Способ работы газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Способ работы газотурбинного двигателя, в котором воздух, по меньшей мере из одного компрессора, поступает в первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, и вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, которая самовоспламеняется, причем в ступенях компрессора реализован цикл, в котором атмосферный воздух сжимается многоступенчатым охлаждаемым поступенчато компрессором до заданного давления, далее на выходе из последней ступени компрессора воздух нагревается, не смешиваясь в теплообменнике, выхлопными газами, подаваемыми из турбины, затем догревается в камере сгорания, в которую поступает топливо и далее через неподвижный сопловой аппарат, который формирует заданное поле скоростей потока рабочего газа и направляется на вход в ступени турбины, в которых, начиная с первой и включая предпоследнюю супени, перед каждой ступенью подается топливо, через радиально направленные к валу турбины и неподвижно установленные на корпусе турбины блоки форсунок и распыляется равномерно по сечению проточной части турбины в количестве, обеспечивающем догрев рабочих газов до заданной температуры, указанный рабочий газ вращаясь с угловой скоростью вращения вала турбины, далее поступает последовательно в каждую ступень через жестко установленные на валу турбины сотовые сопловые аппараты, в которых, вследствие геометрического воздействия, происходит увеличение составляющей скорости движения газа в осевом, по отношению к валу турбины направлении и дальше по выходу из соплового аппарата рабочий газ обтекает аэродинамические профили лопаток турбины, установленных на валу в радиальном направлении, которые вращаются вместе с сопловым аппаратом и которые передают на указанный вал механическую энергию в количестве, равном тепловой энергии, полученной от сгорания топлива в начале данной ступени, что обеспечивает вращение турбины с равным количеством использованной механической энергии и добавленной тепловой энергии в ступенях от сгорания топлива в потоке рабочего газа поданного блоками форсунок, установленных перед входом в ступень, и которые поддерживают заданные параметры работы с коэффициентом изотермичности не хуже 0,95, а дальше рабочий газ поступает в последнюю ступень, в которой, без выполнения подогрева в начале ступени, выполняется окончательное расширение рабочего газа и снижение температуры на выходе, а затем рабочий газ направляется в теплообменник, в котором выполняется теплообмен между ним и потоком сжатого в компрессоре воздуха, и как указано выше, направляется в камеру догрева, а указанный рабочий газ направляется дальше в атмосферу замыкая цикл. Техническим результатом предлагаемого способа работы газотурбинного двигателя и конструкции является создание такого газотурбинного двигателя, в котором реализован процесс с термодинамическим циклом, который отличается по эффективности от изотермического цикла Карно менее чем на 10%, что дает возможность достижения высокого КПД близкого к циклу Карно. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Техническое решение относится к газотурбинным двигателям непрерывного горения по открытой схеме на высококалорийных газотурбинных топливах. Может быть использовано в транспортных установках, энергетических установках и газоперекачивающих агрегатах.

Известен патент Украины на изобретение №73660, опубликованный 15.08.2005 года, индекс МПК F02C 7/08, в котором описан способ повышения термического коэффициента полезного действия цикла газотурбинной установки, который заключается в том, что воздух перед камерой сгорания подвергают регенеративному подогреву с помощью газов отработавших в турбине, причем, газы после расширения в турбине высокого давления используют для регенеративного подогрева воздуха, а затем расширяют в турбине низкого давления.

Недостатками является то, что из приведенных в патенте №73660 авторами диаграмм предложенного цикла, следует, что предложение авторов однозначно приводит к снижению полезной работы и к увеличению затрат. Первое отмечают сами авторы, а второе видно из элементарной термодинамики, где расходы определяются как площадь под нижней ломаной линией цикла. Поэтому данное предложение ведет только к снижению эффективности.

Известен способ повышения эффективности работы многоступенчатого осевого компрессора описанный в патенте Российской Федерации №2529289, опубликованном 27.09.2014 года, индексы МПК: F04D 29/58; F04C 7/143; F02C 3/30 в соответствии с которым выполняется повышение эффективности работы осевого многоступенчатого компрессора путем впрыска воды, причем, воду в воздушный поток подают через калиброванные выпускные каналы, выполненные на поверхности лопаток направляющего аппарата, при этом впрыск воды проводят при температуре насыщения, соответствующей сумме локального давления и перепада давления в указанных выпускных каналах, причем впрыск воды начинают проводить в ступенях компрессора, где температура среды становится выше температуры насыщения воды при локальном давлении в ступенях компрессора.

Воду в воздушный поток подают через калиброванные выпускные каналы, выполненные с возможностью обеспечения безотрывного течения воды и потока воздуха, причем количество выпускных каналов и размеры их проходных сечений выбираются из условия равномерного распределения концентрации воды по высоте лопаток.

В патенте Российской Федерации №2529289, недостатками является то, что охлаждение воздуха начинается не с первой ступени, а с седьмой, восьмой, а это влечет за собой значительное увеличение энергозатрат, а значит и снижение эффективности. Предложенный к использованию в предлагаемом цикле компрессор представляет собой ряд последовательно соединенных общеизвестных по конструкции центробежных ступеней установленных на общем валу, каждая из которых состоит из вращающегося колеса с осевым входом и периферийным выходом, неподвижной относительно корпуса улиткой с диффузорно установленными профилями.

В первом выполняется разгон воздуха за счет вращения крыльчатки в результате приложения к ней посторонней механической силы через вал компрессора, а во втором, при прохождении диффузорных каналов, воздух адиабатически сжимается с выделением тепла, то есть с нагревом. В отличие от известных, в нашем варианте в каждой ступени между выходом из предыдущей и осевым входом в следующую установлен теплообменник в котором сжатый воздух охлаждается до температуры равной температуре воздуха на входе в предыдущую ступень на нашей диаграмме (рис. 1) это показано в виде изобары с падающей температурой в промежутке, который соединяет выход из предыдущей степени со входом в следующую.

Такой способ построения компрессора обеспечивает максимальную эффективность, то есть минимальные потери механический энергии и соответственно с востребованным минимальным количеством тепла, которое необходимо отвести от компрессора. В известном компрессоре бездействует принцип аддитивности, то есть количество тепла отведенного от двух последовательно соединенных ступеней с охлаждением только после второй ступени всегда больше количества тепла отведенного от каждой из двух ступеней охлаждаемых поступенчато.

Наиболее близкой является газотурбинная установка и способ ее эксплуатации, описанный в патенте Российской Федерации №2137935, который опубликован 20.09.1999 р., индекс МПК F02C 3/14 и выбран, как прототип способа.

Газотурбинная установка, содержит состоящий, по меньшей мере из одного компрессора компрессорный узел, первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, причем первая и вторая камеры сгорания имеют кольцеобразную конфигурацию, причем, вторая камера сгорания выполнена в виде самовоспламеняющейся камеры сгорания, оборудованной завихрителями.

Компрессорный узел содержит два компрессора, взаимодействующих с промежуточным охладителем.

Перед второй камерой сгорания установлен диффузор.

Завихрители во второй камере сгорания снабжены поверхностью со стороны стекания, в основном радиальной к стенке камеры сгорания.

Завихрителями во вторую камеру сгорания впрыскивается главное топливо. Сливное топливо впрыскивается через топливные форсунки, при этом топливные форсунки установлены по окружности второй камеры сгорания.

Первая камера сгорания выполнена с возможностью эксплуатации с горелками с предварительным смешиванием.

Лопаточные машины установлены на общем валу ротора. Вал ротора опирается на два подшипника.

Первая камера сгорания и вторая камера сгорания выполнены кольцеобразными. Кольцеобразная конфигурация выполнена в виде множества отдельных камер сгорания, расположенных вокруг вала ротора.

Способ эксплуатации газотурбинной установки, содержащей состоящий, по меньшей мере, из одного компрессора компрессорный узел, первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, и вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, причем, расширение горячих газов в первой турбине уменьшают настолько, что эти частично расширенные горячие газы попадают в установленную за ней действующую перед второй турбиной вторую камеру сгорания с температурой выше температуры самовоспламенения впрыснутого в нее главного топлива, при этом горячие газы завихряют во второй камере сгорания.

Частично расширенные горячие газы имеют во второй камере сгорания среднюю скорость >60 м/с.

Предусматривают вспомогательные меры, которые обеспечивают самовоспламенение во второй камере сгорания также в том случае, когда должно установиться изменение температуры газов в зоне впрыска топлива.

Отработавшие газы из второй турбины используют в паровом контуре.

Недостатками является то, что газотурбинная установка (дальше ГТУ) по патенту имеет более высокую удельную мощность и только на 1-3% ее коэффициент полезного действия (дальше КПД) выше известных. Однако, в патенте отсутствуют данные которые показывают замкнутый термодинамический цикл эффективность которого и есть КПД ГТУ. Для специалистов является понятным то, что промежуточное нагревание между степенями турбины приводит к повышению температуры рабочих газов на выходе, но это, в свою очередь, нуждается в дополнительных мероприятиях для сокращения потерь тепла в цикле для сохранения высокого КПД.

Из приведенных в описании данных следует, что нагрев рабочего газа осуществляется между первой и второй ступенями турбины классической конструкции с адиабатическим расширением, то есть с отношением давления на входе и выходе равным от 2 до 3. А это, в свою очередь, требует достаточно больших затрат горючего для восстановления температуры до уровня на входе в первую ступень и соответственно ведет к значительному загромождению проточной части между ступенями конструкциями, которые обеспечивают надежную подачу горючего и надежное эффективное сгорание в потоке рабочего газа, с условием равномерности нагревания по всему поперечному сечению, но это приводит к повышению потерь в турбине, и дает основание сомневаться в утверждениях авторов о повышении КПД. В то же время, повышение удельной мощности при неизменном КПД не является новым полезным решением, так как это достигается простым повышением расхода воздуха, при котором происходит повышение КПД на 2-5% за счет улучшения гидродинамики проточной части, что известно и проверено на существующих традиционных ГТУ.

Общими существенными признаками является то, что обеспечен способ работы газотурбинного двигателя в котором воздух, по меньшей мере из одного компрессора, поступает в первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, и вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, что самовоспламеняется.

Техническим результатом предлагаемого способа работы газотурбинного двигателя является создание такого газотурбинного двигателя, в котором реализован процесс с термодинамическим циклом, который отличается по эффективности от изотермического цикла Карно менее чем на 10%, что дает возможность достижения высокого КПД близкого к циклу Карно.

Существенными признаками является то, что способ работы газотурбинного двигателя в котором воздух, по меньшей мере из одного компрессора, поступает в первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, и вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, которая самовоспламеняется, причем, в ступенях компрессора реализован цикл в котором атмосферный воздух сжимается многоступенчатым охлаждаемым поступенчато компрессором до заданного давления, далее на выходе из последней ступени компрессора воздух нагревается, не смешиваясь в теплообменнике, выхлопными газами, подаваемыми из турбины, затем догревается в камере сгорания, в которую поступает топливо и далее через неподвижный сопловой аппарат, который формирует заданное поле скоростей потока рабочего газа и направляется на вход в ступени турбины, в которых, начиная с первой и включая предпоследнюю ступени, перед каждой ступенью подается топливо, через радиально направленные к валу турбины и неподвижно установленные на корпусе турбины блоки форсунок и распыляется равномерно по сечению проточной части турбины в количестве, обеспечивающем догрев рабочих газов до заданной температуры, указанный рабочий газ, вращаясь с угловой скоростью вращения вала турбины, далее поступает последовательно в каждую ступень через жестко установленные на валу турбины сотовые сопловые аппараты, в которых, вследствии геометрического воздействия, происходит увеличение составляющей скорости движения газа в осевом, по отношению к валу турбины направлении и дальше по выходу из соплового аппарата рабочий газ обтекает аэродинамические профили лопаток турбины, установленных на валу в радиальном направлении, которые вращаются вместе с сопловым аппаратом и которые передают на указанный вал механическую энергию в количестве равном тепловой энергии полученной от сгорания топлива в начале данной ступени, что обеспечивает вращение турбины, с равным количеством использованной механической энергии и добавленной тепловой энергии в ступенях от сгорания топлива в потоке рабочего газа поданного блоками форсунок, установленных перед входом в ступень, и которые поддерживают заданные параметры работы с коэффициентом изотермичности не хуже 0,95, а дальше рабочий газ поступает в последнюю ступень, в которой, без выполнения подогрева в начале ступени, выполняется окончательное расширение рабочего газа и снижение температуры на выходе, а затем рабочий газ направляется в теплообменник в котором выполняется теплообмен между ним и потоком сжатого в компрессоре воздуха, и как указано выше, направляется в камеру догрева, а указанный рабочий газ направляется дальше в атмосферу замыкая цикл.

Количество тепловой энергии, подаваемой сгоранием топлива от каждого блока форсунок перед ступенями задается с учетом равенства соответствующих температур во всех ступенях изотермической части турбины с отклонением соответствующих температур от рассчитанных с точностью от 0,5% до 1%.

Перепад давления на каждой ступени компрессора и количество отведенной от сжатого воздуха тепловой энергии в каждой ступени находятся в величинах обеспечивающих равенство соответствующих температур на входе и выходе в каждой ступени с отклонением от 0 5% до 1% за исключением первой, в которой температура на входе определяется температурой внешней среды.

Отношение давления на входе к давлению на выходе каждой работающей с подогревом каждой ступени изотермической части турбины от_1,05 до 1,35 при одинаковом коэффициенте изотермичности, а в конечной ступени, с адиабатным расширением, не более 3.

В блоках форсунок через систему каналов смешивают распыленное топливо с рабочими газами турбины с образованием богатой топливной смеси внутри обтекателей блока форсунок, и осуществляется подача полученной топливной смеси к задней кромке профиля обтекателя блока форсунок, в которых полученная топливная смесь распределяется в объемах прямо пропорциональных расстоянию от оси вала, с возможностью обеспечения равномерного распыления по сечению проточной полости турбины, самовоспламеняется и поступает в проточную часть каждой ступени изотермической части турбины работающих с подогревом.

Отличительными существенными признаками действительными во всех случаях, является то, что в ступенях компрессора реализован цикл в котором атмосферный воздух сжимается многоступенчатым охлаждаемым бесступенчато компрессором до заданного давления, далее на выходе из последней ступени компрессора воздух нагревается, не смешиваясь в теплообменнике, выхлопными газами, подаваемыми из турбины, затем догребается в камере сгорания, в которую поступает топливо и далее через неподвижный сопловой аппарат в котором формируется заданное поле скоростей потока рабочего газа и направляется на вход в ступени турбины, в которых, начиная с первой и включая предпоследнюю ступени, перед каждой ступенью подается топливо, через радиально направленные к валу турбины и неподвижно установленные на корпусе турбины блоки форсунок и распыляется равномерно по сечению проточной части турбины в количестве, обеспечивающем догрев рабочих газов до заданной температуры, указанный рабочий газ, вращаясь с угловой скоростью вращения вала турбины, далее поступает последовательно в каждую ступень через жестко установленные на валу турбины сотовые сопловые аппараты, в которых, вследствии геометрического воздействия, происходит увеличение составляющей скорости движения газа в осевом, по отношению к валу турбины направлении и дальше по выходу из соплового аппарата рабочий газ обтекает аэродинамические профили лопаток турбины, установленных на валу в радиальном направлении, которые вращаются вместе с сопловым аппаратом и которые передают на указанный вал механическую энергию в количестве равном тепловой энергии полученной от сгорания топлива в начале данной ступени, что обеспечивает вращение турбины, с равным количеством использованной механической энергии и добавленной тепловой энергии в ступенях от сгорания топлива в потоке рабочего газа поданного блоками форсунок, установленных перед входом в ступень, и которые поддерживают заданные параметры работы с коэффициентом изотермичности не хуже 0,95, а дальше рабочий газ поступает в последнюю ступень, в которой, без выполнения подогрева в начале ступени, выполняется окончательное расширение рабочего газа и снижение температуры на выходе, а затем рабочий газ направляется в теплообменник, в котором выполняется теплообмен между ним и потоком сжатого в компрессоре воздуха, и как указано выше, направляется в камеру догрева, а указанный рабочий газ направляется дальше в атмосферу замыкая цикл.

Отличительными существенными признаками действительными в отдельных случаях является то, что количество тепловой энергии, подаваемой сгоранием топлива от каждого блока форсунок перед ступенями задается с учетом равенства соответствующих температур во всех ступенях изотермической части турбины с отклонением соответствующих температур от рассчитанных с точностью от 0,5% до 1%.

Перепад давления на каждой ступени компрессора и количество отведенной от сжатого воздуха тепловой энергии в каждой ступени находятся в величинах обеспечивающих равенство соответствующих температур на входе и выходе в каждой ступени с отклонением от 0,5% до 1% за исключением первой, в которой температура на входе определяется температурой внешней среды.

Отношение давления на входе к давлению на выходе каждой ступени изотермической части турбины от 1,05 до 1,35 при одинаковом коэффициенте изотермичности, а в конечной ступени, с адиабатным расширением, не более 3.

В блоках форсунок через систему каналов смешивают распыленное топливо с рабочими газами турбины с образованием богатой топливной смеси внутри обтекателей блока форсунок, и осуществляется подача полученной топливной смеси к задней кромке профиля обтекателя блока форсунок, в которых полученная топливная смесь распределяется в объемах прямо пропорциональных расстоянию от оси вала, с возможностью обеспечения равномерного распыления по сечению проточной полости турбины, самовоспламеняется и поступает в проточную часть каждой ступени изотермической части турбины.

Известна конструкция описанная в патенте Украины на изобретение №103413 опубликованном 10.10.2013 году, индекс МПК F02C 3/36, F02C 3/14, F02K 3/02.

Известный газотурбинный двигатель содержит, по крайней мере, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, расположенную между ними камеру сгорания высокого давления с устройством подачи топлива, камеру сгорания низкого давления с устройством подачи топлива, и выполнен с возможностью обвода части рабочего тела между выходом компрессора низкого давления мимо компрессора высокого давления, камеру сгорания высокого давления, турбину высокого давления, и входом в ступени турбины соответствующего низкого давления, непосредственно или через камеру сгорание низкого давления, со свободным протеканием и свободным перераспределением массовых расходов между обоими потоками рабочего тела, выход камеры сгорания низкого давления подключен к входу упомянутой ступени турбины соответствующего низкого давления, причем, обвод части рабочего тела возможен только в одном направлении - от компрессора к турбине.

Компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления выполнены на одном валу, или компрессор низкого давления и турбина низкого давления выполнены на одном валу, а компрессор высокого давления и турбина высокого давления выполнены на другом валу.

Обвод части рабочего тела только в одном направлении осуществлен с помощью самодействующих створок, которые препятствуют движению рабочего тела в направлении от турбины к компрессору и открывают обводный канал при движении рабочего тела в направлении от компрессора к турбине.

Вход камеры сгорания низкого давления подключен к выходу компрессора низкого давления.

Камера сгорания низкого давления размещена между ступенями турбины низкого давления, выход компрессора низкого давления соединен непосредственно со входом упомянутой ступени турбины соответствующего низкого давления.

Камера сгорания низкого давления размещена между ступенями турбины низкого давления, вход камеры сгорания низкого давления также подключен к выходу компрессора низкого давления.

Недостатками является то, что авторы предлагают техническое решение по газотурбинному двигателю в котором ступенчато при разной массе происходит процесс сгорания горючего с теплотой сгорания 43000 кдж/кг и расширения рабочих газов с производством внешней работы. При этом перед первом ступенью стехиометрический коэффициент около 3, а перед последней около 1 и выхлопные газы из двигателя имеют температуру 1000°К. Авторы утверждают, что при этом КПД достигает 80%.

Из выше сказанного следует, что в предложенном газотурбинном двигателе удельная мощность на валу турбины на единицу расхода выхлопного газа должна быть не менее 3-4 Мвт, что даже при 2000°К требует нереально высокого давления. Из этого следует, что в данном случае утверждение о ее работоспособности и тем больше какой-то эффективности некорректно.

Наиболее близким по конструкции, является известный патент Российской Федерации №2531110 на газотурбинную установку, которая содержит лопатки-форсунки, опубликованный 10.01.2012 в бюл. №1, МПК F02C 3/14, F23R 3/30.

Газотурбинная установка, содержит компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, выполненную 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, и турбину, имеющую первую секцию и вторую секцию и выполненную с возможностью приема выхлопного газа из камеры сгорания и использования его для вращения вала, при этом 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.

Указанное кольцевое устройство сгорания содержит кольцевой канал, имеющий внутреннюю кольцевую стенку, наружную кольцевую стенку и первую и вторую стенки внутренней части, расположенные между внутренней кольцевой стенкой и наружной кольцевой стенкой, причем указанная лопатка-форсунка удерживается на месте наружной кольцевой стенкой и первой и второй стенками внутренней части кольцевого канала. Указанная лопатка-форсунка имеет цилиндрическую часть и часть с аэродинамическим профилем. Указанная цилиндрическая часть лопатки-форсунки имеет отверстие для впуска воздуха, предназначенное для приема воздуха из наружного воздуховода, расположенного между наружной кольцевой стенкой и первой стенкой внутренней части кольцевого канала или указанная часть с аэродинамическим профилем лопатки-форсунки имеет отверстие для впуска воздуха, предназначенное для приема воздуха из внутреннего воздуховода, расположенного между внутренней кольцевой стенкой и второй стенкой внутренней части кольцевого канала.

Указанная лопатка-форсунка на первой боковой стороне части с аэродинамическим профилем имеет первую группу выпускных отверстий, а на второй боковой стороне части с аэродинамическим профилем, противоположной указанной первой боковой стороне, имеет вторую группу выпускных отверстий, причем указанные первая и вторая группы выпускных отверстий предназначены для введения воздушно-топливной смеси в выхлопной газ, поступающий из первой секции турбины.

Установка, содержащая кольцевое устройство сгорания для вторичного подогрева, выполненное с возможностью размещения между первой и второй секциями турбины газотурбинной установки и содержащее кольцевой канал, имеющий внутреннюю кольцевую стенку, наружную кольцевую стенку и первую и вторую стенки внутренней части, расположенные между внутренней и наружной кольцевыми стенками, и лопатку-форсунку для предварительного смешивания, выполненную с возможностью смешивания воздуха и топлива с созданием воздушно-топливной смеси и с возможностью введения этой смеси в поток выхлопных газов, выходящий из первой секции турбины.

Указанная лопатка-форсунка удерживается на месте наружной кольцевой стенкой, а также первой и второй стенками внутренней части кольцевого канала. Кольцевой канал имеет первое крепежное отверстие, расположенное в первой стенке внутренней части, второе крепежное отверстие, расположенное во второй стенке внутренней части, третье крепежное отверстие, расположенное в наружной кольцевой стенке, первое скользящее кольцевое уплотнение, расположенное в первом крепежном отверстии, и второе скользящее кольцевое уплотнение, расположенное во втором крепежном отверстии, причем указанная лопатка-форсунка удерживается на месте первым скользящим кольцевым уплотнением в первом крепежном отверстии, вторым скользящим кольцевым уплотнением во втором крепежном отверстии и третьим крепежным отверстием.

Указанная лопатка-форсунка имеет цилиндрическую часть и часть с аэродинамическим профилем. Указанная цилиндрическая часть лопатки-форсунки имеет отверстие для впуска воздуха, предназначенное для приема воздуха из наружного воздуховода, расположенного между наружной кольцевой стенкой и первой стенкой внутренней части кольцевого канала. Указанная часть с аэродинамическим профилем лопатки-форсунки имеет внутренний объем по существу трехгранной формы, предназначенный для приема воздуха из наружного воздуховода и расположенный со стороны задней кромки указанной части с аэродинамическим профилем лопатки-форсунки.

Указанная часть с аэродинамическим профилем лопатки-форсунки имеет отверстие для впуска воздуха, предназначенное для приема воздуха из внутреннего воздуховода, расположенного между внутренней кольцевой стенкой и второй стенкой внутренней части кольцевого канала. Указанная часть с аэродинамическим профилем лопатки-форсунки имеет внутренний объем, предназначенный для приема воздуха из внутреннего воздуховода, причем указанный по существу кольцеобразный внутренний объем расположен со стороны передней кромки указанной части с аэродинамическим профилем лопатки-форсунки.

Указанная цилиндрическая часть лопатки-форсунки имеет отверстие для подвода топлива, предназначенное для приема топлива. Указанная лопатка-форсунка имеет цилиндрический внутренний объем, предназначенный для приема топлива и расположенный между первым внутренним объемом для воздуха, расположенным со стороны передней кромки указанной лопатки-форсунки, и вторым внутренним объемом для воздуха, расположенным со стороны ее задней кромки.

Указанная лопатка-форсунка на первой боковой стороне части с аэродинамическим профилем имеет первую группу выпускных отверстий, а на второй боковой стороне части с аэродинамическим профилем, противоположной указанной первой боковой стороне, имеет вторую группу выпускных отверстий, причем указанные первая и вторая группы выпускных отверстий предназначены для введения воздушно-топливной смеси в выхлопной газ, поступающий из камеры сгорания.

Установка, содержащая кольцевой канал, имеющий внутреннюю кольцевую стенку и наружную кольцевую стенку, и лопатки-форсунки, выполненные с возможностью смешивания воздуха и топлива с созданием воздушно-топливной смеси и введения этой смеси в центральную камеру, расположенную между внутренней и наружной кольцевыми стенками.

Указанные лопатки-форсунки удерживаются на месте наружной кольцевой стенкой кольцевого канала.

Каждая из указанных лопаток-форсунок содержит цилиндрическую часть и часть с аэродинамическим профилем.

Недостатками является то, что газотурбинная установка (дальше ГТУ) по патенту прототипу имеет более высокую удельную мощность и на 1-3% ее коэффициент полезного действия (дальше КПД) выше известных. Однако в патенте отсутствуют данные, которые подтверждают замкнутый термодинамический цикл, эффективность которого и есть КПД ГТУ. Для специалистов является понятным то, что промежуточное нагревание между ступенями турбины повышает температуру рабочих газов на выходе, но это, в свою очередь, нуждается в дополнительных мероприятий для сокращения потерь тепла в цикле для сохранения КПД. Из приведенных в описании данных получается, что нагрев рабочего газа осуществляется между первой и второй степенями турбины классической конструкции, то есть с перепадом от 2 до 3 атмосфер.

А это, в свою очередь, требует достаточно большой затраты горючего для возобновления температуры до уровня на входе в первую ступень и соответственно ведет к необходимости значительно более сложной и громоздкой конструкции в проточной части, которые обеспечивают надежную подачу горючего и надежное эффективное сгорание в потоке рабочего газа, с условием равномерности нагревания по всему поперечному сечению, но это приводит к повышению потерь в турбине, и дает основание сомневаться в утверждениях авторов о повышении КПД. В то же время, повышение удельной мощности при неизменном КПД не является новым полезным решением, так как это досягаемое простым повышением расхода воздуха, при котором происходит повышение КПД на 2-5% за счет улучшения гидродинамики проточной части, что известно и проверено на существующих традиционных ГТУ.

Очевидно, что подобное разовое введение тепловой энергии, тем более без учета необходимых перепадов давления и температур, а так же потерь в конструкции с классическим построением ступеней турбины не обеспечивает какой-либо значительный рост эффективности.

Общими существенными признаками является то, что газотурбинный двигатель включает компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, выполненную с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и горючего, с возможностью сжигания с образованием рабочего газа, и турбину, которая имеет не менее двух ступеней и выполненную с возможностью приема рабочего газа из камеры сгорания и использования его энергии для вращения вала, при этом между ступенями турбины расположено не менее чем по одному устройству для вторичного подогрева, которые содержат блоки форсунок.

Техническим результатом предлагаемой конструкции газотурбинного двигателя является создание такого газотурбинного двигателя, в котором реализован процесс с термодинамическим циклом, который отличается по эффективности от изотермического цикла Карно менее чем на 10%.

Существенными признаками является то, что газотурбинный двигатель включает компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, выполненную с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и горючего, с возможностью сжигания с образованием рабочего газа, и турбину, которая имеет не менее двух ступеней и выполненную с возможностью приема рабочего газа из камеры сгорания и использования его энергии для вращения вала, при этом между ступенями турбины установлено не менее чем по одному устройству для вторичного подогрева, которые содержат блоки форсунок, причем, в рабочей полости, установлен охлаждаемый поступенчато компрессор, а за компрессором перед основной камерой сгорания догрева установлен теплообменник, а затем в проточной части в ступенях изотермической части ротора турбины, имеющей не менее трех ступеней, на наружной поверхности проточной части корпуса двигателя на входе в каждую ступень установлены радиально направленные блоки топливных форсунок, имеющие в своем внешнем поперечном сечении обтекатели с осесимметричным аэродинамическим профилем, направление продольной хорды которых совпадает с направлением вектора скорости набегающего потока газа и имеют каналы, с возможностью подачи богатой топливной смеси через отверстия в задней части профиля, а дальше в осевом направлении после каждого блока форсунок установлены ступени изотермической части турбины, включающие жестко закрепленные на валу в каждой ступени сотовые сопловые аппараты и за ними не менее одного ряда лопаток турбины, далее за ступенями изотермической части турбины, установлена не менее чем одна ступень турбины, с возможностью обеспечения адиабатного расширения рабочего газа, выход которой направлен в теплообменник нагрева воздуха после компрессора перед камерами догрева за счет тепловой энергии выхлопных газов турбины.

Ступени турбины, с возможностью работы в режиме адиабатного расширения установлены на отдельном валу.

Ячейки соплового аппарата равномерно покрывают проточную часть ступени турбины и каждая ячейка образована концентрически расположенными обечайками и радиально направленными пластинами. Радиальные пластины ячеек соплового аппарата выполнены с поперечным сечением в виде симметричного аэродинамического профиля.

Необходимое для ускорения потока газа изменение сечения по длине каналов соплового аппарата достигается изменением толщины радиально установленных пластин, а также частичным размещением аэродинамического профиля турбинных лопаток внутри канала соплового аппарата с частичным перекрытием в осевом направлении.

На наружной поверхности корпуса турбины внутри проточной части на входе в каждую ступень установлены радиально направленные к осевой линии вала блоки топливных форсунок, которые представляют собой полые стержни с глухим торцем и радиальными отверстиями, образующими каналы для подачи горючего, с возможностью подачи горючего в заданных количествах через боковые радиальные отверстия - форсунки в стенках указанных стержней, а на стержнях флюгерно шарнирно установлены секции независимых между собой обтекателей, с возможностью поворота относительно продольной оси стержня в пределах угла до 80⁰ относительно плоскости продольной оси турбины и с возможностью совпадения направления хорды профиля обтекателя с вектором скорости набегающего потока и имеют систему каналов, соединяющих внутренний объем обтекателя с проточной частью турбины.

Двигатель имеет линейную компоновку, при которой все ступени компрессора и турбины расположены вдоль одной осевой линии.

Начальная часть турбины с камерой догрева включает в себя ступени первой изотермической части турбины, обслуживающей полезную нагрузку, установленные вдоль одной осевой линии, а вторая изотермическая часть турбины совместно с конечными адиабатическими ступенями турбины и компрессор имеют вал направленный вдоль другой осевой линии развернутой относительно первой на угол до 180°, исходя из требований компоновки, причем, обе указанные части соединены газоходом с установленными в нем неподвижными сопловыми аппаратами, с возможностью создания необходимого поля скоростей движения рабочего газа, компрессор установлен со стороны конечной ступени турбины приводные валы которого соединены с валом, указанной части турбины.

В компрессоре за исключением последней ступени между ступенями установлены охлаждающие теплообменники.

Отличительными существенными признаками действительными во всех случаях является то, что газотурбинный двигатель включает компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, выполненную с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и горючего, с возможностью сжигания с образованием рабочего газа, и турбину, которая имеет не менее двух ступеней и выполненную с возможностью приема рабочего газа из камеры сгорания и использования его энергии для вращения вала, при этом между ступенями турбины установлено не менее чем по одному устройству для вторичного подогрева, которые содержат блоки форсунок, причем, в рабочей полости, установлен охлаждаемый поступенчато компрессор, а за компрессором перед основной камерой сгорания догрева установлен теплообменник, а затем в проточной части в ступенях изотермической части ротора турбины, имеющей не менее трех ступеней, на наружной поверхности проточной части корпуса двигателя на входе в каждую ступень установлены радиально направленные блоки топливных форсунок, имеющие в своем внешнем поперечном сечении обтекатели с осесимметричным аэродинамическим профилем, направление продольной хорды которых совпадает с направлением вектора скорости набегающего потока газа и имеют каналы, с возможностью подачи богатой топливной смеси через отверстия в задней части профиля, а дальше в осевом направлении после каждого блока форсунок установлены ступени изотермической части турбины, включающие жестко закрепленные на валу в каждой ступени сотовые сопловые аппараты и за ними не менее одного ряда лопаток турбины, далее за ступенями изотермической части турбины, установлена не менее чем одна ступень турбины, с возможностью обеспечения адиабатного расширения рабочего газа, выход которой направлен в теплообменник нагрева воздуха после компрессора перед камерами догрева за счет тепловой энергии выхлопных газов турбины.

Отличительными существенными признаками действительными в отдельных случаях является то, что ступени турбины, работающие с возможностью работы в режиме адиабатного расширения установлены на отдельном валу.

Ячейки соплового аппарата равномерно покрывают проточную часть ступени турбины и каждая ячейка образована концентрически расположенными обечайками и радиально направленными пластинами. Радиальные пластины ячеек соплового аппарата выполнены с поперечным сечением в виде симметричного аэродинамического профиля.

Необходимое для ускорения потока газа изменение сечения по длине каналов соплового аппарата достигается изменением толщины радиально установленных пластин, а также частичным размещением аэродинамического профиля турбинных лопаток внутри канала соплового аппарата с частичным перекрытием в осевом направлении.

На наружной поверхности корпуса турбины внутри проточной части на входе в каждую ступень установлены радиально направленные к осевой линии вала блоки топливных форсунок, которые представляют собой полые стержни с глухим торцем и радиальными отверстиями, образующими каналы для подачи горючего, с возможностью подачи горючего в заданных количествах через боковые радиальные отверстия - форсунки в стенках указанных стержней, а на стержнях флюгерно шарнирно установлены секции независимых между собой обтекателей, с возможностью поворота относительно продольной оси стержня в пределах угла до 80 ⁰ относительно плоскости продольной оси турбины с возможностью совпадения направления хорды профиля обтекателя с вектором скорости набегающего потока и имеют систему каналов, соединяющих внутренний объем обтекателя с проточной частью турбины.

Двигатель имеет линейную компоновку, при которой все ступени компрессора и турбины расположены вдоль одной осевой линии.

Начальная часть турбины с камерой догрева включает в себя ступени первой изотермической части турбины, обслуживающей полезную нагрузку, установленные вдоль одной осевой линии, а вторая изотермическая часть турбины совместно с конечными адиабатическими ступенями турбины и компрессор имеют вал направленный вдоль другой осевой линии развернутой относительно первой на угол до 180°, исходя из требований компоновки, причем, обе указанные части соединены газоходом с установленными в нем неподвижными сопловыми аппаратами, с возможностью создания необходимого поля скоростей движения рабочего газа, компрессор установлен со стороны конечной ступени турбины приводные валы которого соединены с валом, указанной части турбины.

В компрессоре за исключением последней ступени между ступенями установлены охлаждающие теплообменники.

Благодаря тому, что в конструкции реализован способ работы газотурбинного двигателя в котором в ступенях компрессора реализован цикл в котором атмосферный воздух сжимается многоступенчатым охлаждаемым по ступеням компрессором до заданного давления, дальше на выходе из последней ступени компрессора воздух нагревается, в несмешивающем теплообменнике, выхлопными газами поданными из турбины, потом догревается в камере сгорания, в которую подается горючее и дальше через неподвижный сопловый аппарат формирует заданное поле скоростей потока рабочего газа и направляется на вход в ступени турбины, в которых, начиная с первой и включая предпоследнюю ступени, перед каждой ступенью подается горючее, через радиально направленные к валу турбины и неподвижно установленные на корпусе турбины блоки форсунок и распыляется равномерно по сечению проточной части турбины в количестве, которое обеспечивает догрев рабочих газов до заданной температуры, указанный рабочий газ, вращаясь из угловой скоростью вращения вала турбины дальше приходит последовательно в каждую из ступней через жестко установленные на валу турбины сотовые сопловые аппараты, у которых, в результате геометрического влияния, происходит увеличение составной скорости движению газа в осевом, по отношению к валу турбины, направлению и дальше по выходу из соплового аппарата рабочий газ обтекает аэродинамические профили лопаток турбины, установленных на валу в радиальном направлении, которые вращаются сообща с сопловым аппаратом и которые передают на указанный вал механическую энергию в количестве равной тепловой энергии от сгорания топлива в начале данной ступени, что обеспечивает вращение турбины, с равным количеством использованной и добавленной тепловой энергии от сгорания горючего в потоке рабочего газа поданного блоками форсунок, установленных перед входом в эту ступень, и поддерживают заданные параметры работы с коэффициентом изотермичности не хуже 0,95, а дальше рабочий газ приходит в последнюю ступень в которой, без выполнения подогрева в начале ступени, выполняется окончательное расширение рабочего газа и снижение температуры на выходе, а потом рабочий газ направляют в теплообменник в котором выполняется теплообмен между ним и потоком сжатого в компрессоре воздуха, что, как указано выше, направляется в камеру догрева, а указанный рабочий газ направляется дальше в атмосферу завершая цикл, а для осуществления этого газотурбинный двигатель включает компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, выполненную с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и горючего, с возможностью сжигания с образованием рабочего газа, и турбину, которая имеет не менее двух ступеней и выполненную с возможностью приема рабочего газа из камеры сгорания и использования его энергии для вращения вала, при этом между ступенями турбины установлено не менее чем по одному устройству для вторичного подогрева, которые содержат блоки форсунок, причем, в рабочей полости, установлен охлаждаемый поступенчато компрессор, а за компрессором перед основной камерой сгорания догрева установлен теплообменник, а затем в проточной части в ступенях изотермической части ротора турбины, имеющей не менее трех ступеней, на наружной поверхности проточной части корпуса двигателя на входе в каждую ступень установлены радиально направленные блоки топливных форсунок, имеющие в своем внешнем поперечном сечении обтекатели с осесимметричным аэродинамическим профилем, направление продольной хорды которых совпадает с направлением вектора скорости набегающего потока газа и имеют каналы, с возможностью подачи богатой топливной смеси через отверстия в задней части профиля, а дальше в осевом направлении после каждого блока форсунок установлены ступени изотермической части турбины, включающие жестко закрепленные на валу в каждой ступени сотовые сопловые аппараты и за ними не менее одного ряда лопаток турбины, далее за ступенями изотермической части турбины, установлена не менее чем одна ступень турбины, с возможностью обеспечения адиабатного расширения рабочего газа, выход которой направлен в теплообменник нагрева воздуха после компрессора перед камерами догрева за счет тепловой энергии выхлопных газов турбины.

Предлагаемый способ и созданная конструкция газотурбинного двигателя с указанными существенными признаками реализуют процесс с термодинамическим циклом, который отличается по эффективности от изотермического цикла Карно менее чем на 10%, что дает возможность достижения высокого КПД близкого к циклу Карно.

На фиг. 1 показан термодинамический цикл в координатах Т - S (температура-энтропия);

На фиг. 2 показана блок-схема газотурбинного двигателя

На фиг. 3 показан продольный разрез по проточной части турбины газотурбинного двигателя;

На фиг. 4 показано поперечное сечение А-А с элементами блоков форсунок;

На фиг. 5 показано поперечное сечение Б-Б по блоку форсунок;

На фиг. 6 показано сечение В-В по пластинам соплового аппарата и лопаткам турбины;

На фиг. 7 показано сечение Г-Г на котором мы видим расположение обечаек и радиальных пластин соплового аппарата в проточной части турбины;

На фиг. 8 показана блок схема газотурбинного двигателя с измененной в пределах существенных признаков компоновкой.

Газотурбинный двигатель, включает компрессор 10, который охлаждается по ступеням, а за компрессором перед основной камерой 11 сгорания догрева установлен теплообменник 12, а дальше (см. фиг. 3) в проточной части 13 в ступенях изотермической части ротора 14 турбины, которая имеет не менее трех ступеней, а в показанном случае семь, на внешней поверхности проточной части двигателя на входе в каждую ступень (см. фиг. 3 и фиг. 4) установлены радиально направленные блоки 15 топливных форсунок, которые имеют в своем внешнем поперечном сечении обтекатели 16 которые имеют асимметричный аэродинамический профиль, направление продольной хорды которых совпадает с направлением вектора скорости набегающего потока газа за счет разворачивания и имеют каналы.

То есть на внешней поверхности корпуса 17 турбины внутри проточной части на входе в каждую ступень установлены радиально направленные к осевой линии вала блоки 15 топливных форсунок, которые содержат полые стержни 18 с глухим торцом, которые образуют каналы (см. фиг. 5) для подачи горючего, с возможностью подачи горючего в заданных объемах через боковые отверстия - форсунки 19 в стенках отмеченных стержней 18.

На полых стержнях 18 флюгерно шарнирно установлены секции независимых между собой обтекателей 16, с возможностью поворота относительно продольной оси полого стержня 18 и друг относительно друга в пределах угла до 80° от плоскости продольной осевой линии турбины с возможностью совпадения направления хорды профиля обтекателя с вектором скорости набегающего потока и имеют каналы 20 и отверстия, могут быть в виде щелей 21, которые соединяют внутренний объем обтекателя с проточной частью 13 турбины, с возможностью подачи богатой топливной смеси через отверстия 21 в задней части профиля обтекателей 16.

В осевом направлении после каждого блока 15 форсунок установлены ступени изотермической части турбины, которые включают жестко закрепленные на валу 22 (см. фиг. 3 - фиг. 7) в каждой ступени сотовые сопловые аппараты 23 и за ними не меньше одного ряда лопаток 24 турбины 25 (фиг. 2), дальше за всеми ступенями изотермической части турбины, например в нашем примере семь ступеней, установлена не меньше чем одна ступень турбины 26, с возможностью обеспечения адиабатного расширения рабочего газа, выход которой направлен в теплообменник 12 нагрева воздуха после компрессора 10 перед камерами сгорания догрева 11 за счет тепловой энергии выхлопных газов.

Каждая ячейка соплового аппарата 23 образована концентрически расположенными обечайками 27 и радиально направленными пластинами 28, причем, ячейки соплового аппарата равномерно покрывают проточную часть каждой из ступеней турбины. Радиальные пластины 28 ячеек соплового аппарата выполнены с поперечным сечением в виде симметричного аэродинамического профиля (см. фиг. 6). Необходимое для ускорения потока газа изменение сечения по длине каналов соплового аппарата, конфузорность, обеспечена изменением толщины радиально установленных пластин 28, а также частичным размещением аэродинамического профиля турбинных лопаток 24 внутри канала соплового аппарата с частичным перекрытием в осевом направлении.

На фиг. 2 показано, что газотурбинный двигатель имеет линейную компоновку при которой все ступени компрессора и турбины расположены вдоль одной осевой линии, но с учетом всех существенных признаков шестого независимого пункта формулы, возможно, что начальная часть 30 турбины с камерой догрева 31 включает в себя часть ступеней изотермической части турбины, обслуживающих полезную нагрузку 32, установлены вдоль одной осевой линии, а вторая часть 33 турбины с частью ступеней изотермической части турбины и конечными адиабатными ступенями турбины 34 и компрессор 35 направлены вдоль другой осевой линии, развернутой относительно первой на угол, даже до 180°, исходя из требований компоновки, причем, обе отмеченных части турбины соединены газоходом 36 с установленными в нем неподвижными сопловыми аппаратами 37, с возможностью создания необходимого поля скоростей движения рабочего газа, компрессор 35 установлен со стороны конечной ступени турбины 34 с адиабатным расширением, а между ними теплообменник 38, из которого выхлопные газы уже направляются наружу.

Компоновка показанная на фиг. 8 предоставляет возможность трехскоростного режима работы газотурбинного двигателя оптимизирует работу как компрессора, так и нагрузку, а также обеспечивает значительное сокращение потерь в газоходах горячих газов коммутирующих потоки от компрессора, теплообменника и турбины, эффективность которого меньше чем на 10% отличается от эффективности цикла Карно при поддержке заданных параметров работы с коэффициентом изотермичности турбины не хуже 0,95 и коэффициенте изотермичности компрессора 1,1.

Способ работы газотурбинного двигателя рассмотрим начиная с рассмотрения Т - S диаграммы, которая показана на фиг. 1:

Точка 1 - температура внешней среды. Она имеет температуру ниже, чем температура сжатого воздуха в компрессоре после охлаждения в ступени.

Точка 2 - максимальная температура сжатого воздуха в ступени компрессора, она же температура на выходе из компрессора и на входе в теплообменник.

Точка 3 - температура сжатого воздуха на выходе из теплообменника, она же, температура на входе в камеру сгорания догрева.

Точка 4 - температура на выходе из камеры сгорания догрева, она же температура на входе в турбину, она же минимальная на выходе каждой ступени изотермической части турбины.

Точка 5 - максимальная температура в ступенях изотермической части турбины после подогрева на входе в сопловый аппарат.

Точка 6 - температура на выходе из последней ступени изотермической части турбины равняется температуре в точке 4 и равняется температуре на входе в адиабатическую ступень турбины.

Точка 7 - температура на выходе из адиабатической ступени турбины и температура на входе в теплообменник со стороны выхлопных газов.

Точка 8 - температура выхлопных газов на выходе из теплообменника в окружающую среду. Разница между температурой в точке 7 и точке 3 определяет недорекуперацию и существенно влияет на интенсивность теплообмена между потоками и соответственно на габариты теплообменника.

В работе газотурбинного двигателя реализован цикл, который отличается по эффективности от изотермического цикла Карно, согласно моих расчетов, менее чем на 10%, что дает возможность достижения высокого КПД близкого к циклу Карно.

То есть в ступенях компрессора реализован цикл, в котором атмосферный воздух сжимается многоступенчатым охлаждаемым поступенчато компрессором, например подачей воды, как известно из уровня техники, к заданному давлению с температурой в пределах между точками 1 и 2, причем, процесс выдерживается с учетом отклонения соответствующих температур от рассчитанных с точностью от 0,5% к 1%, а перепад давления на каждой ступени компрессора и количество отведенной от сжатого воздуха тепловой энергии в каждой ступени находятся в размерах, которые обеспечивают равенство соответствующих температур на входе и выходе в каждой ступени с отклонением от 0,5% до 1% за исключением первой, в которой температура на входе определяется температурой внешней среды.

Дальше, на выходе из последней ступени компрессора воздух нагревается до температуры точки 3, не смешиваясь в теплообменнике 12, с выхлопными газами поданными из турбины, потом догреваеться в камере сгорания до температуры точки 4, в которую подается горючее и дальше через неподвижный сопловый аппарат формирует заданное поле скоростей потока рабочего газа и направляется на вход в ступени изотермической части турбины 25, в которых, начиная с первой и включая предпоследнюю ступени, перед каждой ступенью подается горючее, через радиально направленные к валу турбины и неподвижно установленные на корпусе турбины блоки форсунок 15 и распыляется равномерно по сечению проточной части турбины в количестве, которое обеспечивает догрев рабочих газов до заданной температуры, температура которого поддерживается в пределах ограниченных точками 4 и 5.

Причем отношение давления на входе к давлению на выходе каждой ступени изотермической части турбины от 1,05 до 1,35, например 1,1, а в конечной ступени, с адиабатным расширением, отношение давления 2,5.

В блоках форсунок 15 через систему каналов смешивают распыленное горючее с рабочими газами турбины с образованием богатой топливной смеси внутри обтекателей 16 блока форсунок 15, и осуществляется подача полученной топливной смеси к задней кромке профиля обтекателя 16 блока форсунок 15 из которых полученная топливная смесь распределяется в объемах прямо пропорционально расстоянию от осевой линии вала 22, с возможностью обеспечения равномерного распыливания по сечению проточной полости 13 турбины, самовоспламеняется и поступает в проточную часть каждой ступени изотермической части турбины.

Отмеченный рабочий газ, вращаясь с угловой скоростью вращения вала турбины, дальше приходит последовательно в каждую ступень через жестко установленные на валу 22 ротора турбины сотовые сопловые аппараты 23, в которых, в результате геометрического влияния, происходит увеличение составляющей скорости движения газа в осевом, по отношению к валу турбины направлении и дальше по выходу из соплового аппарата 23 рабочий газ обтекает аэродинамические профили лопаток 24 турбины, установленные на валу радиально и ротор 14 с турбинными лопатками 24 вращаются сообща с сопловыми аппаратами, которые передают механическую энергию, что обеспечивает вращение турбины, с равным количеством использованной и добавленной тепловой энергии от сгорания горючего, что самовоспламеняется, в потоке рабочего газа поданного блоками форсунок 15, установленных перед входом в каждую ступень, и поддерживают заданные параметры роботы с коэффициентом изотермичности не хуже 0,95, а дальше рабочий газ приходит в последнюю ступень, турбины 26 в которой, без выполнения подогрева в начале ступени, выполняется окончательное расширение рабочего газа и снижение температуры на выходе до температуры обозначенной точкой 7, а потом рабочий газ направляют в теплообменник 12, в котором выполняется теплообмен между ним и потоком сжатого в компрессоре 10 воздуха, что, как указано выше, направляется в камеру сгорания догрева 11, и рабочий газ направляется дальше в атмосферу, завершая цикл в точке 8.

В нашем варианте в каждой ступени компрессора между выходом из предыдущей и осевым входом в следующую ступень установлен теплообменник, в котором сжатый воздух охлаждается до температуры, равной температуре воздуха на входе в предыдущую ступень на диаграмме (см. фиг. 1) это отражено в виде изобары с падающей температурой, соединяющей выход из предыдущей степени со входом в следующую. Такой способ построения компрессора обеспечивает максимальную эффективность, то есть минимальные потери механический энергии и соответственно минимальное количество тепла, которое необходимо отвести от компрессора.

Анализ существенных признаков показанных в способе работы и подтвержденных конструкцией с учетом теоретических инженерных расчетов и подтвержденных параметрами работы известных газотурбинных двигателей, свидетельствуют, что самым оптимальным является то, что количество тепловой энергии, подаваемой сгоранием топлива от каждого блока форсунок перед ступенями задается с учетом выдержки отклонения соответствующих температур от рассчитанных с точностью от 0,5% до 1%, перепад давления на каждой ступени компрессора и количество отведенной от сжатого воздуха тепловой энергии в каждой степени находятся в размерах обеспечивающих равенство соответствующих температур на входе и выходе в каждой ступени с отклонением от 0,5% до 1% за исключением первой, в которой температура на входе определяется температурой внешней среды, отношение давления на входе к давлению на выходе каждой изотермической ступени турбины от 1,05 до 1,35 при одинаковом коэффициенте изотермичности, а в конечной ступени, с адиабатный расширением, с отношением давления не более 3.

Наиболее эффективным, в примере, циклом работы теплового двигателя на однофазном рабочем теле есть цикл Карно. КПД этого идеального цикла определяется только температурами сжатия и расширения. Современные ГТУ работающих по циклу Брайтона имеют при равных температурах КПД на 50-55% ниже чем в цикле Карно, а они же, но дополненные паровым циклом, что позволяет использовать тепло выхлопных газов турбины позволяют получить КПД которого на 20-30% ниже, чем в цикле Карно, однако последний способ повышения КПД возможен только в ГТУ достаточно большой мощности, то есть более 100 МВт.

Поэтому в настоящее время основным направлением повышения КПД, несмотря на очень большие расходы, остается путь повышения температуры на входе в турбину. Однако при этом отставание от КПД цикла Карно не только сохраняется, но даже увеличивается из-за необходимости интенсификации охлаждения элементов камер сгорания и турбины.

Мною на фиг. 1 представлен цикл, который при исключении конечной адиабатической ступени в турбине, заменой процессов поступенчатого сжатия и расширения с подогревом или охлаждением на эквивалентные по энергии изотермические процессы сжатия и расширения и идеализации всех других процессов, будет иметь практически одинаковый КПД с циклом Карно и который аналогично будет зависеть только от температур сжатия и расширения эквивалентных изотермических процессов. Для их определения используется коэффициент изотермичности, как отношение температуры эквивалентного изотермического процесса сжатия или расширения к температуре начала адиабатического реального процесса расширения или сжатия в реальной ступени ГТУ, при условии равенства в обоих случаях полученной или затраченной энергии в ступени.

Таким образом, выполняя условия равенства температур в начале процесса сжатия или расширения и равенства коэффициента изотермичности по ступеням, что выполняется процессом изобарного охлаждения или нагрева в каждой ступени турбомашины и учитывая реальные потери и другие особенности процессов, исходя из результатов, полученных при эксплуатации реальных машин, определяется допустимая степень сжатия или расширения в реальном ГТУ которая обеспечивает заданное приближение его КПД к КПД цикла Карно.

Очевидно, что при увеличении количества ступеней реального компрессора и турбины, т.е. снижением отношения давлений на входе и выходе каждой ступени, и снижением потерь, т.е. с приближением показателя политропы реальных процессов сжатия и расширения к показателю адиабаты равному для воздуха 1,4- эффективность турбины и компрессора будут приближаться к эффективности идеальных изотермических машин, предусмотренных циклом Карно.

Так как предложенный принцип работы и организации процессов в данной турбине и компрессоре позволяет с заданной точностью приблизить КПД реальной ГТД к КПД идеального цикла Карно, который в своем составе предусматривает изотермические компрессоры и турбину, а также учитывая существенное отличие предложенных турбомашин от существующих представляется целесообразным их далее обозначать как квазиизотермические, т.е. близкие к изотермическим с эффективностью не хуже, чем 0,9 от эффективности идеальных изотермических турбин и компрессоров предусмотренных циклом Карно.

Исходя из этого определено, что минимальный коэффициент расширения 1,05 соответствует малым ГТУ, а 1,35 большим ГТУ в которых потери минимальные и процессы сжатия и расширения практически адиабатические и могут увеличиваться только за счет потерь при необходимом охлаждении при очень высоких температурах. По нижней границе перепадов давления происходит необоснованное увеличение количества ступеней, по превышении указанной мной в формуле верхней границы происходит резкое падение коэффициента изотермичности турбины (значительно ниже 0,95) и соответственно резкое снижение КПД ГТУ.

Коэффициент изотермичности компрессора равный 1,1 соответствует показателям хорошей центробежной ступени со степенью сжатия 1,4-1,5 при котором температура сжатого воздуха в ступени колеблется в пределах от 320 до 380°К, что позволяет использование воды для охлаждения в нормальном режиме теплопередачи.

В целях снижения тепловой нагрузки на теплообменник и максимальной температуры в нем в цикл введена конечная адиабатическая ступень турбины, которая позволяет до 25% снизить температуру на входе в теплообменник со стороны выхлопа турбины, дает не более чем 0,5-0,75% снижение КПД.

Увеличение перепада давления на указанной ступени более 3-х приводит к резкому падению КПД. Гидравлические потери в патрубках и теплообменнике, а также потери за счет недорекуперации в пределах 25-75°С на горячем конце теплообменника, исходя из результатов эксплуатации реальных ГТУ, как правило, не превышают 1-1,5%.

Для обеспечения максимальной компактности теплообменника и повышения КПД в данном техническом решении использована другая чем в классических турбинах конструкция соплового аппарата, рабочего колеса, что позволяет в указанном диапазоне перепадов на ступени обеспечить минимальные потери, а следовательно, обеспечить работу на более высоких давлениях, совместно с выполнением условия изотермичности, приводит к значительному росту удельной мощности турбины на единицу расхода воздуха, а следовательно к снижению размеров теплообменника и других агрегатов ГТУ.

Данный способ и конструкция позволяет создавать ГТУ которые в широком диапазоне мощностей способны иметь КПД не менее 65% при температуре в турбине не выше 1100-1200°К, а при температурах 1400-1500°К, материалы для которых достаточно хорошо освоены промышленностью получать КПД более 70%.

Для сравнения сообщаю, что для достижения КПД равного 65% в национальной программе Японии ставиться задача к 2020 году разработать материал для элементов турбины, который способен обеспечить достаточный ресурс ГТУ при температуре около 2000°К, для применения их в комбинированной ГТУ большой мощности для тепловых электростанций, а предложенный мной способ и его конструктивные особенности позволяют создать ГТУ с заданным отклонением его КПД от КПД наиболее эффективного цикла Карно не более 10% при любых температурах и обеспеченных технологических возможностей реального производства.

1. Способ работы газотурбинного двигателя, в котором воздух, по меньшей мере из одного компрессора, поступает в первую камеру сгорания, действующую за компрессорным узлом, первую турбину, действующую за первой камерой сгорания, вторую камеру сгорания, действующую за первой турбиной, и вторую турбину, действующую за второй камерой сгорания, которая самовоспламеняется, отличающийся тем, что в ступенях компрессора реализован цикл, в котором атмосферный воздух сжимается многоступенчатым охлаждаемым поступенчато компрессором до заданного давления, далее на выходе из последней ступени компрессора воздух нагревается, не смешиваясь в теплообменнике, выхлопными газами подаваемыми из турбины, затем догревается в камере сгорания, в которую поступает топливо и далее через неподвижный сопловой аппарат, в котором формируется заданное поле скоростей потока рабочего газа, направляется на вход в ступени турбины, в которых, начиная с первой и включая предпоследнюю ступени, перед каждой ступенью подается топливо, через радиально направленные к валу турбины и неподвижно установленные на корпусе турбины блоки форсунок и распыляется равномерно по сечению проточной части турбины в количестве, обеспечивающем догрев рабочих газов до заданной температуры, указанный рабочий газ, вращаясь с угловой скоростью вращения вала турбины, далее поступает последовательно в каждую ступень через жестко установленные на валу турбины сотовые сопловые аппараты, в которых, вследствие геометрического воздействия, происходит увеличение составляющей скорости движения газа в осевом, по отношению к валу турбины направлении и дальше по выходу из соплового аппарата рабочий газ обтекает аэродинамические профили лопаток турбины, установленных на валу в радиальном направлении, которые вращаются вместе с сопловым аппаратом и которые передают на указанный вал механическую энергию в количестве, равном тепловой энергии, полученной от сгорания топлива в начале данной ступени, что обеспечивает вращение турбины, с равным количеством использованной механической энергии и добавленной тепловой энергии в ступенях от сгорания топлива, поданного блоками форсунок в потоке рабочего газа, установленных перед входом в ступень, и которые поддерживают заданные параметры работы с коэффициентом изотермичности не хуже 0,95, а дальше рабочий газ поступает в последнюю ступень, в которой, без выполнения подогрева в начале ступени, выполняется окончательное расширение рабочего газа и снижение температуры на выходе, а затем рабочий газ направляется в теплообменник, в котором выполняется теплообмен между ним и потоком сжатого в компрессоре воздуха, и как указано выше, направляется в камеру догрева, а указанный рабочий газ направляется дальше в атмосферу замыкая цикл.

2. Способ работы по п. 1, отличающийся тем, что количество тепловой энергии, подаваемой сгоранием топлива от каждого блока форсунок перед ступенями задается с учетом равенства соответствующих температур во всех ступенях изотермической части турбины с отклонением соответствующих температур от рассчитанных с точностью от 0,5% до 1%.

3. Способ работы по п. 1, отличающийся тем, что перепад давления на каждой ступени компрессора и количество отведенной от сжатого воздуха тепловой энергии в каждой ступени находятся в величинах, обеспечивающих равенство соответствующих температур на входе и выходе в каждой ступени с отклонением от 0,5% до 1% за исключением первой, в которой температура на входе определяется температурой внешней среды.

4. Способ работы по п. 1, отличающийся тем, что отношение давления на входе к давлению на выходе каждой ступени изотермической части турбины от 1,05 до 1,35 при одинаковом коэффициенте изотермичности, а в конечной ступени, с адиабатным расширением, не более 3.

5. Способ работы по п. 4, отличающийся тем, что в блоках форсунок через систему каналов смешивают распыленное топливо с рабочими газами турбины с образованием богатой топливной смеси внутри обтекателей блока форсунок, и осуществляется подача полученной топливной смеси к задней кромке профиля обтекателя блока форсунок, в которых полученная топливная смесь распределяется в объемах прямо пропорциональных расстоянию от оси вала, с возможностью обеспечения равномерного распыления по сечению проточной полости турбины, самовоспламеняется и поступает в проточную часть каждой ступени изотермической части турбины.

6. Газотурбинный двигатель, включающий компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, выполненную с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и горючего, с возможностью сжигания с образованием рабочего газа, и турбину, которая имеет не менее двух ступеней и выполненную с возможностью приема рабочего газа из камеры сгорания и использования его энергии для вращения вала, при этом между ступенями турбины установлено не менее чем по одному устройству для вторичного подогрева, которые содержат блоки форсунок, отличающийся тем, что в рабочей полости установлен охлаждаемый поступенчато компрессор, а за компрессором перед основной камерой сгорания догрева установлен теплообменник, а затем в проточной части в ступенях изотермической части ротора турбины, имеющей не менее трех ступеней, на наружной поверхности проточной части корпуса двигателя на входе в каждую ступень установлены радиально направленные блоки топливных форсунок, имеющие в своем внешнем поперечном сечении обтекатели с осесимметричным аэродинамическим профилем, направление продольной хорды которых совпадает с направлением вектора скорости набегающего потока газа и имеют каналы, с возможностью подачи богатой топливной смеси через отверстия в задней части профиля, а дальше в осевом направлении после каждого блока форсунок установлены ступени изотермической части турбины, включающие жестко закрепленные на валу, в каждой ступени, сотовые сопловые аппараты и за ними не менее одного ряда лопаток турбины, далее за ступенями изотермической части турбины, установлена не менее чем одна ступень турбины, с возможностью обеспечения адиабатного расширения рабочего газа, выход которой направлен в теплообменник нагрева воздуха после компрессора перед камерами догрева, за счет тепловой энергии выхлопных газов турбины.

7. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что ступени турбины, с возможностью работы в режиме адиабатного расширения установлены на отдельном валу.

8. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что ячейки соплового аппарата равномерно покрывают проточную часть ступени турбины и каждая ячейка образована концентрически расположенными обечайками и радиально направленными пластинами.

9. Двигатель по п. 8, отличающийся тем, что радиальные пластины ячеек соплового аппарата выполнены с поперечным сечением в виде симметричного аэродинамического профиля.

10. Двигатель по п. 9, отличающийся тем, что необходимое для ускорения потока газа изменение сечения по длине каналов соплового аппарата достигается изменением толщины радиально установленных пластин, а также частичным размещением аэродинамического профиля турбинных лопаток внутри канала соплового аппарата с частичным перекрытием в осевом направлении.

11. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что на наружной поверхности корпуса турбины внутри проточной части на входе в каждую ступень установлены радиально направленные к осевой линии вала блоки топливных форсунок, которые представляют собой полые стержни с глухим торцом и радиальными отверстиями, образующими каналы для подачи горючего, с возможностью подачи горючего в заданных количествах через боковые радиальные отверстия - форсунки в стенках указанных стержней, а на стержнях флюгерно шарнирно установлены секции независимых между собой обтекателей, с возможностью поворота относительно продольной оси стержня в пределах угла до 80° относительно плоскости продольной оси турбины и с возможностью совпадения направления хорды профиля обтекателя с вектором скорости набегающего потока и имеют систему каналов, соединяющих внутренний объем обтекателя с проточной частью турбины.

12. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что двигатель имеет линейную компоновку, при которой все ступени компрессора и турбины расположены вдоль одной осевой линии.

13. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что начальная часть турбины с камерой догрева включает в себя ступени первой изотермической части турбины, обслуживающей полезную нагрузку, установленные вдоль одной осевой линии, а вторая изотермическая часть турбины совместно с конечными адиабатическими ступенями турбины и компрессор имеют вал, направленный вдоль другой осевой линии развернутой относительно первой на угол до 180°, исходя из требований компоновки, причем обе указанные части соединены газоходом с установленными в нем неподвижными сопловыми аппаратами, с возможностью создания необходимого поля скоростей движения рабочего газа, компрессор установлен со стороны конечной ступени турбины, приводные валы которого соединены с валом, указанной части турбины.

14. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что в компрессоре, за исключением последней ступени, между ступенями установлены охлаждающие теплообменники.