Влияние параметров наружного воздуха на работу газотурбинной установки
Теория газотурбинных установок показывает, что они очень чувствительны к изменению термодинамических параметров цикла и, в частности, к изменению температуры и давлению наружного воздуха на входе в осевой компрессор установки. В условиях эксплуатации это проявляется в виде изменения внешних характеристик газотурбинной установки. При изменении давления наружного воздуха и неизменной его температуре, мощность установки изменяется прямо пропорционально изменению наружного давления. Однако колебания давления наружного воздуха на отдельных компрессорных станциях и от станции к станции происходят в сравнительно малых пределах, что и определяет малое влияние изменения давления наружного воздуха на работу ГТУ на магистральных газопроводах, расположенных в большинстве случаев в равнинной местности.
Значительно больше в условиях КС имеет место колебание температуры наружного воздуха, особенно сезонные. Отклонение температуры наружного воздуха от расчетной (t 1 = +15 0 C) вызывает значительное изменение эффективной мощности ГТУ, а в отдельных крайних случаях (вследствие ограничения температуры газов перед турбиной) может вызвать и вынужденную остановку агрегата, чтобы не вывести из строя лопатки и диски газовой турбины.
Изменение температуры наружного воздуха Т 1 при неизменной температуре газов перед турбиной Т 3 приводит к тому, что с понижением Т 1 мощность и частота вращения вала ГТУ возрастают, возрастает и производительность агрегата. Одновременно с этим растет КПД установки. Повышение Т 1 приводит к падению мощности и снижению частоты вращения вала ГТУ. Повышение мощности ГТУ до номинального значения здесь можно осуществить лишь за счет повышения температуры газов перед турбиной сверх расчетной.
При неизменной номинальной мощности установки, понижение температуры наружного воздуха приводит к уменьшению к снижению температуры газов перед турбиной и уменьшению частоты вращения вала ГТУ; КПД установки при этом повышается. Повышение температуры наружного воздуха приводит к обратному эффекту.
Большая чувствительность газотурбинных установок к изменению температуры наружного воздуха, поступающего на вход осевого компрессора, объясняется тем что, во-первых, многие современные ГТУ имеют постоянные проходные сечения газовой турбины и осевого компрессора, что исключает возможность регулирования расхода воздуха при неизменных параметрах рабочего тела ГТУ и, во-вторых, современные установки характеризуются большим значением соотношения работ сжатия и расширения = h к / h т = 0,60- 0,70 на номинальном режиме работы и 0,80 на частичных нагрузках.
Резкого влияния изменения температуры наружного воздуха на режим работы и показатели ГТУ можно значительно уменьшить за счет применения поворотного входного направляющего аппарата в осевом компрессоре, что и осуществляется в конструкциях современных газотурбинных установках (в основном авиационного типа).
Влияние изменения граничных температур цикла на показатели ГТУ можно проследить на основе рассмотрения следующих соотношений.
Индикаторная мощность ГТУ, как известно, определяется соотношением:
N i = N ik – N i , T = G T C p , m T 3 (1 – T 3 / T 1) – G k C p , m T 1 (T 2 / T 1 - 1) = = N i , T (1 - ) = f (, n, k) = f 1 (, n); (1.75)
= T 3 / T 1 ; k = P 2 / P 1 (1.76)
где - соотношение граничных температур цикла; n – частота вращения вала ГТУ; k – соотношение давлений сжатия по осевому компрессору.
Приведенные соотношения показывают, что мощность ГТУ в значительной степени зависит от соотношения граничных температур цикла ГТУ. Приращение мощности ГТУ при малых отклонениях соотношений граничных температур цикла () от номинального значения ( 0) при неизменной частоте вращения (n = idem) равно:
N i = ( N i / ) (1.77)
Вместе с тем, изменение соотношения граничных температур цикла () будет различным в зависимости от изменения каждой из граничных температур цикла (Т 1 и Т 3):
T 1 = idem ; / T 3 = /T 3 (T 3 / T 1) = 1/ T 1 (1.78)
T 3 = idem ; /T 1 = - T 3 / T 2 1 = - /T 1 (1.79)
Следовательно:
/ T 1 = - / T 3 ; N i / T 1 = - N i /T 3 (1. 80)
Из соотношения (1.80) следует, что при любых значениях k , i , k , i ,т весьма небольшое изменение температуры наружного воздуха (Т 1) может вызвать изменение мощности ГТУ в несколько раз большее, чем изменение температуры газов перед турбиной (Т 3).
Аналогичные рассуждения могут быть проведены и для оценки влияния граничных температур цикла на изменение КПД ГТУ.
Для получения расчетного соотношения по определению изменения мощности установки только от изменения температуры наружного воздуха, примем ряд упрощающих предпосылок: постоянное значение относительных КПД компрессора и турбины, постоянное значение соотношений давлений сжатия, постоянное значение температуры газов перед турбиной и расхода рабочего тела по установке. Изменяется только температура наружного воздуха.
Используя соотношение = N i ,к / N i ,т, получим:
= N i ,к / N i ,т T 1 / T 3 ; 0 = (N i ,к / N i ,т) 0 T 0 / T 3 ; = 0 (T 1 / T 0), (1.81)
где Т 1 - текущее значение начальной абсолютной температуры наружного воздуха; Т 0 - начальное (расчетное) значение температуры воздуха в условиях номинального режима (Т 0 = 288,2 К); 0 - соотношение мощностей компрессора и газовой турбины на расчетном режиме работы ГТУ.
Удельную мощность собственно газовой турбины (N e ,т / G к) можно считать не зависимой от температуры наружного воздуха перед компрессором, но производительность самого компрессора зависит от температуры наружного воздуха (в условиях постоянства объемной производительности компрессора и постоянства давления наружного воздуха):
N e ,т / N e ,т,0 = G к / G к,0 = T 0 / T 1 1 - t 1 / T 0 (1.82)
где t 1 - изменение температуры наружного воздуха сравнительно с номинальным режимом; индексом «0» отмечен номинальный режим работы:
t 1 = T 1 - T 0 (1.83)
Текущее (N e) и номинальное (N e ,0) значения мощности газотурбинной установки определяются при этом следующими соотношениями:
N e = N e т – N e к = N e т (1 - ) = N e ,т,0 (1 - t 1 /T 0) (1 - 0 T 1 /T 0) , (1.84)
N e,0 = N e,т,0 – N e,к,0 = N e,т,0 (1 - 0) (1.85)
Отсюда относительное изменение мощности газотурбинной установки при изменении температуры наружного воздуха определяется соотношением [ 4 ]:
(1.86)
Соотношение мощностей осевого компрессора и газовой турбины на номинальном режиме обычно составляет 0 0,65. Это значит, что теоретическое соотношение мощностей газотурбинной установки при наинисшей температуре наружного воздуха (t 1 = - 35 0 C ; t 1 = - 50 0 C) и наивысшей (t 1 = + 35 0 C ; t 1 = + 20 0 C) составляет:
N e , max . / N e , min = 1,552 / 0,811 = 1,914,
Величина отношения номинальных мощностей газовой турбины при температуре воздуха + 15 0 С (обычная расчетная температура, при которой принято определять номинальную мощность ГТУ) и при температуре – 15 0 С, т.е. в условиях зимнего периода эксплуатации ГТУ:
N e ,(при –15) / N e ,(при +15) = 1, 318
Это значит, что за счет снижения температуры воздуха на входе в осевой компрессор можно осуществить значительную форсировку газотурбинного двигателя.
Все выпускаемые в нашей стране газотурбинные установки проектируются на стандартную температуру наружного воздуха (+ 15 0 с) и стандартное давление наружного воздуха Р = 0,1 МПа, но эксплуатируются в самых различных климатических условиях.
Теория турбомашин дает возможность привести показатели эксплуатируемых в различных климатических условиях ГТУ к единым расчетным условиям, по так называемым формулам приведения.
Обычно влияние температуры и давления атмосферного воздуха учитывается путем построения универсальных характеристик двигателя, представляющих собой графические связи между параметрами подобия.
Независимыми переменными в этих условиях являются величины: р 1 , Т 1 , расход топлива В и частота вращения n ; зависимыми – G, N, T 3 , k , ; возможны ограничения по температуре газов перед турбиной Т 3 и по мощности установки N. Соответственно этому разделяются и параметры подобия – на независимые и зависимые .
Приведенная относительная мощность на муфте нагнетателя:
(1.87)
Относительные приведенные температуры по трактам ГТУ:
T от.
пр. =
(1.88)
Приведенный расход воздуха через осевой компрессор:
(1.89)
Приведенные давления по трактам ГТУ:
(1.90)
Приведенная частота вращения:
(1.91)
эффективный КПД:
(1.92)
где Т 1 и р 1 - соответственно фактическая температура и давление наружного воздуха; индексом «0» отмечено номинальное (расчетное) значение параметра.
Каждый относительный параметр, приведенный к нормальным условиям зависит от приведенной относительной мощности, что позволяет использовать в расчетах следующие упрощенные соотношения :
N e, от..пр. = 1 – 4,2 (1 – T 3, от. твд., пр.) T 3, твд.пр. , (1.93)
где Т 3,твд,пр. - приведенная относительная температура газов на входе в газовую турбину;
Приведенная температура на выходе газовой турбины связана с приведенным значением мощности ГТУ соотношением:
Т вых. тнд.пр. = 1 – 0,165 (1 – N e , пр.) (1.94)
Приведенный КПД установки связан с изменением относительной мощности ГТУ соотношением:
(1.95)
Приведенный расход топливного газа:
B г.пр. = 1 – 0,75 (1 – N e ,пр.) . (1.96)
Наличие и использование приведенных соотношений позволяет сопоставить проектные и фактические показатели эксплуатируемых установок не зависимо от района их расположения и определять эффективность их использования на КС.
Наличие соотношений 1. 93 и 1.94 позволяет построить графические связи между мощностью ГТУ и температурой газов перед ТВД или за ТНД и по изменению температур или мощности судить об изменении другого параметра, а также об изменении относительного КПД или относительном расходе топливного газа (соотношения 1.95 и 1.96).
Например, при программе регулирования Т 30 = idem с изменением температуры окружающего воздуха Т 1 , целесообразно использовать следующие параметрические связи:
;
(1.97)
;
(1.98)
;
(1.99)
.
(1.100)
В
качестве иллюстрации на Рис. 1.20
приведены некоторые из указанных
зависимостей для газотурбинной установки
простого цикла. Порядок пользования
такими зависимостями можно проследить
на основе следующего примера. Пусть
соотношение граничных температур цикла
соответствует величине
= Т 30 /Т 10
= 3,5. Этому
значению на графике 1.20 соответствует
параметр мощности
=
3,3. Температура воздуха Т 1
выросла
настолько, что температурная характеристика
стала равной
= 3,2. По кривой 1 (Рис. 1.20) находим, что
Следовательно, относительное снижение
мощности составит (р 1
= idem)
:
эти результаты достаточно хорошо согласуются с опытными данными.
На Рис. 1. 21 показано изменение относительного КПД и мощности установки для без регенеративной ГТУ при следующих исходных данных расчета: = 4; =2; т = к = 0,85 ; 0 = 0,22. Из этих данных видно, что изменение температуры наружного воздуха оказывает заметное влияние на экономичность ГТУ. В летний период при t 1 = 30-35 0 C (t 1,0 = +15 0 C) можно ожидать понижения кпд установки примерно на 10%. В зимний период при ограничении мощности установки повышение КПД незначительно –3-5%; если же в средней полосе при t 1 = -30 - 35 0 С сохранить возможность регулирования по Т 3 = idem, то повышение КПД может достигать величины порядка 20%.Определенный интерес представляет оценка влияния и изменения давления наружного воздуха на мощность установки. Так если за опорные значения температур и давления принять их показатели на уровне моря, то на основании обработки существующих данных об изменении этих параметров с изменением высоты над уровнем моря можно получить следующие зависимости :
p 1, h = p 1,0 e -0,127 h ; T 1, h = T 1,0 (1 – 0, 0225 h) , (1.101)
где h – высота над уровнем моря, км.
Предположим, как и ранее, что при изменении наружного давления и температуры, неизменными остаются параметры Т 3 и к.
Давление воздуха перед осевым компрессором р 1 само не входит в общие термодинамические соотношения, однако при условии, что к = idem оно будет влиять на расход воздуха через компрессор. В связи с этим можно записать:
(1.
102)
Соответственно, эффективная мощность установки на высоте h будет определяться соотношением:
(1.103)
где - коэффициент характеризующий величину гидравлических сопротивлений по тракту установки.
Расчеты показывают, что для высокогорных участков прокладки газопроводов, снижение мощности установки в относительном виде можно характеризовать соотношением (с учетом уравнений 1. 101):
e , h
=
(1.104)
Уравнение (1. 104) дает возможность оценить насколько может снижаться мощность ГТУ в высокогорных районах прокладки газопроводов (Рис. 1. 22).
Для многовальных ГТУ дополнительным условием связи внешних показателей ГТУ и параметрами наружного воздуха является баланс мощности по турбокомпрессору. На Рис. 1.23 показан характер изменения эффективной мощности трехвального двигателя простой схемы с силовой турбиной низкого давления в зависимости от температуры наружного воздуха t 1 .
Расчеты показывают, что регенерация тепла отходящих газов весьма слабо влияет на изменение внешних характеристик двигателя при увеличении или уменьшении величины Т 1 .
Основные интегральные и удельные параметры, характеризующие ГТД. Основные узлы, агрегаты и элементы АД и ЭУ. Эксплуатационные режимы. Нагрузки, действующие на узлы и элементы двигателя. Долговечность, ресурс, ремонтопригодность, технологичность конструкций.
Лекция №3
2.2 Основные интегральные и удельные параметры, характеризующие ГТД.
Основные данные:
R – тяга, н, (кН, даН);
Эффективная мощность на валу, Вт (кВт, л.с.);
Эквивалентная мощность, включающая тягу собственно двигателя
(кВт, л.с.);
Расход топлива, кг/с;
Масса двигателя (сухая, полная, поставочная), кг;
D, L – габаритные размеры, мм;
Удельные параметры:
Удельная тяга, ,
Удельный расход топлива, , , ;
Удельный расход топлива, , , ;
Удельный вес, ;
Лобовая тяга, , , ;
Удельная объемная тяга, , , .
Интегральные параметры двигателя (расход воздуха через двигатель, тяга двигателя, его масса, скорость истечения газа из сопла и т.д.) характеризуют качество силовой установки, но не позволяют проводить сравнительную оценку различных двигателей. При проектировании новых двигателей, выполнении сравнительных оценок и выборе двигателей для силовой установки конкретного самолета чаще используют удельные параметры. К ним относятся удельная тяга двигателя, удельный расход топлива, удельная масса двигателя, удельная лобовая тяга.
Удельная тяга ТРД - это тяга, приходящаяся на 1 кг воздуха, проходящего через тракт двигателя в 1 секунду:
или (5.12)
Для одноконтурных ТРД удельная тяга составляет = 800…900 , для двухконтурных двигателей этот показатель тем меньше, чем больше степень двухконтурности. Для двигателей с большой степенью двухконтурности (m = 5…6) R уд = 300…400 .
В общем случае удельная тяга двигателя для режима полного расширения (
) рассчитывается по формуле:
где m – степень двухконтурности двигателя – отношение расхода воздуха через второй контур G в 11 – и расходу воздуха через первый контур G в 1 ;
– относительный расход топлива;
– расход топлива в секунду;
– относительный расход воздуха на охлаждение элементов двигателя;
и – скорости истечения газа и воздуха из сопл первого и второго контуров.
Удельный расход топлива - расход топлива на единицу тяги в единицу времени (обычно – на 1ньютон тяги в час):
В современных бесфорсажных ТРД С уд составляет 0,08…0,09 кг/Н. час . Чем выше степень двухконтурности, тем экономичнее двигатель. Для двигателей с большой степенью двухконтурности (m ~ 5..6)
С уд = 0,65…0,7 кг/Н. час .
Удельная масса двигателя - масса двигателя, приходящаяся на один ньютон тяги на максимальном режиме работы двигателя:
Для ТРД удельная масса находится в пределах __________кг/Н , для двухконтурных двигателей ____ кг/Н.
Наименьшая удельная масса – у подъемных двигателей самолетов вертикального взлета и посадки (Харриер – Великобритания, Як-38 – Россия), так как подъемные двигатели содержат небольшое количество деталей (около 2000 шт.) и упрощенные системы запуска, смазки, топливопитания. Для них m уд ~ 0,004…0,01 кг/Н.
Удельная лобовая тяга - тяга, приходящаяся на единицу максимальной площади поперечного сечения двигателя (площадь миделевого сечения):
(5.16)
Для ТРД удельная лобовая тяга составляет ____Н/м 2 , для ТРДД этот параметр зависит от степени двухконтурности и составляет ___ Н/м 2 (меньшие значения R лоб относятся к двигателям с большой степенью двухконтурности).
Удельная лобовая тяга является важной характеристикой авиационного реактивного двигателя. Она характеризует возможность получения заданной величины тяги при ограничениях максимального диаметра двигателя (например, при расположении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном расположении двигателя на летательном аппарате (в мотогондоле) величина лобовой тяги в значительной степени определяет внешнее сопротивление двигательной установки.
В некоторых случаях величину лобовой тяги определяют не по миделю двигателя, а по площади входа в воздухозаборник:
Кроме этих основных удельных параметров иногда используют и некоторые другие – коэффициент тяги, удельный импульс тяги, удельную объемную тягу.
Коэффициент тяги - безразмерный коэффициент, представляющий собой отношение удельной лобовой тяги к скоростному напору набегающего воздуха:
При горизонтальном установившемся полете сила тяги двигателя равна силе аэродинамического сопротивления, откуда коэффициент тяги равен коэффициенту аэродинамического сопротивления С х :
Если величина больше С х , то избыточная тяга идет на разгон летательного аппарата.
Удельный импульс тяги - характеризуется величиной тяги двигателя, которая образуется при сжигании 1 кг топлива в секунду:
Удельная объемная тяга - отношение взлетной тяги двигателя к его объему:
Эта величина обычно используется для оценки объема двигателя и возможности его размещения в фюзеляже или мотогондоле летательного аппарата.
Основным свойством авиационного двигателя является создаваемая им тяга. Изменение взлетной тяги четырех типов авиационных ГТД по времени показано на рис.2.3 и 2.4. За 50 лет тяга выросла в 57 раз. За то же время взлетная масса самолетов с реактивными двигателями возросла в 100 раз. Максимальные тяги достигнуты в ТРД РД‑35‑51 – 205,82 кН и ТРДД GE90‑115B – 512,43 кН для гражданских самолетов. Наибольшие тяги для боевых самолетов достигнуты в ТРДФ РД‑7М2 – 161,715 кН и ТРДДФ НК‑32 – 245,0 кН. Приведенные данные наглядно иллюстрируют (с 1985 г.) распределение авиационных ГТД по классам тяги.
Рис.2.3 Рост максимальной тяги авиационных ГТД по годам
Рис.2.4 Изменение взлетной тяги авиационных ГТД по годам
Эволюция авиационных ГТД по удельному расходу топлива () авиационных ГТД для гражданской и военно-транспортной авиации на крейсерском режиме () показана на рис.2.5 и 2.6.
Рис.2.5 Изменение удельного расхода топлива по годам ()
Видно, что в каждом поколении авиационных ГТД, начиная с III, т. е. для ТРДД, уменьшение происходит по «ступенькам»: очередное значительное снижение связано с появлением нового поколения. Относительное снижение удельного расхода топлива в поколениях ГТД приведено в табл.2.1.
Если принять за исходное значение для ТРД первых пассажирских самолетов, то его снижение по поколениям будет весьма существенным (табл.2.1., первый столбец). Если же оценивать вклад в уменьшение каждого поколения по отношению к предыдущему, то он все меньше и меньше (табл.2.1, 2 и 3 столбец).
Наблюдаемая тенденция изменения (рис.2.5 и табл.2.1.), свидетельствует о том, что его дальнейшее снижение вызывает все большие трудности, «кривая уменьшения» выполаживается. Однако, если рассмотреть значения ТРДД V поколения (см. рис.2.6), то можно отметить явную тенденцию уменьшения от 0,056÷0,061 к 0,051 .
Это связано со значительным повышением уровня параметров цикла и двухконтурности ТРДД V поколения, а также с комплексным внедрением мероприятий по повышению КПД лопаточных машин, отработанных в отдельности на ТРДД поколения IV+.
Рис.2.6 Изменение удельного расхода топлива по годам
() для ТРДД IV, IV+ и V поколений
Таблица 2.1.
Проектные параметры ТРДД, а именно ,и m влияют на удельный расход топлива.
Зависимость ТРДД от двухконтурности показана на рис.2.7. Увеличение двухконтурности (конечно совместно с и ) благоприятно сказалось на удельном расходе топлива, уменьшился практически в 2 раза, с 0,9 до 0,495 . Влияние на иллюстрирует рис.2.8.
На этих рисунках в частности хорошо видно, что уменьшение ТРДД поколения IV+ не связано с ростом параметров цикла.
Рис.2.7 Зависимость от степени двухконтурности
Рис.2.8 Зависимость от
Главным показателем совершенства ТРДДФ является его удельная тяга, которая обычно дается для взлетного режима. Чем больше значение , тем выше лобовая тяга и соответственно меньше лобовые габаритные размеры и удельный вес двигателя. На значение первостепенное влияние оказывают температура газа и степень двухконтурности m. Чтобы проанализировать это влияние, на рис.2.9 даны расчетные зависимости значений при различных и m для =26. На график нанесены данные ТРДДФ трех поколений, включая отечественные. ТРДДФ для стратегического бомбардировщика Рокуэлл В-1В имеет относительно низкое значение =83,8 из-за m=2,1. Эти данные подтверждают целесообразность выбора для ТРДДФ истребителя предельно возможных значений и малых m для достижения высоких значений . Двухконтурность созданных ТРДДФ V поколения (для истребителей) лежит в диапазоне 0,25÷0,5.
Рис.2.9. Удельная тяга ТРДДФ трех поколений
Одним из показателей, определяющих маневренность самолетов-истребителей является тяговооруженность : отношение тяги силовой установки к весу самолета. Считается, что более высокая тяговооруженность истребителя открывает возможность к наступлению в воздушном бою. Влияние весового совершенства двигателей () на взлетную тяговооруженность для реактивных самолетов-истребителей разных поколений показано на рис.2.11. Одно из выражений, по которому определяется взлетная тяговооруженность, имеет вид:
Следовательно, тяговооруженность обратно пропорциональна удельному весу и прямо пропорциональна относительному весу силовой установки . За период с 1950 по 2005 гг. относительный вес силовой установки истребителя изменился от значений =0,15÷0,2 до =0,1÷0,15 (на рис.2.10 нанесены линии постоянных значений =0,1; 0,15; 0,2), т.е. уменьшился почти в 1,5 раза. .Не смотря на это, тяговооруженность возросла в 2,4 раза за счет уменьшения удельного веса двигателей в 3 раза. Следовательно, возможность увеличения обеспечивается исключительно снижением удельного веса двигателей . Способность современных истребителей завоевания превосходства в воздухе маневрировать с поперечной перегрузкой =9 обеспечивается удельным весом их двигателей .
На рис.2.11 показано уменьшение для ТРДФ и ТРДДФ по годам для II÷V поколений. За исключением ТРДФ J85 и Р35-300, барьер в =0,15 преодолели только ТРДДФ IV и V поколений.
Рис.2.10 Взаимосвязь весового совершенства ТРДФ, ТРДДФ
и тяговооруженности самолетов-истребителей
Рис.2.11 Уменьшение удельного веса ТРДФ и ТРДДФ по годам
Эксплуатационные ограничения режимов работы двигателя
Из-за прочностных или функциональных ограничений двигателя приходится вводить и ограничения по условиям применения летательного аппарата с тем, чтобы, например, давление воздуха за компрессором не превысило предельного из условия прочности корпуса камеры сгорания. Такие ограничения могут быть необходимы по времени непрерывной работы двигателя на режиме, величине максимальной температуры газов перед турбиной, газовых нагрузок, действующих на рабочие лопатки компрессора и турбины, предельной частоте вращения ротора и т.п. Эксплуатационные ограничения режимов работы двигателя устанавливаются с учетом исключения механических и тепловых перегрузок отдельных деталей и узлов конструкции и обеспечения устойчивой работы элементов силовой установки.
1. Ограничения по устойчивой работе входного устройства. Ограничения (по режимам дросселирования ГТД, углам атаки и т.п.) вводятся с целью согласования расходов воздуха через входное устройство ГТД.
2. Ограничения по устойчивой работе компрессора. Ограничения по максимальной приведенной частоте вращения РНД, температуры газа перед турбиной .
3. Ограничения по устойчивой работе камер сгорания.
4. Ограничения по перегрузкам. По линейным перегрузкам, по угловым скоростям, по угловым ускорениям, работать на предельных углах крена, тангажа, рыскания и скольжения, по времени действия перегрузок.
5. Ограничения по воздействию пыли и птиц. Снижение тяги двигателя при работе в запыленных условиях (задана концентрация пыли) на максимальном режиме и на режиме работы, соответствующем рулению ЛА в течение заданного времени не более 3%. Попадание в двигатель птиц заданной массы при опробовании на земле, при рулении, взлете (посадке) и в полете не должно приводить к нелокализованному отказу.
6. Ограничения по воздействию на двигатель внешней среды (температура, давление, влажность, составляющие скорости ветра, обледенение, град, снег, дождь и т.п.).
На рис.28 показаны диапазон высот и скоростей полета самолета и возможные ограничения, налагаемые на него двигателем.
Ограничение по низкому давлению газов за турбиной возникает при малых скоростях полета самолета, когда давление воздуха повышается в воздухозаборнике за счет скоростного напора незначительно, следовательно, давление воздуха за компрессором и газов за турбиной будет также невысоким. Естественно, включение форсажа на таком режиме будет бессмысленным.
Ограничение по скоростному напору связано с нагревом конструкции самолета и воздействием на нее больших газовых нагрузок. Воздух, поступающий в компрессор, так же будет иметь высокую температуру. При торможении воздуха в воздухозаборнике и дальнейшем сжатии в компрессоре температура его дополнительно повысится и может превысить допустимый предел.
При полете самолета на малой высоте и максимальной скорости при температуре окружающего воздуха минус 40 °С плотность воздуха и скоростной напор будут максимальными. Это режим максимального расхода воздуха через двигатель. Давление воздуха за компрессором двигателя также будет большим и может превысить ограничения по прочности корпуса камеры сгорания. На этом режиме также возрастает до недопустимой величины расход топлива при включении форсажа.
Запуск двигателя в полете осуществляется на режиме авторотации. Если выполнять такой запуск на большой высоте (при малой плотности воздуха), то, во-первых, ротор может не достичь необходимой для запуска частоты вращения, во-вторых, будет затруднен розжиг камеры сгорания из-за недостатка кислорода и малого диапазона устойчивости по коэффициенту избытка воздуха. При большой скорости полета самолета камеру сгорания также будет трудно разжечь из-за высокой скорости воздуха в ее фронтовом устройстве и срыва пламени. Поэтому запуск двигателя в воздухе выполняется на скорости V пр = 550…650 км/час и на высотах не более 8 км (до 10…11 км с кислородной подпиткой). На высотах менее 2 км запуск запрещен по условиям безопасности (у экипажа должен оставаться резерв высоты для покидания самолета при невозможности запуска двигателя).
Для значительного числа деталей, узлов и элементов двигателя не представляется возможным точно учесть действующие силовые факторы, особенно при наличии вибрационных режимов, и, кроме того, формы деталей бывают настолько сложными, что выполнить прочностной расчет по точным аналитическим зависимостям невозможно. В этих случаях расчеты выполняют с использованием численных методов (методы конечных разностей, конечных элементов и др.). На помощь конструктору приходят также сравнительный расчет и эксперимент на модели и в натуре.
При сравнительном расчете напряжения в деталях проектируемого двигателя сравнивают с напряжениями в аналогичных деталях двигателя-прототипа, хорошо зарекомендовавшего себя в эксплуатации.
Большую помощь конструктору при проектировании двигателя оказывает теория подобия, позволяющая по известным данным двигателя-прототипа провести предварительную оценку параметров геометрически и газодинамически подобного двигателя. Для таких двигателей справедливы следующие соотношения:
– отношения масс двигателей приблизительно пропорционально отношению кубов их диаметров;
– отношение тяг приблизительно пропорционально отношению квадратов их диаметров;
– центробежные силы элементов роторов подобных двигателей, у которых в сходственных точках окружные скорости одинаковы, пропорциональны квадратам линейных размеров Р ц 1 /Р ц 2 = D 2 к1 /D 2 к2 , а напряжения в сходственных точках будут, соответственно, одинаковы. То же относится и к газовым силам и напряжениям от них.
Особенное значение теория подобия приобретает в связи с внедрением принципа проектирования новых двигателей на базе хорошо отработанной турбокомпрессорной части (базового газогенератора).
Процесс изготовления двигателя начинается с создания 10 опытных экземпляров (ранее трех-четырех десятков и более опытных экземпляров, которые проходят следующие основные испытания:
– заводские (наземные и летные);
– государственные (наземные и летные);
– сертификационные (наземные и летные);
– эксплуатационные.
На основании положительных результатов государственных испытаний двигатель внедряется в серийное производство. Иногда с целью сокращения сроков отдельные этапы различных испытаний могут совмещаться.
Серийные двигатели проходят контрольно-сдаточные испытания. С целью установления (подтверждения) назначенного и межремонтных ресурсов и сроков службы двигатели проходят лидерные (ускоренные) испытания, при которых наработка лидерных двигателей опережает в 1,5…2 раза наработку двигателей, находящихся в серийной эксплуатации.
Для подтверждения качества выполнения мероприятий на двигателях (модернизация, доработки по бюллетеням) двигатели могут подвергаться специальным испытаниям.
Одним из важных требований к характеристикам управления ГТД является высокая точность поддержания (ограничения) заданной температуры газа на установившихся и переходных режимах его работы, так как качество регулирования на режимах, предельных по температуре газа, является важным для получения требуемых характеристик и сохранения ресурса двигателя. Погрешности регулирования температуры газа на установившихся режимах не должны превышать 5. .10 К, а на переходных режимах допустимая величина «заброса» температуры составляет 30. .50 К на время не более 0,5. .1с. При этом скорость изменения температуры газа на переходных режимах может достигать 500 К/с.
В качестве измерителей температуры газа в САУ используются термопары, которые для защиты от повреждений помещают в корпус (чехол). В таком конструктивном исполнении измеритель имеет достаточно большую инерционность, препятствующую получению требуемой динамической точности регулирования (ограничения) температуры газа при быстропротекающих переходных процессах в двигателе, например, таких как приемистость. Для улучшения динамических свойств регулятора температуры газа применяют алгоритмическую компенсацию инерционности измерителя, вводя в сигнал управления воздействие по производной от сигнала измерения. Повышение качества компенсации достигается путем коррекции параметров алгоритма по давлению воздуха за компрессором р или комплексу параметров.
Устойчивость регулирования температуры газа зависит от характеристик измерителя температуры, алгоритмов управления и способов согласования канала регулирования Т с другими каналами управления в САУ. Однако общей закономерностью является уменьшение области устойчивости регулирования при снижении инерционности канала регулирования различными способами (применением малоинерционных измерителей, введением компенсирующих устройств). Такая тенденция имеет место для двигателей различных типов во всех условиях полета.
Отмеченную закономерность иллюстрируют границы областей устойчивости регулятора температуры для одного из двигателей, показанные. На графиках используются следующие обозначения: - суммарный коэффициент усиления регулятора температуры коэффициент, характеризующий величину сигнала но производной в пропорционально-интегрально-дифференциальном (ПИД) регуляторе температуры газа; Тит - постоянная времени, характеризующая инерционность измерителя температуры газа. Штриховка направлена внутрь области устойчивости.
Эта особенность характеристик устойчивости регулирования определяет противоречия в требованиях к параметрам регулятора температуры газа, которые должны обеспечивать высокое качество регулирования на переходных режимах работы двигателя и необходимую точность на установившихся: необходимо иметь малую инерционность канала регулирования, что не позволяет реализовать достаточно высокий коэффициент усиления в нем для получения требуемой точности поддержания заданного значения Т на установившихся режимах.
Основы рабочего процесса ГТД 2. ГТД как тепловая машина При определении эффективности ГТД его необходимо оценивать с двух точек зрения. В зависимости от типа ГТД механическая работа получается в следующих формах: в ТРД и ТРДД в форме приращения кинетической энергии струи рабочего тела воздуха и газа; в вертолетных ГТД в виде работы на валу турбины; в ТВД в виде суммы работы на валу и приращения кинетической энергии.
Поделитесь работой в социальных сетях
Если эта работа Вам не подошла внизу страницы есть список похожих работ. Так же Вы можете воспользоваться кнопкой поиск
Лекция 2
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ТРЕБОВАНИЯ К ГТД
2.1. Основы рабочего процесса ГТД
2.1.1. ГТД как тепловая машина
При определении эффективности ГТД его необходимо оценивать с двух точек зрения.
Во-первых, как и любой иной тепловой двигатель необходимо рассматривать как машину, предназначенную для преобразования выделяющейся в камере сгорания тепловой энергии в механическую работу. В зависимости от типа ГТД механическая работа получается в следующих формах:
В ТРД и ТРДД - в форме приращения кинетической энергии струи рабочего тела (воздуха и газа);
В вертолетных ГТД - в виде работы на валу турбины;
В ТВД - в виде суммы работы на валу и приращения кинетической энергии.
В этом случае эффективность двигателя оценивается как эффективность тепловой машины.
Во-вторых, ГТД необходимо оценивать как средство преобразования полученной механической работы в полезную работу силы тяги по перемещению летательного аппарата. В этом случае эффективность двигательной установки оценивается как эффективность движителя.
Эффективность ГТД наземного и морского применения, предназначенных для производства мощности на выходном валу, может оцениваться только как эффективность тепловой машины.
При рассмотрении ГТД как тепловой машины можно отвлечься от конкретного типа и назначения двигателя, так как в большинстве рассмотренных выше схем ГТД реализуется одинаковый термодинамический цикл, обычно называемый простым газотурбинным циклом или циклом Брайтона.
Реальный простой газотурбинный цикл показан на рис. 2.1 в T-S диаграмме.
В диаграмме наглядно отображаются работа цикла, подведенное и отведенное тепло и внутрицикловые потери (в процессах сжатия, расширения и течения рабочего тела по тракту ГТД).
Простой цикл состоит из следующих термодинамических процессов (см. рис. 2.1):
Адиабатическое сжатие рабочего тела (воздуха) в воздухозаборнике (отрезок H-B на диаграмме) и вкомпрессоре (отрезок B-K) от атмосферного давления р н до давления р* к . В авиационных ГТД и в наземных ГТД динамическое сжатие в воздухозаборнике отсутствует и весь процесс сжатия осуществляется в компрессоре;
Рис. 2.1. Простой газотурбинный цикл в T-S диаграмме:
площадь 2КГ32 - тепло, подведенное топливом;
площадь 1HC41 - тепло, отведенное в атмосферу;
площадь 1HK21 - потери работы в процессе сжатия;
площадь ЗГС42 - потери работы в процессе расширения;
Работа цикла = площадь НКГСН - площадь 1HK21 = площадь ЗГС43
Подвод тепла при постоянном давлении к потоку рабочего тела в камере сгорания за счет сгорания топлива (отрезок К-Г). Фактически давление в КС несколько снижается от р* к до р* т из-за гидравлических и тепловых потерь;
Адиабатическое расширение продуктов сгорания в турбине (Г-Т) и сопле (T-C) от давления р* т до атмосферного р н .
Для вертолетных и наземных ГТД точки T и С практически совпадают, так как расширение газа в турбине происходит до атмосферного давления;
Отвод тепла к внешнему источнику (в атмосферу) при постоянном давлении р н (отрезок C-H).
Реальный газотурбинный цикл является разомкнутым циклом - в дальнейшем выхлопные газы не участвуют в периодически совершаемой работе и не попадают на вход в двигатель. Цикл осуществляется рабочим телом с переменной теплоемкостью и химическим составом. Является переменным и расход рабочего тела из-за добавки массы топлива в камере сгорания во время цикла. Влияние на объем рабочего тела также оказывает система вторичных потоков внутри ГТД.
Основными показателями цикла являются удельная работа L уд (работа, отнесенная к 1 кг рабочего тела) и эффективный КПД η е , равный отношению работы цикла L ц к количеству теплоты Q 1 подведенному с топливом к камере сгорания:
Параметрами реального цикла, определяющими уровень его показателей (L уд и η е ), являются температура газа перед турбиной (как правило, используется температура перед первым рабочим колесом - Т* СА ), суммарная степень сжатия (), уровень аэродинамического совершенства лопаточных машин и гидравлических потерь по тракту, а также расход циклового воздуха на oxлаждение турбины.
Важнейшим параметром, определяющим совершенство цикла и ГТД в целом как теплового двигателя, является температура газа перед турбиной. С увеличением температуры пропорционально увеличивается удельная работа цикла, а также повышается эффективный КПД.
Зависимость показателей цикла от степени сжатия более сложная: с увеличением удельная работа и эффективный КПД цикла сначала увеличиваются, а затем, достигнув максимума при = opt , снижаются. Оптимальная степень сжатия по КПД значительно выше оптимальной степени сжатия по удельной работе: optη > opt L (рис. 2.2).
Рис. 2.2. Зависимость эффективного КПД простого цикла и удельной работы цикла от суммарной степени сжатия, температуры газа перед турбиной и КПД узлов
Перечисленные выше особенности газотурбинного цикла определяют пути его совершенствования, постоянно реализуемые на практике.
Для повышения удельной работы и эффективного КПД в любом случае целесообразно иметь максимально возможную температуру перед турбиной. Более высокая Т* СА помимо непосредственного повышения L уд и η е позволяет применять более высокую степень сжатия, повышающую экономичность цикла.
Для любого типа ГТД повышение температуры перед турбиной означает улучшение удельных параметров двигателя:
Повышение удельной тяги ТРД и ТРДД;
Повышение удельной мощности и экономичности ТВД, вертолетных ГТД, наземных и морских ГТД;
Снижение удельной массы всех типов ГТД;
Повышение лобовой тяги ТРД и ТРДД.
Максимально достижимая температура (стехиометрическая) определяется из условия полного использования в процессе горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха в камере сгорания α кс =1). Для углеводородного топлива эта температура зависит от температуры в конце сжатия и составляет Т* CAmax =2200...2800 К .
Фактическая величина применяемых Т* CAmax в современных ГТД ограничивается, в основном, технологическими возможностями. Это - свойства турбинных материалов, эффективность систем охлаждения, а также экономические и экологические ограничения. Развитие авиационных и наземных ГТД в части повышения Т* CA по годам показано на рис. 2.3.
Рис. 2.3. Эволюция температуры газа перед турбиной
Наибольшие температуры Т* CA =1850...1870 К достигнуты на новейших военных ТРДДФ и гражданских ТРДД сверхвысокой тяги, а также мощных энергетических ГТД (Ne >150 МВт ), в основном применяемых в ПГУ.
Активное использование новейших авиационных технологий в проектировании и производстве наземных ГТД, а также реализация сложных систем охлаждения турбины с использованием теплообменников и водяного пара в качестве oxладителя позволило наземным ГТД постепенно преодолеть технологическое отставание от авиадвигателей. Новейшие модели мощных энергетических ГТД достигли рабочей температуры газа перед турбиной Т* CA =1700...1800 К . При этом ресурс наиболее нагруженных деталей турбины составляет не менее 25000 часов.
Как указывалось, повышение Т* CA позволяет применять более высокие степени сжатия, оптимальные значения которых увеличиваются с ростом Т* CA . В связи с этим, одновременное повышение температуры перед турбиной и степени сжатия является наиболее эффективным способом повышения КПД и удельной работы цикла.
Степень сжатия компрессора в современных наземных ГТД простого цикла π* к =30...35. В авиационных же двигателях π* к =40...45 и имеет тенденцию к дальнейшему повышению.
Выбор оптимальной степени сжатия ГТД зависит от назначения двигателя, режимов эксплуатации, размерности. Например, высокая степень сжатия приводит к уменьшению размеров проточной части последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. А это неблагоприятно сказывается на КПД этих узлов, и выигрыш КПД цикла от повышения π* к может быть сведён на нет уменьшением КПД компрессора и турбины. Поэтому, как правило, более высокие π* к применяются в ГТД больших размерностей.
Выбор степени сжатия является одной из задач оптимизации параметров ГТД с целью обеспечения наилучших характеристик двигателя и объекта его применения (летательного аппарата, промышленного оборудования, электростанции и т.д.) при минимальной стоимости жизненного цикла.
Значительным резервом для совершенствования цикла и улучшения параметров ГТД является снижение внутрицикловых потерь - повышение КПД лопаточных машин, снижение потерь и утечек по тракту ГТД и расхода воздуха на охлаждение.
2.1.2 Применение сложных циклов в ГТД
Рассмотренные выше направления совершенствования простого цикла ограничиваются технологическими возможностями, имеющимися в данный момент времени. Другим возможным направлением улучшения характеристик ГТД является применение усложненных схем для реализации так называемых сложных циклов.
Обычно сложным циклом называют цикл ГТД, содержащий дополнительные термодинамические процессы, не входящие в простой цикл:
Промежуточный подогрев в процессе расширения,
Промежуточное охлаждение в процессе сжатия,
Утилизация тепла выхлопных газов,
Увлажнение циклового воздуха и др.
Утилизация отводимого из цикла тепла может быть реализована различными способами:
Подогревом выхлопными газами циклового воздуха перед камерой сгорания (регенеративный цикл);
Производством перегретого пара высокого давления и впрыском его в камеру сгорания и турбину ГТД (цикл STIG) или срабатыванием пара в отдельной паровой турбине (комбинированный парогазовый цикл);
Использованием тепла выхлопных газов для повышения теплотворной способности топлива (химическая регенерация);
Утилизацией тепла выхлопных газов в дополнительном утилизационном цикле (воздушном или с использованием низкокипящей жидкости).
Для значительного улучшения характеристик ГТД перечисленные процессы и способы утилизации тепла могут применяться в различных сочетаниях.
Поскольку в наземных и морских ГТД нет характерных для авиадвигателей жестких ограничений по габаритам и массе, то для таких ГТУ сложные циклы используются чаще. В авиационных ГТД для повышения тяги широко применяется цикл с промежуточным подогревом в процессе расширения (цикл ТРДФ и ТРДДФ).
В 1940-1960-х гг. были созданы опытные образцы ТВД с регенератором . Этим применение регенеративного цикла в авиационных ГТД ограничилось и не получило дальнейшего развития по причине значительного веса и габаритов теплообменника и его низкой надежности.
В наземных ГТД регенеративный цикл применяется достаточно широко. Утилизация тепла осуществляется в теплообменниках-рекуператорах и позволяет повысить КПД цикла на 20...30% (относительных.). При этом удельная работа несколько снижается из-за гидравлических потерь в рекуператоре. Очевидно, что регенерация тепла возможна, если температура выхлопных газов существенно выше температуры воздуха за компрессором, т.е. при небольшой степени сжатия π* к =4...10.
В настоящее время регенеративный цикл используется в ГТД небольшой размерности (мощностью до~16 МВт ) и в микротурбинах, для которых применение высокой степени сжатия ограничивается малой размерностью лопаточных машин.
Энергетические наземные ГТД широко используются в составе ПГУ в комбинированном парогазовом цикле , который является комбинацией простого газотурбинного цикла и парового цикла Ренкина. В ПГУ тепло выхлопных газов ГТД используется в котле-утилизаторе для производства перегретого пара и выработки дополнительной мощности в конденсационной паровой турбине. Увеличение мощности и КПД установки составляет ~50 %.
Уровень КПД современных ПГУ, базирующихся на ГТД с высокими параметрами цикла (Т* CA =1600...1700 К, π* к =16...23) достигает 58...60%.
Достаточно часто в энергетических ГТД используется также цикл с впрыском пара в камеру сгорания и турбину (цикл STIG). В отличие от ПГУ в этом случае нет необходимости в паровой турбине, поэтому установки с впрыском пара значительно проще и дешевле. Однако и прирост мощности и КПД в таких установках меньше, чем в ПГУ. Очевидным недостатком цикла является потеря большого количества специально подготовленной воды (парогазовая смесь после расширения в турбине и охлаждения в котле выбрасывается в атмосферу).
Цикл с промежуточным подогревом в наземных ГТД имеет ограниченное применение из-за отрицательного влияния на эффективный КПД. В ГТД имеется вторая камера сгорания, расположенная после первой ступени пятиступенчатой турбины. Для компенсации снижения КПД цикла применяется повышенная степень сжатия π* к = 30...32.
В наземных ГТД используются также циклы:
С промежуточным охлаждением;
С промежуточным охлаждением и промежуточным подогревом;
С промежуточным охлаждением и регенерацией;
С промежуточным охлаждением, промежуточным подогревом и регенерацией;
С впрыском пара в камеру сгорания с последующим его извлечением на выхлопе при помощи контактного конденсатора;
Циклы с увлажнением воздуха и др.
Однако реализующие перечисленные циклы установки не нашли пока широкого применения и являются либо опытными образцами, либо выпущены небольшой серией.
2.2. Основные параметры наземных приводных ГТД
В наземных ГТД свободная энергия полностью срабатывается на турбине и передается потребителю в виде механической работы на выходном валу двигателя. По способу использования свободной энергии наиболее близким авиационным аналогом для наземных ГТД является вертолетный ГТД.
К основным параметрам наземных ГТД относятся эффективная мощность и эффективный КПД на выходном валу. Также важными параметрами являются расход воздуха, расход и температура газов, располагаемая тепловая мощность на выходе, расход топлива. Эти параметры используются при проектировании ГТУ и объектов применения ГТД.
Масса и габариты для наземных и морских ГТД имеют второстепенное значение. Исключение составляют транспортные ГТД, в том числе и морские, используемые для привода судовых движителей. Для транспортных двигателей габариты (объем) имеют важное значение, поскольку пространство для их размещения на объектах применения зачастую ограничено.
Параметры ГТД обычно даются в стандартных условиях ISO 2314:
Температура атмосферного воздуха +15 ° С ;
Давление атмосферного воздуха 760 мм рт.ст ;
Относительная влажность воздуха 60 %;
Без учета потерь давления во всасывающем и выхлопном устройствах объекта применения ГТД;
С учетом потерь на входе и выходе собственно ГТД - во входном корпусе компресcopa и выходном тракте ГТД за турбиной, включающем стойки задней опоры, диффузор и улитку.
Мощность наземных ГТД изменяется в широких пределах - от десятков киловатт в микротурбинах до сотен мегаватт в крупных стационарных энергетических ГТД.
К настоящему времени создано множество моделей ГТД, достаточно равномерно заполняющих мощностной ряд от 30 кВт до 350000 кВт .
Мощностной ряд ГТД можно условно разделить на четыре класса:
Микротурбины - имеют мощность 30 кВт до 250 кВт , применяются обычно в составе автономных энергоагрегатов для выработки электроэнергии или совместного производства электрической, тепловой энергии и в ряде случаев для производства холода;
ГТД малой мощности - от 250 кВт до 10 МВт , для механического и морского привода, привода электрогенераторов в составе ГТЭС простого цикла и в когенерационных установках для совместного производства электрической и тепловой энергии;
ГТД средней мощности- от 10 МВт до 60 МВт для механического и морского привода, в составе ГТЭС простого и комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках;
ГТД большой мощности от 60 до 350 МВт , используются в составе ГТЭС комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках; значительно реже - в простом цикле.
Важнейшими удельными параметрами определяющими степень технического совершенства наземных ГТД, являются удельная мощность и эффективный КПД на выходном валу.
Удельная мощность (аналогично ТВД и вертолетным ГТД) представляет собой мощность, приходящуюся на единицу 1 кг / с ) расхода воздуха G в , и численно равна удельной работе цикла (кДж / кг ), кВт / кг / с .
Удельной мощностью называют мощность, получаемую с одного килограмма расхода воздуха через двигатель. При заданной мощности повышение удельных показателей означает снижение потребного расхода воздуха через двигатель и, как следствие, уменьшение габаритов и массы ГТД.
Современные наземные ГТД постоянно развиваются в сторону повышения удельной мощности за счет увеличения температуры газа перед турбиной, совершенствования аэродинамики лопаточных машин и систем охлаждения. В настоящее время особенно значителен прогресс в повышении параметров мощных одновальных энергетических ГТД. Это объясняется интенсивным заимствованием авиационных технологий в области трехмерной аэродинамики, применением многослойных теплозащитных покрытий (ТЗП) и эффективных систем охлаждения турбины, использованием теплообменников для снижения температуры охлаждающего воздуха и водяного пара в качестве охладителя.
Удельная мощность новейших серийных энергетических ГТД достигает 400...450 кВт / кг / с.
Важнейшим удельным параметром наземных ГТД является эффективный КПД (η e ). Он характеризует топливную эффективность и представляет собой отношение эффективной мощности на валу N e к мощности, подведенной с топливом N топл , кВт :
где - часовой расход топлива, кг / ч ;
Низшая теплота сгорания, кДж / кг .
Учитывая, что отношение / N e является удельным расходом топлива С е , выражение для эффективного КПД ГТД можно записать также в виде:
Повышение эффективного КПД - важнейшее направление развития ГТД достигается повышением параметров цикла Т* СА и π* к в оптимальном соотношении, а также уменьшением внутрицикловых потерь за счет совершенствования аэродинамики лопаточных машин, систем охлаждения и снижения потерь по тракту ГТД.
Эффективный КПД зависит также и от класса мощности у ГТД меньшего класса мощности КПД, как правило, ниже (рис. 2.4).
Эта зависимость проявляется через фактор размерности. В ГТД меньшей мощности более умеренные параметры цикла, так как сложнее получить высокий КПД на малоразмерных лопаточных машинах. Параметры цикла, кроме этого, влияют и на удельную стоимость ГТД. Эффективный КПД современных ГТД простого цикла составляет η e =0,18...0,43.
2.4. Зависимость эффективного КПД (η e ) наземных ГТД от мощности
Удельная стоимость ГТД- экономический параметр, характеризующий стоимость 1 кВт установленной мощности ГТД в определенной стандартной комплектации. Например, если ГТД применяется для механического привода, в состав оборудования входят: системы запуска, управления, противообледенительная и противопожарная, входное и выходное устройства, редуктор и некоторые другие. С ростом мощности ГТД существенно снижается его удельная стоимость.
Так, например, удельная стоимость ГТД для механического привода составляет от 400...450 $ / кВт (для ГТД класса мощности ~1 МВт ) до 170...180 $ / кВт (для ГТД мощностью 30...40 МВт ).
2.3. Особенности требований к ГТД наземного применения
Энергетика и механический привод являются важнейшими областями применения наземных ГТД: в суммарном объеме мирового производства наземных ГТД энергетические ГТД составляют около 91 %, приводные ГТД- около 5 % (по стоимости).
2.3.1. Особенности требований к приводным ГТД для ГПА
2.3.1.1. Требования к характеристикам ГТД
Основными характеристиками ГТД, определяющими его размерность и техническое совершенство, являются номинальная мощность на выходном валу (N e ном ) и эффективный КПД (η e ) на режиме номинальной мощности.
N e ном - это максимальная длительная мощность в определенных стандартных условиях, при которой обеспечиваются заявленные показатели ресурса, надежности и экономичности. N e ном и η e определяются для двух условий: условий по ISO 2314 и станционных условий.
1) параметры воздуха на входе (в плоскости входного патрубка компрессора): полное давление 0,1013 МПА, полная температура +15 °С, относительная влажность 60 %;
2) параметры на выхлопе (в плоскости выхлопного патрубка турбины или на выходе из регенератора, если используется регенеративный цикл): статическое давление 0,1013 МПА;
3) сопротивление входного и выхлопного трактов ГПА не учитывается.
Параметры ГТД в условиях ISO используются для определения технического уровня двигателя и сравнения его с ближайшими аналогами.
Станционные условия отличаются от условий ISO учетом потерь полного давления во входном и выхлопном устройствах ГПА, которые обычно не превышают 1000 Па (100 мм вод.ст .).
Номинальная мощность должна обеспечиваться до температуры атмосферного воздуха +25 ° С (это требование может быть изменено для конкретного двигателя).
Максимальная мощность ГТД - это предельная рабочая мощность, развиваемая при больших отрицательных температурах атмосферного воздуха. Максимальная мощность должна быть до 20 % выше номинальной.
Номинальный КПД проектируемых ГТД должен соответствовать современному техническому уровню или быть выше. Значения КПД современных серийных ГТД для различных классов мощности приведены в табл. 2.1.
Таблица 2.1. Современный уровень КПД ГТД
|
Класс мощности, МВт |
КПД, % (в станционных условиях) |
||
|
Авиапроизводные ГТД простого цикла |
Стационарные ГТД простого цикла |
Стационарные ГТД регенеративного цикла |
|
|
2...4 |
27...28 |
26...27,5 |
|
|
4...8 |
29...33,5 |
28...32,5 |
32...34 |
|
10...12,5 |
31...34,5 |
29...33 |
32...35 |
|
16...25 |
34...38 |
32...35 |
34,5...36,5 |
Минимальная мощность, при которой допускается длительная эксплуатация ГТД, может составлять до 50 % от номинальной мощности.
Конструкция ГТД должна допускать возможность отбора сжатого воздуха из-за компрессора на станционные нужды и в противообледенительную систему. При этом соответственно снижаются мощность и КПД.
Двигатели ГПА работают на земле, в условиях запыленности, поэтому в процессе эксплуатации мощность снижается из-за загрязнения газовоздушного тракта двигателя (в основном, проточной части компрессора).
2.3.1.2. Требования к ресурсам и надежности
Класс использования ГТД для ГПА, как правило, базовый:
Время работы свыше 6000 ч / год ;
Число пусков не менее 20 в год ;
Время непрерывной работы - более 300 ч / пуск .
Срок службы ГТД - не менее 20 лет .
Ресурсы:
Назначенный - не менее 100000 ч ;
Межремонтный - 20000...25000 ч .
Назначенный ресурс газогенератора ГТД, конвертированного из авиадвигателя, должен быть не менее 50000 час .
Надежность ГТД для ГПА определяется следующими основными показателями:
а) наработка на отказ по причинам, связанным с двигателем, ч :
ч ;
Количество отказов.
Нормируемое значение Т отказ >3500 ч .
б) коэффициент надежности пусков:
где П - количество удавшихся пусков;
П общ - общее количество пусков с учетом неудавшихся.
Нормируемое значение >0,95.
в) коэффициент готовности:
где - суммарное время работы парка двигателей, ч ;
Суммарное время вынужденных простоев, связанное с устранением отказов, ч .
Нормируемое значение К т >0,98.
г) коэффициент технического использования:
где - суммарное время работы парка двигателей, ч ;
Суммарное время восстановления, связанное с устранением отказов, ч ;
Время простоев на плановое техническое обслуживание и ремонт, запланированный на время простоев, ч .
Нормируемое значение >0,9.
Фактически показатели надежности оцениваются по результатам эксплуатации и должны быть подтверждены по истечении пяти лет эксплуатации двигателей.
2.3.1.3. Требования экологии и безопасности
Существуют допустимые нормы содержания окислов азота и углерода в выхлопных газах приводных ГТД ГПА.
Для вновь проектируемых ГТД - не более 50 мг / нм 3 ;
Для модернизируемых ГТД- не более 150 мг / нм 3 .
2.3.2. Особенности требований к ГТД энергетических установок
2.3.2.1. Требования к характеристикам ГТД
Основные характеристики энергетических ГТД, так же как и ГТД механического привода, N e ном и η е на режиме номинальной мощности, которые обычно указываются в стандартных условиях ISO (см. подразд. 2.3.1). При проектировании конкретных энергетических объектов используются параметры ГТД в станционных условиях с учетом потерь полного давления на входе и выхлопе, отборов воздуха и мощности на нужды станции согласно требованиям заказчика.
Энергетические ГТД могут работать в различных условиях в соответствии с классами использования, которые отличаются суммарным временем работы и числом запусков в течение года. Классы использования энергетических ГТД представлены в табл. 2.2.
Таблица 2.2 Классы использования ГТД
|
Класс использования ГТД |
Показатели использования |
|
|
Время работы, час / год |
Число пусков, пуск / год |
|
|
Базовый |
свыше 6000 |
не более 100 |
|
Полупиковый |
свыше 2000 до 6000 |
свыше 100 до 200 |
|
Пиковый |
свыше 500 до 2000 |
свыше 200 до 500 |
|
Оперативный резерв |
до 500 |
свыше 500 |
2.3.2.2. Требования к ресурсам и надежности
Ресурсы ГТД должны быть не менее указанных в табл. 2.3.
Таблица 2.3. Ресурсы энергетических ГТД
|
Показатели |
Класс использования |
|
|
Базовый |
Пиковый |
|
|
Средний ресурс между капитальными ремонтами |
Не менее 25000 час |
1000 пусков или 4000 час работы под нагрузкой |
|
Ресурс до списания |
100000 час |
5000 пусков |
2.3.2.3. Требования к экологии и безопасности
Как правило, энергетические объекты располагаются внутри населенных пунктов или в их непосредственной близости. Это определяет жесткие требования к экологическим характеристикам энергетических ГТД и их контроль.
Требования к безопасности в основном аналогичны рассмотренным выше требованиям к ГТД механического привода.
2.3.2.4. Требования к контролепригодности, ремонтопригодности и др.
Конструкция ГТД должна обеспечивать максимально возможный визуальный и инструментальный контроль критических и наиболее ответственных элементов и узлов без разборки или при незначительной разборке.
Конструкция ГТД должна обеспечивать максимально возможный объем ремонтно-восстановительных работ без демонтажа двигателя в условиях электростанции. Мощные энергетические ГТД обязательно выполняются с полным горизонтальным разъемом для возможности выемки и ремонта ротора ГТД в условиях эксплуатации.
К габаритным и массовым характеристикам энергетических ГТД, как правило, не предъявляется жестких требований.
2.4 Разработка конструкций ГТД на основе базовых газогенераторов
2.4.1. Газогенератор базовый узел ГТД
Под газогенератором ГТД сложных схем (ТРДД, ТРДДФ, многовальных ТВД, вертолетных и наземных ГТД) обычно понимают каскад высокого давления, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины.
Газогенератор является наиболее ответственным агрегатом ГТД, непосредственно определяющим параметры и характеристики двигателя.
Газогенератор является также наиболее напряженной частью двигателя в отношении прочности, теплостойкости, эксплуатационной надежности. Он включает узлы и системы, работающие при наибольших температуре и давлении в тракте двигателя и наибольших же окружных скоростях (компрессор, камера сгорания, турбина, трансмиссия). Поэтому в газогенераторе сосредоточены самые передовые и дорогостоящие технологии и материалы, используемые при производстве ГТД.
2.4.2 Основные параметры и конструктивные схемы газогенераторов ГТД
Рассмотрим понятие размерность газогенератора. Размерность газогенератора характеризуется приведенным расходом воздуха на входе в компрессор G ко и на выходе из компрессора G пр вых .
Приведенный расход (кг / с ) на выходе определяется по формуле:
Газогенератор характеризуется термодинамическими параметрами:
Максимальной температурой газа перед турбиной;
Степенью сжатия в компрессоре;
Расчетной степенью расширения в турбине;
КПД компрессора и турбины.
Эти параметры в решающей степени определяют параметры цикла и основные данные ГТД.
КПД узлов газогенератора как основного производителя свободной энергии имеют повышенное влияние на мощность и экономичность двигателя по сравнению с КПД других узлов ГТД (например, турбокомпрессора низкого давления).
Также важны геометрические и аэродинамические параметры узлов газогенератора:
Приведенная окружная скорость компрессора;
Втулочные соотношения компрессора на входе и выходе;
Форма проточной части;
Аэродинамическая нагрузка ступеней компpeccopa и турбины (коэффициент теоретического напора компрессора и параметр нагруженности турбины) определяет количество ступеней компрессора и турбины влияет на конструктивный облик и выбор силовой схемы газогенератора.
Основные тенденции развития газогенераторов современных ГТД:
Повышение аэродинамической нагруженности ступеней компрессора и турбины для сокращения количества ступеней газогенератора и соответствующего снижения стоимости производства и ремонта;
Повышение максимальной температуры газа перед турбиной;
Уменьшение размерности газогенератора для ГТД фиксированной мощности в связи с общей тенденцией повышения температуры газа перед турбиной и степени двухконтурности (для ТРДД);
Улучшение эмиссионных характеристик камеры сгорания: снижение вредных выбросов NOx , CO , CN , дымности;
Применение передовых технологий.
2.4.3 СозданиеГТДразличного назначения на базе единого газогенератора
Стоимость создания полностью нового ГТД, например ТРДД класса тяги более 100 кВт (при проектировании «с осевой линии»), достигает 1...3 миллиарда долларов США. Поэтому газогенератор вновь созданного двигателя целесообразно использовать для разработки на его базе модификаций большей или меньшей тяги или создания ГТД другого назначения.
Кроме значительной экономии финансовых средств использование доведенного газогенератора позволяет существенно снизить технический риск и сроки создания новых ГТД, а также обеспечить более высокий уровень начальной надежности двигателей, что повышает их конкурентоспособность.
Конструктивно создание ГТД различных схем на базе единого газогенератора осуществляется надстройкой газогенератора необходимыми дополнительными узлами и системами (рис. 2.5).
Рис. 2.5. Схема создания различных ГТД на базе общего газогенератора
Например, при разработке ТРД газогенератор дополняется входным устройством и соплом.
При создании ТРДД газогенератор надстраивается каскадом низкого давления (вентилятором и турбиной низкого давления (ТНД)), наружным контуром и выхлопной системой, которая может быть выполнена с раздельными соплами внутреннего и наружного контуров или с общимсоплом.
При создании промышленных ГТД разрабатывается узел CT, а при необходимости значительного повышения мощности газогенератор может быть надстроен каскадом НД для увеличения расхода воздуха.
На рис. 2.6 показаны примеры разработки компрессоров с использованием моделирования базовых компрессоров и отдельных ступеней.
Рис. 2.6. Пример разработки компрессоров ГТД c использованием моделирования каскадов компрессора и отдельных ступеней
Другие похожие работы, которые могут вас заинтересовать.вшм> |
|||
| 2090. | ПРИРОДА И ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЛИЯНИЯ МЕЖДУ ЦЕПЯМИ | 82.17 KB | |
| Величина переходного затухания А, характеризующая затухание токов влияния при переходе с первой цепи вторую, является вторичным параметром влияния. В линиях связи обычно стремятся уменьшить собственное затухание цепи а и увеличить переходное затухание А. | |||
| 8959. | Шероховатость поверхности. Основные параметры и методы их определения | 2.8 MB | |
| Реальная и номинальная поверхности Базовая линия поверхность линия поверхность заданной геометрической формы определенным образом проведенная относительно профиля поверхности и служащая для оценки геометрических параметров поверхности. Профиль поверхности Средняя линия профиля m базовая линия имеющая форму номинального профиля и проведенная так чтоб в пределах базовой длины среднее квадратическое отклонение профиля до этой линии было минимально рис. Отклонение профиля y расстояние между точкой профиля и базовой линией рис.... | |||
| 6303. | Основные требования при подборе и синтезе катализаторов. Состав контактных масс. Основные типы промоторов. Понятия об активном компоненте, носителе (матрице) и связующем гетерогенных катализаторов и адсорбентов | 23.48 KB | |
| Наряду с химическим составом для активного катализатора необходимы высокая удельная поверхность и оптимальная пористая структура. Заметим что для получения высокоселективного катализатора высокая удельная поверхность необязательна. В том числе желательно минимизировать отложение кокса на поверхности катализатора в органических реакциях максимально удлинить период работы катализатора до регенерации. Приготовление катализатора должно быть хорошо воспроизводимым. | |||
| 1499. | Товарная реклама: основные требования к ней | 224.29 KB | |
| Понятие и исходные пункты маркетинга Товарная реклама: основные требования к ней. Понятие и исходные пункты маркетинга Маркетинг от англ. В самой сущности маркетинга заложены определенные понятия: потребность нужда запрос спрос товар и обмен... | |||
| 19091. | АНАЛИЗ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗАДАНИЯ И ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К РАЗРАБАТЫВАЕМОЙ КОНСТРУКЦИИ | 911.42 KB | |
| Серверная комната (серверное помещение или просто серверная) - выделенное технологическое помещение со специально созданными и поддерживаемыми условиями для размещения и функционирования серверного и телекоммуникационного оборудования. Допустимая температура в серверном помещении должна быть | |||
| 14580. | Параметры ссылки параметры указателя | 6.43 KB | |
| Если параметр должен ссылаться на несколько объектов или принимать нулевое значение то следует использовать указатели. Передача массива имеет следующие особенности: изменение значение аргумента параметра внутри функции поэтому если такое поведение не желательно то можно исп. Значение параметра по умолчанию Это значение которое считается подходящей в большинстве случаев использование функций она освобождает программиста от необходимости выделять внимание к каждой детали интерфейса функции. И значение по умолчанию по этой причине могут... | |||
| 6300. | Требования к носителям промышленных гетерогенных катализаторов. Основные типы носителей. Их физико-химические характеристики и технологические свойства | 20.07 KB | |
| Представляет собой смесь силикатов натрия калия кальция алюминия магния железа. Перед использованием из пемзы кислотами удаляют примеси железа и алюминия. Оксиды алюминия. αА12О3 корунд наиболее устойчивая форма оксида алюминия содержащая примерно 99 А12О3 и небольшое количество примесей оксидов титана и кремния. | |||
| 2637. | Аппликационные лекарственные препараты. Общая характеристика. Классификация. Основные требования. Технология нанесения адгезивов на подложку при производстве аппликационных лекарственных препаратов | 64.04 KB | |
| Аппликационные лекарственные препараты пластыри мозольные лейкопластыри перцовые пластыри кожные клеи жидкие пластыри пленки ТТС и др. Общая характеристика и классификация пластырей Пластыри Emplstr лекарственная форма для наружного применения обладающая способностью прилипать к коже оказывающая действие на кожу подкожные ткани и в ряде случаев общее воздействие на организм. Пластыри одна из старейших лекарственных форм известная с очень древних времен прародители современных препаратов четвертого поколения... | |||
| 14510. | Общение как основа коммуникативного образования. Коммуникативность обучения ИЯ как образовательная технология. Основные параметры коммуникативного образования | 14.17 KB | |
| Для того чтобы сформировать коммуникативную компетенцию необходимо: умение реализовать речевое намерение владение структурами на разных уровня языка и умение пользоваться ими в различных ситуациях общения. владение набором речеорганизующих формул необходимых для начала завершения поддержания общения и т. Одним из Принцип ситуативности: упражнения для учащихся имеют ситуативную основу и усиливают мотивы школьников говорить читать слушать или писать на иностранном языке. Для его реализации важно формировать у школьников... | |||
| 2766. | Параметры процедур и функций | 14.28 KB | |
| Исходные данные передаются в подпрограмму с помощью входных параметров а результаты работы подпрограммы возвращаются через выходные параметры. Входные параметры объявляются с помощью ключевого слова const; их значения не могут быть изменены внутри подпрограммы: function Minconst B: Integer: Integer; begin if B then Result:= else Result:= B; end; Для объявления выходных параметров служит ключевое слово out: procedure GetScreenResolutionout Width Height: Integer; begin Width:= GetScreenWidth; Height:= GetScreenHeight; end;... | |||