[go: up one dir, main page]

RU2031228C1 - Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine end gas-turbine engine - Google Patents

Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine end gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2031228C1
RU2031228C1 SU5048400A RU2031228C1 RU 2031228 C1 RU2031228 C1 RU 2031228C1 SU 5048400 A SU5048400 A SU 5048400A RU 2031228 C1 RU2031228 C1 RU 2031228C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
working fluid
source
turbine
engine
zone
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Михайлович Рахмаилов
Серафима Николаевна Халецкая
Original Assignee
Анатолий Михайлович Рахмаилов
Серафима Николаевна Халецкая
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Анатолий Михайлович Рахмаилов, Серафима Николаевна Халецкая filed Critical Анатолий Михайлович Рахмаилов
Priority to SU5048400 priority Critical patent/RU2031228C1/en
Priority to PCT/RU1992/000168 priority patent/WO1994002727A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2031228C1 publication Critical patent/RU2031228C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
    • F01D1/12—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines with repeated action on same blade ring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

FIELD: engine engineering. SUBSTANCE: oxidizer is swirled about the axis of the engine in a source of oxidizer. Thermodynamic condition of fluid introduced into the turbine is changed by its compression, heating, expanding and cooling. During expanding of fluid, one increases periphery velocity of fluid in the zone of the source of heated fluid positioned upstream of the zone for cooling heated fluid. Coolant is fed to the zone of the source of heated fluid positioned between zones of expanding and cooling of heated fluid. The gas-turbine engine has turbine 3, source 1 of swirled flow of oxidizer, and source 2 of heated fluid having zone for heating (C), expanding (D), and cooling (E) of fluid. Source 2 is constructed as outer and inner shells arranged parallel to the engine axis and defines a ring space between the shells. The diameter of the ring space in zone (D) for expanding heated fluid decreases in the direction of cooling zone (E). The internal ring shell has at least one opening connected with the source of coolant of heated fluid. EFFECT: enhanced efficiency. 15 cl, 13 dwg

Description

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано в газотурбинных двигателях, предназначенных для применения в стационарных энергетических установках и в силовых установках, используемых на различных наземных транспортных средствах и воздушных и водных судах. The invention relates to energy and can be used in gas turbine engines intended for use in stationary power plants and power plants used on various land vehicles and aircraft and watercraft.

Известны способы преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинных двигателях, по которым долю полезной мощности увеличивают, либо повышая температуру рабочего тела перед турбиной, либо снижая температуру окислителя, используемого для сжигания топлива в целях получения рабочего тела [1]. Однако такие способы повышения полезной мощности недостаточно эффективны и наносят вред окружающей среде, так как в атмосферу выбрасывается большое количество выхлопных газов. Known methods for converting thermal energy into mechanical energy in gas turbine engines, in which the fraction of useful power is increased, either by increasing the temperature of the working fluid in front of the turbine, or by lowering the temperature of the oxidizing agent used to burn fuel in order to obtain a working fluid [1]. However, such methods of increasing the useful power are not effective enough and harm the environment, since a large amount of exhaust gas is emitted into the atmosphere.

Известен способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, по которому изменяют температуру рабочего тела путем его охлаждения и расширения [2]. По этому способу осуществляют ступенчатое расширение рабочего тела перед ступенями расширения, а в камеру сгорания подают дополнительный окислитель. Сжигание топлива перед промежуточной ступенью расширения производят недостатком окислителя, а перед последней - с избытком. A known method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having at least two turbine stages located in the flowing part and a source of heated working fluid, according to which the temperature of the working fluid is changed by cooling and expansion [2]. According to this method, a stepwise expansion of the working fluid in front of the expansion steps is carried out, and an additional oxidizing agent is supplied to the combustion chamber. The combustion of fuel before the intermediate stage of expansion is carried out by a deficiency of an oxidizing agent, and before the last - in excess.

Этот способ не обеспечивает достаточного повышения КПД, так как многостадийное сжигание топлива не приводит к уменьшению количества охлаждающего газа. Это, в свою очередь, приводит к возрастанию потерь мощности двигателя на работу компрессора, а следовательно, к снижению КПД. Кроме того, сжигание обогащенной смеси приводит к снижению долговечности двигателя из-за обильного образования сажи. Наличие второй камеры сгорания для дожигания смеси с избытком окислителя приводит к усложнению способа. This method does not provide a sufficient increase in efficiency, since multi-stage combustion of fuel does not lead to a decrease in the amount of cooling gas. This, in turn, leads to an increase in the loss of engine power for compressor operation, and hence to a decrease in efficiency. In addition, the combustion of the enriched mixture leads to a decrease in the durability of the engine due to abundant soot formation. The presence of a second combustion chamber for afterburning the mixture with an excess of oxidizing agent leads to a complication of the method.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела [3]. Воздух забирается из атмосферы компрессором и поступает в источник нагретого рабочего тела в виде камеры сгорания, в которую подают топливо. Воздух в камере сгорания разделяется на два потока, один из которых используется для собственно сгорания топлива, а другой - для подмешивания к продуктам сгорания в целях снижения их температуры. Получаемое нагретое рабочее тело расширяется в ступенях турбины, в результате чего совершается полезная работа. Мощность газотурбинного двигателя частично расходуется на привод компрессора, а оставшаяся часть мощности является полезной мощностью двигателя. Полезная мощность газотурбинного двигателя составляет сравнительно небольшую долю от мощности, развиваемой турбинными ступенями. Эта доля мощности определяется коэффициентом полезной работы, который для существующих газотурбинных двигателей составляет всего 0,3-0,4. Known gas turbine engine containing at least two turbine stages located in the flow part and a source of heated working fluid [3]. Air is taken from the atmosphere by the compressor and enters the source of the heated working fluid in the form of a combustion chamber into which fuel is supplied. The air in the combustion chamber is divided into two streams, one of which is used for the actual combustion of the fuel, and the other for mixing with the combustion products in order to reduce their temperature. The resulting heated working fluid expands in the steps of the turbine, resulting in useful work. The power of a gas turbine engine is partially spent on the compressor drive, and the remaining part of the power is the net power of the engine. The net power of the gas turbine engine is a relatively small fraction of the power developed by the turbine stages. This share of power is determined by the efficiency factor, which for existing gas turbine engines is only 0.3-0.4.

Описанный двигатель имеет низкий КПД, не превышающий 30%, и небольшую полезную мощность, составляющую максимум 40% от мощности, развиваемой турбинными ступенями. Таким образом, основным недостатком этого газотурбинного двигателя является низкий КПД при низкой полезной мощности. Кроме того, этот двигатель выбрасывает в атмосферу большое количество выхлопных газов, что крайне нежелательно с точки зрения охраны окружающей среды. The described engine has a low efficiency not exceeding 30%, and a small net power, comprising a maximum of 40% of the power developed by the turbine stages. Thus, the main disadvantage of this gas turbine engine is its low efficiency at low net power. In addition, this engine emits a large amount of exhaust gas into the atmosphere, which is extremely undesirable from the point of view of environmental protection.

Известен способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела, по которому изменяют термодинамическое состояние вводимого в первую турбинную ступень рабочего тела [4]. Во время изменения термодинамического состояния вводимого в турбинную ступень рабочего тела рабочее тело, подаваемое в первую турбинную ступень, до ввода в нее расширяют, после чего рабочее тело с измененным термодинамическим состоянием охлаждают охладителем - отработавшим рабочим телом первой турбинной ступени. Указанный способ осуществляется в газотурбинном двигателе, содержащем по меньшей мере две размещенные в проточной части турбинные ступени и источник нагретого рабочего тела. A known method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having at least two turbine stages located in the flowing part and a source of heated working fluid, which changes the thermodynamic state of the working fluid introduced into the first turbine stage [4]. During a change in the thermodynamic state of the working fluid introduced into the turbine stage, the working fluid supplied to the first turbine stage is expanded before it is introduced into it, after which the working fluid with a changed thermodynamic state is cooled by a cooler - the spent working fluid of the first turbine stage. The specified method is carried out in a gas turbine engine containing at least two turbine stages located in the flow part and a source of heated working fluid.

По такому способу повышается КПД. Отбор отработавшего в первой турбинной ступени рабочего тела, обладающего достаточно высокой потенциальной энергией, на охлаждение нагретого рабочего тела приводит к неполному использованию энергии нагретого рабочего тела, что не позволяет увеличить эффективность работы двигателя выше некоторого предела. Целесообразно полнее использовать энергию отработавшего в первой ступени рабочего тела, т.е. пропустить через все ступени турбины все рабочее тело либо полностью использовать потенциальную энергию нагретого рабочего тела в одной ступени турбины. Таким образом, целесообразно использовать для охлаждения нагретого рабочего газа охладитель с низким давлением, например воздух из атмосферы или выхлопные газы за турбиной, которые практически полностью реализовали свою потенциальную энергию, и их температура и давление значительно ниже, чем у рабочего тела, отработавшего в первой турбинной ступени. До настоящего времени это не удавалось сделать из-за того, что давление в источнике нагретого рабочего тела выше, чем давление охладителя. In this way, the efficiency is increased. The selection of the working fluid spent in the first turbine stage, which has a sufficiently high potential energy, for cooling the heated working fluid leads to the incomplete use of the energy of the heated working fluid, which does not allow increasing the efficiency of the engine above a certain limit. It is advisable to make fuller use of the energy of the working fluid spent in the first stage, i.e. Pass the entire working fluid through all stages of the turbine or fully utilize the potential energy of the heated working fluid in one turbine stage. Thus, it is advisable to use a low-pressure cooler for cooling the heated working gas, for example, air from the atmosphere or exhaust gases behind the turbine, which have almost completely realized their potential energy, and their temperature and pressure are much lower than those of the working fluid spent in the first turbine steps. Until now, this could not be done due to the fact that the pressure in the source of the heated working fluid is higher than the pressure of the cooler.

В основу изобретения положена задача использовать в способе преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе такое изменение термодинамического состояния нагретого рабочего тела и изменить конструкцию газотурбинного двигателя так, чтобы организация потоков рабочего тела обеспечила повышение КПД и полезной мощности газотурбинного двигателя при снижении количества выхлопных газов. The basis of the invention is the task to use in the method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine such a change in the thermodynamic state of a heated working fluid and to change the design of the gas turbine engine so that the organization of the flow of the working fluid provides an increase in the efficiency and useful power of the gas turbine engine while reducing the amount of exhaust gas.

Эта задача решается тем, что по способу преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе, имеющем турбину, источник окислителя и источник нагретого рабочего тела, подают окислитель, закрученный в источнике окислителя относительно оси двигателя, в источник нагретого рабочего тела для образования рабочего тела и изменяют в источнике нагретого рабочего тела термодинамическое состояние вводимого в турбину рабочего тела путем его сжатия, нагревания, расширения и последующего охлаждения охладителем. В соответствии с изобретением во время расширения рабочего тела увеличивают окружную скорость рабочего тела в зоне источника нагретого рабочего тела, расположенной перед зоной охлаждения нагретого рабочего тела, и подают в эту зону охладитель. This problem is solved in that, according to the method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine having a turbine, an oxidizer source and a source of heated working fluid, an oxidizing agent twisted in the source of oxidizing agent relative to the axis of the engine is supplied to the source of the heated working fluid to form a working fluid and is changed in the source of a heated working fluid, the thermodynamic state of the working fluid introduced into the turbine by compression, heating, expansion and subsequent cooling by a cooler. In accordance with the invention, during the expansion of the working fluid, the peripheral speed of the working fluid is increased in the zone of the source of the heated working fluid located in front of the cooling zone of the heated working fluid, and a cooler is supplied to this zone.

Благодаря тому, что окружная скорость рабочего тела в зоне источника нагретого рабочего тела, расположенной перед зоной охлаждения нагретого рабочего тела увеличена, обеспечивается повышение центробежных сил в этой зоне, что приводит к снижению статического давления в центральной части потока нагретого рабочего тела. Это создает возможность подачи в эту зону охладителя, имеющего низкое давление. Такой средой может являться атмосферный воздух, вода, водяной пар и т.п., а также рабочее тело, отработавшее в турбине (т. е. выхлопные газы). При этом повышается КПД двигателя благодаря тому, что рабочее тело, полностью не реализовавшее свою энергию в турбине, не отбирается для охлаждения нагретого рабочего тела перед его подачей в турбину. Это способствует более полному использованию тепловой энергии, затраченной на нагревание рабочего тела. В принципе подача охладителя, например выхлопных газов, для изменения температуры нагретого рабочего тела известна. Однако при этом требуется доведение параметров охладителя (давления) до величины, позволяющей подать охладитель в поток нагретого рабочего тела в зоне, где давление существенно выше атмосферного. Увеличение окружной скорости потока нагретого рабочего тела в зоне подачи охладителя обеспечивается необходимое снижение давления в центральной части потока, в результате чего в нее можно подавать охладитель под низким давлением (при атмосферном давлении или ниже этого давления). Due to the fact that the peripheral speed of the working fluid in the source zone of the heated working fluid located in front of the cooling zone of the heated working fluid is increased, the centrifugal forces in this zone are increased, which leads to a decrease in the static pressure in the central part of the heated working fluid flow. This makes it possible to supply a cooler having a low pressure into this zone. Such a medium may be atmospheric air, water, water vapor, etc., as well as a working fluid that has been exhausted in a turbine (i.e., exhaust gases). This increases the efficiency of the engine due to the fact that the working fluid, which has not fully realized its energy in the turbine, is not selected for cooling the heated working fluid before it is fed into the turbine. This contributes to a fuller use of thermal energy spent on heating the working fluid. In principle, the supply of a cooler, for example exhaust gas, for changing the temperature of a heated working fluid is known. However, this requires bringing the parameters of the cooler (pressure) to a value that allows the cooler to be fed into the stream of a heated working fluid in an area where the pressure is significantly higher than atmospheric. An increase in the peripheral flow rate of the heated working fluid in the supply zone of the cooler provides the necessary pressure reduction in the central part of the flow, as a result of which it is possible to supply the cooler under low pressure (at atmospheric pressure or below this pressure).

Целесообразно в качестве охладителя использовать выхлопные газы турбины, так как они имеют теплоемкость почти в 1,5 раза выше, чем теплоемкость воздуха, что повышает эффективность охлаждения. Кроме того, использование выхлопных газов для охлаждения позволяет уменьшить количество выхлопных газов, выбрасываемых в атмосферу, что уменьшает тепловое и химическое загрязнение окружающей среды и снижает шум двигателя. It is advisable to use the exhaust gases of the turbine as a cooler, since they have a heat capacity of almost 1.5 times higher than the heat capacity of air, which increases the cooling efficiency. In addition, the use of exhaust gases for cooling can reduce the amount of exhaust gases emitted into the atmosphere, which reduces thermal and chemical pollution of the environment and reduces engine noise.

Охладитель перед подачей на охлаждение нагретого рабочего тела целесообразно разгонять. Это снижает потери на удар при смешении охладителя с нагретым рабочим телом, что в конечном счете способствует повышению КПД. It is advisable to disperse the cooler before feeding the heated working fluid to cool. This reduces impact losses when mixing the cooler with a heated working fluid, which ultimately contributes to an increase in efficiency.

Целесообразно охлаждать охладитель перед подачей на охлаждение нагретого рабочего тела. При этом повышается эффективность охлаждения нагретого рабочего тела. It is advisable to cool the cooler before serving the heated working fluid for cooling. This increases the cooling efficiency of the heated working fluid.

Целесообразно увеличить осевую скорость нагретого рабочего тела после его смешения с охладителем для сохранения пропускной способности тракта подачи нагретого рабочего тела к турбине. It is advisable to increase the axial speed of the heated working fluid after mixing it with a cooler in order to maintain the throughput of the supply path of the heated working fluid to the turbine.

Поставленная задача также решается тем, что газотурбинный двигатель содержит турбину, источник закрученного потока окислителя и источник нагретого рабочего тела, имеющий зоны нагревания и расширения рабочего тела и зону охлаждения нагретого рабочего тела отработавшим рабочим телом. Источник нагретого рабочего тела выполнен в виде наружной и внутренней обечаек, расположенных параллельно оси двигателя и образующих между собой кольцевое пространство. Диаметр кольцевого пространства в зоне расширения нагретого рабочего тела уменьшается в сторону турбины, при этом внутренняя кольцевая обечайка выполнена по меньшей мере с одним отверстием, сообщающимся с источником охладителя. The problem is also solved by the fact that the gas turbine engine contains a turbine, a source of swirling flow of an oxidizing agent and a source of heated working fluid having heating and expansion zones of the working fluid and a cooling zone of the heated working fluid by the spent working fluid. The source of the heated working fluid is made in the form of the outer and inner shells located parallel to the axis of the engine and forming an annular space between them. The diameter of the annular space in the expansion zone of the heated working fluid decreases towards the turbine, while the inner annular shell is made with at least one hole in communication with the source of cooler.

При таком устройстве газотурбинного двигателя уменьшение диаметра кольцевого пространства в зоне расширения нагретого рабочего тела в сторону турбины обеспечивает увеличение окружной скорости потока закрученного нагретого рабочего тела, что приводит к повышению центробежных сил и снижению давления во внутренней зоне кольцевого пространства, в которой расположено отверстие, сообщающееся с источником охладителя. Таким образом, газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением позволяет подавать охладитель в зону охлаждения нагретого рабочего тела под низким давлением (атмосферным или даже ниже). Это позволяет отказаться от подачи отработавшего рабочего тела для охлаждения с промежуточных ступеней турбины или от затрат энергии на доведение давления охладителя до уровня, позволяющего подать его в поток нагретого рабочего тела, в котором давление (в существующих двигателях) значительно превышает атмосферное. With such a device of a gas turbine engine, a decrease in the diameter of the annular space in the expansion zone of the heated working fluid towards the turbine provides an increase in the peripheral flow rate of the swirling heated working fluid, which leads to an increase in centrifugal forces and a decrease in pressure in the inner zone of the annular space in which the hole communicating with cooler source. Thus, the gas turbine engine in accordance with the invention allows the cooler to be supplied to the cooling zone of the heated working fluid at low pressure (atmospheric or even lower). This makes it possible to refuse from supplying the spent working fluid for cooling from intermediate stages of the turbine or from the energy expenditures to bring the pressure of the cooler to a level that allows it to be fed into the flow of the heated working fluid, in which the pressure (in existing engines) is much higher than atmospheric.

Целесообразно, чтобы площадь поперечного сечения кольцевого пространства в зоне расширения нагретого рабочего тела, по меньшей мере, не уменьшалась в сторону турбины. При этом не происходит увеличение осевой скорости: увеличивается только окружная скорость закрученного потока нагретого рабочего тела. Целесообразно несколько увеличивать площадь кольцевого пространства для некоторого снижения осевой скорости потока нагретого рабочего тела для компенсации повышения абсолютной скорости потока нагретого рабочего тела, вызванного повышением его окружной скорости. Это позволяет подавать поток нагретого рабочего тела на турбину с заданной абсолютной скоростью. It is advisable that the cross-sectional area of the annular space in the expansion zone of the heated working fluid, at least not decreased towards the turbine. In this case, the axial speed does not increase: only the peripheral speed of the swirling flow of the heated working fluid increases. It is advisable to slightly increase the annular area to slightly reduce the axial flow rate of the heated working fluid to compensate for the increase in the absolute flow rate of the heated working fluid caused by an increase in its peripheral speed. This allows you to feed the heated working fluid flow to the turbine at a given absolute speed.

Целесообразно, чтобы отверстие внутренней обечайки сообщалось с выхлопной стороной турбины. При этом в качестве охладителя используется отработавшее в турбине рабочее тело с указанными выше преимуществами. It is advisable that the opening of the inner shell communicate with the exhaust side of the turbine. In this case, the working fluid spent in the turbine with the above advantages is used as a cooler.

Целесообразно снабдить двигатель теплообменником, размещенным между источником окислителя и источником нагретого рабочего тела и имеющим вход и выход по горячей стороне и вход и выход по холодной стороне. Вход и выход по горячей стороне соединены соответственно с выхлопной стороной турбины и с зоной источника рабочего тела, расположенной между зонами расширения и охлаждения нагретого рабочего тела, а вход и выход по холодной стороне сообщаются соответственно с источником окислителя и с источником нагретого рабочего тела. При этом снижается температура охладителя (например, выхлопных газов), что повышает эффективность охлаждения нагретого рабочего тела и уменьшает количество охладителя, необходимого для охлаждения нагретого рабочего тела. Кроме того, нагревание окислителя повышает КПД. It is advisable to provide the engine with a heat exchanger located between the source of the oxidizing agent and the source of the heated working fluid and having inlet and outlet on the hot side and inlet and outlet on the cold side. The inlet and outlet on the hot side are connected respectively to the exhaust side of the turbine and to the source zone of the working fluid located between the expansion and cooling zones of the heated working fluid, and the inlet and outlet on the cold side are in communication with the oxidizer source and the heated working fluid source, respectively. At the same time, the temperature of the cooler (for example, exhaust gases) decreases, which increases the cooling efficiency of the heated working fluid and reduces the amount of cooler needed to cool the heated working fluid. In addition, heating the oxidizing agent increases the efficiency.

Теплообменник может быть образован наружной и внутренней обечайками, расположенными параллельно оси двигателя и образующими кольцевой канал, разделенный на расположенные по его окружности чередующиеся камеры, образованные радиально установленными по окружности кольцевого канала пластинами, расположенными под углом к диаметральной плоскости сечения кольцевого канала, при этом камеры одной группы имеют торцовые стенки и отверстия в кольцевых обечайках, а камеры другой группы выполнены сквозными. При таком устройстве теплообменника обеспечивается оптимальная организация потоков, участвующих в теплообменнике, а наклонные пластины позволяют обеспечить безударный вход потока закрученного окислителя в теплообменник. Это способствует снижению потерь энергии и повышает КПД. The heat exchanger can be formed by the outer and inner shells located parallel to the axis of the engine and forming an annular channel, divided into alternating chambers located around its circumference, formed by plates radially mounted around the circumference of the annular channel, arranged at an angle to the diametrical plane of the section of the annular channel, while the chambers are of one groups have end walls and holes in the annular shells, and the chambers of the other group are made through. With this arrangement of the heat exchanger, the optimal organization of the flows participating in the heat exchanger is ensured, and the inclined plates make it possible to provide an unstressed input of the swirling oxidizer flow into the heat exchanger. This helps to reduce energy loss and increases efficiency.

Внутренняя обечайка источника нагретого рабочего тела может быть выполнена с рядом расположенных по окружности продольных щелей между зонами расширения и охлаждения нагретого рабочего тела. При этом обеспечивается повышение скорости потока охладителя для оптимизации смешения потоков нагретого рабочего тела и охладителя и снижения потерь на удар при смешении. The inner shell of the source of the heated working fluid can be made with a number of longitudinal slots located around the circumference between the expansion and cooling zones of the heated working fluid. This ensures an increase in the flow rate of the cooler to optimize the mixing of the flows of the heated working fluid and the cooler and to reduce losses due to shock during mixing.

Участки внутренней обечайки, прилегающие к передним кромкам щелей, могут быть выполнены с уменьшенной наружной кривизной. При этом усиливается эффект Коанда, что способствует дополнительному снижению давления в центральной части потока нагретого рабочего тела. The sections of the inner shell adjacent to the leading edges of the slots can be made with reduced external curvature. At the same time, the Coanda effect is enhanced, which contributes to an additional decrease in pressure in the central part of the heated working fluid flow.

Участки внутренней обечайки, прилегающие к задним кромкам щелей, выполнены с увеличенной наружной кривизной. При этом оптимизируется вход охладителя в источник нагретого рабочего тела. The sections of the inner shell adjacent to the trailing edges of the slots are made with increased external curvature. This optimizes the input of the cooler into the source of the heated working fluid.

Участки внутренней обечайки, прилегающие к передним и задним кромкам щелей, могут быть выполены соответственно с уменьшенной и увеличенной кривизной. При этом обеспечивается сочетание указанных выше преимуществ. The sections of the inner shell adjacent to the front and rear edges of the slots can be made respectively with reduced and increased curvature. This provides a combination of the above advantages.

В другом варианте газотурбинный двигатель содержит турбину, источник закрученного потока окислителя и источник нагретого рабочего тела, имеющий зоны нагревания и расширения рабочего тела и зону охлаждения нагретого рабочего тела отработавшим рабочим телом и выполненный в виде наружной и внутренней стенок, расположенных параллельно оси двигателя и образующих между собой колцьевое пространство. Лопатки по меньшей мере одного рабочего колеса турбины разделены в радиальном направлении кольцевой перегородкой на два участка с противоположными углами атаки, образующих наружную и внутреннюю полости проточной части турбины. Диаметр кольцевого пространства в зоне расширения нагретого рабочего тела уменьшается в сторону турбины, при этом внутренняя кольцевая стенка выполнена по меньшей мере с одним отверстием, сообщающимся с внутренней полостью проточной части турбины. In another embodiment, the gas turbine engine comprises a turbine, a source of a swirling flow of oxidizing agent and a source of heated working fluid, having heating and expansion zones of the working fluid and a cooling zone of the heated working fluid by the spent working fluid and made in the form of an outer and inner wall parallel to the axis of the engine and forming between a ring space. The blades of at least one impeller of the turbine are radially divided by an annular partition into two sections with opposite angles of attack, which form the outer and inner cavities of the turbine flow section. The diameter of the annular space in the expansion zone of the heated working fluid decreases towards the turbine, while the inner annular wall is made with at least one hole communicating with the inner cavity of the flow part of the turbine.

Известны турбины с рабочим колесом, в котором лопатки разделены на два радиальных участка кольцевой перегородкой, при этом участки могут иметь различный профиль. В этих турбинах образованы две проточные полости с одинаковым направлением потоков рабочего тела в этих проточных полостях. Known turbines with an impeller in which the blades are divided into two radial sections by an annular partition, the sections may have a different profile. Two flow cavities are formed in these turbines with the same direction of flow of the working fluid in these flow cavities.

Применение такого рабочего колеса, в котором в отличие от известных радиальные участки лопаток, разделенные кольцевой перегородкой, имеют противоположные углы атаки, обеспечивает встречное движение потоков рабочего тела через проточноые полости рабочего колеса турбины с одновременным обеспечением удобства отбора выхлопных газов для охлаждения нагретого рабочего тела и уменьшением осевой нагрузки на рабочем колесе турбины. The use of such an impeller, in which, in contrast to the known radial sections of the blades separated by an annular partition, have opposite angles of attack, provides oncoming movement of the flows of the working fluid through the flowing cavities of the turbine’s impeller, while ensuring the convenience of exhaust gas selection for cooling the heated working fluid and reducing axial load on the impeller of the turbine.

Газотурбинный двигатель может иметь участок с поперечным сечением, уменьшающимся в сторону турбины между зоной подачи охладителя и турбиной. При этом увеличивается абсолютная скорость потока нагретого рабочего тела до величины, необходимой для эффективной работы турбины. The gas turbine engine may have a section with a cross section decreasing towards the turbine between the cooler supply zone and the turbine. In this case, the absolute flow rate of the heated working fluid increases to the value necessary for the efficient operation of the turbine.

На фиг. 1 схематично изображен газотурбинный двигатель, общий вид; на фиг. 2 - газотурбинный двигатель, иллюстрирующий вариант осуществления способа преобразования тепловой энергии в механическую, общий вид; на фиг.3 - газотурбинный двигатель, иллюстрирующий другой вариант осуществления способа преобразования тепловой энергии в механическую, общий вид; на фиг.4 - газотурбинный двигатель, иллюстрирующий еще один вариант осуществления способа преобразования тепловой энергии в механическую, общий вид; на фиг.5 - газотурбинный двигатель, продольный разрез; на фиг.6 - разрез А-А на фиг.5; на фиг.7 - разрез Б-Б на фиг.6; на фиг.8 - газотурбинный двигатель с другим выполнением турбины, продольный разрез; на фиг.9 - разрез В-В на фиг.8; на фиг. 10 - разрез Г-Г на фиг.9; на фиг.11 - разрез Д-Д на фиг.9; на фиг.12 - разрез Е-Е на фиг.8; на фиг.13 - другой вариант газотурбинного двигателя, продольный разрез. In FIG. 1 schematically shows a gas turbine engine, General view; in FIG. 2 is a gas turbine engine illustrating an embodiment of a method for converting thermal energy into mechanical energy, a general view; figure 3 is a gas turbine engine illustrating another embodiment of a method for converting thermal energy into mechanical, general view; figure 4 is a gas turbine engine, illustrating another variant of the method of converting thermal energy into mechanical, General view; figure 5 - gas turbine engine, a longitudinal section; Fig.6 is a section aa in Fig.5; Fig.7 is a section bB in Fig.6; on Fig - gas turbine engine with another embodiment of the turbine, a longitudinal section; figure 9 is a section bb in Fig; in FIG. 10 - section GG in Fig.9; figure 11 is a section DD in figure 9; on Fig - section EE on Fig; on Fig is another variant of a gas turbine engine, a longitudinal section.

Как показано на фиг.1, окислитель, например воздух, поступает от источника 1 окислителя, который подает закрученный поток окислителя (показано стрелкой А) в источник 2 нагретого рабочего тела. В качестве источника окислителя целесообразно использовать осевой или центробежный компрессор. Источник 2 нагретого рабочего тела, от которого нагретое рабочее тело поступает по стрелке В в турбину 3, имеет зону С сжатия и нагрева, зону D расширения и зону Е охлаждения нагретого рабочего тела. В зону С сжатия и нагрева поступает топливо (показано стрелкой F) для образования нагретого рабочего тела в результате смешения топлива с окислителем и их горения. В зоне D происходит расширение нагретого рабочего тела, в результате чего повышается его кинетическая энергия. Между зонами D и Е в источник 2 нагретого рабочего тела подают охладитель (показано стрелкой G). При этом в зоне D расширения нагретого рабочего тела окружную скорость потока нагретого рабочего тела увеличивают, в результате чего возрастают центробежные силы, и давление в центральной части потока нагретого рабочего тела снижается. Благодаря этому охладитель, подаваемый как показано стрелкой G, может поступать, например, под атмосферным давлением. В качестве охладителя может использоваться атмосферный воздух, водяной пар и т.п. Однако целесообразно использовать в качестве охладителя выхлопные газы от турбины 3. При этом, поскольку теплоемкость выхлопных газов турбины примерно в 1,5 раза выше, чем у воздуха, охлаждение нагретого рабочего тела происходит более эффективно. При этом уменьшается количество выхлопных газов, попадающих в атмосферу. Вариант конструкции газотурбинного двигателя с ипользованием выхлопных газов турбины для охлаждения нагретого рабочего тела представлен на фиг.2. As shown in FIG. 1, an oxidizing agent, for example air, is supplied from an oxidizing agent source 1, which supplies a swirling oxidizing agent stream (shown by arrow A) to a heated working fluid source 2. It is advisable to use an axial or centrifugal compressor as a source of oxidizing agent. The source 2 of the heated working fluid, from which the heated working fluid flows along arrow B into the turbine 3, has a compression and heating zone C, an expansion zone D and a cooling zone E of the heated working fluid. Fuel enters the compression and heating zone C (shown by arrow F) to form a heated working fluid as a result of mixing the fuel with the oxidizing agent and burning them. In zone D, the heated working fluid expands, as a result of which its kinetic energy increases. Between zones D and E, a cooler is supplied to the source 2 of the heated working fluid (shown by arrow G). Moreover, in the expansion zone D of the heated working fluid, the peripheral flow rate of the heated working fluid is increased, as a result of which centrifugal forces increase, and the pressure in the central part of the heated working fluid flow decreases. Due to this, the cooler supplied as shown by arrow G can come, for example, at atmospheric pressure. As a cooler, atmospheric air, water vapor, etc. can be used. However, it is advisable to use the exhaust gases from the turbine 3 as a cooler. Moreover, since the heat capacity of the exhaust gases of the turbine is approximately 1.5 times higher than that of air, the cooling of the heated working fluid is more efficient. This reduces the amount of exhaust gases entering the atmosphere. A design variant of a gas turbine engine using the exhaust gases of a turbine to cool a heated working fluid is shown in FIG. 2.

Как показано на фиг.2 часть отработавшего в турбине 3 рабочего тела или выхлопных газов отбирают с выхлопной стороны турбины и направляют по стрелке G в источник 2 нагретого рабочего тела. Остальное отработавшее в турбине рабочее тело направляют по стрелке Н в атмосферу. Перед поступлением в источник 2 нагретого рабочего тела отработавшее рабочее тело охлаждают в теплообменнике 4, через который целесообразно пропускать окислитель от источника 1 окислителя перед его подачей в источник нагретого рабочего тела. При этом охлаждение выхлопных газов обеспечивает повышение эффективности охлаждения нагретого рабочего тела. Кроме того, нагревание окислителя в теплообменнике 4 перед его подачей для окисления топлива позволяет снизить расход топлива и повысить КПД. В остальном этот вариант осуществления предлагаемого способа не отличается от описанного выше. As shown in FIG. 2, a part of the working fluid or exhaust gases spent in the turbine 3 is taken from the exhaust side of the turbine and directed along arrow G to the source 2 of the heated working fluid. The rest of the working fluid spent in the turbine is directed along arrow H into the atmosphere. Before entering the source 2 of the heated working fluid, the spent working fluid is cooled in a heat exchanger 4, through which it is advisable to pass the oxidizing agent from the oxidizing source 1 before feeding it into the heated working fluid source. In this case, the cooling of the exhaust gases provides an increase in the cooling efficiency of the heated working fluid. In addition, the heating of the oxidizer in the heat exchanger 4 before it is supplied for oxidation of the fuel allows to reduce fuel consumption and increase efficiency. Otherwise, this embodiment of the proposed method does not differ from that described above.

Другой вариант осуществления предлагаемого способа (фиг.3) предусматривает использование двухпоточной турбины 3. Турбина 3 имеет две проточные полости: наружную 5 и внутреннюю 6. Нагретое рабочее тело поступает сначала в наружную проточную полость 5, а затем во внутреннюю проточную полость 6, из которой часть отработавшего рабочего тела поступает по стрелке G в источник 2 нагретого рабочего тела, а часть удаляется в атмосферу. В остальном этот вариант осуществления предлагаемого способа не отличается от описанных выше. Another embodiment of the proposed method (Fig. 3) involves the use of a dual-flow turbine 3. Turbine 3 has two flow cavities: external 5 and internal 6. The heated working fluid enters first into the external flow cavity 5 and then into the internal flow cavity 6, from which part of the spent working fluid flows along arrow G to the source 2 of the heated working fluid, and part is removed to the atmosphere. Otherwise, this embodiment of the proposed method does not differ from those described above.

В варианте осуществления предлагаемого способа, представленном на фиг. 4, часть отработавшего рабочего тела из внутренней проточной полости 6 турбины 3 направляют по стрелке G в источник 2 нагретого рабочего тела. Остальное отработавшее рабочее тело поступает по стрелке J в теплообменник 4 для нагревания окислителя и затем выпускается в атмосферу по стрелке I. В остальном этот вариант предлагаемого способа не отличается от описаных выше. In an embodiment of the method of FIG. 4, a part of the spent working fluid from the internal flow cavity 6 of the turbine 3 is directed along arrow G to the source 2 of the heated working fluid. The rest of the spent working fluid flows along arrow J into the heat exchanger 4 for heating the oxidizing agent and then is released into the atmosphere along arrow I. Otherwise, this variant of the proposed method does not differ from those described above.

Следует отметить, что во всех описанных выше вариантах осуществления предлагаемого способа под отработавшим рабочим телом или выхлопными газами подразумевается рабочее тело, энергия которого полностью использована в турбине. Это означает, что для охлаждения нагретого рабочего тела используют рабочее тело с выхода последней ступени турбины. It should be noted that in all the above-described embodiments of the proposed method, the exhaust working fluid or exhaust gases means a working fluid whose energy is fully used in the turbine. This means that to cool the heated working fluid, a working fluid is used from the outlet of the last stage of the turbine.

На фиг. 5 предлагаемый газотурбинный двигатель для осуществления описанного выше способа имеет источник 1 окислителя, например осевой или центробежный компрессор, обеспечивающий подачу потока А окислителя, закрученного относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Двигатель имеет источник 2 нагретого рабочего тела, образованный внутренней обечайкой 7 и наружной обечайкой 8, между которыми образовано кольцевое пространство. Источник 2 нагретого рабочего тела имеет зону С сжатия и нагрева рабочего тела, в которой происходит нагревание рабочего тела теплотой сгорания топлива, подаваемого через горелочное устройство (не показано), сжигаемого с закрученным потоком окислителя. В результате в зоне С образуется поток нагретого рабочего тела, закрученный относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Этот поток поступает в зону D расширения нагретого и закрученного рабочего тела, в которой происходит повышение окружной скорости потока нагретого и закрученного рабочего тела. Расширение нагретого рабочего тела производится и в известных газотурбинных двигателях. Однако в них повышают осевую составляющую скорости потока нагретого рабочего тела. В данном случае диаметр кольцевого пространства, образованного между обечайками 7 и 8, в зоне D расширения уменьшается в сторону зоны охлаждения с образованием конического, гиперболического и т. п. участка 9 обечайки 8. Такое уменьшение диаметра кольцевого пространства может быть обеспечено также выполнением соответствующего конического или подобного участка обечайки 7 либо и тем, и другим образом. Любое уменьшение диаметра одной из обечаек 7, 8 ведет к уменьшению диаметра кольцевого пространства, образованного между ними. В зоне между зонами расширения D и охлаждения Е имеется отверстие 10 для подачи охладителя в источник 2 нагретого рабочего тела для охлаждения последнего в зоне Е. Это отверстие может быть расположено в конце зоны расширения, в начале зоны охлаждения или в любой промежуточной точке. In FIG. 5, the proposed gas turbine engine for implementing the method described above has an oxidizing agent source 1, for example an axial or centrifugal compressor, which supplies an oxidizing agent stream A swirled relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine. The engine has a source 2 of a heated working fluid, formed by the inner shell 7 and the outer shell 8, between which an annular space is formed. The source 2 of the heated working fluid has a compression and heating zone C of the working fluid, in which the working fluid is heated by the calorific value of fuel supplied through a burner (not shown), burned with a swirling oxidizer stream. As a result, a heated working fluid stream is formed in zone C, swirling relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine. This flow enters the expansion zone D of the heated and swirling working fluid, in which the peripheral flow rate of the heated and swirling working fluid increases. The expansion of the heated working fluid is carried out in well-known gas turbine engines. However, they increase the axial component of the flow rate of the heated working fluid. In this case, the diameter of the annular space formed between the shells 7 and 8 in the expansion zone D decreases towards the cooling zone with the formation of a conical, hyperbolic, etc. section 9 of the shell 8. Such a reduction in the diameter of the annular space can also be achieved by performing the corresponding conical or a similar portion of the shell 7, or both. Any reduction in the diameter of one of the shells 7, 8 leads to a decrease in the diameter of the annular space formed between them. In the zone between the expansion zones D and cooling E, there is an opening 10 for supplying a cooler to the source 2 of the heated working fluid for cooling the latter in zone E. This opening can be located at the end of the expansion zone, at the beginning of the cooling zone, or at any intermediate point.

На фиг.5 выхлопная сторона турбины 3 соединена каналом 11 с теплообменником 4, расположенным между источником 1 окислителя и источником 2 нагретого рабочего тела, для подачи части выхлопных газов от турбины 3 в зону охлаждения источника нагретого рабочего тела через отверстие 10. Кроме того, на выхлопной стороне турбины 3 имеется выхлопная труба 12 для выпуска части выхлопных газов в атмосферу. 5, the exhaust side of the turbine 3 is connected by a channel 11 to a heat exchanger 4 located between the oxidizer source 1 and the heated working fluid source 2, for supplying a portion of the exhaust gases from the turbine 3 to the cooling zone of the heated working fluid source through the opening 10. In addition, the exhaust side of the turbine 3 has an exhaust pipe 12 for discharging part of the exhaust gases into the atmosphere.

Теплообменник 4 может быть выполнен любым известным способом, однако целесообразно выполнить его так, как показано на фиг.5-7. Теплообменник 4 имеет вход 13 и выход 14 по горячей стороне и вход 15 и выход 16 по холодной стороне. Вход 13 и выход 14 по горячей стороне соединены соответственно с выхлопной стороной турбины 3 каналом 11 и с зоной источника 2 нагретого рабочего тела, расположенной между зонами расширения D и охлаждения Е нагретого рабочих тела. Вход 15 и выход 16 по холодной стороне сообщаются соответственно с источником 1 окислителя и с источником 2 нагретого рабочего тела. The heat exchanger 4 can be performed in any known manner, however, it is advisable to perform it as shown in Fig.5-7. The heat exchanger 4 has an inlet 13 and an outlet 14 on the hot side and an inlet 15 and an outlet 16 on the cold side. The inlet 13 and outlet 14 are connected on the hot side, respectively, to the exhaust side of the turbine 3 by a channel 11 and to the source zone 2 of the heated working fluid located between the expansion areas D and cooling E of the heated working fluid. The inlet 15 and outlet 16 on the cold side communicate respectively with the source 1 of the oxidizing agent and with the source 2 of the heated working fluid.

Конструктивно теплообменник 4 образован дополнительными наружной 17 и внутренней 18 обечайками (фиг.6, расположенными параллельно оси двигателя и образующими кольцевой канал (не обозначен), разделенный на расположенные по его окружности чередующиеся камеры 19, 20, образованные радиально установленными по окружности кольцевого канала дополнительными пластинами 21, расположенными под углом к диаметральной плоскости 0-0 сечения кольцевого канала (фиг.7). Камеры 19 одной группы имеют торцевые стенки 22 и отверстия в дополнительных кольцевых обечайках 17, 18, образующие входы и выходы 13 и 14 по горячей стороне теплообменника 4, а камеры 20 другой группы выполнены сквозными. Угол наклона дополнительных пластин 21 выбирают из условий оптимального входа закрученного потока окислителя в теплообменник 4. Structurally, the heat exchanger 4 is formed by additional outer 17 and inner 18 shells (Fig.6, located parallel to the axis of the engine and forming an annular channel (not indicated), divided into alternating chambers 19, 20 located around its circumference, formed by additional plates radially mounted around the circumference of the annular channel 21, located at an angle to the diametrical plane 0-0 of the cross section of the annular channel (Fig. 7). The chambers 19 of one group have end walls 22 and holes in additional annular casing s 17, 18, which form the inputs and the outputs 13 and 14 to the hot side heat exchanger 4 and the chamber 20 a through the other group. The angle of the additional plates 21 are selected from the conditions of optimum input swirling oxidant stream in heat exchanger 4.

На фиг.5 в зоне Е расширения имеется сужение 23, на котором осуществляется дополнительное расширение охлажденного рабочего тела для его дополнительного разгона. Сужение 23 имеет уменьшающуюся в сторону турбины площадь поперечного сечения. 5, in the expansion zone E there is a narrowing 23, on which an additional expansion of the cooled working fluid is carried out for its additional acceleration. The narrowing 23 has a decreasing cross-sectional area towards the turbine.

Отличие варианта газотурбинного двигателя на фиг.8 от описанного выше заключается в том, что турбина 3 имеет рабочее колесо 24 (фиг.8 и 9), образующее две проточные полости: наружную 5 и внутреннюю 6. Как показано на фиг. 9, лопасти 25 рабочего колеса 24 турбины разделены в радиальном направлении кольцевой перегородкой 26 на два участка 27, 28, имеющих противоположные углы атаки, как показано на фиг.10 и 11, где стрелки К обозначают направление вращения рабочегно колеса 24. При этом очевидно, что в случае, когда поток нагретого рабочего тела движется, как показано стрелками В на фиг. 10 и 11, т.е. в противоположных направлениях, рабочее колесо вращается по стрелке К. The difference between the variant of the gas turbine engine in Fig. 8 and the one described above is that the turbine 3 has an impeller 24 (Figs. 8 and 9), which forms two flow cavities: outer 5 and inner 6. As shown in Fig. 9, the blades 25 of the impeller 24 of the turbine are radially divided by an annular partition 26 into two sections 27, 28 having opposite angles of attack, as shown in FIGS. 10 and 11, where the arrows K indicate the direction of rotation of the impeller 24. that in the case where the flow of the heated working fluid moves, as shown by arrows B in FIG. 10 and 11, i.e. in opposite directions, the impeller rotates in the direction of arrow K.

Как показано на фиг.8 и 12, внутренняя обечайка 29 источника 2 нагретого рабочего тела имеет между зонами расширения D и охлаждения Е нагретого рабочего тела ряд расположенных по окружности продольных щелей 30, сообщающихся с выхлопной стороной турбины 3. Эти щели могут быть образованы вырезанием или любым другим образом. As shown in Figs. 8 and 12, the inner shell 29 of the source 2 of the heated working fluid has, between the zones of expansion D and cooling E of the heated working fluid, a series of circumferential longitudinal slots 30 communicating with the exhaust side of the turbine 3. These slots can be formed by cutting or in any other way.

Участки 31 внутренней обечайки 29, прилегающие к передним кромкам 32 щелей 30, выполнены с уменшенной наружной кривизной. Это может быть выполнено либо отгибом обечайки в этом месте, либо механической обработкой и т. п. Участки 33 внутренней обечайки 29, прилегающие к задним кромкам 34 щелей 30, могут быть выполнены с увеличенной наружной кривизной (показано пунктиром на фиг.12). Участки 31 и 33 внутренней обечайки 29, прилегающие к передним 32 и задним 34 кромкам щелей 30, выполнены соответственно с уменьшенной и увеличенной кривизной. Продольные щели 30 сообщаются с выхлопной стороной турбины 3 по внутренней проточной полости 6, образованной участками 28 лопаток 25 рабочего колеса 24 (фиг.9). Турбина 3 имеет выхлопную трубу 12. The sections 31 of the inner shell 29 adjacent to the leading edges 32 of the slots 30 are made with reduced external curvature. This can be done either by bending the shell in this place, or by machining, etc. The sections 33 of the inner shell 29 adjacent to the trailing edges 34 of the slots 30 can be made with increased external curvature (shown by a dotted line in FIG. 12). Sections 31 and 33 of the inner shell 29 adjacent to the front 32 and rear 34 edges of the slots 30 are respectively made with reduced and increased curvature. The longitudinal slots 30 communicate with the exhaust side of the turbine 3 along the internal flow cavity 6 formed by sections 28 of the blades 25 of the impeller 24 (Fig. 9). The turbine 3 has an exhaust pipe 12.

Вариант конструкции газотурбинного двигателя, представленный на фиг.13, отличается тем, что весь поток отработавшего в турбине 3 рабочего тела отводится из внутренней проточной полости 6 в газотурбинный двигатель. Внутренняя проточная полость 6 сообщается со щелями 30 источника 2 нагретого рабочего тела и с теплообменником 4. Разница заключается в том, что выход теплообменника 4 по горячей стороне сообщается с атмосферой (показано стрелкой Н). The embodiment of the gas turbine engine shown in FIG. 13 is characterized in that the entire flow of the working fluid spent in the turbine 3 is diverted from the internal flow cavity 6 to the gas turbine engine. The internal flow cavity 6 communicates with the slots 30 of the source 2 of the heated working fluid and with the heat exchanger 4. The difference is that the output of the heat exchanger 4 on the hot side communicates with the atmosphere (shown by arrow H).

Газотурбинный двигатель, показанный на фиг.5, работает следующим образом. The gas turbine engine shown in FIG. 5 operates as follows.

Нагретое рабочее тело, образованное в зоне С сжатия и нагрева источника 2 нагретого рабочего тела при сгорании топлива с закрученным потоком окислителя, поступающим от источника 1 окислителя, поступает в зону D расширения, где происходит увеличение центробежных сил благодаря наличию участка 9. При этом возрастает окружная скорость потока нагретого рабочего тела. В результате статическое давление в центральной части потока, прилегающей к внутренней обечайке 7, снижается до уровня, достаточного для впуска охладителя в эту зону источника 2 нагретого рабочего тела. Охладитель в виде выхлопных газов поступает в источник нагретого рабочего тела через отверстие 10 непосредственно за зоной D. Далее в зоне Е происходит смешение потока нагретого, закрученного и расширенного рабочего тела с охладителем, в результате чего параметры нагретого рабочего тела доводятся до необходимых для его подачи в турбину 3. Во время смешения перед зоной Е происходит увеличение осевой скорости потока рабочего тела на участке 23. Это необходимо для поддержания необходимой пропускной способности проточного тракта источника 2 нагретого рабочего тела перед турбиной 3. В турбине происходит отдача энергии нагретого рабочего тела, в результате чего тепловая энергия, затраченная на образование нагретого рабочего тела и изменение его термодинамического состояния, превращается в механическую энергию. На выхлопной стороне турбины 3 часть отработавшего в турбине рабочего тела отводится в атмосферу (стрелка H) через выхлопную трубу 12. Другая часть выхлопных газов поступает по каналу 11 на вход 13 по горячей стороне теплообменника 4 (фиг. 5 и 6), проходит через камеры 19, выходит через выходы 14 по горячей стороне и направляется к отверстию 10 для подачи в зону Е охлаждения. Закрученный поток окислителя от источника 1 окислителя поступает на входы 15 по холодной стороне и проходит через камеры 20 для подачи в зону С источника 2 нагретого рабочего тела. В результате происходит нагревание окислителя теплом выхлопных газов для улучшения КПД источника нагретого рабочего тела и охлаждение выхлопных газов для интенсификации охлаждения нагретого рабочего тела. Таким образом, происходит охлаждение нагретого рабочего тела охладителем низкого давления. The heated working fluid formed in the compression and heating zone C of the heated working fluid source 2 during combustion of the fuel with a swirling oxidant stream coming from the oxidizing source 1 enters the expansion zone D, where the centrifugal forces increase due to the presence of section 9. This increases the circumferential flow rate of a heated working fluid. As a result, the static pressure in the central part of the flow adjacent to the inner shell 7 is reduced to a level sufficient to allow the cooler to enter this zone of the source 2 of the heated working fluid. The cooler in the form of exhaust gases enters the source of the heated working fluid through the opening 10 immediately after zone D. Then, in the zone E, the flow of the heated, swirling and expanded working fluid with the cooler is mixed, as a result of which the parameters of the heated working fluid are brought to the required turbine 3. During mixing in front of zone E, an increase in the axial flow velocity of the working fluid in section 23. This is necessary to maintain the necessary throughput of the flow path of the source 2 n a heated working fluid in front of the turbine 3. In the turbine, the energy of the heated working fluid is released, as a result of which the thermal energy spent on the formation of the heated working fluid and changing its thermodynamic state is converted into mechanical energy. On the exhaust side of the turbine 3, a part of the working fluid spent in the turbine is discharged into the atmosphere (arrow H) through the exhaust pipe 12. Another part of the exhaust gases enters through the channel 11 to the inlet 13 along the hot side of the heat exchanger 4 (Figs. 5 and 6), passes through the chambers 19, exits through the outlets 14 on the hot side and goes to the hole 10 for supplying to the cooling zone E. The swirling flow of the oxidizing agent from the oxidizing agent source 1 enters the inlets 15 on the cold side and passes through the chambers 20 to supply the heated working fluid to the source zone C. As a result, the oxidizer is heated by the heat of the exhaust gases to improve the efficiency of the source of the heated working fluid and the cooling of the exhaust gases to intensify the cooling of the heated working fluid. Thus, the heated working fluid is cooled by a low pressure cooler.

Вариант, представленный на фиг.8, работает аналогично с той лишь разницей, что поток отработавшего рабочего тела для охлаждения нагретого рабочего тела отбирается от внутренней проточной полости турбины 3, а часть этого потока выбрасывается в атмосферу. При этом применение двухпоточной турбины обеспечивает снижение осевой нагрузки на рабочее колесо турбины, так как происходит уравновешивание осевых составляющих противоположно направленных потоков. Кроме того, впуск охладителя в зону смешения источника 2 нагретого рабочего тела осуществляется через продольные щели 30, чем обеспечивается оптимальный режим смещения потоков. Следует отметить, что изменение наружной кривизны участков обечайки 29 (фиг.12), способствует снижению потерь и повышению эффективности смешения. The variant shown in Fig. 8 works similarly with the only difference that the flow of the spent working fluid for cooling the heated working fluid is taken from the internal flow cavity of the turbine 3, and part of this flow is released into the atmosphere. In this case, the use of a dual-flow turbine reduces the axial load on the turbine impeller, since the axial components of the oppositely directed flows are balanced. In addition, the inlet of the cooler into the mixing zone of the source 2 of the heated working fluid is carried out through the longitudinal slots 30, which ensures the optimal flow displacement mode. It should be noted that changing the external curvature of the sections of the shell 29 (Fig), helps to reduce losses and increase the efficiency of mixing.

Вариант, представленный на фиг.13, отличается от описанного выше тем, что часть отработавшего рабочего тела не выбрасывается сразу в атмосферу, а направляется в теплообменник 4 для нагревания окислителя. The embodiment shown in FIG. 13 differs from that described above in that a part of the spent working fluid is not immediately emitted into the atmosphere, but is sent to a heat exchanger 4 for heating the oxidizing agent.

Claims (17)

СПОСОБ ПРЕОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОВОЙ ЭНЕРГИИ В МЕХАНИЧЕСКУЮ В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. METHOD FOR TRANSFORMING THERMAL ENERGY TO MECHANICAL IN A GAS TURBINE ENGINE AND A GAS TURBINE ENGINE. 1. Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе путем подачи топлива и окислителя в источник нагретого рабочего тела, изменения термодинамического состояния вводимого в турбину рабочего тела в источнике нагретого рабочего тела путем его нагревания, расширения и охлаждения охладителем, отличающийся тем, что окислитель в источнике нагретого тела закручивают относительно оси двигателя, а расширение рабочего тела осуществляют перед охлаждением с одновременным увеличением его окружной скорости. 1. A method of converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine by supplying fuel and an oxidizing agent to a source of a heated working fluid, changing the thermodynamic state of a working fluid introduced into a turbine in a heated working fluid source by heating, expanding and cooling it with a cooler, characterized in that the oxidizing agent the source of the heated body is twisted relative to the axis of the engine, and the expansion of the working fluid is carried out before cooling with a simultaneous increase in its peripheral speed. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве охладителя используют отработавшее в турбине рабочее тело. 2. The method according to claim 1, characterized in that the working fluid spent in the turbine is used as a cooler. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что охладитель перед подачей на охлаждение нагретого рабочего тела разгоняют. 3. The method according to claim 1, characterized in that the cooler is accelerated before being fed with a heated working fluid. 4. Способ по пп.1,1-3, отличающийся тем, что охладитель перед подачей на охлаждение нагретого рабочего тела охлаждают. 4. The method according to PP.1,1-3, characterized in that the chiller before cooling the heated working fluid is cooled. 5. Способ по пп.1-4, отличающийся тем, что увеличивают осевую скорость потока нагретого рабочего тела после подачи охладителя. 5. The method according to claims 1 to 4, characterized in that the axial flow rate of the heated working fluid after the supply of the cooler is increased. 6. Газотурбинный двигатель, содержащий турбину, имеющую по меньшей мере одно рабочее колесо с лопатками, источник окислителя и источник нагретого рабочего тела, имеющий зону нагрева и расширения рабочего тела и зону охлаждения рабочего тела охладителем, выполненный в виде наружной и внутренней обечаек, отличающийся тем, что обечайки источника нагретого тела расположены параллельно оси двигателя с образованием между ними кольцевого пространства, выходной участок наружной обечайки выполнен с сужением, диаметр которого в зоне расширения нагретого рабочего тела уменьшается в сторону зоны охлаждения, при этом внутренняя кольцевая обечайка выполнена по крайней мере с одним отверстием для подачи охладителя рабочего тела. 6. A gas turbine engine containing a turbine having at least one impeller with blades, an oxidizer source and a source of heated working fluid, having a heating and expansion zone of the working fluid and a cooling zone of the working fluid with a cooler, made in the form of outer and inner shells, characterized in that the shells of the source of the heated body are parallel to the axis of the engine with the formation of an annular space between them, the output section of the outer shell is made with a narrowing, the diameter of which is in the expansion zone agretogo working fluid decreases toward the cooling zone, wherein the inner annular shroud is formed at least one opening for supplying the working fluid cooler. 7. Двигатель по п.6, отличающийся тем, что кольцевое пространство в зоне расширения нагретого рабочего тела выполнено с постоянной или увеличивающейся в сторону турбины площадью поперечного сечения. 7. The engine according to claim 6, characterized in that the annular space in the expansion zone of the heated working fluid is made with a constant or increasing cross-sectional area towards the turbine. 8. Двигатель по пп.6-7, отличающийся тем, что отверстие внутренней обечайки сообщено с выхлопной стороной турбины. 8. The engine according to PP.6-7, characterized in that the hole of the inner shell is in communication with the exhaust side of the turbine. 9. Двигатель по п.8, отличающийся тем, что он снабжен теплообменником, размещенным между источником окислителя и источником нагретого рабочего тела, вход и выход по горячей стороне которого сообщены соответственно с выхлопной стороной турбины и с зоной источника рабочего тела, расположенной между зонами расширения и охлаждения нагретого рабочего тела, а вход и выход по холодной стороне - соответственно с источником окислителя и с источником нагретого рабочего тела. 9. The engine of claim 8, characterized in that it is equipped with a heat exchanger located between the source of the oxidizing agent and the source of the heated working fluid, the input and output on the hot side of which are connected respectively with the exhaust side of the turbine and with the source zone of the working fluid located between the expansion zones and cooling the heated working fluid, and the inlet and outlet on the cold side, respectively, with the source of the oxidizing agent and the source of the heated working fluid. 10. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что теплообменник образован дополнительными наружной и внутренней обечайками, расположенными параллельно оси двигателя и образующими кольцевой канал, разделенный на расположенные по его окружности чередующиеся камеры, образованные радиально установленными по окружности кольцевого канала дополнительными пластинами, расположенными под углом к диаметральной плоскости сечения кольцевого канала, при этом камеры одной группы имеют торцевые стенки и отверстия в кольцевых обечайках, а камеры другой группы выполнены сквозными. 10. The engine according to claim 9, characterized in that the heat exchanger is formed by additional outer and inner shells located parallel to the axis of the engine and forming an annular channel, divided into alternating chambers located around its circumference, formed by additional plates radially mounted around the circumference of the annular channel, located under angle to the diametrical plane of the cross section of the annular channel, while the chambers of one group have end walls and holes in the annular shells, and the chambers of the other ppy carried through. 11. Двигатель по пп.6-10, отличающийся тем, что внутренняя обечайка источника нагретого тела между зонами расширения и охлаждения выполнена цилиндрической формы с рядом расположенных по окружности продольных щелей. 11. The engine according to PP.6-10, characterized in that the inner shell of the source of the heated body between the zones of expansion and cooling is made cylindrical in shape with adjacent longitudinal slots located around the circumference. 12. Двигатель по п. 11, отличающийся тем, что участки внутренней обечайки, прилегающие к передним кромкам щелей, расположены на большем радиусе по сравнению с радиусом обечайки. 12. The engine according to claim 11, characterized in that the sections of the inner shell adjacent to the leading edges of the slots are located at a larger radius compared to the radius of the shell. 13. Двигатель по п. 11, отличающийся тем, что участки внутренней обечайки, прилегающие к задним кромкам щелей, расположены на меньшем радиусе по сравнению с радиусом обечайки. 13. The engine according to claim 11, characterized in that the sections of the inner shell adjacent to the trailing edges of the slots are located at a smaller radius compared to the radius of the shell. 14. Двигатель по п. 11, отличающийся тем, что участки внутренней обечайки, прилегающие к передним и задним кромкам щелей, расположены соответственно на большем и меньшем радиусах по сравнению с радиусом обечайки. 14. The engine according to claim 11, characterized in that the sections of the inner shell adjacent to the front and rear edges of the slots are respectively located at a larger and smaller radii compared to the radius of the shell. 15. Двигатель по пп.9-14, отличающийся тем, что он имеет участок с площадью поперечного сечения, уменьшающейся в сторону турбины, и расположенный между зоной подачи охладителя и турбиной. 15. The engine according to claims 9-14, characterized in that it has a section with a cross-sectional area decreasing towards the turbine and located between the cooler supply zone and the turbine. 16. Двигатель по п. 15, отличающийся тем, что лопатки по меньшей мере одного рабочего колеса турбины снабжены кольцевой перегородкой, делящей их в радиальном направлении на два участка с противоположными углами атаки, образующими внутреннюю и наружную полости проточной части турбины. 16. The engine according to p. 15, characterized in that the blades of at least one impeller of the turbine are equipped with an annular partition dividing them in the radial direction into two sections with opposite angles of attack, forming the inner and outer cavities of the flow part of the turbine.
SU5048400 1992-07-20 1992-07-20 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine end gas-turbine engine RU2031228C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5048400 RU2031228C1 (en) 1992-07-20 1992-07-20 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine end gas-turbine engine
PCT/RU1992/000168 WO1994002727A1 (en) 1992-07-20 1992-09-03 Method for conversion of thermal energy into mechanical energy in gas-turbine engine and gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5048400 RU2031228C1 (en) 1992-07-20 1992-07-20 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine end gas-turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2031228C1 true RU2031228C1 (en) 1995-03-20

Family

ID=21607341

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5048400 RU2031228C1 (en) 1992-07-20 1992-07-20 Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine end gas-turbine engine

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2031228C1 (en)
WO (1) WO1994002727A1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2849915C1 (en) * 2025-03-07 2025-10-31 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение по исследованию и проектированию энергетического оборудования им. И.И. Ползунова" (ОАО "НПО ЦКТИ") Gas turbine installation with regenerator

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB196452A (en) * 1922-03-15 1923-04-26 Henry Andrews Hepburn Improvements in or relating to internal combustion turbine engines
SU43521A1 (en) * 1934-12-02 1935-06-30 А.А. Шершнев Combustion chamber for internal combustion turbines
SU120087A1 (en) * 1956-01-02 1958-11-30 В.Л. Дехтярев Semi-closed gas turbine installation
GB1212512A (en) * 1967-01-23 1970-11-18 Atomic Energy Authority Uk Improvements in power generating plant
SU898781A1 (en) * 1975-11-18 1990-08-23 V I Romanov Axial-flow two-circuit reversible turbine
SU658299A1 (en) * 1977-11-18 1979-04-25 Харьковский Ордена Ленина Политехнический Институт Им. В.И.Ленина Axial-flow turbomachine multiexhaust stage

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1982, с.77-78. *
2. Авторское свидетельство СССР N 1560749, кл. F 02C 3/00, опублик. 1990. *
3. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей. М.:Машиностроение, 1982, с.4-7. *
4. Патент США N 2303381, кл. 60-39.02,опублик. 1942. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2849915C1 (en) * 2025-03-07 2025-10-31 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение по исследованию и проектированию энергетического оборудования им. И.И. Ползунова" (ОАО "НПО ЦКТИ") Gas turbine installation with regenerator

Also Published As

Publication number Publication date
WO1994002727A1 (en) 1994-02-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11143106B2 (en) Combustion section heat transfer system for a propulsion system
US2326072A (en) Gas turbine plant
US5640840A (en) Recuperative steam cooled gas turbine method and apparatus
US4982564A (en) Turbine engine with air and steam cooling
US5394687A (en) Gas turbine vane cooling system
US4439982A (en) Arrangement for maintaining clearances between a turbine rotor and casing
CN109028144B (en) Integral vortex rotary detonation propulsion system
EP0735239B1 (en) Gas turbine system and method of manufacturing
US2468461A (en) Nozzle ring construction for turbopower plants
US2625794A (en) Gas turbine power plant with diverse combustion and diluent air paths
US11149954B2 (en) Multi-can annular rotating detonation combustor
US20080155959A1 (en) Detonation combustor to turbine transition piece for hybrid engine
US8082738B2 (en) Diffuser arranged between the compressor and the combustion chamber of a gas turbine
US4439981A (en) Arrangement for maintaining clearances between a turbine rotor and casing
RU2074968C1 (en) Gas-turbine engine
US20080115480A1 (en) Pulse detonation engine bypass and cooling flow with downstream mixing volume
US2648492A (en) Gas turbine incorporating compressor
US20190271268A1 (en) Turbine Engine With Rotating Detonation Combustion System
RU2052145C1 (en) Method of converting heat energy into mechanical work
US20190086091A1 (en) Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US20190242582A1 (en) Thermal Attenuation Structure For Detonation Combustion System
US9995216B1 (en) Disc turbine engine
US3241310A (en) Lightweight power plant
RU2031228C1 (en) Method of converting heat energy to mechanical work in gas-turbine engine end gas-turbine engine
RU2013614C1 (en) Method of and gas-turbine engine for thermal-to-mechanical energy conversion