本实用新型属航空航天和能源动力领域，具体涉及一种通过涡扇发动机改型的燃气轮机。
背景技术：
燃气轮机是继蒸汽轮机和内燃机之后的新一代动力装置，具有功重比大、体积小、机动性好、污染小等优点。自20世纪40年代问世以来，获得了飞速发展，广泛应用于发电、石油天然气管道输送、舰船动力以及战车动力等。
由于航空发动机技术的飞快进步，特别是热效率、可靠性和耐久性的提高，各航空发动机公司为满足市场需求，越来越多地将航空发动机技术向工业和舰船用燃气轮机移植，主要有两种方式：一种是直接将成熟的航空发动机改型派生出工业和舰船用轻型燃气轮机，称之为航改燃气轮机；第二种是航空发动机公司与燃气轮机公司合作，将航空发动机技术向重型燃气轮机移植，用于重型燃气轮机的开发研制。
航改燃气轮机是以航空发动机硬件和技术为基础改型研制的燃气轮机，在工作原理、核心部件及研究内容等方面与航空发动机相同或类似，因而在技术和资源方面具有明显的优势。
航空燃气涡轮发动机应用于非航空领域始于20世纪40年代末，1950年英国利用成熟的航空燃气涡轮发动机成功改型为舰用燃气轮机，自此开启了将各种类型的航空发动机改型为轻型燃气轮机的时代。从60年代起，英美、苏联等国将改型的燃气轮机应用于工业发电、舰船推进等方面，形成了第一代航改燃气轮机；70～80年代先后由大流量比的涡扇发动机RB211等派生出压比达20、效率达36％～42％的第二代航改燃气轮机；80～90年代，由CF6-80C2，GE90、PW4000等大型航空发动机派生出第三代航改燃气轮机，压比达25，效率达42％，涡轮进口温度达1450度左右；美国于2003年开始研制LMS100航改燃气轮机，集成航空发动机和重型燃气轮机技术，压比达42，效率达46％，成为第四代航改燃气轮机的代表。
我国航改燃气轮机发展于20世纪70年代，起步时间较国外晚，研制系列和型号与国外均有一定的差距，目前已研究形成以QD128为代表的工业用燃气轮机。我国航改燃气轮机发展相对滞后于国外，主要原因在于航改燃气轮机需要有较好性能的航空发动机作为母机，在此基础上进行改进。我国航空发动机作为母机与国外能进行竞争的类型不多，若要缩小与国外的差距，需要有更好性能的航空发动机母机来促进航改燃气轮机的进一步发展。
涡扇发动机是一种能兼顾推力与耗油率的高性能双转子发动机。目前，国内外多采用涡扇发动机改型为燃气轮机。其中常用的方法有两类：一类可称之为风扇切顶法，具体是将低压风扇部分切顶；去掉外涵道；由于效率原因，需要重新设计低压涡轮；新设计动力涡轮；新设计控制系统和健康管理系统；发动机燃油、滑油和起动系统做适应性改进。该类方法优点是压比相对高、空气量较大、功率较高。存在的问题：(1)设计与试验工作量大，由于低压风扇部分切顶后，特性变化很大，再加之低压涡轮也属于重新设计，必须要通过大量试验才能确定其性能与特性；(2)发动机部件结构改型复杂，改动量大。
另一类可称之为核心机直驱法，具体是保留高压压气机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮，利用低压转子轴直接驱动负载泵组。该类方法优点是结构简单，改动少，但存在的问题是热效率低，耗油率高，经济性差。
技术实现要素：
本实用新型的目的在于克服上述不足，提供一种通过涡扇发动机改型的燃气轮机，用于解决目前涡扇发动机改型为燃气轮机过程中存在的部件结构改装复杂、改动工作量大、热效率低、耗油率高的问题。
为了达到上述目的，本实用新型包括燃气涡轮和设置在燃气涡轮后端的动力涡轮，燃气涡轮的燃气入口连接压气机，压气机与燃气涡轮间设置有燃烧室，动力涡轮的前输出轴驱动发电机组，动力涡轮的后端设置有排气装置，动力涡轮后端设置有回热装置，回热装置固定于排气装置内部。
压气机的进口连接进气装置。
回热装置包括连接压气机出口和回热装置入口的第一管路，以及连接回热装置出口和燃烧室入口的第二管路。
发电机组能够替换为其他类型泵组。
与现有技术相比，本实用新型将改型具有高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和尾喷口的涡扇发动机，高压涡轮作为燃气涡轮，低压涡轮作为动力涡轮，动力涡轮与发电机组相连接，尾喷口作为排气装置，从而将涡扇发动机改型为燃气轮机，本装置对原涡扇发动机的结构改动少、改装简单，有效降低改燃机的研制成本和周期，本实用新型设置增加回热装置，能够通过回热循环，提高热效率，降低耗油率，有效提高改型燃气轮机的经济性。
附图说明
图1为涡扇发动机的结构示意图；
图2为涡扇发动机改型的燃气轮机结构示意图；
其中，1-风扇；2-中介机匣；3-高压压气机；4-外涵道；5-燃烧室；6-高压涡轮；7-低压涡轮；8-混合器；9-加力燃烧室；10-尾喷口；11-发电机组；12-进气装置；13-压气机；15-燃气涡轮；16-动力涡轮；17-回热装置；18-排气装置。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型做进一步说明。
参见图1和图2，本实用新型包括具有高压压气机3、燃烧室4、高压涡轮6、低压涡轮7和尾喷口10的涡扇发动机，压气机13连接进气装置12，高压涡轮6作为燃气涡轮15，低压涡轮7作为动力涡轮16，动力涡轮16前输出轴驱动发电机组11，尾喷口10作为排气装置18。本装置包括燃气涡轮15和设置在燃气涡轮15后端的动力涡轮16，燃气涡轮15的燃气入口连接压气机13，压气机13的进口连接进气装置12，压气机13与燃气涡轮15间设置有燃烧室5，动力涡轮16的前输出轴驱动发电机组11，动力涡轮16的后端设置有排气装置18，动力涡轮16后端设置有回热装置17，回热装置17固定于排气装置内部。回热装置17包括连接压气机13出口和回热装置17入口的第一管路，以及连接回热装置17出口和燃烧室5入口的第二管路。
优选的，发电机组11能够替换为其他类型泵组。
参见图1和图2，本实用新型的改型方法，包括以下步骤：
步骤一，拆除涡扇发动机中的风扇1、中介机匣2、外涵道4、混合器8和加力燃烧室9；
步骤二，在燃烧室5前端具有压气机3，在压气机3前端设置进气装置12，燃烧室5后端的高压涡轮6作为燃气轮机的燃气涡轮15，燃烧室5后端的低压涡轮7作为动力涡轮16，将发电机组11与动力涡轮16的前输出轴连接，在动力涡轮16的内部气流通道中设置回热装置17，将尾喷口10作为排气装置8，回热装置17固定于排气装置8内部，回热装置17的第一管路连接压气机13出口和回热装置17入口，第二管路连接回热装置17出口和燃烧室4入口；
步骤三，加装数字控制系统和发动机健康管理系统；
步骤四，对母型涡扇发动机的燃油系统、滑油系统、空气系统以及起动系统等进行适应性改进，使其符合燃气轮机的工况要求，即完成改型。
回热装置17的第一管路连接压气机13出口和回热装置17入口，第二管路连接回热装置17出口和燃烧室5入口。
对根据本方法改型的燃气轮机编制性能仿真计算程序，得到的计算结果如表1所示。为便于比较，对现有燃机改型方法核心机直驱发电机组也进行了计算分析，结果如表1所示。
表1本实用新型方法与现有方法的燃机性能仿真计算结果
表2国外典型航空发动机改燃气轮机的总体性能
根据表1初步计算分析表明，本实用新型方法的改型燃机具有热效率高(38％)、耗油率低(0.22千克/千瓦/小时)、功率相对高(6402KW)的优点，略好于或基本相当于国外同级别燃机的性能指标(由表2对比可知)，适合作为分布式能源系统的发电设备或热电联供设备。而现有方法(核心机直驱发电机组)改型燃机则热效率低(23％)、耗油率高(0.36千克/千瓦/小时)、功率相对低(5217KW)，要差于国外同级别燃机的性能指标(由表2对比可知)，不适合作为分布式能源系统的发电设备或热电联供设备。
两种方法性能差异根本原因在于回热装置：本实用新型方法采用回热装置可显著提高进入燃烧室的空气温度(由530.05K提高到932.81K)，使为得到同样高的燃烧室出口温度而喷入燃烧室的燃油量减少，由此可显著降低耗油率，提高热效率，同时可适当提高输出轴功率。
为进一步对比说明，根据相关参数估算了现有方法中风扇切顶法改型燃机的热效率约为30％～33％，要低于本实用新型方法改型燃机的热效率38％。说明本实用新型方法与风扇切顶法改型燃机相比，不但结构简单，改装工作量小，而且热效率也有所提高。