Газотурбинная установка

Газотурбинная установка содержит компрессор, соединенный с приводом, содержащим, в свою очередь, первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу, турбины высокого и низкого давления с системой охлаждения, основную камеру сгорания между компрессором и турбиной высокого давления. Газотурбинная установка также содержит внешнюю камеру сгорания, установленные за турбиной высокого давления дополнительный компрессор и теплообменник-подогреватель, соединенный трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, установленным за внешней камерой сгорания. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности двигателя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к мощным стационарным газотурбинным двигателям ГТД, предназначенным преимущественно для газоперекачивающих агрегатов, и может найти применение для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Известна силовая установка по патенту РФ на изобретение №2137617. Эта установка имеет жидкостную систему охлаждения и вентилятор для создания потока охлаждающего воздуха.

Известна силовая установка по патенту РФ №212418, которая содержит газотурбинный двигатель, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель с силовой турбиной, и обводной канал, который соединяет газовый тракт между турбинами и перед свободной турбиной.

Недостатком этой силовой установки является плохие характеристики его запуска, конкретно большое время запуска. Это связано с тем, что газодинамическое сопротивление свободной турбины имеет значительную величину и мощности стартера для одновременной раскрутки нескольких газотурбинных двигателей и свободной турбины, с которой отбирается мощность на трансмиссию.

Известна энергетическая газотурбинная транспортируемая силовая установка по пат. РФ №2189477, прототип, которая содержит модули газогенератора с компрессором, основной камерой сгорания и турбиной газотурбинного привода, и систему выхлопа, соединенные между собой.

Недостатки: низкая мощность при небольших габаритах установки, повышенный расход топлива и низкая надежность установки из-за высокого уровня температуры перед турбиной. Большая мощность легко может быть достигнута при больших габаритах установки, но это затрудняет ее транспортировку в отдаленные районы.

Задачи создания изобретения: повышение мощности, КПД и надежности установки.

Решение указанной задачи достигнуто в газотурбинной установке, содержащей компрессор, соединенный с приводом, содержащим, в свою очередь, первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу, турбины высокого и низкого давления с системой охлаждения, основную камеру сгорания между компрессором и турбиной высокого давления, тем, что она содержит внешнюю камеру сгорания, установленные за турбиной высокого давления дополнительный компрессор и теплообменник-подогреватель, соединенный трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, установленным за внешней камерой сгорания. Во втором контуре может быть установлен охлаждающий теплообменник, вход которого соединен с выходом из компрессора, а выход - с системой охлаждения турбин. Внешняя камера сгорания может быть подсоединена к газовой магистрали через клапан и регулятор, а основная камера сгорания - через клапан, дожимной компрессор и регулятор (дожимной компрессор на фиг.1…4 не показан).

Сущность изобретения поясняется чертежами, где

на фиг.1 приведен первый вариант двигателя,

на фиг.2 - второй вариант двигателя,

на фиг.3 приведена система охлаждения турбины,

на фиг.4 приведен разрез А-А.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит газовый компрессор 1 и привод 2. Привод 2 выполнен на базе газотурбинного двигателя и содержит два контура: первый 3 и второй 4, соответственно два вала: внутренний 5 и наружный 6, т.е. привод 2 выполнен двухконтурным по двухвальной схеме. Кроме того, привод 2 содержит воздухозаборник 7, вентилятор 8, компрессор 9, основную камеру сгорания 10 и турбины высокого давления 11 и турбину низкого давления 12. Каждая из турбин 11 и 12 может иметь или по одной, или несколько ступеней. В дальнейшем рассмотрен пример с одноступенчатыми турбинами. За турбиной высокого и низкого давления 11 установлены дополнительный компрессор 13 и теплообменник-подогреватель 23. Турбина высокого давления 11 содержит первый сопловой аппарат турбины 14 и первое рабочее колесо турбины 15, а турбина низкого давления 12 - второй сопловой аппарат турбины 16 и второе рабочее колесо турбины 17. Первое рабочее колесо турбины 15 установлено на наружном валу 6, а второе рабочее колесо турбины 17 - на внутреннем валу 5. На выходе из обоих контуров 3 и 4 выполнено реактивное сопло 18.

Вне привода 2 установлена внешняя камера сгорания 19 с форсунками 20 и теплообменником 21 на выходе и выхлопным устройством 22 после теплообменника 21.

Теплообменник 21 соединен трубопроводами рециркуляции теплоносителя: соответственно подводящим 24 и отводящим 25 с теплообменником-подогревателем 23. В подводящем трубопроводе рециркуляции теплоносителя 24 установлен насос теплоносителя 26 с приводом 27, а отводящий трубопровод рециркуляции теплоносителя 25 соединяет теплообменник-подогреватель 23 с теплообменником 21 для отвода теплоносителя. В качестве теплоносителя предпочтительно использовать жидкий натрий.

Газотурбинная установка содержит две системы топливоподачи 28 и 29 для подачи топлива (природного газа) в основную камеру сгорания 10 и во внешнюю камеру сгорания 19. Обе системы топливоподачи подключены к газовой магистрали 30. Основная система топливоподачи 28 содержит основной топливопровод 31, подключенный к газовой магистрали 30, и содержит клапан 32а и регулятор 33, а ее выход соединен с кольцевым коллектором 34, кольцевой коллектор 34 соединен с форсунками 35 основной камеры сгорания 10.

Дополнительная система топливоподачи 29 содержит дополнительный топливопровод 36 с клапаном 32б, регулятором 37, который соединен с форсунками 20. К внешней камере сгорания 19 подсоединен воздушный трубопровод 38 с регулятором расхода воздуха 39. Установка имеет блок управления 40, соединенный электрическими связями с клапаном 32 и регуляторами 33, 37 и 39.

Компрессор 9 содержит ротор компрессора 41 с внешним валом 6. На внешнем валу 6 установлено также первое рабочее колесо турбины 15.

Во втором контуре 4 (фиг.2) может быть установлен охлаждающий теплообменник 42, вход которого соединен трубопроводом отбора воздуха 43 с выходом компрессора 9, а выход - трубопроводом подачи 44 - с системой охлаждения 45 турбины 11 (или турбин 11 и 12).

Система охлаждения 45 турбины 11 (фиг.3 и 4) содержит коллектор 46, установленный над первым сопловым аппаратом 14, и систему охлаждения турбины высокого давления, содержащую, в свою очередь, диафрагму 47, связанную через первый сопловой аппарат 14 с корпусом двигателя 48, дефлектор 49, установленный на диске турбины 50 и уплотнения 51. Система охлаждения турбин 45 теплоизолирована от теплообменника-подогревателя 23 теплоизоляционной перегородкой 52. Первый сопловой аппарат 14 и первое рабочее колесо турбины 15 имеют пустотелые охлаждаемые лопатки. Между внутренним валом 5 и теплоизоляционной перегородкой 52 образован кольцевой канал Б для прохода охлаждающего воздуха от турбины высокого давления 14 к турбине низкого давления 13. Аналогично системе охлаждения турбины высокого давления 12 выполнена система охлаждения турбины низкого давления 13 (фиг.3 и 4).

Теплообменники-подогреватели 23 закреплены на теплоизоляционной перегородке 52, внутри которой выполнен коллектор теплоносителя 53, для раздачи теплоносителя (жидкого натрия) по элементам 54 теплообменника-подогревателя 23 (фиг.3 и 4). К коллектору теплоносителя 53 подстыкован подводящий трубопровод циркуляции теплоносителя 24.

При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1…4 не показан). При этом раскручивают только один ротор из двух. Одновременно по команде с блока управления 40 открывают клапан 32 и топливо подается в основную камеру сгорания 10 к форсункам 35, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…4 не показано) и в форсунки 20 внешней камеры сгорания 19.

В результате продукты сгорания проходят через рабочие колесо турбины 15 и 17 и раскручивают их, а также внешний вал 6 и внутренний вал 5. Тепло, снимаемое в теплообменнике 21 при помощи теплоносителя, подаваемого по подводящему трубопроводу рециркуляции теплоносителя 24, прогревает теплообменник-подогреватель 23, которые подогревают, в свою очередь, продукты сгорания за первой турбиной высокого давления 12, что позволяет повысить мощность и КПД установки в целом.

Применение изобретения позволило следующее.

1. Улучшить запуск и приемистость привода установки на переходных режимах за счет применения дешевого топлива (природного газа) и тепловой энергии, вырабатываемой во внешней камере сгорания одновременно.

2. Повысить надежность двигателя

- за счет того, что при отказе одной топливной системы она может длительное время работать в режиме 50% от номинального,

- за счет применения эффективной системы охлаждения турбин и охлаждающего теплообменника.

3. Повысить КПД установки за счет

- более рациональной компоновки привода,

- дополнительного подвода тепла при высоком давлении, созданным дополнительным компрессором.

4. Улучшить надежность установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на вторую и последующие ступени турбины, при их наличии.

5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора компрессора, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Применение двухвальной схемы двигателя для привода позволит развязать механически рабочие колеса и роторы турбин и компрессоров.

6. Обеспечить оптимальную работу двигателя привода на переходных режимах.

7. Значительно уменьшить удельный расход топлива при эксплуатации установки.

8. Облегчить условия работы вентилятора за счет его нежесткой связи с валом компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов ротора компрессора и ротора вентилятора.

9. Облегчить запуск и останов привода установки за счет применения двухвальной схемы.

10. Уменьшить вес и габариты, и общий вес установки за счет компактности.

11. Снизить стоимость установки за счет отказа от дорогостоящих материалов, используемых при изготовлении турбины, и решить проблему охлаждения турбины, во-первых, снизив температуру перед ней, во-вторых, направив весь охлаждающий воздух на охлаждение только одной или двух ступеней турбины, вместо 4-х…5-ти ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях.

1. Газотурбинная установка, содержащая компрессор, соединенный с приводом, содержащим, в свою очередь, первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу, турбины высокого и низкого давления с системой охлаждения, основную камеру сгорания между компрессором и турбиной высокого давления, отличающаяся тем, что она содержит внешнюю камеру сгорания, установленные за турбиной высокого давления дополнительный компрессор и теплообменник-подогреватель, соединенный трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, установленным за внешней камерой сгорания.

2. Газотурбинная установка по п.1, отличающаяся тем, что во втором контуре установлен охлаждающий теплообменник, вход которого соединен с выходом из компрессора, а выход - с системой охлаждения турбин.

3. Газотурбинная установка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что внешняя камера сгорания подсоединена к газовой магистрали через клапан и регулятор, а основная камера сгорания - через клапан, дожимной компрессор и регулятор.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к теплоэнергетическому машиностроению и может быть использовано в различных отраслях и на компрессорных станциях газопроводов. .

Изобретение относится к области газотурбостроения, а именно к двигателям, работающим на газообразном топливе, и может найти применение для электростанций и других потребителей.

Изобретение относится к области двигателестроения, а конкретно к высокотемпературным газотурбинным двигателям с трубчатыми или трубчато-кольцевыми стехиометрическими камерами сгорания для дальней авиации, в том числе беспилотной и, в частности, к устройству сопловых аппаратов ступеней высокотемпературных охлаждаемых газотурбинных двигателей (ГТД) с трубчатыми или трубчато-кольцевыми камерами сгорания.

Изобретение относится к области машиностроения, авиастроения, судостроения, локомотивостроения, автомобилестроения, тракторостроения и может быть использовано в качестве привода для транспортных средств автомобильного, железнодорожного, воздушного и водного транспорта, а также передвижных и стационарных электростанций малой и средней мощности и привода стационарных и самоходных механизмов и устройств.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к силовым установкам, работающим на продуктах сгорания, и может быть использовано на тепловых электростанциях, в авиации и других отраслях промышленности, требующих газатурбинных установок /ГТУ/.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, преимущественно наземных энергетических установок, работающих на газообразном топливе. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано на водном транспорте

Изобретение относится к газотуроинным энергетическим установкам и транспортным двигателям наземного, морского и воздушного назначения

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство. Камера сгорания выполнена с межтрубным пространством между внутренним, наружным корпусом и кольцевой жаровой трубой с фронтовыми устройствами. Вход фронтового устройства кольцевой жаровой трубы соединен с проточной частью компрессора последовательно от компрессора через кольцевой сегмент лопаточного диффузора, выход которого соединен с входом пневмопровода - канального патрубка, выход которого соединен с входом в третью внутреннюю полость охлаждаемой лопатки соплового аппарата, один из выходов из которой соединен с входом во фронтовое устройство жаровой трубы. Кроме того, имеются еще два выхода из третьей внутренней полости. Один из выходов через межтрубное пространство камеры сгорания и кольцевую полость-ресивер соединен с входом в первую внутреннюю полость лопатки. Второй выход через окно в разделительной стенке соединен с четвертой внутренней полостью лопатки соплового аппарата. В сопловом аппарате имеются, по крайней мере, одна или несколько лопаток, у которых третья внутренняя полость имеет четвертый выход, соединяющий ее через окно в разделительной стенке со второй внутренней полостью. В этих лопатках располагается перепускное устройство, имеющее кинематическую связь с клапаном, расположенным на входе в топливную форсунку соединенного с этой лопаткой фронтового устройства. Вторая полость этих лопаток соединена со второй полостью лопатки, не имеющей перепускного устройства. Изобретение обеспечивает на различных режимах эффективную работу камеры сгорания газотурбинного двигателя и системы охлаждения высокотемпературной газовой турбины. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Газотурбинная установка содержит компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, турбину. Камера сгорания выполнена с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и топлива и с возможностью сжигания смеси сжатой рабочей текучей среды и топлива с образованием выхлопного газа. Турбина имеет первую секцию и вторую секцию и выполнена с возможностью приема выхлопного газа из камеры сгорания и использования его для вращения вала. Между первой и второй секциями турбины расположено кольцевое устройство сгорания для вторичного подогрева, которое содержит лопатку-форсунку для предварительного смешивания, выполненную с возможностью смешивания воздуха и топлива с созданием воздушно-топливной смеси и с возможностью введения этой смеси в выхлопной газ, поступающий из первой секции турбины. Изобретение направлено на повышение кпд установки за счет дополнительного подогрева и предварительного смешивания топлива и воздуха. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 12 ил.

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор. Газовая турбина расположена поперечно оси двигателя. Камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции. Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально. 3 ил.

Система для поддержания непрерывной детонационной волны содержит кольцевую камеру сгорания и систему получения нестационарной плазмы. Система получения нестационарной плазмы расположена по отношению к камере сгорания таким образом, чтобы поддерживать вращающуюся детонационную волну путем генерирования высоковольтных импульсов низкой энергии в кольцевой камере сгорания. Система получения нестационарной плазмы включает импульсный генератор для генерирования указанных высоковольтных импульсов низкой энергии, чтобы обеспечить образование нестационарной плазмы, увеличивающей реакционную способность химических частиц компонентов топлива. Изобретение позволяет поддерживать непрерывную, стабильную детонационную волну, которая обеспечивает низкое давление подачи и высокую эффективность сжигания топлива. 2 н. и 16 з. п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система сгорания, при этом газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания для выработки рабочего газа, соединенную для приема сжатого воздуха из компрессора, турбину, соединенную для приема рабочего газа из камеры сгорания. Камера сгорания состоит из единственной трубчатой камеры сгорания или содержит множество трубчатых камер сгорания, расположенных в кольцевой трубчатой конфигурации, причем трубчатая камера сгорания содержит по меньшей мере одну горелку предварительного смешивания. Воспламенение смеси начинается на выпуске горелки предварительного смешивания, а пламя стабилизируется в области выпуска горелки предварительного смешивания посредством области обратного течения. Изобретение позволяет обеспечить стабильное сгорание во всём рабочем диапазоне, а также позволяет понизить выбросы CO. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 11 ил.

Газотурбинный двигатель содержит корпус двигателя с поворотно-закрепленным блоком вала на блоке подшипника, камеру сгорания, заключенную в корпус двигателя, компрессор, присоединенный к блоку для вращения вокруг продольной оси, турбину, присоединенную к блоку вала для вращения вокруг упомянутой продольной оси, систему подачи топлива для доставки топливовоздушной смеси в камеру сгорания. Система подачи топлива включает блок отражателя топлива, поворотно закрепленный на блоке вала, включающий в себя корпус отражателя топлива и рабочее колесо отражателя топлива. Рабочее колесо отражателя топлива содержит канал сброса, гидравлически соединенный с камерой сгорания. Внутри корпуса двигателя неподвижно закреплен дефлектор топлива. Дефлектор топлива имеет внутреннюю поверхность, расположенную на определенном расстоянии и напротив наружной поверхности корпуса отражателя топлива, образуя канал подачи топлива. Канал подачи топлива имеет вход, гидравлически соединенный с топливопроводом, отклоняется вдоль продольной оси и заканчивается выходом, прилегающим к каналу сброса указанного рабочего колеса отражателя. Внутренняя поверхность имеет фасонную поверхность, образованную рядом концентрических неровностей на ней. Изобретение направлено на повышение экономичности и уменьшение себестоимости двигателя. 2 н. и 20 з. п. ф-лы, 10 ил.
Наверх