Спосіб спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах

Реферат: Спосіб спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, при якому розділяють повітря на первинне і вторинне в одному і тому ж поперечному перерізі реакційної зони камери згоряння, в якій встановлено нерухомі і рухомі, відносно них в окружному напрямку, розділювачі потоків, створюючи, відповідно, первинні і вторинні канали, де кожний з первинних каналів граничить як мінімум з одним вторинним каналом, подають паливо в камеру згоряння, змішують повітря, що надходить з первинних і вторинних каналів, з паливом, здійснюють спалювання палива в первинних каналах в стабілізованому факелі полум'я, продукти згоряння, що вміщують СO2 та Н2О, зміщують з вторинним повітрям та подають на лопаті турбіни і далі у форсажну камеру, де здійснюють їх згоряння. В камеру згорання подають 50-60 % загальної витрати палива, спалювання палива в первинних каналах здійснюють в стабілізованому факелі полум'я при надлишку кисню в повітрі 1,0-1,1, а на лопаті турбіни подають решту палива-4050 %. UA 97246 U (12) UA 97246 U UA 97246 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель належить до галузі техніки, зокрема до авіаційної техніки, а саме до технологій спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах з форсажною камерою. В процесі спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах з форсажною камерою енергія продуктів горіння частково використовується для виконання роботи в газовій турбіні, завдяки якій приводиться в рух компресор, а друга частина енергії використовується для створення тяги двигуна. Відомий спосіб спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах з форсажною камерою, в якому все паливо згоряє в камері спалювання [1] Недоліками відомого способу є порівняно низька енергоємність спалювання палива, велика витрата, неповне згоряння палива, низький коефіцієнт корисної дії (ККД) двигуна, високе температурне навантаження на лопаті газової турбіни. Відомий спосіб спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах з форсажною камерою, в якому частину палива спалюють в камері згоряння при коефіцієнті надлишку повітря 0,4-0,6, а допалювання незгорівшого палива проводять спочатку в проточній частині турбіни з коефіцієнтом надлишку повітря менше 0,8, а далі - у форсажній камері згоряння з коефіцієнтом надлишку повітря більше 1 за рахунок подачі додаткових порцій повітря із відповідних ступенів компресора, при цьому в ступені компресора або в камеру згоряння виприскують воду [2]. Недоліками відомого способу є високе енергонавантаження на лопаті турбіни, складність та стадійність технології спалювання палива, низький ККД двигуна. До недоліків належить й необхідність застосування додаткових ємностей для води. Найбільш близьким технічним рішенням, як за технічною суттю, так і за задачею, що вирішується, яке вибрано за найближчий аналог (прототип), є спосіб спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, при якому розділяють повітря на первинне і вторинне в одному і тому ж поперечному перерізі реакційної зони камери згоряння, в якій встановлено нерухомі і рухомі, відносно них в окружному напрямку, розділювачі потоків, створюючи, відповідно, первинні і вторинні канали, де кожний з первинних каналів граничить як мінімум з одним вторинним каналом, подають паливо в камеру згоряння, змішують повітря, що надходить з первинних і вторинних каналів, з паливом, здійснюють спалювання палива в первинних каналах в стабілізованому факелі полум'я, продукти згоряння, що вміщують СО 2 та Н2О, змішують з вторинним повітрям та подають на лопаті турбіни і далі у форсажну камеру, де здійснюють їх згоряння [3]. Недоліками відомого способу, який вибрано за найближчий аналог (прототип) є складність технології спалювання палива, складність виготовлення самого двигуна, перегрів турбіни газовими продуктами згоряння, низький ККД двигуна та велика витрата палива. В основу корисної моделі поставлена задача шляхом зменшення витрати палива в двигуні забезпечити збільшення ККД роботи двигуна при зменшенні температурного навантаження на лопаті газової турбіни. Суть корисної моделі в способі спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, при якому розділяють повітря на первинне і вторинне в одному і тому ж поперечному перерізі реакційної зони камери згоряння, в якій встановлено нерухомі і рухомі, відносно них в окружному напрямку, розділювачі потоків, створюючи, відповідно, первинні і вторинні канали, де кожний з первинних каналів граничить як мінімум з одним вторинним каналом, подають паливо в камеру згоряння, змішують повітря, що надходить з первинних і вторинних каналів, з паливом, здійснюють спалювання палива в первинних каналах в стабілізованому факелі полум'я, продукти згоряння, що вміщують СО2 та Н2О, змішують з вторинним повітрям та подають на лопаті турбіни і далі у форсажну камеру, де здійснюють їх згоряння, полягає в тому, що в камеру згорання подають 50-60 % загальної витрати палива, спалювання палива в первинних каналах здійснюють в стабілізованому факелі полум'я при надлишку кисню в повітрі 1,0-1,1, а на лопаті турбіни подають решту палива - 40-50 %. Суть корисної моделі полягає і в тому, що при подачі на лопаті турбіни решти палива, а саме, 40-50 %, забезпечують конверсію вуглеводнів вуглекислим газом та парами води. Суть корисної моделі полягає також і в тому, що конвертовані продукти спалюють у форсажній камері. Рішення технічної задачі в способі спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, що заявляється, дійсно можливе тому, що: шляхом спалювання 50-60 % палива в камері згоряння при надлишку повітря 1,0-1,1, забезпечується усунення перегріву турбіни газовими продуктами згоряння; шляхом подачі продуктів згоряння, що вміщують СО 2 та Н2О, і надлишкового повітря на лопаті турбіни, забезпечують усунення перегріву турбіни газовими продуктами згоряння та зменшення температурного навантаження на лопаті газової турбіни; 1 UA 97246 U 5 10 15 20 25 30 35 шляхом подачі решти палива (40-50 %) на лопаті турбіни, забезпечують конверсію вуглеводнів вуглекислим газом та парами води (за рахунок конверсії вуглеводнів на лопатях турбіни, тепло від згоряння палива в камері згоряння використовується на розрив зв'язків вуглеводнів - на їх конверсію а за рахунок поглинання тепла конверсією вуглеводнів, температурний режим лопатей турбіни знижується на 15-20 %); шляхом подачі проконвертованих газів з газової турбіни у форсажну камеру, куди подають й надлишкове повітря, забезпечують згоряння проконвертованих газів у форсажній камері, що, у свою чергу, забезпечує збільшення тяги двигуна за рахунок високої температури вихлопних газів (за рахунок спалювання конвертованих газів у форсажній камері, енергоємність вихідних газів зростає на 15-20 %, що рівнозначно зменшенню витрати палива в ГТД на 15-20 %). Суть способу спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, що заявляється, пояснюється технологічним процесом, де на першому етапі розділяють повітря на первинне і вторинне в одному і тому ж поперечному перерізі реакційної зони камери згоряння, в якій встановлено нерухомі і рухомі, відносно них в окружному напрямку, розділювачі потоків, створюючи, відповідно, первинні і вторинні канали, де кожний з первинних каналів граничить як мінімум з одним вторинним каналом. Далі подають паливо в камеру згоряння, при цьому в камеру згорання подають 50-60 % загальної витрати палива. Після цього змішують повітря, що надходить з первинних і вторинних каналів, з паливом та здійснюють спалювання палива в первинних каналах в стабілізованому факелі полум'я, при цьому спалювання палива в первинних каналах здійснюють в стабілізованому факелі полум'я при надлишку кисню в повітрі 1,0-1,1. Продовжують процес тим, що продукти згоряння, які вміщують СО 2 та Н2О, змішують з вторинним повітрям та подають на лопаті турбіни, при цьому на лопаті турбіни подають решту палива - 40-50 %, а в камеру згорання подають 50-60 % загальної витрати палива. Закінчують технологічний процес спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах тим, що продукти згоряння, що змішано з вторинним повітрям, подають у форсажну камеру, де здійснюють їх згоряння (а саме, спалювання конвертованих продуктів). В форсажній камері відбувається згоряння проконвертованих газів і за рахунок високої температури вихлопних газів збільшується тяга двигуна. Спосіб спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, що заявляється, підтверджується проведеними дослідженнями. Дослідження проведено при спалюванні компонентів авіаційного палива складу С 8Н18 (13 %), С12Н26 (20 %), С16Н34 (32 %), С9Н18 (10 %), С11Н10 (25 %). В таблицях (1-5) наведено теплові ефекти горіння компонентів палива, їх конверсії вуглекислим газом та парами води, горіння конвертованих газів. Таблиця 1 Тепловміст процесів горіння та конверсії палива С8Н]8 № 1. 2. 3. 4. 5. 40 45 Реакція 2С8Н18+25О2=16СО2+18Н2О С8Н18+8СО2=16СО+9Н2 С8Н18+8Н2О = 8СО+17Н2 2СО + О2 → 2СО2 2Н2 + О2 → 2Н2О 273 -10129,629 1633,928 2594,842 -565,57 -483,16 Значення ΔН при Т, К 1273 1773 -9945,891 -9747,114 1773,669 1848,479 3024,047 3239,760 -562,91 -558,03 -498,51 -501,72 2273 -9509,136 1931,557 3458,070 -552,84 -502,97 1. Тепловий ефект згорання палива складу С 8Н18 при температурному режимі роботи 2273 К складає: ΔН= -9509,136: 2 = -4754,5 кДж/моль. 2. Тепло на розрив зв'язків конверсією складає: ΔН = (1931,557+1732,035): 2=1831,706 кДж/моль. 3. Тепловий ефект згорання продуктів конверсії складає: . Δ = (-552,845) ( 16  8 )+(-502,967). ( 9  17 ) = -6586,285 кДж/моль. 2 2 4. Енергетична вигода: Н = -6586,285 - (- 4754,5) = - 1831,785 кДж/моль. 2 UA 97246 U 5. Економічний ефект складає: 4754,5-100 % 1831,785 - х х = 38,52 %. 5 Таблиця 2 Тепловміст процесів горіння та конверсії палива С12H26 № 1. 2. 3. 4. 5. 10 Реакція 2С12Н26+37О2=24СО2+26Н2О С12Н26+12СО2=24СО + 13Н2 С12Н26+12Н2О = 12СО + 25Н2 2СО + О2 → 2СО2 2Н2 + О2 → 2Н2О 273 -15024,423 2415,113 1920,677 -565,57 -483,16 Значення Н при Т, К 1273 1773 -14806,922 -14541,368 2591,830 2686,941 2205,462 2349,017 -562,91 -558,03 -498,51 -501,72 2273 -14218,852 2794,019 2494,736 -552,84 -502,97 1. Тепловий ефект згорання палива складу С12Н26 при температурному режимі роботи 2273 К складає: Н= -14218,852: 2 = -7109,426 кДж/моль. 2. Тепло на розрив зв'язків конверсією складає: Н = (2794,019+2494,736): 2=2644,377 кДж/моль. 3. Тепловий ефект згорання продуктів конверсії складає: Н = (-552,845) ( . 24  12 )+(-502,967).( 13  25 ) = -9753,791 кДж/моль. 2 2 4. Енергетична вигода: Н = -9753,791-(-7109,426) = -2644,365 кДж/моль. 5. Економічний ефект складає: 7109,426-100 % 2644,365 - х х = 37,19 %. 15 20 Таблиця 3 Тепловміст процесів горіння та конверсії палива С16Н34 № 1. 2. 3. 4. 5. 25 30 35 Реакція 2С16Н34+49О2=32СО2+34Н2О С16Н34+16СО2=32СО + 17Н2 С16Н34+16Н2О = 16СО + 33Н2 2СО + О2 → 2СО2 2Н2 + О2 → 2Н2О Значення Н при Т, К 273 1273 1773 -19803,632 -19409,535 -19005,777 3254,090 3539,204 3690,325 2594,842 3024,047 3239,760 -565,57 -562,91 -558,03 -483,16 -498,51 -501,72 2273 -18527,304 3857,114 3458,070 -552,84 -502,97 1. Тепловий ефект згоряння палива складу С16Н34 при температурному режимі роботи 2273 К складає: Н=-9263,652 кДж/моль. 2. Тепло на розрив зв'язків конверсією складає: Н = (3857,114+3458,070): 2=3657,592 кДж/моль. 3. Тепловий ефект згорання продуктів конверсії складає: . . Н = [(-552,84) (16+8) + (-502,97 (8,5+16,5)]: 2 = -12921,1 кДж/моль. 4. Енергетична вигода: Н = -12921,1 -(-9263,652) =-3657,448 кДж/моль. 5. Економічний ефект складає: 9263,652-100 % 3657,448 - х х = 39,48 %. 3 UA 97246 U Таблиця 4 Тепловміст процесів горіння та конверсії палива С9Н18 № 1. 2. 3. 4. 5. 5 Реакція 2С9Н18+27О2=18СО2+18Н2О С9Н18+9СО2=18СО + 9Н2 С9Н18+9Н2О = 9СО+18Н2 2СО + О2 → 2СО2 2Н2 + О2 → 2Н2О 273 -10935,713 1796,452 1425,625 -565,57 -483,16 Значення АН при Т, К 1273 1773 -11272,021 -11806,451 1673,515 1376,849 1383,739 1123,406 -562,91 -558,03 -498,51 -501,72 2273 -12619,951 928,996 704,534 -552,84 -502,97 1. Тепловий ефект згорання палива складу С9Н18 при температурному режимі роботи 2273 К складає: Н= -12619,951: 2 = -6309,975 кДж/моль. 2. Тепло на розрив зв'язків конверсією складає: Н = (928,996+704,534): 2=816,765 кДж/моль. 3. Тепловий ефект згорання продуктів конверсії складає: Н =[(-552,845) . 18  9 +(-502,967). 9  18 = -7126,65 кДж/моль. 2 2 4. Енергетична вигода: Н=-7126,65 -(-6309,975)=-816,675 кДж/моль. 5. Економічний ефект складає: 6309,975-100 % 816,675 - х х = 12,94 %. 10 15 Таблиця 5 Тепловміст процесів горіння та конверсії палива С11Н10 № 1. 2. 3. 4. 5. 20 Реакція 2С11Н10+27О2=22СО2+10Н2О С11Н10+11СO2=22СО + 5Н2 С11Н10+11Н2О=11СО+16Н2 2СО + О2 → 2СО2 2Н2 + О2 → 2Н2О 30 Значення Н при Т, К 1273 1773 -11458,075 -11809,489 1709,277 1487,971 1355,106 1178,208 -562,91 -558,03 -498,51 -501,72 2273 -12343,349 1167,058 892,715 -552,84 -502,97 1. Тепловий ефект згорання палива складу С11Н10 при температурному режимі роботи 2273 К складає: Н= -6171,674 кДж/моль. 2. Тепло на розрив зв'язків конверсією складає: Н = (1167,058+892,715): 2=1029,886 кДж/моль. 3. Тепловий ефект згорання продуктів конверсії складає: Н =[(-552,845) 25 273 -11193,773 1832,234 1379,001 -565,57 -483,16 . 11 16 5 22 +(-552,8). +(-503,0). +(-503,0). 2 2 2 ]:2 = -7201,522 кДж/моль. 2 4. Енергетична вигода: Н = -7201,522 - (-6171,674) = -1029,848 кДж/моль. 5. Економічний ефект складає: 6171,674-100 % 1029,848 - х х = 16,68 %. Це вказує те, що за рахунок використання енергії вихідних газів на розрив хімічних зв'язків вуглеводнів досягається економія авіаційного палива на 15-20 %. На цю ж кількість відсотків повинна зростати і потужність двигуна. Конверсією палива недоцільно застосовувати на режимах набору висоти літака. В процесі підйому двигун літака 4 UA 97246 U 5 10 15 20 25 30 буде працювати на звичайному режимі. Економічний ефект при конверсії палива може досягати 15-20 %. Для кожного режиму польоту літака витрата палива повинна регулюватися дроселюванням подачі на спалювання і на конверсію. Таким чином, при використанні енергії згорання палива на його конверсію досягається економія палива на 15-20 %. На стільки ж повинна зростати і тяга двигуна. Підвищення ефективності застосування способу спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, що заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається шляхом спалювання 50-60 % палива в камері згоряння при надлишку повітря 1,0-1,1, що забезпечує усунення перегріву турбіни газовими продуктами згоряння, шляхом подачі продуктів згоряння, що вміщують СО2 та Н2О, і надлишкового повітря на лопаті турбіни, що забезпечує усунення перегріву турбіни газовими продуктами згоряння та зменшення температурного навантаження на лопаті газової турбіни, шляхом подачі решти палива (40-50 %) на лопаті турбіни, що забезпечує конверсію вуглеводнів вуглекислим газом та парами води (за рахунок конверсії вуглеводнів на лопатях турбіни, тепло від згоряння палива в камері згоряння використовується на розрив зв'язків вуглеводнів - на їх конверсію а за рахунок поглинання тепла конверсією вуглеводнів, температурний режим лопатей турбіни знижується на 15-20 %), та шляхом подачі проконвертованих газів з газової турбіни у форсажну камеру, куди подають й надлишкове повітря, що забезпечує згоряння проконвертованих газів у форсажній камері. Зазначене у сумарному ефекті забезпечує збільшення тяги двигуна за рахунок високої температури вихлопних газів (за рахунок спалювання конвертованих газів у форсажній камері, енергоємність вихідних газів зростає на 15-20 %, що рівнозначно зменшенню витрати палива в ГТД на 1520 %). Джерела інформації: 1. Лефевр А. "Процессы в камере сгорания ГТД". - М.: Издательство Мир, 1986,-566 с. аналог. 2. Патент Российской Федерации № 2097590 "Способ работы газотурбинного двигателя". МПК 6 F 02 С 3/14 / М.А. Пикин, Л.К. Хохлов// Заявл. 15.09.94; опубл. 27.11.97 - аналог. 3. Патент Российской Федерации № 2124676 "Способ сжигания топлива в высокотемпературном газотурбинном двигателе и устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе". МПК 7 F 23 R 3/26 / А.А. Паховченко, Г.Л. Васильцов, И.А. Муравлянников, В.Д. Ковалёв // Заявл. 05.05.94; опубл. 10.01.99. -прототип. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 35 40 45 50 1. Спосіб спалювання авіаційного палива в газотурбінних двигунах, при якому розділяють повітря на первинне і вторинне в одному і тому ж поперечному перерізі реакційної зони камери згоряння, в якій встановлено нерухомі і рухомі, відносно них в окружному напрямку, розділювачі потоків, створюючи, відповідно, первинні і вторинні канали, де кожний з первинних каналів граничить як мінімум з одним вторинним каналом, подають паливо в камеру згоряння, змішують повітря, що надходить з первинних і вторинних каналів, з паливом, здійснюють спалювання палива в первинних каналах в стабілізованому факелі полум'я, продукти згоряння, що вміщують СO2 та Н2О, зміщують з вторинним повітрям та подають на лопаті турбіни і далі у форсажну камеру, де здійснюють їх згоряння, який відрізняється тим, що в камеру згорання подають 5060 % загальної витрати палива, спалювання палива в первинних каналах здійснюють в стабілізованому факелі полум'я при надлишку кисню в повітрі 1,0-1,1, а на лопаті турбіни подають решту палива-40-50 %. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що при подачі на лопаті турбіни решти палива, а саме, 40-50 %, забезпечують конверсію вуглеводнів вуглекислим газом та парами води. 3. Спосіб за п. 1 та п. 2, який відрізняється тим, що конвертовані продукти спалюють у форсажній камері. Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5