Газотурбинные установки (ГТУ) – тепловые машины, в которых тепловая энергия газообразного рабочего тела преобразуется в механическую энергию. Основными компонентами являются: компрессор, камера сгорания и газовая турбина. Для обеспечения работы и управления в установке присутствует комплекс объединенных между собой вспомогательных систем. ГТУ в совокупности с электрическим генератором называют газотурбинным агрегатом. Вырабатываемая мощность одного устройства составляет от двадцати киловатт до десятков мегаватт. Это классические газотурбинные установки. Производство электроэнергии на электростанции осуществляется при помощи одной или нескольких ГТУ.
Газотурбинные установки состоят из двух основных частей, расположенных в одном корпусе, – газогенератора и силовой турбины. В газогенераторе, включающем в себя камеру сгорания и турбокомпрессор, создается поток газа высокой температуры, воздействующего на лопатки силовой турбины. При помощи теплообменника производится утилизация выхлопных газов и одновременное производство тепла через водогрейный или паровой котел. Работа газотурбинных установок предусматривает использование двух видов топлива – газообразного и жидкого.
В обычном режиме ГТУ работает на газе. В аварийном или резервном при прекращении подачи газа осуществляется автоматический переход на жидкое (дизельное) топливо. В оптимальном режиме газотурбинные установки комбинированно производят электрическую и тепловую энергию. По количеству вырабатываемой тепловой энергии ГТУ значительно превосходят газопоршневые устройства. Турбоагрегаты используются на электростанциях как для работы в базовом режиме, так и для компенсирования пиковых нагрузок.
Идея использовать энергию горячего газового потока была известна еще с древних времен. Первый патент на устройство, в котором были представлены те же основные составляющие, что и в современных ГТУ, был выдан англичанину Джону Барберу в 1791 году. Газотурбинная установка включала в себя компрессоры (воздушный и газовый), камеру сгорания и активное турбинное колесо, но так и не получила практического применения.
В 19-м и начале 20-го века многие ученые и изобретатели всего мира разрабатывали установку, пригодную для практического применения, но все попытки были безуспешными ввиду низкого развития науки и техники тех времен. Полезная мощность, выдаваемая опытными образцами, не превышала 14% при низкой эксплуатационной надежности и конструктивной сложности.
Впервые газотурбинные установки электростанций были использованы в 1939 году в Швейцарии. В эксплуатацию была введена электростанция с турбогенератором, выполненным по простейшей схеме мощностью 5000 кВт. В 50-х годах эта схема была доработана и усложнена, что позволило увеличить КПД и мощность до 25 МВт. Производство газотурбинных установок в промышленно развитых странах сформировалось в единый уровень и направление развития по мощностям и параметрам турбоагрегатов. Суммарная мощность выпущенных в Советском Союзе и России газотурбинных установок исчисляется миллионами кВт.
Атмосферный воздух поступает в компрессор, сжимается и под высоким давлением через воздухоподогреватель и воздухораспределительный клапан направляется в камеру сгорания. Одновременно через форсунки в камеру сгорания подается газ, который сжигается в воздушном потоке. Сгорание газовоздушной смеси образует поток раскаленных газов, который с высокой скоростью воздействует на лопасти газовой турбины, заставляя их вращаться. Тепловая энергия потока горячего газа преобразуется в механическую энергию вращения вала турбины, который приводит в действие компрессор и электрогенератор. Электроэнергия с клемм генератора через трансформатор направляется в потребительскую электросеть.
Горячие газы через регенератор поступают в водогрейный котел и далее через утилизатор в дымовую трубу. Между водогрейным котлом и центральным тепловым пунктом (ЦТП) при помощи сетевых насосов организована циркуляция воды. Нагретая в котле жидкость поступает в ЦТП, к которому осуществляется подключение потребителей. Термодинамический цикл газотурбинной установки состоит из адиабатного сжатия воздуха в компрессоре, изобарного подвода теплоты в камере сгорания, адиабатного расширения рабочего тела в газовой турбине, изобарного отвода теплоты.
В качестве топлива для ГТУ используется природный газ – метан. В аварийном режиме, в случае прекращения подачи газа, ГТУ переводится на частичную нагрузку, а в качестве резервного топлива используются дизельное топливо или сжиженные газы (пропан-бутан). Возможные варианты работы газотурбинной установки: отпуск электроэнергии или совмещенный отпуск электричества и тепловой энергии.
Производство электричества с одновременной выработкой сопутствующей тепловой энергии называется когенерацией. Эта технология позволяет значительно повысить экономическую эффективность использования топлива. В зависимости от нужд газотурбинная установка дополнительно может оснащаться водогрейными или паровыми котлами. Это дает возможность получать горячую воду или пар различного давления.
При оптимальном использовании двух видов энергии достигается максимальный экономический эффект когенерации, а коэффициент использования топлива (КИТ) достигает 90%. В этом случае тепло выхлопных газов и тепловая энергия из системы охлаждения агрегатов, вращающих электрогенераторы (по сути, бросовая энергия), используется по назначению. При необходимости утилизируемое тепло может использоваться для производства холода в абсорбционных машинах (тригенерация). Система когенерации состоит из четырех ключевых частей: первичный двигатель (газовая турбина), электрогенератор, система теплоутилизации, система управления и контроля.
Выделяют два основных режима работы, при которых эксплуатируются газотурбинные установки:
Изменение режима работы установки осуществляется регулировкой подачи горючего в камеру сгорания. Главной задачей управления ГТУ является обеспечение нужной мощности. Исключением является газотурбинная энергетическая установка, для которой основная задача управления – постоянство частоты ращения, связанного с турбиной электрического генератора.
В стационарной энергетике применяются ГТУ разного назначения. В качестве основных приводных двигателей электрогенераторов на тепловых электростанциях газотурбинные установки используются в основном в районах с достаточным количеством природного газа. Благодаря возможности быстрого пуска ГТУ широко применяются для покрытия пиковых нагрузок в энергосистемах в периоды максимального потребления энергии. Резервные газотурбинные агрегаты обеспечивают внутренние нужды ТЭС во время остановки основного оборудования.
В целом электрический КПД газовых турбин ниже, чем у других силовых агрегатов. Но при полной реализации теплового потенциала газотурбинного агрегата значимость этого показателя становится менее актуальной. Для мощных газотурбинных установок существует инженерный подход, предполагающий комбинированное использование двух видов турбин за счет высокой температуры выхлопных газов.
Вырабатываемая тепловая энергия идет на производство пара для паровой турбины, которая используется параллельно с газовой. Это повышает электрический КПД до 59% и существенно увеличивает эффективность использования топлива. Недостатком такого подхода является конструктивное усложнение и удорожание проекта. Соотношение производимой ГТУ электрической и тепловой энергии примерно 1:2, то есть на 10 МВт электроэнергии выдается 20 МВт энергии тепловой.
К преимуществам газовых турбин относятся:
Позитивным фактором использования ГТУ является минимальное содержание вредных веществ в выбросах. По этому критерию газовые турбины опережают ближайшего конкурента – поршневые электростанции. Благодаря своей экологичности газотурбинные агрегаты без проблем можно размещать в непосредственной близости от мест проживания людей. Низкое содержание вредных выбросов при эксплуатации ГТУ позволяет экономить средства при строительстве дымовых труб и приобретении катализаторов.
На первый взгляд, цены на газотурбинные установки довольно высоки, но при объективной оценке возможностей этого энергетического оборудования все аспекты встают на свои места. Высокие капиталовложения на старте энергетического проекта полностью компенсируются незначительными расходами при последующей эксплуатации. Кроме того, значительно снижаются экологические платежи, уменьшаются затраты на покупку электрической и тепловой энергии, снижается влияние на окружающую среду и население. Вследствие перечисленных причин ежегодно приобретаются и устанавливаются сотни новых газотурбинных установок.
www.syl.ru
Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины.
В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.
Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения струёй газа лопаток, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД. Газотурбинные двигатели имеют самую большую удельную мощность среди ДВС, до 6 кВт/кг.
В качестве топлива могут использоваться любое горючее, которое можно диспергировать: бензин, керосин, дизельное топливо, мазут, природный газ, судовое топливо, водяной газ, спирт и измельченный уголь.
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 11 ноября 2011. |
Как и во всех циклических тепловых двигателях, чем выше температура сгорания, тем выше КПД. Сдерживающим фактором является способность стали, никеля, керамики или других материалов, из которых состоит двигатель, выдерживать температуру и давление. Значительная часть инженерных разработок направлена на то, чтобы отводить тепло от частей турбины. Большинство турбин также пытаются рекуперировать тепло выхлопных газов, которое, в противном случае, теряется впустую. Рекуператоры — это теплообменники, которые передают тепло выхлопных газов сжатому воздуху перед сгоранием. При комбинированном цикле тепло передается системам паровых турбин. И при комбинированном производстве тепла и электроэнергии (когенерация) отработанное тепло используется для производства горячей воды.
Как правило, чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала(ов), необходимая для поддержания максимальной линейной скорости лопаток.[источник не указан 404 дня] Максимальная скорость турбинных лопаток определяет максимальное давление, которое может быть достигнуто, что приводит к получению максимальной мощности, независимо от размера двигателя. Реактивный двигатель вращается с частотой около 10000 об/мин и микро-турбина — с частотой около 100000 об/мин.[источник не указан 404 дня]
Авиационные двигатели также часто используются для генерации электрической мощности, благодаря их способности запускаться, останавливаться и изменять нагрузку быстрее, чем промышленные машины.[источник не указан 404 дня]
Воздушно-реактивный двигатель — газовый двигатель, оптимизированный для получения тяги от выхлопных газов или от туннельного вентилятора, присоединенного к газовой турбине.[источник не указан 404 дня] Реактивные двигатели, которые производят тягу, главным образом, от прямого импульса выхлопных газов, часто называются турбореактивными, в то время, как те, которые создают тягу от туннельного вентилятора, часто называются турбовентиляторными.[источник не указан 404 дня]
Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т. д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.
Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.
В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.
Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.
Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.
Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.
Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.
Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащённые системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) — модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Между турбиной и соплом устанавливается дополнительная форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее. В результате происходит увеличение тяги (форсаж) до 50%, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.
«Основные параметры турбореактивных двигателей различных поколений»| 1 поколение1943-1949 гг. | 730-780 | 3-6 | BMW 003, Jumo 004 | Me 262, Ar 234, He 162 |
| 2 поколение1950-1960 гг. | 880-980 | 7-13 | J 79, Р11-300 | F-104, F4, МиГ-21 |
| 3 поколение1960-1970 гг. | 1030-1180 | 16-20 | TF 30, J 58, АЛ 21Ф | F-111, SR 71,МиГ-23Б, Су-24 |
| 4 поколение1970-1980 гг. | 1200-1400 | 21-25 | F 100, F 110, F404,РД-33, АЛ-31Ф | F-15, F-16,МиГ-29, Су-27 |
| 5 поколение2000-2020 гг. | 1500-1650 | 25-30 | F119-PW-100, EJ200,F414, АЛ-41Ф | F-22, F-35,ПАК ФА |
Начиная с 4-го поколения рабочие лопатки турбины выполняются из монокристаллических сплавов, охлаждаемые.
В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для этого используется турбина с увеличенным числом ступеней, так что расширение газа в турбине происходит почти полностью и только 10—15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи.
Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600—800 км/ч.
Турбовальный двигатель (ТВаД) — газотурбинный двигатель, у которого вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения — силовые установки вертолетов.
Дальнейшее повышение эффективности двигателей связано с появлением так называемого внешнего контура. Часть избыточной мощности турбины передаётся компрессору низкого давления на входе двигателя.
В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности <4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 — потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.
Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.
Турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД) — это ТРДД со степенью двухконтурности m=2—10. Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.
Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m=20—90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти двигателя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой двигатель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем. Второе отличие — винтовентилятор приводится от турбины не напрямую, как вентилятор, а через редуктор.
Вспомогательная силовая установка (ВСУ) — небольшой газотурбинный двигатель, являющийся дополнительным источником мощности, например, для запуска маршевых двигателей самолетов. ВСУ обеспечивает бортовые системы сжатым воздухом ( в том числе для вентиляции салона), электроэнергией и создает давление в гидросистеме летательного аппарата.
Используются в судовой промышленности для снижения веса. GE LM2500 и LM6000 — две характерных модели этого типа машин.
Другие модификации газотурбинных двигателей используются в качестве силовых установок на судах (газотурбоходы), железнодорожном (газотурбовозы) и другом наземном транспорте, а также на электростанциях, в том числе, передвижных, и для перекачки природного газа. Принцип работы практически не отличается от турбовинтовых двигателей.
В газовой турбине с замкнутым циклом рабочий газ циркулирует без контакта с окружающей средой. Нагрев (перед турбиной) и охлаждение (перед компрессором) газа производится в теплообменниках. Такая система позволяет использовать любой источник тепла (например, газоохлаждаемый ядерный реактор). Если в качестве источника тепла используется сгорание топлива, то такое устройство называют турбиной внешнего сгорания. На практике газовые турбины с замкнутым циклом используются редко.
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 11 ноября 2011. |
Большинство газовых турбин представляют собой двигатели внутреннего сгорания, но также возможно построить газовую турбину внешнего сгорания, которая, фактически, является турбинной версией теплового двигателя.[источник не указан 404 дня]
При внешнем сгорании в качестве топлива используется пылевидный уголь или мелкоистолченная биомасса (например, опилки). Внешнее сжигание газа используется как непосредственно, так и косвенно. В прямой системе, продукты сгорания проходят сквозь турбину. В косвенной системе, используется теплообменник и чистый воздух проходит сквозь турбину. Тепловой КПД ниже в системе внешнего сгорания косвенного типа, однако лопасти не подвергаются воздействию продуктов сгорания.
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 11 ноября 2011. |
Газовые турбины используются в кораблях, локомотивах и танках. Множество экспериментов проводилось с автомобилями, оснащенными газовыми турбинами.
В 1950 году дизайнер Ф.Р. Белл и главный инженер Морис Вилкс в британской компании Rover Company анонсировал первый автомобиль с приводом от газотурбинного двигателя. Двухместный JET1 имел двигатель, расположенный позади сидений, решетки воздухозаборника по обеим сторонам машины, и выхлопные отверстия на верхней части хвоста. В ходе испытаний автомобиль достиг максимальной скорости 140 км/ч, на скорости турбины 50000 об/мин. Автомобиль работал на бензине, парафиновом или дизельном маслах, но проблемы с потреблением топлива оказались непреодолимыми для производства автомобилей. В настоящее время он выставлен в Лондоне в Музее Науки.
Команды Rover и British Racing Motors (BRM) (Формула-1) объединили усилия для создания Rover-BRM, авто, с приводом от газовых турбин, которое приняло участие в гонке 24 часа Ле-Мана 1963 года, управляемое Грэмом Хиллом и Гитнером Ричи. Оно имело среднюю скорость - 107,8 миль/ч (173 км/ч), а максимальную скорость - 142 миль/ч (229 км/ч). Американские компании Ray Heppenstall, Howmet Corporation и McKee Engineering объединились для совместной разработки собственных газотурбинных спортивных автомобилей в 1968 году, Howmet TX приняла участие в нескольких американских и европейских гонках, в том числе завоевав две победы, а также принимала участие в гонке 24 часа Ле-Мана 1968 года. Автомобили использовали газовые турбины Continental Motors Company, благодаря которым, в конечном итоге, ФИА было установлено шесть посадочных скоростей для машин с приводом от турбин.
На гонках автомобилей с открытыми колёсами, революционное полноприводное авто 1967 года STP Oil Treatment Special с приводом от турбины, специально подобранной легендой гонок Эндрю Гранателли и управляемое Парнелли Джонсом, почти выиграло в гонке "Инди-500"; авто с турбиной STP компании Pratt & Whitney обгоняло почти на круг авто, шедшее вторым, когда у него неожиданно отказала коробка передач за три круга до финишной черты. В 1971 глава компании Lotus Колин Чепмен представил авто Lotus 56B F1, с приводом от газовой турбины Pratt & Whitney. У Чепмена была репутация создателя машин-победителей, но он вынужден был отказаться от этого проекта из-за многочисленных проблем с инерционностью турбин (турболагом).
Оригинальная серия концептуальных авто General Motors Firebird была разработана для автовыставки Моторама 1953, 1956, 1959 годов, с приводом от газовых турбин.
Первые исследования в области применения газовой турбины в танках проводились в Германии Управлением вооруженных сухопутных сил начиная с середины 1944 года. Первым массовым танком, на котором устанавливали газотурбинный двигатель стал С-танк. Газовые двигатели установлены в российском Т-80 и американском М1 Абрамс.Газотурбинные двигатели, устанавливаемые в танках, имеют при схожих с дизельными размерами гораздо большую мощность, меньший вес и меньшую шумность. Однако из-за низкого КПД подобных двигателей требуется гораздо большее количество топлива для сравнимого с дизельным двигателем запаса хода.
dvc.academic.ru
Использование: в авиационном двигателестроении, траспортном и энергетическом машиностроении. Сущность изобретения: ГТД, осуществляющий данный способ, содержит основной и вспомогательный контуры. Входным сечением вспомогательный контур подключен к проточной части ступеней сжатия основного контура, а двумя выходными - к камере сгорания и проточной части ступеней расширения основного контура. За счет увеличения суммарной работы цикла двигателя и уменьшения теплообвода из основного контура повышается КПД ГТД. 1 ил.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а также может быть использовано в транспортном и энергетическом машиностроении.
Известен способ работы ГТД, включающий сжатие рабочего тела в основном контуре, отбор части рабочего тела во вспомогательный контур из-за ступеней сжатия с последующим сжатием, нагревом и расширением, возврат и нагрев отобранной части рабочего тела сжиганием топлива в камере сгорания основного контура, ступенчатое расширение в основном контуре [1] Недостатками этого способа являются невысокий КПД и повышенный вес двигателя, работающего по данному способу. Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является способ [2] заключающийся в сжатии в основном контуре рабочего тела, отборе части сжатого рабочего тела во вспомогательный контур для последующего сжатия, нагрева и ступенчатого расширения, разделении рабочего тела на две части и возврате обеих частей в основной контур с подачей одной из разделенных частей в камеру сгорания основного контура для нагрева сжиганием топлива и ступенчатого расширения с основной неотобранной частью рабочего тела. К недостаткам способа-прототипа следует отнести невысокий КПД. Целью изобретения является повышение КПД. Указанная цель достигается тем, что дополнительно осуществляют охлаждение отбираемой во вспомогательный контур части сжатого рабочего тела перед ее сжатием, подачу в камеру сгорания основного контура разделенной отобранной части рабочего тела осуществляют из промежуточной ступени расширения, в подачу другой части разделенной отобранной части рабочего тела пpоизводят в промежуточную ступень расширения основного контура после ступенчатого расширения во вспомогательном контуре. Повышение КПД обусловлено увеличением суммарной работы цикла и уменьшением теплоотвода в окружающую среду из основного контура. Газотурбинный двигатель, осуществляющий данный способ, работает следующим образом. Рабочее тело сжимается в ступенях сжатия 1. Основная часть рабочего тела направляется в камеру сгорания 2, где нагревается сжиганием топлива. В ступенях расширения 3 она расширяется. Из промежуточной ступени сжатия ступеней сжатия 1 производится отбор части рабочего тела во вспомогательный контур. В нем она последовательно охлаждается в теплообменнике 4, сжимается в ступенях сжатия 5, нагревается сжиганием топлива в камере сгорания 6 и расширяется в ступенях расширения 7. В ступенях расширения 7 отобранная во вспомогательный контур часть рабочего тела разделяется на две части. Одна часть из промежуточной ступени расширения ступеней расширения 7 подается в камеру сгорания 2 основного контура, а другая после ступенчатого раасширения подается в промежуточную ступень расширения ступеней расширения 3 основного контура. ГТД, осуществляющий данный способ, содержит основной и вспомогательный контуры. Основной контур включает ступени сжатия 1, камеру сгорания 2 и ступени расширения 3. Вспомогательный контур, входным сечением подключенным к проточной части ступеней сжатия 1, содержит теплообменник 4, ступени сжатия 5, камеру сгорания 6 и ступени расширения 7. Он имеет два выходных сечения. Одно подключено к камере сгорания 2, а другое к проточной части ступеней расширения 3.Формула изобретения
СПОСОБ РАБОТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, заключающийся в сжатии в основном контуре рабочего тела, отборе части сжатого рабочего тела во вспомогательный контур для последующего сжатия, нагрева и ступенчатого расширения, разделении рабочего тела на две части и возврате обеих частей в основной контур с подачей одной из разделенных частей в камеру сгорания основного контура для нагрева сжиганием топлива и ступенчатого расширения с основной неотобранной частью рабочего тела, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют охлаждение отбираемой во вспомогательный контур части сжатого рабочего тела перед ее сжатием, подачу в камеру сгорания основного контура разделенной отобранной части рабочего тела производят в промежуточную ступень расширения основного контура после ступенчатого расширения во вспомогательном контуре.РИСУНКИ
Рисунок 1Похожие патенты:
Изобретение относится к газотурбостроению, конкретно к конструкциям газотурбинных электроэнергетических установок (ЭЭУ), включающих соединенные через редуктор газотурбинный двигатель (ГТД) и электрогенератор (ЭГ)
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к вспомогательным газотурбинным двигателям, обеспечивающим воздушный запуск маршевых двигателей пассажирского самолета на земле и в полете, а также снабжение электроэнергией систем самолета в случае отказа основного электрогенератора
Изобретение относится к газотурбинным установкам с рекуперацией тепла и с реализацией турбодетандерного эффекта
Изобретение относится к компрессорных установкам
Изобретение относится к газотурбостроению и касается устройства отбора воздуха при помощи центростремительного течения, предусмотренного между двумя дисками компрессора газотурбинного двигателя
Изобретение относится к машиностроению и может быть применено на наземном транспорте и летательных аппаратах
Изобретение относится к области газотурбинной техники, а именно к установкам для производства электроэнергии, сжатого воздуха для технологических целей и механического привода оборудования, например насосов
Изобретение относится к области газотурбинной техники, а именно к установкам для производства электроэнергии и сжатого воздуха, а также паровоздушной смеси для технологических целей
Изобретение относится к области управления газоперекачивающими агрегатами (ГПА) при транспортировке газа
Изобретение относится к теплоэнергетике и энергомашиностроению
Изобретение относится к осевому компрессору для газовой турбины, содержащему кольцеобразный в сечении тракт течения для сжимаемой среды, причем тракт течения ограничен радиально снаружи наружной стенкой кольцеобразного сечения, корпус, который охватывает наружную стенку с образованием, по меньшей мере, одной промежуточной сборной камеры, по меньшей мере, одно отверстие отбора в наружной стенке для отвода в сборную камеру части протекающей по тракту течения среды и, по меньшей мере, одно отверстие в корпусе для удаления отведенной части среды из корпуса
Газотурбинный двигатель, имеющий продольную ось, определяющую аксиальное направление двигателя, содержит компрессорную секцию, секцию сжигания, содержащую множество устройств для сжигания, турбинную секцию, кожух и систему рециркуляции воздуха оболочки. Кожух имеет часть, расположенную вокруг секции сжигания, содержащую стенку кожуха, которая имеет верхнюю часть стенки, образующую верхнюю мертвую точку, левую и правую боковые части стенки и нижнюю часть стенки, образующую нижнюю мертвую точку. При этом данная часть кожуха дополнительно ограничивает внутренний объем, в котором находятся устройства для сжигания и воздух, сжатый посредством компрессорной секции. Система рециркуляции воздуха оболочки содержит, по меньшей мере, один выпускной элемент, расположенный у нижней части стенки, представляющей собой стенку кожуха, первый и второй впускные элементы, расположенные у верхней части стенки, представляющей собой стенку кожуха, при этом данные впускные элементы расположены на определенном расстоянии друг от друга по окружности и расположены по существу в одном и том же месте в аксиальном направлении, систему трубопроводов, обеспечивающую сообщение по текучей среде между, по меньшей мере, одним выпускным элементом и впускными элементами, воздуходувку и клапанную систему. Изобретение обеспечивает равномерное распределение температур воздуха в оболочке камеры сгорания. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к энергетике. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели 200 в качестве основной двигательной установки, причём при помощи основного источника 1 мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию Enp, а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей и увеличивают запас по помпажу основных двигателей. Также представлена основная силовая установка летательного аппарата. Изобретение позволяет устранить ограничения механического отбора в двигателях во время переходных фаз полета, что позволяет оптимизировать работоспособность совокупности двигателей во время этих фаз. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Способ работы газотурбинного двигателя, работа газотурбинного двигателя
www.findpatent.ru
Использование: в газотурбинном двигателестроении. Сущность изобретения: повышение экономичности и экологичности газотурбинных двигателей достигается путем ступенчатого сжигания топлива с коэффициентом избытка воздуха меньшей 1 с квазиизотремическим расширением рабочего тела в газовой турбине и впрыском воды в компрессор и камеру сгорания. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к двигателестроения, в частности газотурбинным двигателям.
Известен способ работы газотурбинного двигателя [1] в котором все топливо сжигается в камере сгорания. Энергия продуктов сгорания частично используется для совершения работы в газовой турбине, приводящей компрессор, а оставшаяся часть используется для создания тяги. Недостатком известного способа является сравнительно низкая экономичность, неполное сгорание топлива, а также слабая форсировка двигателя. Известен способ работы газотурбинного двигателя, выбранный в качестве прототипа [2] в котором производится сжатие воздуха в компрессоре, сжигание топлива в камере сгорания, расширение продуктов сгорания в газовой турбине, подогрев продуктов сгорания в форсажной камере сгорания и выброс продуктов сгорания через сопло в атмосферу. Недостатком известного технического решения является сравнительно низкая экономичность и неполное сгорание топлива при работе газотурбинного двигателя, особенно на форсажном режиме. Предлагаемый способ работы газотурбинного двигателя решает задачу повышения экономичности и полноты сгорания топлива при работе газотурбинного двигателя как на крейсерском, так и на форсажном режиме работы. В предлагаемом способе указанные преимущества достигаются путем сжигания топлива в камере сгорания при коэффициенте избытка воздуха 0,4 0,6, а дожигание несгоревшего топлива осуществляют сначала в проточной части турбины с коэффициентом избытка воздуха меньше 0,8, а затем в форсажной камере сгорания с коэффициентом избытка воздуха больше 1 за счет подвода дополнительных порций воздуха из соответствующих ступеней компрессора, помимо этого, в ступени компрессора и/или камеру сгорания впрыскивают воду. Повышение экономичности газотурбинного двигателя по предлагаемому способу его работы происходит вследствие квазиизотремического расширения рабочего тела в газовой турбине, а улучшение полноты сгорания топлива и других экологических показателей за счет ступенчатого сжигания топлива. Выбор коэффициента избытка воздуха в камере сгорания в пределах 0,4 0,6 и впрыск воды обусловлен поддержанием заданной температуры продуктов сгорания на входе в газовую турбину. Сопоставительный анализ предлогаемого и известного решений показывает, что работа газотурбинного двигателя по предлагаемому способу отличается тем, что процесс сжигания топлива осуществляют с коэффициентом избытка воздуха меньше 0,8 в камере сгорания и газовой турбине и с коэффициентом избытка воздуха больше единицы в форсажной камере за счет подвода дополнительного воздуха, отбираемого из соответствующих ступеней компрессора. На чертеже изображена принципиальная схема газотурбинного двигателя, в котором реализуется предлагаемый способ. Газотурбинный двигатель включает компрессор 1, камеру сгорания 2, газовую турбину 3, форсажную камеру 4, выходное сопло 5, воздуховоды 6, трубопроводы для впрыска воды 7. Способ осуществляют следующим образом. Воздух из атмосферы подают в компрессор 1, часть сжатого до максимального давления воздуха поступает в камеру сгорания 2, куда подают топливо. В камере сгорания 2 топливо сжигают с коэффициентом избытка воздуха меньше 1 (в пределах 0,4 0,6) в зависимости от требуемой температуры получаемых продуктов сгорания на входе в газовую турбину 3. Далее продукты сгорания в газовой турбине 3 дожигают с повышением коэффициента избытка воздуха за счет отбираемых порций воздуха из соответствующих ступеней компрессора 1 по воздуховодам 6. Далее продукты неполного сгорания топлива вводят в форсажную камеру 4, где дожигают с коэффициентом избытка воздуха больше 1 путем подачи в нее воздуха из компрессора 1 по соответствующему воздуховоду 6. Затем продукты полного сгорания топлива через выходное сопло 5 выбрасывают в атмосферу, создавая необходимую тягу. При работе не на форсируемом режиме количество подаваемого топлива в камеру 2 сгорания уменьшают с тем, чтобы процесс сгорания на выходе из газовой турбины 3 завершался при коэффициенте избытка воздуха 1, а регулирование требуемой температуры на выходе из камеры сгорания 2 осуществляют впрыском воды по трубопроводам 7.Формула изобретения
1. Способ работы газотурбинного двигателя, включающий сжатие воздуха в компрессоре, сжигание топлива в камере сгорания, расширение продуктов сгорания в газовой турбине, подогрев продуктов сгорания в форсажной камере сгорания и выброс продуктов сгорания через сопло в атмосферу, отличающийся тем, что сжигание топлива в камере сгорания производят при коэффициенте избытка воздуха 0,4 0,6, после чего осуществляют дожигание несгоревшего топлива сначала в проточной части турбины с коэффициентом избытка воздуха до 0,8, а затем в форсажной камере сгорания с коэффициентом избытка воздуха больше 1 за счет подвода дополнительных порций воздуха из соответствующих ступеней компрессора. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в ступени компрессора и/или камеру сгорания впрыскивают воду.РИСУНКИ
Рисунок 1www.findpatent.ru
Cтраница 1
Работа газотурбинного двигателя в приводе буровой установки имеет некоторые преимущества по сравнению с работой дизелей. [1]
Режимы работы газотурбинных двигателей транспортного типа разнообразны. В режиме работы турбины для частоты вращения, например, можно выделить следующие этапы: запуск, малый газ, быстрый выход на рабочий режим, максимальная мощность, уменьшение частоты вращения, длительный наиболее экономичный режим и останов. Этапы режима работы можно указать и для других параметров рабочего процесса двигателя: газовых и центробежных сил, температуры газа перед турбиной и др., которые определяют соответствующий характер термоциклического и механического нагружения конструктивных элементов. При эксплуатации двигателя подобное сочетание режимов многократно повторяется. [2]
Ранее сроки работы газотурбинных двигателей не превышали 500 ч; в настоящее время они достигают 1500 ч и более. [4]
Однако необходимость работы газотурбинного двигателя на переменных режимах, специфических для условий работы двигателей наземного транспорта, приводит к повышенному расходу топлива, что и является в настоящее время большим препятствием к широкому внедрению газотурбинных двигателей в наземном транспорте, хотя в авиации они уже широко применяются. [5]
Анализ физической картины работы газотурбинного двигателя и экспериментальные данные показывают, что неровности поверхности оказывают заметное влияние на силу тяги, изменяя КПД компрессора, а следовательно, и расход энергии газа на приведение в действие компрессора [16], причем интенсивность этого влияния зависит как от величины неровностей, так и от углов наклона боковых сторон выступов. [6]
Для обеспечения надежности работы воздушно-реактивных газотурбинных двигателей ( ГТД) используют смазочные масла. Например, в турбореактивных авиационных двигателях масло применяют для смазки и охлаждения крупногабаритных высокоскоростных подшипников качения турбокомпрессорного агрегата ( газовой турбины, компрессора), шестерен коробки привода агрегатов и других узлов трения; оно используется также как гидравлическая жидкость в различных системах регулирования и автоматики. В турбовинтовых двигателях масло служит еще и для смазки и охлаждения тяжелонагруженного силового редуктора. [7]
Загрязнения органического происхождения вызывают при работе газотурбинных двигателей те же вредные последствия, что и при эксплуатации поршневых двигателей. Эти загрязнения, отлагаясь в масляных каналах и фильтрах, уменьшают их проходное сечение и сокращают подачу масла к отдельным узлам; в результате возрастает износ деталей этих узлов и ухудшаются температурные условия их работы вследствие уменьшения теплоотвода. [8]
К настоящему времени пока еще не установлена единая номенклатура основных режимов работы газотурбинных двигателей. За рубежом каждая фирма, выпускающая авиационные двигатели, каждая авиакомпания, эксплуатирующая эти двигатели, в ходе доводки и эксплуатации ГТД уточняет и изменяет перечень основных режимов работы двигателей, соотношение между тягами, значение основных параметров двигателя на этих режимах. [9]
Значительное внимание уделяется разработке так называемых термобарьерных материалов, что связано с проблемой повышения эффективности работы газотурбинных двигателей, существенно зависящей от рабочей температуры лопаток из жаропрочных никелевых сплавов; последняя лишь ненамного меньше температуры плавления и прогресс в повышении рабочей температуры незначителен. В связи с этим важное значение приобретают разработки, направленные на создание малотеплопроводных покрытий, наличие которых на поверхности металлических лопаток может способствовать повышению рабочей температуры газа в турбинах. Нанокристаллические покрытия на основе оксида циркония считаются весьма перспективными для этой цели. [10]
Сформулированы основные принципы создания композиционного материала с покрытиями Me - CrA1, отличающегося физико-химической устойчивостью в условиях работы судовых газотурбинных двигателей в течение планируемого срока службы. На примере электронно-лучевого покрытия Со-Сг - А1 - Y показана взаимосвязь между физическими свойствами конденсатов, их структурой и интенсивностью коррозионной повреждаемости. [11]
Несмотря на большую проделанную работу по непосредственному замеру температуры газов перед соплами турбины, этот вопрос нельзя считать полностью решенным, что объясняется условиями работы газотурбинного двигателя. Неравномерность температурного поля, которая определяется как разность наивысшей и наинизшей температур газа, достигает 100, а иногда и 200 С. В этих условиях для получения хотя бы условно средней температуры газа, достаточно близкой к расчетной, необходимо замерять ее в ряде точек, а затем осреднить полученные результаты. Это значительно усложняет систему измерения и понижает ее надежность. [12]
В газотурбинных двигателях вращающиеся части турбины и компрессрра опираются на подшипники качения, поэтому в газотурбинных двигателях при прочих равных условиях абразивный износ меньше, чем в поршневых двигателях с подшипниками скольжения. Однако более жесткие условия работы газотурбинных двигателей ( частота вращения, удельные нагрузки, теп-лонапряженность) приводят к значительному износу подшипников качения при наличии в масле неорганических абразивных частиц. [13]
Это обусловлено резким увеличением межремонтных сроков работы газотурбинных двигателей и, следовательно, увеличением времени накопления нагара в двигателе. [15]
Страницы: 1 2
www.ngpedia.ru
