Способ работы газотурбинного двигателя

Авторы патента:

F02C6/08 - причем газ отбирается из компрессора газотурбинной установки

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 1

Газотурбинная электроэнергетическая установка // 2022140

Изобретение относится к газотурбостроению, конкретно к конструкциям газотурбинных электроэнергетических установок (ЭЭУ), включающих соединенные через редуктор газотурбинный двигатель (ГТД) и электрогенератор (ЭГ)

Система редуцирования газа // 2013617

Способ аварийного обеспечения энергией вспомогательной силовой установки систем жизнеобеспечения самолета // 2005898

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

Энергетическая установка для редуцирования давления природного газа // 2005897

Изобретение относится к газотурбинным установкам с рекуперацией тепла и с реализацией турбодетандерного эффекта

Газотурбодетандерная установка для работы на природном газе // 1822927

Способ конвертирования двух авиационных двигателей в компрессорную установку // 1726812

Изобретение относится к компрессорных установкам

Судовая газотурбинная установка // 1475256

Энергетическая установка // 1372079

Устройство для отбора воздуха при помощи центростремительного течения // 2224124

Изобретение относится к газотурбостроению и касается устройства отбора воздуха при помощи центростремительного течения, предусмотренного между двумя дисками компрессора газотурбинного двигателя

Реактивный вакуумно-компрессионный двигатель // 2255242

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено на наземном транспорте и летательных аппаратах

Газотурбинная установка для производства электроэнергии, сжатого воздуха и механического привода оборудования // 2338907

Изобретение относится к области газотурбинной техники, а именно к установкам для производства электроэнергии, сжатого воздуха для технологических целей и механического привода оборудования, например насосов

Многоцелевая газотурбинная энергетическая установка // 2372504

Изобретение относится к области газотурбинной техники, а именно к установкам для производства электроэнергии и сжатого воздуха, а также паровоздушной смеси для технологических целей

Способ управления гидравлическим режимом компрессорного цеха с оптимальным распределением нагрузки между газоперекачивающими агрегатами // 2454569

Изобретение относится к области управления газоперекачивающими агрегатами (ГПА) при транспортировке газа

Способ работы энергетической установки // 2064060

Изобретение относится к теплоэнергетике и энергомашиностроению

Приводное устройство, его применение для открытия и закрытия створок в газотурбинном двигателе и турбореактивный двигатель // 2472955

Компрессор для газовой турбины // 2488008

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

Система рециркуляции воздуха оболочки камер сгорания в газотурбинном двигателе // 2595465

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.

Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения // 2607433

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.