Способ работы двухконтурного газотурбинного двигателя и двухконтурный газотурбинный двигатель
METHOD FOR OPERATION OF A DOUBLE-CIRCUIT GAS TURBINE ENGINE AND DOUBLE-CIRCUIT GAS TURBINE ENGINE

Техническое решение относится к лопастным машинам непрерывного действия, в частности к газотурбинным двигателям, с внутренним сгоранием топлива в среде сжимаемого компрессором атмосферного воздуха, с образованием при этом рабочего газа, расширение которого в турбине частично или полностью совершается с переходом тепловой энергии от сгорания топлива в кинетическую энергию рабочего газа, без существенного изменения его внутренней энергии, с последующим преобразованием кинетической энергии рабочего газа в полезную механическую. Может быть использовано в транспортных средствах в энергетических и газовых отраслях промышленности.
В настоящее время для этих целей в основном используются разнообразные типы газотурбинных двигателей (ГТД), в основе которых лежит цикл двигателя Брайтона, включающих в себя компрессор для сжатия атмосферного воздуха в условиях близких к адиабатическим, последовательно установленную на выходе из компрессора камеру сгорания всего топлива поступающего в ГТД, в которой тепловая энергия от сгорания топлива переходит во внутреннюю энергию рабочего газа, состоящего из продуктов сгорания и сжатого воздуха, температура которого в камере сгорания достигает максимальной величины для данного ГТД.
Далее рабочий газ из камеры сгорания, имея максимальную внутреннюю энергию и соответствующую температуру, направляется в турбину, где расширяясь в условиях близких к адиабатическим, производит механическую работу за счет потери своей внутренней энергии, при соответствующем падении температуры, после чего рабочий газ сбрасывается в атмосферу.
Основным недостатком указанных ГТД является их низкий КПД, составляющий не более 45% от КПД цикла Карно. Ввод в состав ГТД дополнительных устройств для использования тепла отработавших в турбине рабочих газов для нагрева сжатого в компрессоре воздуха с помощью теплообменника для получения дополнительной полезной энергии, с использованием тепла выходящего из турбины отработанного рабочего газа в дополнительном паротурбинном цикле второго контура, то есть так называемые ГТД парогазового цикла, позволил повысить КПД современных ГТД мощностью менее 100 МВт до 55%, свыше 100 МВт до 70% от КПД цикла Карно [Рудаченко А.В., Чухарева Н.В., Бойко С.С. Газотурбинные установки. Томский политехнический университет, 2008.], [Патент РФ №2671264 на изобретение «Стехиометрическая парогазо-турбинная установка»].
Там же приведен способ возможного повышения эффективности газотурбинных установок посредством введения дополнительного нагрева газа между ступенями газовой турбины и охлаждением сжатого воздуха между ступенями компрессора, каждая из которых работает в адиабатическом режиме, обосновывая положительный эффект повышением изотермичности процессов расширения и сжатия, где указывается что данный способ ведет к росту удельной мощности, однако при незначительном повышении КПД (1-3%). В качестве аналогов можно привести также изобретения по патентам РФ №2137935 и 2531110, в которых разными способами предлагается для повышения эффективности ГТД осуществлять дополнительный нагрев рабочего газа путем подачи в него топлива в промежутке между двумя частями турбины. Однако, кроме утверждений не приводятся какие-либо данные о достижении поставленной цели. В изобретении по патенту РФ №2582373 для реализации процесса изотермического расширения в радиальной турбине предложено ввести косвенный нагрев рабочего газа путем нагрева его посредством теплопередачи через стенки каналов теплом от стороннего источника. Однако, и в этом случае также не приведены какие-либо данные подтверждающие заметное повышение КПД, очевидно по причине того что для этого, при удельных мощностях характерных для ГТД, необходим температурный перепад между сторонним теплоносителем и рабочим газом в несколько сотен градусов, в сочетании с необычайно высокими значениями коэффициентов теплоотдачи, как со стороны рабочего газа, так и со стороны внешнего теплоносителя.
Наиболее близким аналогом (прототип) предлагаемого способа работы газотурбинного двигателя и его устройства является способ, описанный в изобретении по патенту РФ №2726861, по которому расширение рабочего газа в турбине происходит при осуществлении реального изотермического процесса задано близкого к идеальному, вследствие чего достигается его эффективность задано близкая к эффективности цикла Карно, которая как общеизвестно, является максимально высокой из возможных при заданной температуре. Реализация данного способа осуществляется тем, что воздух из окружающей атмосферы поступает на вход поступенчато охлаждаемого компрессора, где сжимается до необходимого давления в условиях задано близких к изотермическим, после чего направляется в теплообменник, двигаясь противотоком к отработанному в турбине рабочему газу, не смешиваясь с ним, нагревается, далее по выходу из теплообменника поступает в камеру сгорания, в которой окончательно нагревается до необходимой температуры, которая не менее чем на 100К превышает температуру самовоспламенения топлива, в результате сгорания в сжатом воздухе поступающего в камеру топлива, после чего рабочий газ, состоящий из сжатого воздуха и продуктов сгорания, поступает на вход в турбину. Установленная на входе в турбину единственная неподвижная решетка производит закрутку поступающего в нее рабочего газа, до угловой скорости на выходе из решетки равной скорости вращения вала турбины, за счет адиабатического расширения, создавая при этом необходимое поле скоростей на входе в первую ступень турбины, после чего рабочий газ нагревается, для компенсации охлаждения его при прохождении неподвижной решетки, за счет сгорания топлива поступающего через неподвижно установленные топливные форсунки на входе в первую ступень турбины, до температуры которая выше средне заданной температуры в турбине на величину допустимого отклонения, после чего рабочий газ направляется во вращающийся сопловой аппарат, жестко установленный на валу турбины, где вращаясь синхронно с валом турбины, ускоряется в направлении оси вала в результате адиабатического процесса расширения, после чего обтекая аэродинамические профили, также жестко установленные на валу турбины, создает усилие обеспечивая тем самым получение полезной механической энергии в количестве равной тепловой энергии от сгорания топлива на входе в ступень. Последовательно установленная совокупность описанных ступеней обеспечивает осуществление реального изотермического процесса расширения в турбине с заданным отклонением по эффективности от идеального процесса изотермического расширения, позволяя тем самым создавать ГТД, эффективность которых задано близка к эффективности цикла Карно. Пройдя изотермическую часть турбины и ее последнюю ступень, работающую в режиме адиабатического расширения, предназначенную для преобразования кинетической энергии вращающегося рабочего газа в полезную механическую, окончательно расширенный рабочий газ из турбины направляется в теплообменник, в котором охлаждаясь передает тепло сжатому в компрессоре воздуху, после чего отработанный рабочий газ сбрасывается в атмосферу. Основным недостатком данного способа работы ГТД является то, что для реализации процесса расширения близкого к изотермическому, обеспечивающего высокую эффективность ГТД, необходимо иметь достаточно малую степень расширения в каждой ступени турбины, что влечет за собой чрезмерное увеличение количества ступеней турбины и, соответственно, значительное увеличение длины вала турбины, ограничивая тем самым применение данного способа только случаем достаточно низких давлений рабочего газа на входе в турбину. Отсутствие возможности повышения давления на входе в турбину, по этой причине также в свою очередь влечет за собой невозможность повышения удельной мощности ГТД с целью снижения габаритов компрессора и теплообменника. В связи с этим реальное использования такого способа работы ГТД и соответствующего устройства ограничивается только применением их в случаях крупных стационарных энергетических объектов.
Целью предлагаемого способа работы ГТД и его устройства является создание ГТД, по эффективности который был бы не только не хуже прототипа, но позволял бы реализовать процесс расширения рабочего газа в турбине задано близкий к изотермическому, со степенью расширения в каждой ступени турбины не менее чем в реально работающих ГТД, использующих адиабатический режим расширения, то есть не менее 2-2,5 раза, а также исключал бы охлаждение сжатого воздуха в компрессоре и обеспечивал достаточную эффективность использования тепла отработанного в турбине рабочего газа без использования дополнительных компонентов, в виде воды как в выше упомянутых парогазовых двигателях.
Для решения этой задачи автором предлагаемого способа работы ГТД в качестве основы использован принцип работы общеизвестного авиационного двухконтурного двигателя (напр., по патенту RU №2661427), в отличие от которого ключевой особенностью, определяющей новизну предложенного способа работы, является процесс реального изотермического расширения в турбине обеспечивающей механической энергией компрессор первого контура, в сочетании с теплообменником во втором контуре.
В прототипе процесс расширения задано близкий к изотермическому реализован тем, что в каждой ступени турбины на входе в нее производится нагрев рабочего газа до температуры равной на входе в предыдущую ступень, компенсируя тем самым потерю в ней внутренней энергии газа при разгоне газа во вращающем сопловом аппарате, и потерю кинетической энергии газа при обтекании аэродинамических профилей, установленных на выходе из соплового аппарата, с образованием при этом полезной работы. В предлагаемом способе работы, расширение рабочего газа в первом контуре происходит сначала в турбине высокого давления, производящей механическую энергию для компрессора этого же контура, в которой реализован принцип работы активно-реактивной ступени турбины, в которой осуществляется реальное изотермическое расширение рабочего газа, как в межлопаточных каналах неподвижной решетки, установленных в каждой ступени турбины, так и в соответствующих каналах рабочего колеса. Дальнейшее окончательное расширение рабочего газа производится в турбине низкого давления этого же контура, производящей механическую энергию для компрессора второго контура, в которой реализуется процесс адиабатического расширения, как в общеизвестных турбинах. В турбине высокого давления реализован режим расширения рабочего газа, при котором увеличение кинетической энергии рабочего газа в каналах ступеней турбины обеспечивается не только изменением сечения канала, но и тепловой энергией выделенной при сгорании топлива подаваемого непосредственно в рабочий газ, движущийся по каналам турбинных ступеней. При этом увеличение кинетической энергии рабочего газа обеспечивается соответствующим распределением количества подаваемого топлива по длине канала, которое взаимосвязано с текущим значением сечения канала условием ограничения отклонения текущей средней по сечению канала температуры относительно среднего значения ее по длине турбины в допустимых пределах, исходя из заданного приближения к изотермическому процессу расширения. Данный способ выполняется тем, что в каналах, как неподвижной решетки, так и рабочего колеса, по ходу движения рабочего газа вдоль продольной оси канала последовательно установлены топливные форсунки, через отверстия в которых топливо в необходимом количестве вводится в рабочий газ, осуществляя нагрев его при своем сгорании. В промежутке между смежными форсунками до следующей по ходу движения форсунки происходит ускоренное движение газа при его расширении и выравнивании текущей температуры по сечению канала. Таким образом, реализуется задано близкий к изотермическому процесс расширения, в ходе которого происходит непрерывное ускорение рабочего газа с увеличением его кинетической энергии в каналах, как неподвижной решетки, так и в рабочем колесе. По выходу из каналов неподвижной решетки тепловая энергия от сгорания топлива поступающего в нее реализуется в виде кинетической энергии вращающего потока рабочего газа, угловая скорость вращения которого соразмерна угловой скорости вращения вала турбины, а по выходу из рабочего колеса тепловая энергия от сгорания в нем топлива реализуется в виде кинетической энергии рабочего газа выходящего из каналов рабочего колеса, создавая тем самым механический момент на валу турбины, в результате действия импульса реактивной силы. Максимальная скорость движения рабочего газа, которая может быть достигнута на выходе из каналов неподвижной решетки и рабочего колеса, ограничена величиной не более чем 95% от местной скорости звука, так как ускоренное движения газа путем подачи тепловой энергии допустимо только до достижении скорости его движения местной скорости звука. Это дает возможность, напр., при средней температуре рабочего газа в турбине равной 1500K, достичь степени расширения в одной ступени не менее 4, что существенно выше чем в существующих ГТД, и позволяет при равной эффективности снизить как минимум в 7 раз количество ступеней по сравнению с прототипом. В предлагаемом способе приближение реального процесса расширения к изотермическому определяется посредством использования коэффициента изотермичности турбины, также как и в прототипе, исходя из реальных значений политроп расширения и величин перепада давления рабочего газа между смежными по оси канала топливными форсунками, вместо перепада давления в единичной ступени турбины как в прототипе. В разработке под коэффициентом изотермичности турбины понимается отношение температуры эквивалентного изотермического процесса сжатия или расширения к температуре начала адиабатического реального процесса расширения или сжатия в реальной ступени газотурбинной установки, при условии равенства в обоих случаях полученной или затраченной энергии в ступени.
Очевидно, ГТД выполненные в соответствии с предлагаемым способом работы, позволяют значительно повысить давление на входе в турбину по сравнению с существующими ГТД, и тем самым, значительно увеличить удельную мощность, что ведет к значительному сокращению размеров всех агрегатов входящих в состав ГТД, снижая их стоимость и расширяя область его применения. В связи с исключением охлаждения сжатого воздуха в компрессоре, его предварительный нагрев осуществляется за счет адиабатического процесса сжатия в компрессоре, и при достаточно высоких давлениях на выходе компрессора, использование тепла отработанного в турбине рабочего газа для нагрева сжатого воздуха становится малоэффективным. В связи с этим в предлагаемом способе работы и устройстве двухконтурного ГТД используется иная, чем в прототипе, схема выработки полезной энергии, позволяющая ее получать не только в процессе расширения рабочего газа в турбине первого контура, но и в процессе его охлаждения после окончательного расширения. В предлагаемом способе механическая энергия потребляемая компрессором первого контура производится в турбине высокого давления первого контура, работающей в режиме задано близком к изотермическому процессу расширения, механическая энергия полученная в результате окончательного адиабатического расширения рабочего газа в турбине низкого давления первого контура посредством отдельного вала передается компрессору второго контура, который производит сжатие поступающего в него извне воздуха, который после сжатия направляется в теплообменник размещенный во втором контуре, в который также поступает отработанный в первом контуре полностью расширенный рабочий газ. В результате несмешивающегося теплообмена сжатый компрессором второго контура воздух нагревается, а отработанный рабочий газ охлаждается. По выходу из теплообменника нагретый таким образом сжатый воздух направляется в адиабатическую турбину второго контура, для выработки полезной механической энергии для потребителя, которая практически на величину тепловой энергии отданной сжатому воздуху отработанным рабочим газом в теплообменнике, будет больше чем полученная в результате адиабатического расширения рабочего газа турбиной низкого давления в первом контуре. По выходу из теплообменника охлажденный отработанный рабочий газ, также как и воздух после расширения в турбине второго контура, сбрасываются в окружающую среду, замыкая тем самым циклы первого и второго контуров ГТД. При необходимости возможно использование достаточного количества последовательно установленных контуров, позволяющих максимально использовать тепло отработанного рабочего газа для получения полезной механической энергии, с целью реализации достаточно близкого приближения по эффективности к циклу Карно.
Подобное решение по утилизации тепла отработанного в турбине рабочего газа применено в изобретении по патенту RU №2661427, где предлагается установить последовательно два теплообменника, первый из которых передавал бы во второй контур тепло от частично сжатого в компрессоре первого контура воздуха, а второй тепло отработанного рабочего газа. Из изобретения следует, что данный способ утилизации тепла отработанного рабочего газа становится заметно эффективным при температуре на входе в турбину свыше 2300K и диаметре вентилятора второго контура свыше 3 м, что является не реальным в обозримом будущем. К тому же в работе [Иванов В.Л., Щеголев Н.Л., Скибин Д.А. Повышение эффективности двухконтурного турбовентиляторного двигателя введением промежуточного охлаждения при сжатии. - Известия высших учебных заведений. «Машиностроение», 2014, №11, стр. 75] показана очень низкая эффективность использования тепла, как от компрессора, так и от рабочего газа во втором контуре ГТД.
В предлагаемом способе работы ГТД установлено, что причиной неэффективности отбора тепла от отработанного в первом контуре рабочего газа в теплообменнике второго контура, в выше упомянутых работах является прежде всего недостаточная удельная мощность компрессора второго контура, и как следствие, недостаточно высокая его производительность. Оптимальное сочетание в предлагаемом способе реального изотермического режима расширения и адиабатического в турбинах первого контура обеспечивает не менее чем на 80% увеличение мощности компрессора второго контура, и соответственно, его производительности, по сравнению с обычной адиабатической турбиной, что позволяет получить значительный прирост полезной мощности за счет использования тепла отработанного рабочего газа, а также дает возможность применения для этой цели теплообменники, которые на два порядка более компактные и достаточно низкотемпературные, по сравнению с применяемыми в прототипе, вследствие больших температурных перепадов между потоками в сотни градусов. При этом отсутствует необходимость запредельно высоких температур на входе в турбину первого контура и значительных размеров компрессора второго контура. В данном случае представляется нецелесообразным введение промежуточного охлаждения при сжатии воздуха компрессором первого контура, так как: во-первых, согласно закону сохранения энергии эффективность ГТД не меняется, а несколько повышается удельная мощность на единицу расхода воздуха в первом контуре; во-вторых, происходящий при этом дополнительный нагрев сжатого воздуха перед входом его в теплообменник для утилизации тепла отработанного рабочего газа снижает эффективность работы последнего; в-третьих, вследствие незначительных температурных перепадов между потоками сжатого воздуха первого и второго контуров его габариты выходят за рамки возможных. Таким образом, поставленная задача решена и цель достигнута предлагаемым способом работы двухконтурного ГТД и его устройством. К этому можно также добавить, что возможность реализации устойчивого процесса сгорания топлива в каналах, по которым движется рабочий газ, подтверждена результатами численного моделирования [Мураева М.А., Харитонов В.Ф., Горюнов И.Н. Оценка эффективности горения в межлопаточном канале турбины для реализации изотермического расширения. - Вестник Уфимского авиационного технического университета. Т. 19. 2015. №2], где по сути рассматривался не изотермический процесс, а фактически один из возможных вариантов форсирования двигателя путем единичного вспрыска топлива в жидкой фазе в поток рабочего газа на выходе из неподвижной решетки.
Общими существенными признаками является то, что обеспечен способ работы газотурбинного двигателя, где воздух из окружающей атмосферы сжимается компрессором, по выходу из которого направляется в камеру сгорания для дальнейшего нагрева за счет тепловой энергии от сгорания топлива, до средней температуры рабочего газа, по длине изотермической части турбины, которая не менее чем на 100К выше температуры воспламенения топлива, после чего рабочий газ в составе продуктов сгорания и сжатого воздуха поступает в турбину высокого давления, в которой реализован реальный процесс расширения задано близкий к изотермическому, а окончательное расширения рабочего газа осуществляется в последующих за ней ступенях турбины низкого давления, в которых происходит адиабатический процесс расширения, после чего полностью расширенный рабочий газ выходит из турбины, и пройдя теплообменник, отдает свое тепло воздуху сжатому компрессором второго контура, после чего полностью отработанный рабочий газ сбрасывается в атмосферу.
Целью предлагаемого способа работы газотурбинного двигателя является создание двигателя, КПД которого был бы достаточно близко к КПД цикла Карно, сохранив при этом диапазон мощностей и масса-габаритные характеристики присущие существующим ГТД.
Существенными признаками является то, что реализован способ работы газотурбинного двигателя, где воздух из окружающей атмосферы сжимается компрессором, в котором происходит процесс сжатия и далее, по выходу из компрессора, сжатый воздух подогревается, за счет тепловой энергии от сгорания топлива в камере сгорания, до температуры которая не менее чем на 100К превышает температуру самовоспламенения используемого топлива, и равна средней по длине изотермической турбины, далее рабочий газ направляется в турбину высокого давления, в которой расширяется в результате реального изотермического процесса в соответствие с заданным коэффициентом изотермичности турбины, произведя при этом полезную механическую энергию, необходимую для работы компрессора первого контура в количестве равной тепловой энергии полученной в результате сгорания топлива поступившего в турбину высокого давления, и далее направляется в турбину низкого давления для адиабатического расширения, для получения механической энергии, необходимой для работы компрессора второго конура, и после завершения процесса полного расширения, направляется в теплообменник, пройдя который и отдав при этом тепло сжатому в компрессоре второго контура воздуху, направляется в окружающую атмосферу, замыкая тем самым рабочий цикл.
Количество тепловой энергии подаваемой путем сгорания топлива в ступень турбины, работающей в режиме реального изотермического расширения, должно быть равно количеству отведенной от ступени механической энергии, с отклонением не более 1%, при соответствии скорости вращения вала турбины расчетной не более 0,5%.
Перепад давления рабочего газа на ступенях турбины, работающей в режиме реального изотермического расширения, не должен превышать расчетный более чем на 0,5% и не допускать максимальную скорость движения рабочего газа на выходе из участков его ускорения в каналах ступени свыше 95% от местной скорости звука.
Количество топлива подаваемого в ступень турбины высокого давления и его распределение на участках ускоренного движения рабочего газа должно обеспечить максимальное отклонение температуры газа от средней величины по турбине в пределах заданной, с точностью не более 1% в расчетном режиме и не более 10% на переходных режимах.
Отличительными существенными признаками, действительными во всех случаях, является то, что предварительно нагретый в камере сгорания рабочий газ, состоящий из сжатого в компрессоре воздуха и продуктов сгорания топлива подаваемого в камеру сгорания, с температурой равной средней по турбине, поступает на вход в турбину высокого давления в каналы первой турбинной ступени, состоящей из неподвижной решетки и жестко установленного на валу турбины рабочего колеса, двигаясь по каналам которых рабочий газ расширяется, ускоряясь при этом до максимальной скорости на выходе из каналов, как неподвижной решетки, так и рабочего колеса, в результате взаимосвязанного изменения сечения каналов, действия тепловой энергии от сгорания топлива, предварительно подогретого до температуры не менее чем на 50К превышающей температуру воспламенения топлива, подаваемого непосредственно в движущийся рабочий газ посредством топливных форсунок установленных по ходу движения газа. При этом количество и распределение по каналу поступающего в рабочий газ топлива, обеспечивает при сгорании отклонение текущей средней по сечению каналов температуры рабочего газа от средней по турбине не более заданной величины, реализуя тем самым необходимое приближение данного процесса расширения к изотермическому, и пройдя последний участок ускорения, расположенный в рабочем колесе, рабочий газ выходит из ступени турбины, совершив при этом в результате действия реактивной силы механическую работу, вращая вал турбины, посредством которого механическая энергия в количестве равной тепловой от сгорания поданного в ступень топлива, отводится к компрессору первого контура. Пройдя необходимое количество ступеней турбины высокого давления, рабочий газ для продолжения процесса расширения направляется в следующую в первом контуре турбину низкого давления, работающую в режиме адиабатического расширения, которая вырабатывает механическую энергию для компрессора второго контура, после чего рабочий газ окончательно расширенный, из первого контура ГТД направляется в теплообменник второго контура, пройдя который и нагрев за счет своего охлаждения сжатый в компрессоре второго контура воздух, выходит в атмосферу, замыкая тем самым цикл. Нагретый в теплообменнике и сжатый во втором контуре воздух направляется для расширения в турбину второго контура, механическая энергия от которого в качестве полезной отводится к потребителю, то есть тепло отработанного рабочего газа не возвращается в первый контур, а непосредственно частично преобразуется в полезную механическую энергию в турбине второго контура.
Отличительными существенными признаками, действительными в отдельных случаях, является то, что в случае отсутствия технических возможностей подачи топлива в каналы рабочего колеса турбины высокого давления первого контура, вышеописанный реальный изотермический процесс расширения реализуется только в неподвижной решетке ступени, при этом рабочее колесо выполняется и работает аналогично, как и в общеизвестной 100% активной турбинной ступени. Количество тепловой энергии от сгорания топлива поданного в ступень турбины задается с учетом равенства температур на входе всех ступеней турбины, с отклонением не более 1%. Предельная величина перепада давления на входе и выходе из ступени устанавливается не более той, при которой в случае максимальной мощности снимаемой с вала турбины, скорость движения рабочего газа на выходе, как неподвижной решетки, так и рабочего колеса, не превышала бы 95% от местной скорости звука.
Известное устройство ГТД, описанное в изобретении по патенту РФ №2726861, содержит поступенчато охлаждаемый компрессор для сжатия атмосферного воздуха, регенеративный теплообменник для нагрева сжатого воздуха теплом отработанного в турбине рабочего газа, камеру сгорания для догрева сжатого воздуха до температуры равной средней по турбине и турбину, на входе в которую установлена неподвижная решетка, осуществляющая закрутку рабочего газа до угловой скорости равнозначной скорости вращения вала турбины, за которой установлен неподвижный относительно корпуса турбины блок форсунок для подачи необходимого количества топлива, тепловая энергия сгорания которого позволяет компенсировать снижение температуры при закрутке потока рабочего газа в неподвижной решетке, далее по ходу движения рабочего газа на валу турбины жестко установлен вращающийся сопловой аппарат, для адиабатического разгона рабочего газа, за которым также жестко на валу турбины установлены аэродинамические профили, при обтекании которых создается механический момент вращающий вал турбины. За первой ступенью турбины, на входе в сопловой аппарат второй и последующих ступеней, количество которых достаточно для полного расширения рабочего газа, также как и в первой, расположены неподвижные относительно корпуса турбины блоки топливных форсунок, вращающиеся сопловой аппарат и аэродинамические профиля. На выходе из турбины установлен теплообменник, в котором теплом отработанного в турбине рабочего газа производится нагрев поступающего в него сжатого воздуха из компрессора. Основным недостатком описанной конструкции двигателя является то, что для реализации процесса расширения рабочего газа в турбине, достаточно близкого к изотермическому, каждая ступень ее должна иметь малую степень расширения, то есть не более 1,2. Учитывая ограниченность длины вала турбины это влечет за собой необходимость снижения давления на входе в турбину, что в свою очередь приводить к снижению удельной мощности ГТД и потерю его основного преимущества в масса-габаритных характеристиках. Кроме того, существенным недостатком вышеописанного ГТД является необходимость охлаждения компрессора и применение крупногабаритного теплообменника, что ограничивает область применения только в качестве мощной наземной энергетической установки.
Разработка предлагаемого способа работы и устройства газотурбинного двигателя ставить перед собой цель создание конструкции газотурбинного двигателя, КПД которого было бы достаточно близко к КПД цикла Карно и имело массо-габаритные характеристики не хуже чем в существующих ГТД, применяемых в широком диапазоне мощностей в транспортных средствах, включая авиационные, при этом в конструкции и технологии изготовления максимально использовался научно-технический опыт разработки и изготовления существующих ГТД. Для достижения поставленной цели в качестве базовой использована общеизвестная схема двухконтурного ГТД, широко применяемая в авиации, в отличие от которой в предлагаемом двигателе турбина высокого давления первого контура, обеспечивающая механической энергией компрессор для сжатия воздуха потребляемого первым контуром, работает в режиме расширения задано близком к изотермическому, вторая турбина низкого давления в которой осуществляется процесс окончательного адиабатического расширения, обеспечивает механической энергией только компрессор для сжатия воздуха поступающего извне во второй контур, а между ним и турбиной второго контура размещен компактный теплообменник, в котором теплом отработанного в первом контуре рабочего газа осуществляется нагрев сжатого воздуха во втором контуре.
В предлагаемой схеме ГТД ключевой является задача реализации процесса расширения рабочего газа, задано близкого к изотермическому, в каналах наиболее широко применяемых активно-реактивных турбинных ступенях, в которых вместо общепринятого адиабатического процесса расширения реализован процесс расширения задано близкий к изотермическому, как на первичном активном участке ускорения рабочего газа, осуществляемом в каналах неподвижной решетки для закрутки потока рабочего газа, так и на вторичном реактивном участке ускорения, осуществляемом в каналах рабочего колеса для создания реактивной силы. Возможность реализации такого режима расширения, при котором увеличение кинетической энергии движущего по каналам рабочего газа происходит только за счет тепловой энергии поступающей в газ, показана в общеизвестных учебных пособиях [Самойлович Г.С. Гидро - газодинамика. М., «Машиностроение», 1990, стр. 44-62]. Там же изложен расчет необходимых для этого величин поперечных сечений каналов. Решение поставленной задачи выполнено путем установки необходимого количества топливных форсунок для подачи требуемого количества топлива в рабочий газ вдоль продольных осей каналов, образованных между лопатками, как неподвижной решетки, так и рабочего колеса, по которым движется рабочий газ. При этом необходимая величина текущего поперечного сечения канала устанавливается за счет изменения высоты канала при его постоянной ширине по всей длине канала. Для обеспечения минимального времени сгорания топлива в рабочем газе температура его на выходе из форсунки устанавливается не менее чем на 50К выше температуры самовоспламенения топлива, обеспечивая тем самым устойчивость и полноту процесса горения. Нагрев топлива и его газификация производится в соответствующих коллекторах, размещенных во внешнем ободе в случае неподвижной решетки, и в ступице в случае рабочего колеса. Подача топлива в коллектор неподвижной решетки производится непосредственно извне, - в коллектор размещенный в ступице рабочего колеса также извне, через узел подачи установленный вне корпуса турбины, в месте выхода вала из корпуса турбины, посредством которого топливо из неподвижной относительно корпуса турбины топливной магистрали поступает в топливный канал внутри вала турбины, который в свою очередь соединен радиальными каналами с коллектором расположенном в ступице рабочего колеса. Таким образом, задача создания конструкции высокоэффективного двухконтурного ГТД, КПД которого достаточно близкий к КПД цикла Карно, имеющего масса-габаритные характеристики отвечающие требованиям предъявляемым к двигателям транспортных средств, в широком диапазоне мощностей решена, поставленная цель достигнута.
Существенными признаками двухконтурного газотурбинного двигателя является то, что он содержит компрессор первого контура, выполненный с возможностью приема извне и сжатия атмосферного воздуха, камеру сгорания для нагрева сжатого воздуха до температуры средней по турбине, активно-реактивную турбину высокого давления первого контура, каждая ступень которой содержит неподвижную относительно корпуса турбины решетку - сопловой аппарат и рабочее колесо, жестко закрепленное на валу турбины, причем как в неподвижной решетке, так и в рабочем колесе, установленными радиально по отношению к валу турбин лопатками, образованы каналы для прохода рабочего газа, поперечное сечение которых по ходу движения рабочего газа переменно. Внутри каналов вдоль их продольных осей, также радиально как и лопатки, установлены топливные форсунки, расстояние между которыми и расход топлива через которые определяются условием создания достаточной изотермичности процесса расширения рабочего газа, показателем чего является реализация заданного коэффициента изотермичности, и в которые подается топливо из коллекторов, для осуществления нагрева топлива до температуры превышающей не менее чем на 50К температуру самовоспламенения топлива. Коллектор, в случае неподвижной решетки размещен в наружном ободе, в случае рабочего колеса в его ступице, причем в первый топливо поступает непосредственно извне, а во второй также извне но через узел подачи, установленный снаружи корпуса турбины, и топливный канал внутри вала турбины. После первой ступени последовательно размещены аналогично выполненные другие ступени турбины высокого давления, в количестве необходимом для получения механической энергии достаточной для работы компрессора первого контура, далее размещена турбина низкого давления первого контура, для окончательного адиабатического расширения рабочего газа, производящая механическую энергию, потребляемую компрессором второго контура, далее установлен теплообменник для охлаждения отработанного в первом контуре рабочего газа сжатым во втором контуре воздухом, за ним размещена турбина второго контура для адиабатического расширения подогретого и сжатого во втором контуре воздуха, с целью получения полезной механической энергии.
Отличительными существенными признаками, действительными во всех случаях, является то, что газотурбинный двигатель включает в себя неохлаждаемый компрессор, выполненный с возможностью приема извне и сжатия воздуха, камеру сгорания для подогрева сжатого воздуха до средней по длине температуры в турбине высокого давления, турбину высокого давления с активно-реактивными ступенями расширения, в каналах которых происходит ускоренное движение рабочего газа за счет поступающего в него топлива, вдоль продольных осей каналов установлены топливные форсунки, расстояние между которыми и их количество обеспечивает необходимую подачу и распределение по длине канала заданного количества нагретого в соответствующих коллекторах топлива, сгорание которого в рабочем газе во взаимосвязи с текущим поперечным сечением канала, по которому с ускорением движется рабочий газ, позволяет реализовать процесс расширения рабочего газа задано близкий к изотермическому, далее расположены турбина низкого давления первого контура, компрессор, теплообменник и турбина второго контура.
Отличительными существенными признаками, действительными в отдельных случаях, является то, что каналы для движения рабочего газа в ступенях турбины высокого давления первого контура, как в случае неподвижной решетки - соплового аппарата, так и рабочего колеса, образованны радиально установленными лопатками осесимметричной плоской формы, в которых выполнены отверстия для выравнивания давления в смежных каналах, текущая величина поперечного сечения канала определяется его высотой при постоянной ширине канала, топливные форсунки установлены радиально по отношению к оси вала турбины вдоль оси канала, на определенном расстоянии друг от друга в заданном количестве. Топливные форсунки, установленные в неподвижной решетке, (гидравлически) соединены с топливным коллектором, размещенным во внешнем ободе этой решетки, топливные форсунки рабочего колеса соединены с топливным коллектором, размещенным в его ступице, куда извне поступает топливо через канал внутри вала турбины, (гидравлически) соединенный с устройством подачи топлива, размещенным вне корпуса турбины.
В качестве примера реализации предлагаемого способа работы и устройства словесно-схематично представлен газотурбинный двухконтурный двигатель. В составе такого двигателя используется неохлаждаемый компрессор первого контура со степенью сжатия 60 и компрессор второго контура со степенью сжатия 6, с политропой сжатия 1,45, двухступенчатая активно-реактивная турбина высокого давления первого контура, со степенью расширения 60 к 10,2 и с активностью близкой к 50%, в которой, как в неподвижной решетке, так и в рабочем колесе, в каждом канале, по которым движется рабочий газ, вдоль продольной оси каналов, установлено по 5 топливных форсунок, расстояние между которыми принято 40 мм. Средняя температура рабочего газа в течение всего процесса расширения в турбине высокого давления принята равной 1500K, коэффициент политропы 1,35, что позволяет реализовать процесс расширения рабочего газа в турбине при коэффициенте изотермичности не менее 0,98. При этом предполагалось, что 0,05 ат расходуется на компенсацию гидравлических потерь в теплообменнике и в других каналах, соединяющих агрегаты двигателя. Используемые показатели политроп приняты исходя из анализа результатов работы реально работающих существующих ГТД, как фактор учитывающий уровень современной технологии производства. По результатам численного моделирования установлено, что КПД выше описанного двигателя реально может достичь 0,62 без использования теплообменника во втором контуре или 0,68 с применением теплообменника, что составляет, соответственно, 78% или 85% КПД идеального цикла Карно, при равной температуры рабочего газа в начале процесса расширения, при удельной мощности на единицу расхода воздуха первым контуром, соответственно, 750 КВт/кг/сек или 790 КВт/кг/сек, при отношении расхода воздуха во втором контуре к расходу в первом 3,5. Полученные результаты подтверждают позитивное решение поставленной задачи создания высокоэффективного ГТД, который по КПД и масса-габаритным характеристикам значительно превосходит существующие ГТД во всем диапазоне мощностей, включая и работающих по комбинированному парогазовому циклу с использованием воды, дополнительно не требуя при этом повышения температуры в турбине и каких-либо существенных изменений в технологии производства.
Подтверждением данного вывода является, как известно, заложенная Национальной энергетической программой Японии (до 2021 г.) задача достижения, для особо крупных энергетических парогазовых ГТУ мощностью свыше 400 МВт, коэффициента полезного действия около 0,67, для чего предполагается иметь температуру на входе в турбину свыше 2000K и применение парогазового цикла.
Литература
1. Патент РФ №2086791 на изобретение «Газотурбинная установка» от 18.09.1992, МПК F02C 7/105.
2. Патент РФ №2137935 на изобретение «Газотурбинная установка и способ ее эксплуатации» от 07.04.1994, МПК F02C 6/00, F02C 3/14.
3. Патент РФ №2187674 на изобретение «Способ утилизации тепла отработанных газов газотурбинного двигателя» от 04.05.2000, МПК F02C 7/10.
4. Патент РФ №2224901 на изобретение «Газотурбинная установка» от 31.05.2002, МПК F02C 7/10.
5. Патент РФ №2395703 на изобретение «Универсальная воздушно-турбинная энергетическая установка» от 25.12.2008, МПК F02C 3/20, F02C 7/10.
6. Патент РФ №2531110 на изобретение «Газотурбинная установка и установка, содержащая лопатки-форсунки (варианты)» от 29.06.2010, МПК F02C 3/14.
7. Патент РФ №2449144 на изобретение «Газотурбинная энергетическая установка с рекуперацией тепла» от 30.09.2010, МПК F02C 7/10.
8. Патент РФ №2582373 на «Турбомашина с нагревом проточной части» от 10.06.2014, МПК F01D 25/08, F02C 7/12.
9. Патент РФ №2656769 на изобретение «Способ работы газотурбодетандерной энергетической установки тепловой электрической станции» от 13.04.2017, МПК F02C 6/00, F25B 11/00, F02C 7/10.
10. Патент РФ №2661427 на изобретение «Двухконтурный турбореактивный двигатель» от 07.07.2017, МПК F02K 3/06
11. Патент РФ №2671264 на изобретение «Стехиометриченмкая парогазотурбинная установка» от 15.01.2018, МПК F01K 21/00, F02C 3/00.
12. Патент РФ №2702713 на изобретение «Газотурбинный двигатель» от 07.11.2018, МПК F02C 7/06, F02C 7/14.
13. Самойлович Г.С. Гидро-газодинамика. М., «Машиностроение», 1990, стр. 44-62.
14. Рудаченко А.В., Чухарева Н.В., Бойко С.С. Газотурбинные установки. Томский политехнический университет, 2008.
15. Иванов В.Л., Щеголев Н.Л., Скибин Д.А. Повышение эффективности двухконтурного турбовентиляторного двигателя введением промежуточного охлаждения при сжатии. - Известия высших учебных заведений. «Машиностроение», 2014, №11, с. 75.
16. Мураева М.А., Харитонов В.Ф., Горюнов И.Н. Оценка эффективности горения в межлопаточном канале турбины для реализации изотермического расширения. - Вестник Уфимского авиационного технического университета. Т. 19. 2015. №2.