогенератор вводится лишь небольшая часть окислителя, значительно снижается, по сравнению с прототипом, агрессивность генераторного газа в турбине. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в атмосферу. В результате значительно улучшаются условия работы турбины, снижается взрывоопасность и повышается эксплуатационная надежность двигателя. Однако в данной конструкции ЖРД химическая энергия топлива, поступающего в газогенератор, используется не полностью, что снижает экономичность двигателя. Это связано с необходимостью, из условия обеспечения термостойкости лопаток турбины, поддерживать температуру генераторного газа более низкой, чем температура продуктов сгорания в камере сгорания. Поэтому сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном соотношении компонентов, а с некоторым избытком окислителя. В результате один из компонентов топлива не догорает, что увеличивает затраты топлива на создание единичного импульса тяги. Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет уменьшения количества топлива, сжигаемого в газогенераторе, и повышение полноты сгорания топлива в газогенераторе. Поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями, газогенератор, выход которого соединен со входом турбины, связанной с турбонасосом горючего и имеющей выхлопной патрубок, в соответствии с изобретением, снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом криогенного окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, подключенной через отсечной клапан к расходной магистрали окислителя, при этом выход из рубашки охлаждения газогенератора соединен с входом второй турбины, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к расходной магистрали перед турбонасосом криогенного окислителя. Наличие у газогенератора рубашки охлаждения, подключенной к магистрали окислителя, позволяет газифицировать поступающий в рубашку криогенный окислитель за счет его теплообмена с высокотемпературными продуктами газогенерации и подогреть полученный газ до температуры рабочего тела турбины (600-900 K). Наличие второй турбины, связанный с турбонасосом окислителя и соединенной с выходом из рубашки охлаждения газогенератора, позволяет использовать газифицированный и подогретый криогенный окислитель для привода турбонасоса окислителя. Наличие рубашки охлаждения газогенератора с криогенным хладагентом обеспечивает высокоэффективное охлаждение генераторного газа, что дает возможность сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, исключив при этом повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины. За счет оптимального соотношения сжигаемых компонентов обеспечивается наиболее полное выделение тепловой энергии топлива в газогенераторе, а охлаждение генераторного газа криогенным компонентом, подаваемым затем на привод турбонасоса окислителя, повышает эффективность использования выделяющейся тепловой энергии топлива. При этом исключаются потери на привод турбонасоса окислителя, поскольку газифицированный криогенный окислитель после турбины и теплообменника вновь поступает в расходную магистраль окислителя и, в конечном счете, сгорает в камере сгорания или газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении с горючим. Эти обстоятельства позволяют значительно уменьшить количество топлива, используемого в газогенераторе на привод турбонасосов окислителя и горючего, и за счет этого повысить экономичность работы ЖРД. На фиг. 1 приведена схема двигателя; на фиг. 2 размещение сопла инжектора в подводящей магистрали окислителя, узел I на фиг. 1. Двигатель содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и сопло 3, имеющие тракт охлаждения 4. К смесительной головке 2 подключены расходная магистраль окислителя 5, связанная через турбонасос окислителя 6 и магистраль 7 с баком криогенного окислителя, и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 и магистраль 10 с баком углеводородного горючего, причем магистраль 8 соединена с головкой 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос горючего 9 имеет приводную турбину 11, подключенную к газогенератору 12, вход которого через линии 13 и 14 соединен с расходными магистралями окислителя 5 и горючего 8. Двигатель снабжен также второй турбиной 15, связанной с турбонасосом окислителя 6, а газогенератор 12 снабжен рубашкой охлаждения 16, вход которой линией 17 с отсечным клапаном 18 подключен к расходной магистрали окислителя 5. Выход из второй турбины 15 через теплообменник 19, установленный на расходной магистрали окислителя 5, и сопло 20 инжектора подключен к подводящей магистрали окислителя 7 перед турбонасосом 6. Турбина 11, подключенная к газогенератору 12, имеет выхлопной патрубок 21 со вспомогательным соплом. В расходных магистралях окислителя 5 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 22 и 23, на линиях 13 и 14 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 24 и 25. При работе двигателя турбонасосами 6 и 9 производится подача криогенного окислителя и горючего по магистралям 5 и 8 в камеру сгорания 1. При этом небольшая часть окислителя и горючего по линиям 13 и 14 подводится в газогенератор 12, где сжигается при их оптимальном соотношении. Продукты газогенерации поступают на привод турбины 11, обеспечивающей работу турбонасоса горючего 9, и затем через выхлопной патрубок 21 и вспомогательное сопло выбрасываются в атмосферу. Одновременно другая часть окислителя (приблизительно 5% от общего количества) по линии 17 поступает в рубашку охлаждения 16 газогенератора 12, в которой газифицируется и подогревается за счет теплообмена с генераторным газом. В результате этого значительно снижается температура генераторного газа, поступающего в турбину 11, а подогретые пары окислителя направляются на привод турбины 15, обеспечивающей работу турбонасоса окислителя 6. Отработавшие на турбине 15 пары окислителя проходят теплообменник 19, где охлаждаются основным потоком криогенного окислителя, поступающего по расходной магистрали 5 в камеру сгорания 1. Охлажденные пары окислителя через сопло 20 инжектора, установленного в магистрали 7, подаются на вход турбонасоса окислителя 6. Таким образом, подача криогенного окислителя в рубашку охлаждения 16 газогенератора обеспечивает эффективное снижение температуры генераторного газа, поступающего в турбину 11, и позволяет сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном соотношении компонентов. При этом часть энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, расходуется на привод турбины 11 турбонасоса горючего, а другая часть энергии топлива путем теплообмена передается криогенному компоненту, превращая его в рабочее тело турбины 15 привода турбонасоса окислителя. В результате снижаются потери на привод турбонасосов подачи окислителя и горючего и уменьшается количество сжигаемого в газогенераторе топлива, что позволяет повысить экономичность работы ЖРД. Эффективное охлаждение генераторного газа перед турбиной 11 повышает также надежность работы турбины и двигателя в целом. Поскольку сжигание топлива в газогенераторе предложенного ЖРД производится при оптимальном соотношении компонентов, ликвидируется токсичность выхода после турбины 11. Уменьшение количества сжигаемого в газогенераторе топлива и повышение полноты его сгорания позволяет обеспечить экологическую чистоту двигателя. Расчеты показывают, что изобретение позволяет в 2-3 раза снизить количество топлива, подаваемого на сжигание в газогенератор. В частности, использование предложенного ЖРД в разгонном блоке космического аппарата с полезным грузом 2 т позволит сэкономить 150 кг топлива, используемого для привода турбонасоса жидкого кислорода и углеводородного горючего (керосина). Одновременно с экономией топлива на 150 кг увеличивается вес полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2www.findpatent.ru
ВАЖНЕЙШЕЕ событие произошло в истории индийской космической программы: состоялись первые испытания криогенного двигателя целиком индийского производства, предназначенного для выведения спутников на геосинхронную орбиту.
Испытания, проведенные в специализированном центре в Махендрагири (южноиндийский штат Тамилнад), зафиксировали устойчивую работу двигателя в течение 15 секунд, сообщила Индийская организация по исследованию космоса (ИОИК). Таким образом, говорится в заявлении ИОИК, успешно преодолена первая стадия в осуществлении всей задачи: криогенный двигатель создан индийцами самостоятельно и испытан.
Напомню историю вопроса. В июле 1993 г. Москва сделала очередную серьезную уступку Вашингтону, заверив его, что отказывается от передачи Индии технологии создания криогенных космических двигателей, необходимых для выведения ракет на высокие и очень высокие околоземные орбиты. При этом ельцинская Россия не только "прогнулась" перед заокеанским партнером, но и потеряла экономическую выгоду, нанесла ущерб своему международному авторитету. Тем более что по договоренностям 1991 г. Россия не только обязывалась поставить Дели два криогенных двигателя, но и передать индийцам технологию их изготовления. Что и было подтверждено в ходе визита президента Ельцина в Индию в январе 1993 г., а потом, через полгода, слово Москвы было нарушено. Российско-индийская "сделка века" оказалась сорванной.
Понятно, что сотрудничество в области создания криогенных (на основе жидкого водорода) космических двигателей (экологически чистых и непригодных для нужд военных, поскольку заправка ракет жидким водородом должна проводиться чрезвычайно осторожно, медленно и долго) было выгодно как Индии, так и России, но чрезвычайно раздражало Вашингтон. Ни для кого не было секретом, что США очень хотели занять место России в той сделке, но не получилось. Тогда, пользуясь некоторыми благоприятными для себя особенностями внутриполитической жизни России, США буквально вынудили Кремль отказаться от большей части выгодного контракта, что, естественно, вызвало огромное возмущение в Индии.
Тогдашний руководитель индийской космической программы У.Р. Рао подчеркнул, что "нанесен серьезный удар, теперь мы должны полагаться на собственные силы". А премьер-министр Индии тех лет П.В. Нарасимха Рао в одной из частных бесед заметил: "Раз так, то Индия сама создаст криогенные двигатели, не пройдет и нескольких лет, как наши ученые добьются этого". Предсказание сбылось.
Прошло семь лет, и Индия создала и испытала криогенный двигатель, с помощью которого индийские ракеты будут выводить в космос спутники с космодрома в Шрихарикоте.
Успешное испытание примечательно не только с технической, но и политической точки зрения. Во-первых, это важно для престижа Дели накануне переговоров с американским президентом Клинтоном, который собирается посетить Индию в марте. Во-вторых, теперь уже можно будет совершить акт милосердия в отношении осужденных на пожизненное заключение летчиков Ан-26 латвийской авиакомпании, большая часть которых приняли российское гражданство, находясь в калькуттской тюрьме. С просьбой об этом обратился к индийским властям находящийся с официальным визитом в Дели председатель Государственной Думы Геннадий Селезнев. Как полагают в местных журналистских кругах, возможное помилование произойдет, если произойдет, как раз накануне давно ожидаемого визита российского президента в Индию.
Дели
www.ng.ru
Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель выполнен с двумя рабочими прямоточными контурами - воздушногазовым и паротурбинным. Воздушно-газовый контур содержит компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло. Паротурбинный контур содержит насос подачи жидкого криогенного топлива, топливные каналы теплообменника и паровую турбину, механически связанную с валом компрессора и подключенную входом к топливным каналам теплообменника, а выходом через регулятор-распределитель топлива - к коллекторам форсунок основной и дополнительной камер сгорания. На входе воздушно-газового контура дополнительно установлен турбодетандер, а между турбодетандером и компрессором низкого давления установлен топливовоздушный теплообменник. Газовая турбина расположена после дополнительной камеры сгорания и соединена общим валом с компрессором низкого давления и турбодетандером. За газовой турбиной установлен парогазовый теплообменник-регенератор. Топливные каналы топливовоздушного теплообменника подключены входом к насосу подачи жидкого криогенного топлива. Каналы парогазового теплообменника-регенератора подключены входом к выходу топливовоздушного теплообменника, а также через запорный кран - к насосу подачи жидкого криогенного топлива и выходом подключены к входу топливных каналов парогазового теплообменника. Такое выполнение двигателя приводит к увеличению удельного импульса тяги на всех режимах работы, в том числе дроссельных, в диапазоне скоростей полета до Маха 5-6 при использовании водородного топлива. 1 ил.
Изобретение относится к авиации и космонавтике, а более конкретно к конструкции воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата больших скоростей полета, использующего криогенное топливо - жидкий метан или жидкий водород, и может быть использовано в качестве основной силовой установки гиперзвукового самолета или первой (разгонной) ступени авиационно-космической системы.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактивное сопло и топливный насос, подключенный к коллектору форсунок камеры сгорания. В камеру сгорания из входного устройства летательного аппарата поступает воздух, сжатый за счет скоростного напора, и насосом подается жидкое топливо, в том числе может быть использовано криогенное топливо (Р. И. Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. : Машиностроение, 1989, с. 6, рис. 1, с. 149). Такой двигатель эффективен в широком диапазоне сверх- и гиперзвуковых скоростей полета, но малоэффективен на дозвуковых скоростях и неработоспособен на старте при M= 0, вследствие чего силовая установка гиперзвукового летательного аппарата должна содержать дополнительно двигатель другого типа, обеспечивающий старт и разгон. Известен также пароводородный ракетно-турбинный двигатель, выбранный в качестве прототипа, имеющий два рабочих проточных контура - воздушно-газовый и водородный (паротурбинный), содержащий в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в водородном (паротурбинном) контуре - высоконапорный насос подачи жидкого водорода, водородные каналы теплообменника, паровую (пароводородную) турбину, механически связанную с валом компрессора, и коллектора форсунок основной и дополнительной камер сгорания, подключенные к выходу паровой турбины (Р. И. Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. : Машиностроение, 1989, с. 209, рис. 6.18). Этот двигатель имеет хорошие тягово-экономические характеристики на максимальном режиме в широком диапазоне скоростей полета, начиная от старта при M = 0, до гиперзвуковых M = 5. . . 6. Он более эффективен на сверхзвуковых и указанных гиперзвуковых скоростях полета, чем прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и по существу исходя из назначения и принципиального устройства представляет собой гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель. Однако максимально достижимые параметры рабочего процесса этого двигателя все же не обеспечивают получения удельного импульса тяги и других характеристик, требуемых от основной силовой установки гиперзвукового летательного аппарата. Причинами, препятствующими получению указанного ниже технического результата при использовании конструктивной схемы и рабочего процесса прототипа, являются: - существенное ограничение расчетной степени повышения давления воздуха в компрессоре из-за недостаточной мощности приводящей его пароводородной турбины, поскольку относительный расход ее рабочего тела составляет на максимальном (стехиометрическом) режиме только 2,9% от расхода воздуха, а также вследствие недопустимого из условий прочности нагрева лопаток рабочего колеса компрессора на гиперзвуковых скоростях полета; - невыгодное в отношении экономичности двигателя распределение расхода топлива между основной и дополнительной камерами сгорания во избежание недопустимого из условий жаростойкости нагрева входной части теплообменника; - резкое, в несколько раз, ухудшение экономичности двигателя на дроссельных режимах (при пониженной частоте вращения пароводородной турбины), требующихся в интересах выполнения полетного задания, в особенности при невысоких скоростях полета. Сущность заявленного изобретения заключается в следующем. Основной задачей, на решение которой направленно изобретение, является разработка новой конструктивной схемы гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя, обеспечивающего улучшение летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата при скорости полета до M = 5. . . 6. Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в увеличении удельного импульса тяги на всех режимах работы, в том числе дроссельных, во всем диапазоне скоростей полета до M = 5. . . 6 при использовании водородного топлива. Другой технический результат выражается в уменьшении лобового сопротивления гиперзвукового летательного аппарата и увеличении массовой отдачи топлива в случае использования метанового топлива. Указанный технический результат достигается тем, что в гиперзвуковом криогенном воздушно-реактивном двигателе с двумя рабочими проточными контурами - воздушно-газовым и паротурбинным, содержащем в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в паротурбинном контуре насос подачи жидкого криогенного топлива, топливные каналы теплообменника, паровую турбину, механически связанную с валом компрессора и подключенную входом к топливным каналам теплообменника, а выходом через регулятор-распределитель топлива - к коллекторам форсунок основной и дополнительной камер сгорания. Двигатель выполнен двухвальным и дополнительно снабжен турбодетандером, топливовоздушным теплообменником с запорным клапаном, компрессором низкого давления, газовой турбиной, парогазовым теплообменником-регенератором, причем турбодетандер установлен на входе воздушно-газового контура, топливовоздушный теплообменник установлен между турбодетандером и компрессором низкого давления, газовая турбина расположена после дополнительной камеры сгорания и соединена общим валом с компрессором низкого давления и турбодетандером, парогазовый теплообменник-регенератор установлен за газовой турбиной, при этом топливные каналы топливовоздушного теплообменника подключены входом к насосу подачи жидкого криогенного топлива, а каналы парогазового теплообменника-регенератора подключены входом к выходу топливовоздушного теплообменника, а также через запорный кран - к насосу подачи жидкого криогенного топлива, и выходом подключены к входу топливных каналов парогазового теплообменника, расположенного за основной камерой сгорания, при этом соединенные внешним соосным валом второй компрессор и паровая турбина в совокупности образуют собой ротор высокого давления, а турбодетандер, первый компрессор и газовая турбина, соединенные между собой внутренним соосным валом, в совокупности образуют между собой ротор низкого давления. Укажем на причинно-следственные связи между отличительными признаками и техническим результатом. Увеличение удельного импульса тяги заявленного двигателя на всех режимах работы обусловлено тем, что двигатель выполнен двухвальным, в котором конструктивные элементы прототипа представляют собой ротор высокого давления, а ротор низкого давления образован дополнительно введенными конструктивными элементами, а также за счет дополнительного включения в схему двух теплообменников, что в совокупности позволяет понизить температуру воздушного потока в компрессоре в условиях гиперзвукового полета, увеличить мощность привода компрессора и, соответственно, степень повышения давления воздуха в нем, увеличить степень подогрева рабочего тела в основной камере сгорания, а также использовать другое более дешевое, доступное и простое в эксплуатации криогенное топливо - жидкий метан, стехиометрический расход которого примерно вдвое больше, а плотность почти в шесть раз больше, чем водородного топлива. На чертеже представлена предлагаемая схема гиперзвукового криогенного воздушно-реактивного двигателя. Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель, имеющий два рабочих проточных контура - воздушно-газовый и паротурбинный, содержит в воздушно-газовом контуре последовательно установленные турбодетандер 1, топливовоздушный теплообменник-испаритель, компрессоры низкого 3 и высокого 4 давления, основную камеру сгорания 5, парогазовый теплообменник-подогреватель 6, дополнительную камеру сгорания 7, газовую турбину 8, соединенную валом с компрессором 3 и турбодетандером 1, парогазовый теплообменнник-регенератор 9 и реактивное сопло 10. В паротурбинном контуре последовательно установлены насос 11, топливовоздушный теплообменник-испаритель 2, подключенный входом топливных каналов к насосу 11; парогазовые теплообменники 9 и 6, подключенные входом паровых каналов соответственно к выходу паровых каналов теплообменников 2 и 9; паровая турбина 12, соединенная общим валом с компрессором высокого давления 4 и подключенная входом к выходу паровых каналов теплообменника 6; регулятор-распределитель топлива 13, подключенный входом к выходу паровой турбины 12, а двумя выходами - соответственно к коллекторам форсунок основной 5 и дополнительной 7 камер сгорания. Насос 11 через запорный кран подключен к входу паровых (топливных) каналов теплообменника 9. Двигатель работает следующим образом. В условиях гиперзвукового полета на рабочих режимах двигателя насос 11 подает жидкое криогенное топливо под давлением 10. . . 50 МПа в топливные каналы топливовоздушного теплообменника-испарителя 2, где топливо испаряется, а образующийся пар предварительно подогревается за счет отбора теплоты от проходящего через теплообменник потока горячего воздуха, заторможенного в воздухозаборнике силовой установки летательного аппарата и прошедшего турбодетандер 1. Охлаждение воздуха в турбодетандере 1 соответствует совершаемой в нем работе расширения, а затем в теплообменнике 2 создает условия для меньшей затраты работы на привод компрессоров 3, 4 при требуемой степени повышения давления, меньшего нагрева их последних ступеней, а также для увеличения расхода топлива и степени подогрева газа в основной камере сгорания 5. При запуске и в полете до числа M
3 насос 11 подает жидкое криогенное топливо на вход топливных каналов теплообменника 9, где оно испаряется, так как при поступлении холодного воздуха теплообменник 2 неффективен. Дальнейший подогрев испаренного топлива в парогазовых теплообменниках 9 и 6 соответственно за газовой турбиной 8 и за камерой сгорания 5 доводит его температуру до требуемой на входе в паровую турбину (приблизительно 1800. . . 2000 К). При этом его нагрев в парогазовом теплообменнике-регенераторе 9 обеспечивает перенос части относительно низкопотенциального тепла от газа, давление которого понизилось в турбине 8, в камеры сгорания 5 и 7, где давление газа выше, что увеличивает к. п. д. рабочего цикла и способствует увеличению удельного импульса тяги (снижению удельного расхода топлива). Возможно также использование дополнительного источника подогрева испаренного топлива в случае его применения для охлаждения элементов планера 14, что по термодинамическому эффекту равносильно повышению теплотворности топлива и также способствует снижению его удельного расхода. В паровой турбине 12 срабатывается часть перепада давления испаренного топлива, создаваемого насосом при намного меньшей затрате работы на подачу жидкого криогенного топлива по сравнению с получаемой от турбины 12 работой, затрачиваемой на привод компрессора высокого давления 4. Благодаря этому повышается давление в воздушно-газовом тракте двигателя без затраты работы продуктов сгорания. Выходящее из паровой турбины испаренное топливо распределяется регулятором-распределителем 13 по коллекторам форсунок основной 5 и дополнительной 7 камер сгорания таким образом, чтобы поддерживать на выходе основной камеры сгорания 5 заданную температуру (приблизительно 2000 К), приемлемую из условий жаростойкости теплообменника 6, а в дополнительной камере сгорания 7, куда поступает газ после охлаждения в теплообменнике 6, сжигать остальное топливо, доводящее суммарный расход топлива до стехиометрического или же доводящее температуру перед газовой турбиной 8 до максимальной, приемлемой из условий прочности лопаток рабочего колеса (приблизительно 1900 К). При этом охлаждение газа в теплообменнике 6 создает условия для увеличения расхода топлива и степени подогрева газа в дополнительной камере сгорания 7, если это целесообразно. Степень понижения давления паровой турбины около десяти, поэтому необходимое избыточное давление в форсунках камер сгорания 5 и 7 обеспечивается высокой напорностью топливного насоса 11. Газовая турбина 8 на рабочих режимах участвует совместно с турбодетандером 1 в приводе компрессора 3, при запуске от стартера служит основным источником мощности, обеспечивающей раскрутку ротора низкого давления, а при дросселировании, когда резко падает эффективность паровой турбины 12, предотвращает резкое увеличение удельного расхода топлива. Газовая турбина 8 является тем элементом схемы двигателя, который обеспечивает возможность использования метанового топлива, компенсируя его меньшую эффективность в паровой турбине по сравнению с водородным топливом. С увеличением скорости гиперзвукового полета вклад газовой турбины 8 в создание тяги двигателя уменьшается. После турбины 8 и теплообменника 9 газовый поток поступает в реактивное сопло 10 и разгоняется в нем соответственно перепаду давления между его входом и внешней атмосферой.Формула изобретения
Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель с двумя рабочими проточными контурами - воздушно-газовым и паротурбинным, содержащий в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в паротурбинном контуре - насос подачи жидкого криогенного топлива, топливные каналы теплообменника и паровую турбину, механически связанную с валом компрессора и подключенную входом к топливным каналам теплообменника, а выходом через регулятор-распределитель топлива - к коллекторам форсунок основной и дополнительной камер сгорания, отличающийся тем, что он выполнен двухвальным и дополнительно снабжен турбодетандером, топливовоздушным теплообменником с запорным клапаном, компрессором низкого давления, газовой турбиной, парогазовым теплообменником-регенератором, причем турбодетандер установлен на входе воздушно-газового контура, топливовоздушный теплообменник установлен между турбодетандером и компрессором низкого давления, газовая турбина расположена после дополнительной камеры сгорания и соединена общим валом с компрессором низкого давления и турбодетандером, парогазовый теплообменник-регенератор установлен за газовой турбиной, при этом топливные каналы топливовоздушного теплообменника подключены входом к насосу подачи жидкого криогенного топлива, а каналы парогазового теплообменника-регенератора подключены входом к выходу топливовоздушного теплообменника, а также через запорный кран - к насосу подачи жидкого криогенного топлива и выходом подключены к входу топливных каналов парогазового теплообменника, расположенного за основной камерой сгорания, при этом соединенные внешним соосным валом второй компрессор и паровая турбина в совокупности образуют собой ротор высокого давления, а турбодетандер, первый компрессор и газовая турбина, соединенные между собой внутренним соосным валом, в совокупности образуют собой ротор низкого давления.РИСУНКИ
Рисунок 1www.findpatent.ru
Мы все знаем, что одной из основ материальной жизни современного человечества являются всем известные полезные ископаемые нефть и газ. Благословенные углеводороды так или иначе присутствуют в любой области нашей с вами жизни и первое, что приходит на ум любому человеку – горючее. Это бензин, керосин и природный газ, используемый в различных энергосистемах ( в том числе и в двигателях транспортных средств).
Сколько автомобилей на дорогах мира и самолетов в воздухе сжигают в своих двигателях бензин и керосин… Количество их огромно и столь же огромен объем топлива, вылетающего, так сказать, в трубу (и при этом еще норовящего внести свою немалую долю в отравление атмосферы :-)). Однако процесс этот не бесконечен. Запасы нефти, из которой производится львиная доля используемого в мире горючего (несмотря на то, что она постепенно сдает свои позиции природному газу), быстро уменьшаются. Она постоянно дорожает и дефицит ее ощущается все больше.
Такое положение уже довольно давно заставляет исследователей и ученых всего мира искать альтернативные источники топлива, в том числе и для авиации. Одним из направлений такой деятельности стали разработки летательных аппаратов, использующих криогенное топливо.
Криогенный означает «рожденный холодом», и топливом в этом случае служит сжиженный газ, который хранится при очень низких температурах. Первым, привлекшим в этом плане внимание разработчиков газом, стал водород. Этот газ по своей теплотворной способности втрое превосходит керосин и, кроме того при его использовании в двигателе в атмосферу выделяется вода и совсем небольшое количество окислов азота. То есть для атмосферы он безвреден.
Самолет ТУ-154Б-2.
В середине 80-х годов прошлого века в конструкторском бюро А.Н.Туполева начали создавать самолет, использующий в качестве топлива жидкий водород. Он был разработан на базе серийного ТУ-154Б с использованием турбореактивного двухконтурного двигателя НК-88. Этот двигатель был создан в двигателестроительном конструкторском бюро им. Кузнецова (Самара) опять же на базе серийного двигателя для Ту-154 НК-8-2 и предназначался для работы на водороде или природном газе. Надо сказать, что в этом бюро работы по новой тематике велись еще с 1968 года.
Тот самый самолет Ту-155 на хранении... К сожалению отвратительном хранении :-(.
Новый самолет, работающий на криогенном топливе получил наименование ТУ-155. Однако все не так просто. Дело в том, что водород – это опасное топливо. Он чрезвычайно горюч и взрывоопасен. Обладает исключительной проникающей способностью , а храниться и транспортироваться может только в сжиженном состоянии при очень низких температурах, близких к абсолютному нулю (-273 градуса по Цельсию). Эти особенности водорода представляют собой достаточно большую проблему.
Поэтому ТУ-155 представлял собой летающую лабораторию для исследования и решения существующих проблем и базовый самолет при ее создании подвергся коренной переделке. Вместо правого двигателя НК-8-2 был установлен новый криогенный НК-88 (два других остались родными :-)). В задней части фюзеляжа на месте пассажирского салона разместили специальный бак для криогенного топлива, жидкого водорода, объемом 20 куб.м. с усиленной экранно-вакуумной изоляцией, где водород мог храниться при температуре ниже минус 253 градуса Цельсия. К двигателям он подавался специальным турбонасосным агрегатом, как на ракете.
Двигатель НК-88. Сверху на двигателе виден массивный турбонасосный агрегат.
Из-за большой взрывоопасности пришлось из отсека с топливным баком удалить практически все электрооборудование, дабы исключить малейшую возможность искрообразования, и весь отсек постоянно продувался азотом или воздухом. Для управления агрегатами силовой установки была создана специальная гелиевая система управления. Кроме того пары водорода из бака нужно было отводить подальше от двигателей, чтобы избежать воспламенения. Для этого сделали дренажную систему. На самолете хорошо видны ее отводы в хвостовой части фюзеляжа (особенно на киле).
Компоновочная схема ТУ-155. Голубой - топливный бак. В переднем отсеке - обеспечивающее оборудование. Красным - криогенный двигатель.
В целом было создано и внедрено более 30-ти новых самолетных систем. Вобщем работа была проведена грандиозная :-). А ведь еще нужно было наземное, не менее сложное, обеспечивающее заправку и хранение оборудование. Правда тогда полным ходом шла разработка системы «Буран», на ракете–носителе которой одним из компонентов топлива был жидкий водород. Поэтому считалось, что все будет поставлено на промышленную основу и недостатка в топливе не будет. Но, я думаю, каждому понятно, что криогенное топливо в такой системе становится просто «золотым» по стоимости. И это означает, что коммерческое использование жидкого водорода в ближайшем будущем вряд ли возможно. Поэтому уже тогда шла подготовка к переходу на другой вид криогенного топлива – сжиженный природный газ (СПГ).
Тем не менее первый полет ТУ-155 на жидком водороде состоялся 15 апреля 1988 года. Еще кроме этого было 4 таких полета. После этого ТУ-155 подвергся доработке для полетов с использованием сжиженного природного газа (СПГ).
Этот вид топлива по сравнению с водородом значительно дешевле и доступнее, кроме того он еще и в несколько раз дешевле керосина. Теплотворная способность его на 15% выше, чем у керосина. Кроме того он также мало засоряет атмосферу, а хранить его можно при температуре минус 160 градусов, что на целых 100 градусов выше, чем у водорода. Кроме того на фоне водорода СПГ все же менее пожароопасен (хотя, конечно, опасность такая все же существует) и имеется достаточный опыт поддержания его в безопасном состоянии. Организация газоснабжения (СПГ) аэродромов вобщем-то тоже не представляет чрезвычайной сложности. Почти к каждому крупному аэропорту подведены газовые трубопроводы. Вобщем достоинств хватает :-).
Первые полеты ТУ-155 уже использующего криогенное топливо сжиженный природный газ состоялись в январе 1989 года. (Ролик, помещенный ниже, рассказывает об этом). Еще было около 90 таких полетов. Все они показали, что расход топлива по сравнению с керосином уменьшается почти на 15%, то есть самолет становится экономичнее и выгоднее.
Теперь немного о перспективах… В конце 90-х главный распорядитель российских газовых запасов Газпром выступил с инициативой постройки в начале грузо-пассажирского, а потом и просто пассажирского самолета, который мог бы полностью работать на СПГ. Самолет получил наименование ТУ-156 и создавался на базе уже имеющегося ТУ-155. На него должны были устанавливаться три новых двигателя НК-89. Это ТРДД, аналогичные НК-88, но имеющие две независимые топливные системы: одну для керосина и другую для криогенного топлива (СПГ). Это было удобно в том плане, что далеко не везде имелась возможность заправки газом, и самолет мог бы по мере необходимости переходить с одной системы питания на другую. На это по разработанной технологии требовалось всего пять минут. НК-89 имел также теплообменник в затурбинном пространстве, где сжиженный газ переходил в газообразное состояние и затем поступал в камеру сгорания.
Были проведены большие исследовательские и расчетные работы по перекомпоновке отсеков и расположения топливных баков. К 2000-му году на Самарском авиационном заводе должны были быть выпущены три ТУ-156 и начата их сертификация и опытная эксплуатация. Но… К сожалению этого сделано не было. И препятствия к осуществлению задуманных планов были исключительно финансовыми.
После были разработаны еще несколько проектов самолетов, использующих криогенное топливо (СПГ), такие, как, например,ТУ-136 с турбовинтовыми двигателями, работающими как на керосине, так и на сжиженном газе и широкофюзеляжный ТУ-206 с турбореактивными двигателями, работающими на СПГ. Однако на данный момент все эти проекты так пока проектами и остались.
Модель самолета Ту-136.
Модель самолета ТУ-206 (ТУ-204К).
Как сложатся дела в этой области авиационной науки и техники покажет время. Пока создание летательных аппаратов, использующих криогенное топливо тормозится различными обстоятельствами, как объективными, так и субъективными. Предстоит еще много сделать в области разработки специальных самолетных систем, развития наземной инфраструктуры, систем транспортировки и хранения топлива. Но тема эта чрезвычайно перспективна (и, на мой взгляд, очень интересна :-)). Водород, с его огромной энергоемкостью и практически неисчерпаемыми запасами, – это топливо будущего. Об этом можно говорить с полной уверенностью. Переходным этапом к этому служит использование природного газа.
И этот решительный шаг в будущее сделан именно в России. Испытываю гордость еще раз говоря об этом :-). Нигде в мире не было и по сей день нет летательных аппаратов, подобных нашему ТУ-155. Хочется привести слова известного американского авиационного инженера Карла Бревера: «Русские совершили в авиации дело, соразмерное полету первого спутника Земли!»
Это истинная правда! Очень только хочется, чтобы дела эти шли потоком (а русские это могут :-)), и чтобы поток этот был непрерывен, а не двигался рывками, как это у нас часто бывает…
Related posts:
avia-simply.ru
dron_sd:На территории ЛИИ им.Громова в подмосковном Жуковском стоит самолет с надписью на борту Ту-155. Эта уникальная машина - летающая лаборатория для отработки систем и двигателя, использующих криогенное топливо. Работы в этом направлении велись в конце 80-х годов. Ту-155 стал первым в мире самолетом, использующим в качестве топлива жидкий водород и сжиженный природный газ. Прошло 27 лет с первого полета этой необычной машины. И сейчас она тихо стоит среди списанных самолетов. Несколько раз ее хотели разрезать на металл. Так чем же уникален это самолет?1.
Прежде чем говорить об этом самолете, стоит пояснить, что такое криогенное топливо и чем оно отличается от углеводородного. Криогеника – это изменения свойств различных веществ в условиях крайне низких температур. То есть криогенное топливо означает “рожденное холодом”. Речь идет о жидком водороде, который хранится и перевозится в жидком состоянии при очень низких температурах. И о сжиженном природном газе, обладающем так же очень низкими температурами.
По сравнению с керосином, жидкий водород имеет ряд преимуществ. Он обладает втрое большей теплотворной способностью. То есть при сжигании равных масс, у водорода выделяется больше тепла, что напрямую влияет на экономические характеристики силовой установки. Кроме того, при его использовании в атмосферу выделяется вода и совсем небольшое количество окислов азота. Это делает силовую установку безвредной для атмосферы. Однако водород является очень опасным топливом. В смеси с кислородом он чрезвычайно горюч и взрывоопасен. Обладает исключительной проникающей способностью, а храниться и транспортироваться может только в сжиженном состоянии при очень низких температурах (-253°C).
Эти особенности водорода представляют собой достаточно большую проблему. Именно поэтому совместно с жидким водородом в качестве авиационного топлива рассматривался и природный газ. По сравнению с водородом он значительно дешевле и доступнее. Его можно хранить в сжиженном состоянии при температуре -160°C, а по сравнению с керосином, он обладает на 15% большей теплотворной способностью. Он в несколько раз дешевле керосина, что делает его также экономически выгодным в качестве авиационного топлива. Однако природный газ так же пожароопасен, хоть и в меньшей степени, чем водород. Именно с этими трудностями предстояло справиться инженерам ОКБ им.Туполева при создании экспериментального самолета Ту-155.2.
Авиационные конструкторы впервые столкнулись с криогенной техникой. Поэтому проектирование шло не только в тиши конструкторских залов, но и в исследовательских лабораториях. Конструкторы шаг за шагом внедряли новые конструкторские решения и технологии, обеспечивающие создание принципиально новых систем самолета, криогенной силовой установки и систем, позволяющих ее безопасную эксплуатацию.3.
Летающая лаборатория создавалась на базе серийного Ту-154, доработанного под стандарт Ту-154Б. Бортовой номер СССР-85035. Главным конструктором Ту-155 был назначен Владимир Александрович Андреев. В самолете имелось множество принципиальных отличий от базового варианта. Криогенный топливный бак объемом 17,5 м3 вместе с системой подачи топлива и системой поддержания давления составлял экспериментальный топливный комплекс, размещенный в хвостовом отсеке фюзеляжа, отделенном от других отсеков самолета буферной зоной. Бак, трубопроводы и агрегаты топливного комплекса имели экранно-вакуумную изоляцию, обеспечивающую заданные теплопритоки. Буферные зоны защищали экипаж и жизненно важные отсеки самолета в случае нарушения герметичности водородных систем.4.
На самолете был установлен экспериментальный турбореактивный двухконтурный двигатель НК-88, созданный в Самаре в двигателестроительном конструкторском бюро под руководством академика Николая Дмитриевича Кузнецова на базе серийного двигателя для Ту-154 НК-8-2. Он устанавливался вместо правого штатного двигателя и использовал для работы водород или природный газ. Два других двигателя были родными и работали на керосине. Сейчас они сняты. А вот НК-88 остался на месте.5.
6.
7.
Для управления и контроля криогенного комплекса на самолете имеется ряд систем:
- Гелиевая система, управляющая агрегатами силовой установки. Так как двигатель работал на водороде, к нему нельзя было подводить электроприводы. Именно по этому его систему управления заменили на гелиевую.
- Азотная система, замещающая воздушную среду в отсеках, где возможны утечки криогенного топлива.
- Система газового контроля, контролирующая газовую среду в отсеках самолета и предупреждающую экипаж в случае утечек водорода задолго до взрывоопасной концентрации.
- Система контроля вакуума в теплоизоляционных полостях.
В грузовом отсеке носовой части фюзеляжа расположены круглые баллоны с азотом. Также они установлены и в салоне самолета выше иллюминаторов. На полу вместо пассажирских кресел установлены баллоны с гелием. Плюс стойки с контрольно-измерительной и записывающей аппаратурой.В целом было создано и внедрено более 30-ти новых самолетных систем. Среди новых технологий важное место занимает технологический процесс, обеспечивающий очистку внутренних полостей трубопроводов и агрегатов. Потому что с высокоэффективной изоляцией и вакуумной герметичностью, чистота – залог безопасности будущего полета.Кабина экипажа подверглась изменениям. Перегородка была перенесена глубже в салон, а в кабине установлены рабочие места второго борт-инженера, который отвечал за работу экспериментального двигателя и инженера-испытателя, который контролировал работу бортовых экспериментальных систем. В полу кабины был смонтирован люк аварийного покидания.Для обслуживания самолета и выполнения испытательных работ был создан авиационный криогенный комплекс. Он состоял из системы заправки жидким водородом (или сжиженным природным газом), пневматического питания, энергоснабжения, телевизионного контроля, газового анализа, орошения водой в случае пожара, а также контроля качества криогенного топлива.На этапе наземных испытаний выполнялась проверка функционирования всех экспериментальных систем, включая работу двигателя НК-88 на жидком водороде. Были отработаны режимы заправки, обслуживания вакуумных систем, режимы работы топливной системы и системы поддержания давления в сочетании с работающим двигателем. Одновременно отрабатывалась подготовка самолета к полету, заправка бортовых систем гелием и азотом.На фотографии видно длинную трубу, тянущуюся из-под фюзеляжа к соплу центрального двигателя. Это система аварийного слива жидкого водорода (природного газа). Она позволяла в случае необходимости слить криогенное топливо на срез сопла среднего штатного двигателя. В процессе наземных испытаний были отработаны различные ситуации, связанные с опасностью возникновения взрыва и пожара.
8.
9.
10.
11.
В процессе непосредственной подготовки к полету осуществлялась доставка жидкого водорода автозаправщиками. Они подсоединялись к самолету через стационарные криогенные трубопроводы с запорно-присоединительной арматурой, которая обеспечивала необходимые противопожарные разрывы между самолетом, заправщиком и местом сброса в атмосферу дренируемого газообразного водорода. После пристыковки заправщиков производился контроль качества жидкого водорода с использованием специального пробоотборника и газового хроматографа. Помимо обычных операций при подготовке самолета к полету проводилась подготовка экспериментального двигателя, экспериментальных систем самолета и наземного комплекса. Особое внимание уделялось средствам взрыво- и пожаробезопасности, системам газового контроля, азотной, контроля вакуума в изоляционных пол
engineering-ru.livejournal.com
Уже почти год в промышленной зоне Слау недалеко от лондонского аэропорта Хитроу суточные перепады в нагрузке региональных энергосетей успешно компенсирует первый в мире холодильник для электричества — 300-киловаттная криогенная аккумулирующая электростанция Highview Power Storage.
Владимир Санников
14 мая 2012 21:33
Авторство идеи об утилизации избыточной генерации энергии путем сжижения атмосферного воздуха (а фактически — азота) в промышленных криогенных установках для сетей с высокой долей нестабильных источников (вроде ветровых и солнечных электростанций) приписывают профессору Университета Лидс китайцу Юлон Дину. Но ничего нового ему придумывать не пришлось. Все компоненты криогенного аккумулятора (CES) — турбодетандеры, сосуды Дьюара и паротурбинные генераторы- известны уже более ста лет. Удивительно, что за это время никто, кроме Дина и его коллег, не догадался сложить вместе эти идеально совпадающие кусочки разных «пазлов».
Все гениальное просто, и CES не исключение из правил. Чтобы «усвоить» временно ненужное электричество, воздух в CES охлаждается до -196°C, а полученная при этом жидкая смесь азота и кислорода закачивается в закрытое хранилище-термос, где с минимальными потерями (менее 0,5% в сутки) и при атмосферном давлении может храниться неделями. В моменты, когда сети начинают «проседать» под нагрузкой, жидкий воздух поступает на испаритель и, расширяясь в 700 и более раз, раскручивает турбину. Предварительный нагрев испарителя необязателен — разницы в 210−230 градусов между буквально космическим холодом и обычной «температурой за бортом» вполне достаточно для взрывного выброса скрытой энергии смеси. Совершивший работу ледяной воздух практически полностью возвращается в рабочий цикл.
Схема криогенной аккумулирующей электростанции. Энергия в повседневной жизни ассоциируется у нас с теплом. Однако в случае криогенной аккумулирующей электростанции ключ к сохранению энергии — это холод. Невостребованная в течение дня электроэнергия превращается в светло-серую жидкость с температурой -196°C, и это не что иное, как сжиженный атмосферный воздух.
Работоспособность концепции Дина была доказана на первой же экспериментальной установке мощностью 5 кВт, построенной в 2010 году компанией Highview Power Storage на крупнейшей в Британии 100-мегаваттной ТЭЦ Слау, которая работает на древесных отходах. В течение девяти месяцев установка исправно «отгружала» в сеть запасенные ночью дешевые киловатты с эффективностью более 50%, а в режиме принудительного прогрева жидкого воздуха при помощи отработанного теплоносителя с температурой 110−115°C КПД установки достигал солидных 70%, вплотную приближаясь к КПД ГАЭС (гидроаккумуляционных электростанций) — «золотого стандарта» большой энергетики.
Успех проекта был закреплен незамедлительно. На грант в ?1,1 млн, выделенный правительством страны, инициативная группа в составе Highview, региональных электросетей Scottish & Southern Energy и производителя криогенной техники BOC/Linde весной прошлого года запустила в Слау пилотную аккумулирующую станцию мощностью 350 кВт с емкостью хранилища 2,5 МВт/ч (4−8 часов работы сети с полной нагрузкой).
Несмотря на великолепный КПД в 83%, станция в Слау выбрасывает в атмосферу огромное количество отработанного пара с температурой в пределах 110−115°C. Существующие технологии рекуперации тепловой энергии с такими температурами не работают, и эффективны лишь в диапазоне 120−370°C. Чтобы превратить отходы в доходы, компания Scottish&Southern Energy использует бросовое тепло для прогрева испарителей CES, поднимая КПД аккумулятора с 50 до 70%.
Сборка станции на месте заняла всего два месяца, так как абсолютно все используемое в ней оборудование выпускается серийно и не требует дополнительной сертификации. По словам главного технолога Highview Роба Моргана, подобные системы можно собирать из готовых модулей, как конструктор Lego, и масштабировать их электрические характеристики в зависимости от требований сети. Емкость модуля, в свою очередь, определяется объемом энергоносителя: термос на 10 т жидкого воздуха плотностью 873 кг/м3 способен выдавать в сеть один мегаватт мощности в час, на 100 т — 10 МВт/ч, и т. д. В периоды вынужденного бездействия CES-станции могут вырабатывать на продажу сжиженные технические газы или производить холод для пищевых, химических и металлургических комбинатов.
Хранение жидкого воздуха намного безопаснее, чем природного газа, мазута или дизтоплива, а сама технология криогенной аккумуляции энергии относительно проста, доступна и компактна.
Процессы, происходящие в недрах пилотной криогенной станции в Слау, делятся на три этапа: сжижение воздуха в цикле среднего давления (заряд аккумулятора), хранение «сжиженного» электричества и восстановление энергии с высоким давлением (разряд). На первом этапе атмосферный воздух, нагнетаемый в систему при помощи винтовых компрессоров, подвергается тщательной очистке от примесей: пыль и твердые частицы оседают на фильтрах, а влага, углеводороды и СО2 отделяются при помощи двухслойного адсорбера из алюмогеля и синтетических цеолитов. Цеолиты — это группа минералов, известных своими впитывающими качествами и способностью к ионному обмену. Периодически адсорберы «забиваются» и для их восстановления, а также для отвода «мусора» применяется стандартная процедура сброса давления, нагрева и последующего охлаждения.
www.popmech.ru
