газотурбинная установка

Формула изобретения

Газотурбинная установка, включающая компрессоры, турбины и две камеры сгорания, отличающаяся тем, что она снабжена на выходе силовой турбиной, а также корпусом с каналом наружного контура и кольцевым смесителем воздуха, с внутренней стороны которого расположена одна из камер сгорания, канал наружного контура соединен на входе с выходом компрессора низкого давления, а на выходе с кольцевым смесителем воздуха, причем на входе в форсунки указанной камеры сгорания установлен топливный кран, а между смесителем и первым сопловым аппаратом силовой турбины выполнен переходный канал, у которого отношение осевой длины к высоте на выходе из смесителя составляет 1,5-4.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбинным установкам для привода внешней нагрузки, преимущественно электрогенератора в составе электростанции.

Известна газотурбинная установка, состоящая из двухконтурного авиационного двигателя и силовой турбины, отличающаяся тем, что с целью сохранения высокого КПД силовой турбины, а также использования высокотемпературных выхлопных газов для регенерации или утилизации воздух второго (наружного) контура подведен к комлевому кольцевому сечению перед лопаточным венцом осевой силовой турбины и отведен от силовой турбины отдельно от газа турбины низкого давления [1].

Недостатком такой конструкции является пониженная надежность из-за усложненной конструкции переходного канала между турбиной низкого давления и силовой турбиной, а также из-за низкой надежности газовоздушного теплообменника.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка, включающая компрессор, две камеры сгорания и две турбины [2].

Недостатком такой конструкции является ее пониженная надежность, пожаро- и взрывоопасность из-за увеличенной температуры наружных корпусов, а также низкая экономичность из-за невозможности выключения второй камеры сгорания на работающем двигателе в случае отключения парового контура на выходе из силовой турбины.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности, пожароопасности, взрывоопасности и экономичности установки за счет снижения температуры наружного корпуса силовой турбины и снижения тепловых потерь при уменьшении потребления полезной нагрузки.

Сущность изобретения заключается в том, что газотурбинная установка, включающая компрессоры, турбины и две камеры сгорания, согласно изобретению снабжена на выходе силовой турбиной, а также корпусом с каналом наружного контура и кольцевым смесителем воздуха, с внутренней стороны которого расположена одна из камер сгорания, канал наружного контура соединен на входе с выходом компрессора низкого давления, а на выходе - с кольцевым смесителем воздуха, причем на входе в форсунки указанной камеры сгорания установлен топливный кран, а между смесителем и первым сопловым аппаратом силовой турбины выполнен переходный канал, у которого отношение осевой длины к высоте на выходе из смесителя составляет 1,5-4.

Газотурбинная установка снабжена корпусом с каналом наружного корпуса, по которому течет в основном низкотемпературный воздух из-за компрессора низкого давления, за счет чего обеспечивается достаточно низкая температура наружного корпуса, а также пожаробезопасность и взрывобезопасность в целом. Заявляемая конструкция позволяет использовать двухконтурные авиационные двигатели военного назначения малой степени двухконтурности.

Размещение кольцевого смесителя воздуха на выходе канала наружного контура позволяет распространить слой холодного воздуха из наружного контура до силовой турбины и поворотного узла ее первого соплового аппарата.

Расположение одной из камер сгорания с внутренней стороны кольцевого смесителя, т.е. на выходе из турбины газогенератора, обеспечивает запуск второй камеры сгорания за счет повышенной температуры газов из турбины и позволяет исключить из конструкции второй камеры сгорания пусковое устройство или свечи зажигания. Одновременно обеспечивается пониженная температура корпусов силовой турбины.

Установка на входе в форсунки второй камеры сгорания топливного крана позволяет отключать вторую камеру сгорания на работающем двигателе. При работе газотурбинной установки в составе парогазовых или теплофикационных установок отключение второй камеры сгорания позволяет снизить удельный расход топлива газотурбинной установки при неработающем паровом котле и повысить экономичность установки.

Между смесителем и первым сопловым аппаратом силовой турбины выполнен переходный канал, у которого отношение осевой длины l к высоте h на выходе из смесителя составляет 1,5-4. Переходный канал необходим для осуществления частичного смешивания воздуха наружного контура и газа из внутреннего контура с помощью кольцевого смесителя, что позволяет с помощью полученной газовоздушной смеси рабочим лопаткам силовой турбины совершать полезную работу на валу.

При l/h<1,5 возможна поломка сопловых и рабочих лопаток силовой турбины из-за их перегрева и повышенных вибронапряжений, так как температурное поле на входе в силовую турбину будет недостаточно равномерным; при l/h>4 возрастают гидравлические потери в переходном канале между смесителем и силовой (второй) турбиной, что приводит к ухудшению экономичности газотурбинной установки.

На чертеже показан продольный разрез газотурбинной установки.

Газотурбинная установка включает корпус 1 двухконтурного двигателя 2 и общую для обоих контуров силовую турбину 3. Воздух на выходе из компрессора низкого давления 4 поступает в канал наружного контура 5 и в канал внутреннего контура 6. Установка включает компрессор высокого давления 7, первую камеру сгорания 8, турбину высокого давления 9 и турбину низкого давления 10, расположенные в канале внутреннего контура 6.

Турбины 9 и 10 совместно образуют первую турбину 11. На выходе из турбины низкого давления 10 размещен кольцевой смеситель 12, с внутренней стороны которого расположена вторая камера сгорания 13, на входе в коллектор 14 и форсунки 15 которой установлен кран отключения топлива 16.

Между силовой турбиной 3 и смесителем 12 размещен общий для воздуха наружного контура 5 и газа внутреннего контура 6 переходный канал 17 осевой длины l и высотой h. Силовая турбина 3 состоит из первого поворотного соплового аппарата 18 с поворотным узлом 19, наружного корпуса 20 и ротора 21 с рабочими лопатками 22.

Полезная мощность силовой турбины снимается с выходного вала 23 ротора 21. Горячий газ на выходе 23 силовой турбины 3 поступает в паровой котел (не показан), работающий на вторичный паровой контур.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинной установки под корпусом 1 воздух наружного контура 5 и газ из внутреннего контура 6 с помощью кольцевого смесителя 12 частично смешиваются в переходном канале 17 и через поворотный первый силовой аппарат 18 полученная газовоздушная смесь поступает на рабочие лопатки 22 силовой турбины 3, совершая тем самым полезную работу на валу 23.

Для увеличения мощности силовой турбины 3 и увеличения температуры газов на выходе 24 из турбины 3 с помощью крана 16 включается вторая камера сгорания 13, расположенная внутри кольцевого смесителя 12, горячий газ из которой омывает преимущественно внутреннюю часть ротора 21 силовой турбины 3, что обеспечивает пониженную температуру поворотного узла 19 первого соплового аппарата 18 и наружного корпуса 20.

Одновременно повышается температура газов на выходе 24 из силовой турбины 3, что обеспечивает работу парового котла (не показан) и вторичного парового контура с максимальным коэффициентом полезного действия.

В случае, если в связи с уменьшением потребной полезной нагрузки паровой контур отключается (например, в летнее время, когда потребность в электроэнергии и тепловой энергии падает), то с помощью крана 16 топливо, поступающее в форсунки 15 второй камеры 13, отключается, температура газов на выходе 24 из силовой турбины 3 падает, что уменьшает тепловые потери газотурбинной установки и повышает ее экономичность.

Источники информации

1. Заявка на изобретение № 94019582, F 02 С 7/08, 7/10, бюл. № 2, 1996 г.

2. Патент РФ № 2137935, F 02 C 3/00, 3/14, 1993 г.