Способ использования теплоты спг в цикле гту

Способ использования теплоты СПГ в цикле ГТУ позволяет значительно повысить эффективность использования сжиженного природного газа (СПГ) при его применении в качестве топлива для газотурбинных установок (ГТУ). Для этого природный газ участвует в части цикла ГТУ, связанного с подачей и сжатием воздуха, используемого в цикле ГТУ. Поскольку затраты мощности ГТУ на привод компрессора составляют значительную часть всей мощности ГТУ, то, снижая затраты мощности на привод компрессора, удается значительно повысить эффективность работы ГТУ. Для реализации этой идеи на первом этапе СПГ переводят в газообразное состояние, дросселируют природный газ в детандере и смешивают природный газ с воздухом, подаваемым в компрессор. За счет теплообмена между газом и воздухом температуру газовой смеси удается значительно снизить. В заключении концентрацию природного газа в смеси доводят в камере сжигания до требуемого значения и сжигают газовую смесь.

 

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано на ТЭС, сжигающих природный газ (СПГ) в качестве топлива.

Известно [1], что затраты мощности на привод компрессора составляют 50-70% всей мощности, вырабатываемой ГТУ. Причем затраты мощности на привод компрессора ГТУ в значительной степени зависят от температуры этого воздуха. Так в соответствии с данными, полученными в результате расчетов и обобщенными на рис. 6.9 [1] снижение температуры на 15°C по сравнению с расчетным значением принятым в качестве расчетного значения по ISO (15°C) приводит к тому, что газовая турбина может быть перегружена на 10% мощности, а КПД турбинной установки возрастает на 3%.

Поскольку затраты мощности на привод компрессора в газотурбинных установках (ГТУ) составляет не менее 50%, то целесообразно уменьшать эти затраты. Одним из способов уменьшения таких затрат в ГТУ является снижение температуры воздуха. Традиционными способами снижения температуры воздуха [1] является охлаждение воздуха в теплообменных аппаратах перед его сжатием или использование промежуточного охлаждения в процессе сжатия. Заявляемый способ в значительной степени позволяет снизить температуру воздуха.. Для реализации идеи применения СПГ в качестве теплоносителя в способе он используется в части цикла ГТУ, связанного с подачей и сжатием воздуха. Для этого газ нагревают за счет охлаждения воздуха, подаваемого в компрессор ГТУ и переводят СПГ в газообразное состояние. Затем СПГ расширяют в детандере и смешивают с воздухом. При этом обеспечивают безопасную концентрацию природного газа в газовой смеси. В соответствии с циклом ГТУ газовую смесь сжимают в компрессоре до необходимого значения, проводят дополнительную регулировку соотношения между природным газом и воздухом в смеси. На заключительном этапе использования СПГ в цикле ГТУ, полученную газовую смесь сжигают в камере сгорания.

Таким образом, в результате использования СПГ в цикле ГТУ удается использовать почти всю теплоту СПГ на охлаждение воздуха, подаваемого в цикл ГТУ. Причем в значительной степени удается уменьшить потери на так называемый недогрев теплоносителей, участвующих в процессе теплообмена в теплообменнике.

Литература

1. Цанев С.В. Газотурбинные и парогазовые установки тепловых электростанций: учебное пособие для вузов / С.В. Цанев, В.Д. Буров, А.Н. Ремезов; под ред. С.В. Цанева. - 2-е изд. стереот. - М.: Издателский дом МЭИ, 2006, 584 с.

Способ использования теплоты СПГ в цикле ГТУ, отличающийся тем, что СПГ переводят в газообразное состояние за счет теплообмена между СПГ и воздухом, подаваемым в компрессор ГТУ, полученный природный газ дросселирует в детандере, а затем газ и воздух смешивают между собой, обеспечивая при этом безопасную концентрацию природного газа в воздухе, далее газовую смесь в соответствии с циклом ГТУ сжимают в компрессоре, а в камере сгорания доводят концентрацию газов в смеси до необходимого значения и сжигают газовую смесь.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационным двигателям. Устройство для предварительного нагревания жидкости для питания топливных инжекторов содержит топливный контур, включающий электрический насос, управляемый электронным блоком питания.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к устройству подогрева топлива малоразмерного газотурбинного двигателя в условиях низких температур наружного воздуха.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). .
Изобретение относится к области производства механической энергии в первичных тепловых двигателях роторного типа с газообразным рабочим телом, в которых повышение КПД осуществляется за счет регенерации тепла отработавших газов с использованием эндотермических процессов водно-парового преобразования углеводородного топлива.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и может быть использовано для создания авиационно-космической системы горизонтального старта или же для создания самолета, который будет иметь возможность осуществлять кратковременный полет с гиперзвуковой скоростью.

Изобретение относится к газотурбинным установкам с использованием продуктов сгорания в качестве рабочего тела, а именно к парогенерирующим установкам, и может быть использовано в энергетике.

Двигатель // 2674832
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель содержит ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания, первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания, вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания, систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания, причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации, указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, причем двигатель дополнительно содержит первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором, контур теплопередающей среды для теплопередающей среды, второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива.

Двигатель // 2669220
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

В изобретении предложены турбокомпрессорные генераторные установки (200, 300), содержащие компрессоры с высокой степенью сжатия и с более чем одним промежуточным охлаждением, и связанные с ними способы.

Способ форсирования турбореактивного двигателя, состоящего из входного устройства, турбокомпрессора, у которого лопатки турбины охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора, выходного устройства.

Изобретение относится к системам генерации энергии. Технический результат: повышение КПД.

Изобретение относится к энергетике. Способ эксплуатации газотурбинной установки, в которой сжатый воздух выходит из компрессора и подается для охлаждения термически нагруженных компонентов камеры сгорания или турбины.

Способ использования теплоты СПГ в цикле ГТУ позволяет значительно повысить эффективность использования сжиженного природного газа при его применении в качестве топлива для газотурбинных установок. Для этого природный газ участвует в части цикла ГТУ, связанного с подачей и сжатием воздуха, используемого в цикле ГТУ. Поскольку затраты мощности ГТУ на привод компрессора составляют значительную часть всей мощности ГТУ, то, снижая затраты мощности на привод компрессора, удается значительно повысить эффективность работы ГТУ. Для реализации этой идеи на первом этапе СПГ переводят в газообразное состояние, дросселируют природный газ в детандере и смешивают природный газ с воздухом, подаваемым в компрессор. За счет теплообмена между газом и воздухом температуру газовой смеси удается значительно снизить. В заключении концентрацию природного газа в смеси доводят в камере сжигания до требуемого значения и сжигают газовую смесь.

Наверх