Топлива для авиационных газотурбинных двигателей

Поставленная задача в части первого варианта устройства решается за счет того, что в системе подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащей топливный бак основного топлива, связанную с ним топливопроводом форсунку, размещенную в камере сгорания газотурбинного двигателя, регулятор подачи основного топлива, основной топливный насос и подсистему подачи дополнительного жидкого топлива с более высокой скоростью сгорания, чем основное топливо, имеющую бак дополнительного топлива, топливный насос для подачи дополнительного топлива, связанную с ним нагнетательную топливную магистраль, согласно изобретению нагнетательная топливная магистраль выполнена в виде трех ветвей, одна из которых, основная, снабжена последовательно установленными первым регулятором расхода дополнительного топлива, обратным клапаном, эжектором для подачи воздуха или водяного пара в поток дополнительного топлива и дополнительной форсункой для подачи в камеру сгорания смеси дополнительного топлива с воздухом, или водяным паром, вторая ветвь выполнена в виде байпаса, снабженного электроклапаном и вторым регулятором расхода топлива для увеличения расхода дополнительного топлива при переходных процессах разгона газотурбинного двигателя, вход которого соединен с выходом топливного насоса для подачи дополнительного топлива, а выход подключен к основной ветви между первым регулятором расхода топлива и обратным клапаном, а третья ветвь выполнена в виде топливопровода для подачи части дополнительного топлива из основной ветви на вход воздушного компрессора газотурбинного двигателя и снабжена последовательно установленными вторым электроклапаном и третьим регулятором расхода топлива, при этом бак дополнительного топлива выполнен с вместимостью, равной 5-7% от вместимости бака основного топлива.

Поставленная задача в части первого варианта устройства решается также за счет того, что система подачи топлива может быть снабжена трубопроводом, подключенным на входе к выходу из компрессора газотурбинного двигателя, а на выходе к эжектору.

Поставленная задача в части первого варианта устройства решается также за счет того, что система подачи топлива может быть снабжена трубопроводом, подключенным на входе к источнику водяного пара, а на выходе к эжектору.

Поставленная задача в части второго варианта способа решается за счет того, что в способе подачи топлива в газотурбинном двигателе, заключающемся в одновременной подаче в камеру сгорания основного и дополнительного топлив, согласно изобретению на номинальных, крейсерских режимах в качестве основного топлива используют тяжелое жидкое топливо диметилэфир, дизельное топливо или керосин, а в качестве дополнительного топлива, инициирующего горение и подаваемого с меньшим расходом по сравнению с расходом основного топлива, используют водород, при этом на переходных режимах увеличивают подачу водорода, регулируя его расход в зависимости от температуры рабочих газов на выходе из силовой турбины, водород получают, газифицируя его из криогенного состояния или при помощи бортового электролизера, подключенного к источнику электрического тока.

Поставленная задача в части второго варианта устройства решается за счет того, что в системе подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащей топливный бак основного топлива, связанную с ним топливопроводом форсунку, размещенную в камере сгорания газотурбинного двигателя, регулятор подачи основного топлива, топливный насос, подсистему подачи дополнительного топлива, имеющую бак дополнительного топлива, и соединенный с ним посредством топливной магистрали топливный насос для подачи дополнительного топлива, согласно изобретению при использовании в газотурбинном двигателе в качестве основного тяжелого жидкого топлива подсистема снабжена источником водорода, выполненным в виде криогенного бака с запасами последнего с установленным на его выходе газификатором для получения газообразного водорода, или в виде бортового электролизера для получения газообразного водорода, подключенного к источнику электрического тока, последовательно после газификатора или электролизера в топливной магистрали установлены регулятор расхода водорода, пламяпреградитель, газожидкостной струйный насос и форсунка для подачи дополнительного топлива в камеру сгорания, при этом струйный насос снабжен топливопроводом для подачи жидкого топлива путем отбора последнего из топливопровода основного топлива.

1. Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель, заключающийся в одновременной подаче в камеру сгорания основного и дополнительного топлив, отличающийся тем, что на номинальных крейсерских режимах в качестве основного топлива используют газ метан, пропан или бутан, или жидкое топливо-дизельное топливо или бензин, а в качестве дополнительного - жидкое топливо диметилэфир или керосин, инициирующее горение, имеющее более высокую скорость сгорания, чем основное топливо, и подаваемое распыленным за счет эжекции воздуха или водяного пара и с меньшим расходом по сравнению с расходом основного топлива, при этом на переходных режимах увеличивают подачу дополнительного топлива, регулируя его расход в зависимости от температуры рабочих газов на выходе из силовой турбины.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что часть дополнительного топлива подают на вход компрессора газотурбинного двигателя.

3. Система подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащая топливный бак основного топлива, связанную с ним топливопроводом форсунку, размещенную в камере сгорания газотурбинного двигателя, регулятор подачи основного топлива и топливный насос, подсистему подачи дополнительного жидкого топлива с более высокой скоростью сгорания, чем основное топливо, имеющую бак дополнительного топлива, топливный насос для подачи дополнительного топлива, связанную с ним нагнетательную топливную магистраль, отличающаяся тем, что нагнетательная топливная магистраль выполнена в виде трех ветвей, одна из которых, основная, снабжена последовательно установленными первым регулятором расхода дополнительного топлива, обратным клапаном, эжектором для подачи воздуха или водяного пара в поток дополнительного топлива и дополнительной форсункой для подачи в камеру сгорания смеси дополнительного топлива с воздухом или водяным паром, вторая ветвь выполнена в виде байпаса, снабженного электроклапаном и вторым регулятором расхода дополнительного топлива для увеличения его расхода при переходных процессах разгона газотурбинного двигателя, вход которого соединен с выходом топливного насоса для подачи дополнительного топлива, а выход подключен к основной ветви между первым регулятором расхода топлива и обратным клапаном, а третья ветвь выполнена в виде топливопровода для подачи части дополнительного топлива из основной ветви на вход воздушного компрессора газотурбинного двигателя и снабжена последовательно установленными вторым электроклапаном и третьим регулятором расхода дополнительного топлива, при этом бак дополнительного топлива выполнен с вместимостью, равной 5-7% от вместимости бака основного топлива.

4. Система подачи топлива по п.3, отличающаяся тем, что она снабжена трубопроводом, подключенным на входе к выходу из компрессора газотурбинного двигателя, а на выходе к эжектору.

5. Система подачи топлива по п.3, отличающаяся тем, что она снабжена трубопроводом, подключенным на входе к источнику водяного пара, а на выходе к эжектору.

6. Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель, заключающийся в одновременной подаче в камеру сгорания основного и дополнительного топлив, отличающийся тем, что на номинальных крейсерских режимах в качестве основного топлива используют тяжелое жидкое топливо-диметилэфир, дизельное топливо или керосин, а в качестве дополнительного топлива, инициирующего горение и подаваемого с меньшим расходом по сравнению с расходом основного топлива, используют водород, при этом на переходных режимах увеличивают подачу водорода, регулируя его расход в зависимости от температуры рабочих газов на выходе из силовой турбины, водород получают, газифицируя его из криогенного состояния или при помощи бортового электролизера, подключенного к источнику электрического тока.

7. Система подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащая топливный бак основного топлива, связанную с ним топливопроводом форсунку, размещенную в камере сгорания газотурбинного двигателя, регулятор подачи основного топлива, топливный насос, подсистему подачи дополнительного топлива, имеющую бак дополнительного топлива и соединенный с ним при помощи топливной магистрали топливный насос для подачи дополнительного топлива, отличающаяся тем, что при использовании в газотурбинном двигателе в качестве основного тяжелого жидкого топлива подсистема снабжена источником водорода, выполненным в виде криогенного бака с запасами последнего с установленным на его выходе газификатором для получения газообразного водорода или в виде бортового электролизера для получения газообразного водорода, подключенного к источнику электрического тока, последовательно после газификатора или электролизера в топливной магистрали установлены регулятор расхода водорода, пламяпреградитель, газожидкостной струйный насос и форсунка для подачи дополнительного топлива в камеру сгорания, при этом струйный насос снабжен топливопроводом для подачи жидкого топлива путем отбора последнего из топливопровода основного топлива.

Способ получения продукта окисления и выработки электроэнергии с использованием твердой электролитической мембраны, обьединенной с газовой турбиной (варианты).

Изобретение относится к способам получения продуктов окисления и выработки электроэнергии с использованием твердой электролитической ионопроводящей мембраны или мембраны со смешанной проводимостью, объединенной с газовой турбиной.

Устройство для получения нейтрального газа с помощью газовой турбины.

Изобретение относится к нефтегазовой отрасли промышленности, где имеются взрывоопасные объекты, и может быть использовано при технологических операциях и аварийных ситуациях для заполнения, а также продувки полостей нейтральным (инертным) газом.

2.3 Виды и варианты топлива для газотурбинных установок и электростанций

Газотурбинные установки способны работать как на газообразном, так и на жидком топливе. Это качество делает газотурбинные электростанции более надежными и адаптивными, особенно при автономном энергоснабжении. Возможность работы на двух или трех видах топлива конструктивно может быть реализована в одной газотурбинной установке. В газотурбинных установках в качестве топлива используют дистилляты -- продукты перегонки нефти (ГОСТ 10433-75).

В газотурбинных установках могут использоваться следующие виды топлива:

природный газ;

сжиженный газ;

дизельное топливо;

дистилляты;

керосин;

попутный нефтяной газ;

биогаз (газ, образованный из отходов, сточных вод и мусорных свалок);

шахтный газ;

древесный газ и др;

Стандартные эксплуатационные требования к характеристикам газотурбинного топлива

Стандартное эксплуатационное требование к газотурбинным топливам - минимальная коррозия металлических деталей газовых турбин и камер сгорания двигателей. Основные требования, предъявляемые к газотурбинному топливу -- низкое содержание ванадия V -- (40-5)*10-4%, низкое содержание сероводорода H2S (не более 2,5 %), коксуемость не более 0,2-0,5%, йодное число 20-45, и малая зольность (не более 0,01%). Низшая теплота сгорания топлива для газотурбинных электростанций должна быть не менее 39,8 МДж/кг, плотность не более 0,935 г/см3, вязкость 7,3-20,5 мм2/с (50 °С).

Стандартное содержание примесей в топливе для газотурбинных электростанций (%) не должно превышать: Na -- 2*10-4; Na+К -- (2-5)*10-4; Са -- (5-100)*10-4; S -- 1,0-2,5; механических примесей-0,02-0,03. Большинство газотурбинных установок способны работать на низкокалорийных топливах с минимальной концентрацией метана (до 30%).

Заключение

Газотурбинный двигатель (ГТД), тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. Рабочий процесс ГТД может осуществляться с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении или с прерывистым сгоранием топлива при постоянном объёме.

В 1791 английский изобретатель Дж. Барбер впервые предложил идею создания ГТД с газогенератором, поршневым компрессором, камерой сгорания и газовой турбиной. Русский инженер П. Д. Кузьминский в в 1900 построил ГТД со сгоранием топлива при постоянном давлении, предназначенный для небольшого катера. В этом ГТД была применена многоступенчатая газовая турбина. Испытания не были завершены из-за смерти Кузьминского. В 1900--04 немецкий инженер Ф. Штольце пытался создать ГТД, но неудачно. В 1906 русский инженер В. В. Караводин спроектировал, а в 1908 построил бескомпрессорный ГТД с 4 камерами прерывистого сгорания и газовой турбиной, В 1908 по проекту немецкий инженера Х. Хольцварта был построен ГТД прерывистого горения. В России в 1909 инженер Н. В. Герасимов получил патент на ГТД, который был использован им для создания реактивной; в 1913 М. Н. Никольской спроектировал ГТД мощностью 120 квт с трёхступенчатой газовой турбиной; в 1923 В. И. Базаров предложил схему ГТД, близкую к схемам современных турбовинтовых двигателей, а в 1936 построил ГТД с центробежным компрессором. В 30-е гг. большой вклад в создание авиационных ГТД внесли советский конструктор А. М. Люлька, английский изобретатель Ф. Уиттл, немецкий инженер Л. Франц и др.

Наибольшее промышленное применение получили ГТД с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении. В таком ГТД сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, нагревает воздух; затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу, большая часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД.

Полезная работа Le, отнесённая к 1 кг рабочего тела, равна разности между работой Lt развиваемой турбиной при расширении в ней газа, и работой Lk, расходуемой компрессором на сжатие в нём воздуха. Графически рабочий цикл ГТД может быть представлен в PV-диаграмме, где Р -- давление, V -- объём (рис. 2). Чем выше кпд компрессора и турбины, тем меньше LK и больше LT, т. е. полезная работа увеличивается. Повышение температуры газа перед турбиной также способствует росту полезной работы L1c (линия 3'4' на рис. 2). Экономичность ГТД характеризуется его эффективным кпд, который представляет собой отношение полезной работы к количеству тепла, затраченного на создание этой работы.

В современных ГТД кпд компрессоров и турбин соответственно составляет 0,88--0,9 и 0,9--0,92. температура газа перед турбиной в транспортных и стационарных ГТД составляет 1100--1200 К, а в авиационных достигает 1600 К. Достижение таких температур стало возможным благодаря изготовлению деталей ГТД из жаропрочных материалов и применению охлаждения его элементов. При достигнутом совершенстве проточной части и температуре газов 1000 К кпд двигателя, работающего по простейшей схеме, не превышает 25%. Для повышения кпд тепло, содержащееся в выходящем из турбины газе, используется в рабочем цикле ГТД для подогрева сжатого воздуха, поступающего в камеру сгорания. Теплообмен между отходящими газами и сжатым воздухом, поступающим в камеру сгорания, происходит в регенеративных теплообменниках, а рабочий процесс ГТД, в котором утилизируется тепло выходящих из турбины газов, называется регенеративным.

ГТД могут работать на газообразном топливе (природном газе, попутных и побочных горючих газах, газогенераторных газах, газах доменных и сажевых печей и подземной газификации); на жидком топливе (керосине, газойле, дизельном топливе, мазуте); твёрдом топливе (угольной и торфяной пыли).

Развитие ГТД идёт по пути совершенствования его элементов (компрессора, турбины, камеры сгорания, теплообменников и др.), повышения температуры и давления газа перед турбиной, а также применения комбинированных силовых установок с паровыми турбинами и свободнопоршневыми генераторами газа. Эксплуатация таких установок в стационарной энергетике и на транспорте показала, что при утилизации тепла отходящих газов и высоком совершенстве основных элементов их эффективный кпд достигает 42--45%.

Кстати, газотурбинные двигатели некоторое время использовались в гонках, пока их не запретили из-за того, что дальнейшее широкое использование вертолетных силовых установок могло привести к полному вытеснению поршневых двигателей, что окончательно отделило бы автоспорт от автопромышленности.

Размещено на Allbest.ru